惯导技术辅助的高精度GNSS动态倾斜测量系统及方法与流程

本发明属于卫星导航定位技术领域，具体涉及一种惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量系统及方法。

背景技术：

全球导航卫星系统(gnss)是能在地球表面或近地空间的任何地点为用户提供全天候的3维坐标和速度以及时间信息的空基无线电导航定位系统。gnss技术目前已基本取代了地基无线电导航、传统大地测量和天文测量导航定位技术，并推动了大地测量与导航定位领域的全新发展。

目前用gnss做高精度测量时，需要将gnss设备垂直放置于测量点位置上方，设备均需调整到水平，这就需要对中。由于受到地磁和周边环境的影响，采集的数据存在不稳定性，同时由于校准时需要繁杂的操作步骤，容易导致业务人员校准失败，当需要大量多点测量时，这种方式严重影响测量效率，甚至有的需要倾斜测量的点无法直接测量，只能间接测量，需要辅助手段将间接测量值转换到测量点。这就导致了对测量人员要有一定技术要求，并给测量人员带来大量额外工作，测量人员也容易出现人为误差导致测量精度出现问题甚至错误。

技术实现要素：

本发明提出一种惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量系统及方法，用于解决现有gnss测量中需要对中给测量人员带来的不便以及测量效率低下、测量误差大的问题。

本发明第一方面，提供一种惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量系统，所述系统包括gnss板卡和惯导模块，所述惯导模块包括处理器、以及分别与所述处理器通信连接的角速度传感器、加速度传感器、pps脉冲时钟；

所述gnss板卡用于测量观测点的定位信息，并将所述观测点的定位信息发送至所述惯导模块的处理器；

所述pps脉冲时钟将所述角速度传感器、加速度传感和所述gnss板卡的数据通过脉冲信号校准，实现数据时间上的同步；

所述处理器根据角速度传感器测量值、加速度传感器测量值计算得到观测点的位置、姿态、速度信息；建立惯性导航与gnss定位组合的状态方程，利用卡尔曼滤波估计角速度传感器、加速度传感器的误差并实时的进行误差补偿，得到修正后的姿态角；根据所述观测点的定位信息、修正后的姿态角、所述观测点和测量点之间的直杆长度计算出测量点的位置。

可选的，所述计算观测点的姿态信息具体包括：

设已知的初始位置向量信息：纬度经度λ，高度h；初始姿态角信息：航向角ψ，俯仰角θ，横滚角φ；初始速度：vⁿ；根据所述初始姿态角信息得到初始姿态矩阵

其中rx，ry，rz分别为绕x，y，z轴的单位旋转矩阵；

设角速度传感器测量值为加速度传感器测量值为和分别表示载体坐标系相对于惯性坐标系的角增量和速度增量，则载体坐标系相对于导航坐标系的角增量为：

其中，为的转置，为地球自转角速率在导航坐标系的投影，为载体运动引起的导航坐标系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk是时间间隔(tk,tk+1)的增量，k为正整数；由上述公式计算出角增量表示的四元数更新方程：

其中，qk为tk时刻的四元数，qk+1为tk+1时刻的四元数；

令qk+1＝[q1,q2,q3,q4]^t,将tk+1时刻的四元数qk+1转换为tk+1时刻的姿态矩阵将tk+1时刻的姿态矩阵转换成tk+1时刻的姿态角，获得tk+1时刻观测点的姿态信息，即航向角ψk+1，俯仰角θk+1，横滚角φk+1：

φk+1＝arctan2(c32,c33)

ψk+1＝arctan2(c21,c11)

其中cij代表所述姿态矩阵的第(i,j)个元素，i＝1,2,3,j＝1,2,3。

可选的，所述计算观测点的速度信息具体为：

将加速度传感器测得的载体坐标系下的速度增量转换为导航坐标系下的速度增量

则经有害加速度改正后的速度增量为δvⁿ：

其中γⁿ＝(00γ)^t，γ为在纬度和大地高度h下的重力；为地球自转角速率在导航系的投影，为载体运动引起的导航系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk，vⁿ为初始速度向量信息；

