原子鐘、微慣性測(cè)量組合和導(dǎo)航系統(tǒng)的耦合方法及系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星 導(dǎo)航系統(tǒng)的耦合方法及系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 導(dǎo)航技術(shù)是軍民兩用的戰(zhàn)略性關(guān)鍵技術(shù)。常用的導(dǎo)航技術(shù)分別是基于無(wú)線電的全 球衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)和基于牛頓經(jīng)典力學(xué)的慣性導(dǎo)航技術(shù)。
[0003] GNSS(Global Navigation Satellite System，全球衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)）是應(yīng)用最廣泛 的導(dǎo)航定位技術(shù)，多個(gè)國(guó)家建立了GNSS系統(tǒng)，包括美國(guó)的GPS(Global PositioningSystem， 全球定位系統(tǒng)）、俄羅斯的GL0NASS(Global Navigation Satellite System，格洛納斯）、歐 盟的Galileo(伽利略）以及中國(guó)的北斗2號(hào)。然而，GNSS易受遮擋、干擾以及數(shù)據(jù)刷新率低。 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)建立在牛頓經(jīng)典力學(xué)定律的基礎(chǔ)之上，利用加速度計(jì)和陀螺儀通過(guò)坐標(biāo)變換 和積分算法確定載體的位置、速度和姿態(tài)。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)一旦獲取運(yùn)載體初始位置之后，不 需要從運(yùn)載體傳送信號(hào)或者接收信號(hào)，即可通過(guò)自身系統(tǒng)完成導(dǎo)航定位功能，具有非常優(yōu) 異的自主性和隱蔽性。MEMS(Micr〇-Electro_Mechanical System，微機(jī)電系統(tǒng))MIMU(Micro Inertial Measurement Uni ts，慣性測(cè)量組合）固結(jié)于載體，構(gòu)成SINS(Strap-down Inertial Navigation System，捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)），然而，SINS具有誤差積累的缺點(diǎn)。
[0004] 相關(guān)技術(shù)中，將GNSS和MMU組合起來(lái)，構(gòu)成組合導(dǎo)航系統(tǒng)是較為常見(jiàn)的做法。GNSS 與MMU組合導(dǎo)航繼承了GNSS無(wú)誤差積累的優(yōu)勢(shì)和MMU導(dǎo)航高刷新率、導(dǎo)航信息全的優(yōu)勢(shì)。 組合導(dǎo)航適用于飛機(jī)、艦船、車輛、導(dǎo)彈、炮彈等應(yīng)用。但是，該組合導(dǎo)航發(fā)揮作用，要求可見(jiàn) 衛(wèi)星數(shù)不得低于三顆，如果可見(jiàn)衛(wèi)星數(shù)低于三顆的情況下，組合導(dǎo)航則退化為慣性導(dǎo)航，即 GNSS信息不可用，由于過(guò)于依賴更多的可見(jiàn)衛(wèi)星，所以導(dǎo)致這種組合導(dǎo)航的可用性差，從而 降低導(dǎo)航系統(tǒng)的精確度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的旨在至少在一定程度上解決上述的技術(shù)問(wèn)題之一。
[0006] 為此，本發(fā)明的第一個(gè)目的在于提出一種芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星 導(dǎo)航系統(tǒng)的耦合方法，該方法通過(guò)將芯片級(jí)原子鐘耦合到傳統(tǒng)的組合導(dǎo)航系統(tǒng)中，實(shí)現(xiàn)了 在只要有可見(jiàn)衛(wèi)星的情況下，即可通過(guò)該組合導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行組合導(dǎo)航，不僅提高了時(shí)間信 息的準(zhǔn)確性，還大大改善了組合導(dǎo)航的可用性和精確度。
[0007] 本發(fā)明的第二個(gè)目的在于提出一種芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系 統(tǒng)的耦合系統(tǒng)。
[0008] 為達(dá)上述目的，本發(fā)明第一方面實(shí)施例提出了一種芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組 合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的耦合方法，該方法包括以下步驟:對(duì)所述芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組 合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行時(shí)空初始對(duì)準(zhǔn);開(kāi)始進(jìn)行導(dǎo)航循環(huán)，并分別獲取所述芯片級(jí)原子鐘、 微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)序列，并對(duì)所述微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的 