已知所述观测点初始速度为vⁿ，所述观测点的速度信息更新公式为：：

其中为tk时刻的速度，为tk+1时刻的速度，为tk+1时刻速度增量。

可选的，所述计算观测点的位置信息具体包括：

已知初始的位置矢量为所述观测点的位置信息更新公式为：

其中为tk+1时刻的位置矢量，为tk时刻的位置矢量，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径，分别为所述观测点在tk时刻、tk+1时刻的速度信息，δt＝tk+1-tk，根据所述观测点的位置信息更新公式得到观测点的位置信息pins。

可选的，所述惯性导航与gnss定位组合的状态方程为：

其中，误差状态向量xk-1、xk分别为tk-1时刻、tk时刻的误差状态向量；所述误差状态向量中，φ为姿态角误差矢量，δvⁿ是速度误差矢量，δp是位置误差矢量，ε^b角速度传感器测量零漂，为加速度传感器测量零偏；f为tk-1时刻到tk时刻的状态转移矩阵，i为单位矩阵，hk为tk时刻的观测系数矩阵，δt＝tk-tk-1；zk为观测量，pins为根据角速度传感器测量值、加速度传感器测量值计算得到观测点的位置，pgnss为gnss板卡测量到的观测点定位信息，vk为量测噪声。

可选的，所述测量点的位置pr计算方法为：

其中，为为纬度，h为高度，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径；pgnss为gnss测量到的观测点定位信息，为根据所述卡尔曼滤波估计得到的所述修正后的姿态角转换成的方向余弦阵，δl＝[0,0,-l]，l为观测点与测量点之间的直杆长度。

本发明第二方面，提出一种惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量方法，所述方法包括：

s1、通过gnss测量观测点定位信息，并进行pps脉冲时钟校准；

s2、通过角速度传感器测量值、加速度传感器测量值计算观测点的位置、姿态、速度信息；

s3、建立惯性导航与gnss定位组合的状态方程，利用卡尔曼滤波估计角速度传感器、加速度传感器的误差并实时的进行误差补偿，得到修正后的姿态角信息；

s4、根据所述观测点的定位信息、卡尔曼滤波估计得到的观测点修正后的姿态角信息、所述观测点和测量点之间的直杆长度计算出测量点的位置。

可选的，所述步骤s2具体为：

s21、计算所述观测点的姿态信息

设获取到的观测点的初始定位信息为：初始位置向量信息：纬度经度λ，高度h；初始姿态角信息：航向角ψ，俯仰角θ，横滚角φ；初始速度：vⁿ；根据所述初始姿态角信息得到初始姿态矩阵

其中rx，ry，rz分别为绕x，y，z轴的单位旋转矩阵；

设角速度传感器测量值为加速度传感器测量值为和分别表示载体坐标系相对于惯性坐标系的角增量和速度增量，则载体坐标系相对于导航坐标系的角增量为：

其中，为的转置，为地球自转角速率在导航坐标系的投影，为载体运动引起的导航坐标系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk是时间间隔(tk,tk+1)的增量，由此计算出旋转角增量表示的四元数更新方程：

其中，qk为tk时刻的四元数，qk+1为tk+1时刻的四元数；令qk+1＝[q1,q2,q3,q4]^t,将tk+1时刻的四元数qk+1转换为tk+1时刻的姿态矩阵然后将tk+1时刻的姿态矩阵转换成tk+1时刻的姿态角，获得tk+1时刻观测点的姿态信息，即航向角ψk+1，俯仰角θk+1，横滚角φk+1：

φk+1＝arctan2(c32,c33)

ψk+1＝arctan2(c21,c11)

其中cij代表姿态矩阵的第(i，j)个元素，i＝1,2,3,j＝1,2,3；

s22、计算观测点的速度信息

将加速度传感器测得的载体坐标系下的速度增量转换为导航坐标系下的速度增量

则经有害加速度改正后的速度增量为δvⁿ：

其中γⁿ＝(00γ)^t，γ为在纬度和大地高度h下的重力；为地球自转角速率在导航系的投影，为载体运动引起的导航系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk，vⁿ为初始速度向量信息；

已知所述观测点初始速度为vⁿ，所述观测点的速度信息更新公式为：

其中为tk时刻的速度，为tk+1时刻的速度，为tk+1时刻速度增量；

s23、计算观测点的位置信息

已知初始的位置矢量为所述观测点的位置信息更新公式为：

其中为tk+1时刻的位置矢量，为tk时刻的位置矢量，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径，分别为所述观测点在tk时刻、tk+1时刻的速度信息，δt＝tk+1-tk。