數(shù)據(jù)序列進(jìn)行時(shí)間同步；獲取當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)，并判斷所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)是否 為0;如果所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)不為0,則以所述芯片級(jí)原子鐘提供精確時(shí)鐘為輔助，通 過(guò)所述微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)所提供的數(shù)據(jù)序列構(gòu)造耦合狀態(tài)方程;根據(jù)所述當(dāng) 前可見(jiàn)衛(wèi)星與接收機(jī)之間的距離和距離變化率誤差構(gòu)造耦合量測(cè)方程;對(duì)所述耦合狀態(tài)方 程和耦合量測(cè)方程進(jìn)行組合濾波，并修正所述微慣性測(cè)量組合的誤差。
[0009] 根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的耦合方 法，在時(shí)空初始對(duì)準(zhǔn)后，開(kāi)始進(jìn)行導(dǎo)航循環(huán)，并對(duì)微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)序 列進(jìn)行時(shí)間同步，之后，如果判斷獲取的當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)不為0,則以芯片級(jí)原子鐘提 供精確時(shí)鐘為輔助，構(gòu)造耦合狀態(tài)方程和耦合量測(cè)方程，并對(duì)耦合狀態(tài)方程和耦合量測(cè)方 程進(jìn)行組合濾波，最后修正微慣性測(cè)量組合的誤差。該方法通過(guò)將芯片級(jí)原子鐘耦合到傳 統(tǒng)的組合導(dǎo)航系統(tǒng)中，實(shí)現(xiàn)了在只要有可見(jiàn)衛(wèi)星的情況下，即可通過(guò)該組合導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行 組合導(dǎo)航，不僅提高了時(shí)間信息的準(zhǔn)確性，還大大改善了組合導(dǎo)航的可用性和精確度。
[0010] 在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，如果所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)為〇,則通過(guò)所述微慣性 測(cè)量組合進(jìn)行導(dǎo)航定位。
[0011] 在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述對(duì)所述芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo) 航系統(tǒng)進(jìn)行時(shí)空初始對(duì)準(zhǔn)，包括:通過(guò)所述衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行定位計(jì)算以獲取接收機(jī)鐘差 恢復(fù)出衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時(shí)，并根據(jù)所述衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時(shí)對(duì)所述芯片級(jí)原子鐘進(jìn)行時(shí)間初始對(duì) 準(zhǔn);控制所述衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)啟動(dòng)工作并進(jìn)行衛(wèi)星導(dǎo)航定位，得到所述衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)接收機(jī) 的經(jīng)度、煒度和高程，并將所述經(jīng)度、煒度和高程賦值給所述芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組 合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)耦合初始位置;通過(guò)所述微慣性測(cè)量組合測(cè)量俯仰角和滾轉(zhuǎn)角，并根據(jù) 預(yù)先輸入的偏航角、所述俯仰角和滾轉(zhuǎn)角對(duì)所述芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo) 航系統(tǒng)進(jìn)行姿態(tài)初始對(duì)準(zhǔn)。
[0012] 在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述對(duì)所述微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)序 列進(jìn)行時(shí)間同步，包括:利用所述微慣性測(cè)量組合的數(shù)據(jù)序列，采用線性插值外推方法估計(jì) 所述衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)當(dāng)前時(shí)刻的慣性導(dǎo)航信息。
[0013] 在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，以所述芯片級(jí)原子鐘提供精確時(shí)鐘為輔助，通過(guò)所述 微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)所提供的數(shù)據(jù)序列構(gòu)造耦合狀態(tài)方程，包括：以所述芯片 級(jí)原子鐘提供精確時(shí)鐘為輔助，選用狀態(tài)變量為X INS，并根據(jù)所述微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo) 航系統(tǒng)所提供的數(shù)據(jù)序列以及所述狀態(tài)變量構(gòu)造所述耦合狀態(tài)方程；其中，
[撒評(píng)Φ ▽ ε熱Fa ，其中， = 潦晶]為MEMS INS煒度、經(jīng) 度和高程誤差，δν=[δνΕ δνΝ δνυ]為所述MEMS INS東向、北向和天向速度誤差，Φ = [α β γ]為俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航姿態(tài)角誤差，V = Vj為所述MMU三軸加速度計(jì)零偏，ε =
[εχ εΥ εζ]為所述微慣性測(cè)量組合中三軸陀螺零偏，SSFa=RSFax SSFay SSFaz]為所述微慣 性測(cè)量組合中三軸加速度計(jì)的標(biāo)度因數(shù)誤差，SSFg= RSFgx SSFgy SSFgz]為所述微慣性測(cè) 量組合中三軸陀螺的標(biāo)度因數(shù)誤差。
[0014] 在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述根據(jù)所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星與接收機(jī)之間的距離誤差 和距離變化率誤差構(gòu)造耦合量測(cè)方程，包括:計(jì)算所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星與所述接收機(jī)之間的 距離誤差和距離變化率誤差;選用觀測(cè)變量Z，并根據(jù)所述觀測(cè)變量Z將所述距離誤差和距 離變化率進(jìn)行組合以構(gòu)造所述耦合量測(cè)方程;其中，
其中，Sp為所述當(dāng)前可見(jiàn) 衛(wèi)星與所述接收機(jī)之間的距離誤差構(gòu)造的矢量，^^為所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星與接收機(jī)之間的 距離變化率誤差構(gòu)造的矢量，N為可見(jiàn)衛(wèi)星的數(shù)目。
[0015] 為達(dá)上述目的，本發(fā)明第二方面實(shí)施例提出了一種芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組 合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的耦合系統(tǒng)，包括:初始對(duì)準(zhǔn)模塊，用于對(duì)所述芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè) 量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行時(shí)空初始對(duì)準(zhǔn);數(shù)據(jù)獲取模塊，用于開(kāi)始進(jìn)行導(dǎo)航循環(huán)，并分別 獲取所述芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)序列；時(shí)間同步模塊，用于 對(duì)所述微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)序列進(jìn)行時(shí)間同步;衛(wèi)星個(gè)數(shù)獲取模塊，用 于獲取當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù);判斷模塊，用于判斷所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)是否為〇;耦合 狀態(tài)方程構(gòu)造模塊，用于在所述判斷模塊判斷所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)不為〇時(shí)，以所述芯 片級(jí)原子鐘提供精確時(shí)鐘為輔助，通過(guò)所述微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)所提供的數(shù)據(jù) 序列構(gòu)造耦合狀態(tài)方程;耦合量測(cè)方程構(gòu)造模塊，用于根據(jù)所述當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星與接收機(jī)之 間的距離和距離變化率誤差構(gòu)造耦合量測(cè)方程;修正模塊，用于對(duì)所述耦合狀態(tài)方程和耦 合量測(cè)方程進(jìn)行組合濾波，并修正所述微慣性測(cè)量組合的誤差。
[0016] 根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的芯片級(jí)原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的耦合系 統(tǒng)，在初始對(duì)準(zhǔn)模塊進(jìn)行時(shí)空初始對(duì)準(zhǔn)后，數(shù)據(jù)獲取模塊開(kāi)始導(dǎo)航循環(huán)，并分別獲取芯片級(jí) 原子鐘、微慣性測(cè)量組合和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)序列，時(shí)間同步模塊對(duì)微慣性測(cè)量組合和 衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)序列進(jìn)行時(shí)間同步，在判斷模塊判斷當(dāng)前可見(jiàn)衛(wèi)星的個(gè)數(shù)不為〇時(shí)，耦 合狀態(tài)方程構(gòu)造模塊構(gòu)造耦合狀態(tài)方程，耦合量測(cè)方程構(gòu)