可选的，所述步骤s3中，所述状态方程为：

其中，误差状态向量xk-1、xk分别为tk-1时刻、tk时刻的误差状态向量；所述误差状态向量中，φ为姿态角误差矢量，δvⁿ是速度误差矢量，δp是位置误差矢量，ε^b角速度传感器测量零漂，为加速度传感器测量零偏；f为tk-1时刻到tk时刻的状态转移矩阵，i为单位矩阵，hk为tk时刻的观测系数矩阵，δt＝tk-tk-1；zk为观测量，pins为根据所述观测点的位置信息更新公式得到的观测点的位置，pgnss为gnss板卡测量到的观测点定位信息，vk为量测噪声。

可选的，所述测量点的位置pr计算方法为：

pr＝pgnss-mpvcⁿδl

其中，为纬度，h为高度，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径；pgnss为gnss测量到的观测点定位信息，为根据所述卡尔曼滤波估计得到的所述修正后的姿态角转换成的方向余弦阵，δl＝[0,0,-l]，l为观测点与测量点之间的直杆长度。

本发明惯性导航技术和gnss定位技术为基础，提出了惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量系统和方法，实现测量的倾斜改正，对测量设备不再要求严格的对中，测量人员无需严格保持设备水平即可进行数据采集，系统会自动修正坐标值，从而降低了对测量人员的要求、降低了人为误差，提高了测量的效率，增加了数据可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对本发明技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的系统结构示意图；

图2为本发明实施例提供的系统中处理器的处理流程示意图；

图3为本发明实施例提供的方法流程示意图。

具体实施方式

本发明提出一种惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量系统和方法，对测量设备不再要求严格的对中，系统会自动修正坐标值，实现倾斜状态下的高精度测量，从而降低了对测量人员的要求、降低人为误差，提高测量的效率。

为使得本发明的发明目的、特征、优点能够更加的明显和易懂，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，下面所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而非全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

请参见图1，本发明提出一种惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量系统，所述系统包括gnss板卡110和惯导模块120，所述惯导模块120包括处理器1201、以及分别与所述处理器通信连接的角速度传感器1203、加速度传感器1204、pps脉冲时钟1202；

gnss板卡110通过串口与处理器1201通信，pps脉冲时钟1202通过i/o口与处理器时钟同步，所述角速度传感器1203、加速度传感器1204构成惯性测量单元imu，均通过12c总线与处理器1201通信；在惯性导航系统中，惯性测量单元可通过载体运动角速度和加速度，经过积分运算获得载体姿态、速度和位置，从而实现导航定位。

所述gnss板卡110用于测量观测点的定位信息，并将所述观测点的定位信息发送至所述惯导模块的处理器1201；本发明所述观测点即为gnss设备的天线相位中心，gnss设备直杆底部即为测量点，可认为观测点和测量点之间通过固定长度的直杆刚体连接。

所述pps脉冲时钟1202将所述角速度传感器1203、加速度传感器1204和所述gnss板卡110的数据通过脉冲信号校准，实现数据时间上的同步；

所述处理器根据角速度传感器1203测量值、加速度传感器1204测量值计算得到观测点的位置、姿态、速度信息；建立惯性导航与gnss定位组合的状态方程，利用卡尔曼滤波估计角速度传感器1203、加速度传感器1204的误差并实时的进行误差补偿，得到修正后的姿态角；根据所述观测点的定位信息、修正后的姿态角、所述观测点和测量点之间的直杆长度计算出测量点的位置。

在上述系统中，所述计算观测点的姿态信息具体过程包括：

设已知的初始位置信息：纬度经度λ，高度h；初始姿态角信息：航向角ψ，俯仰角θ，横滚角φ；初始速度：vⁿ；根据所述初始姿态角信息得到初始姿态矩阵

其中rx，ry，rz分别为绕x，y，z轴的单位旋转矩阵；

载体坐标系是与载体固连的动坐标系，其原点取在载体质心，并构成右手坐标系。设角速度传感器测量值为加速度传感器测量值为传感器测量值均为经过误差补偿后的值，和分别表示载体坐标系相对于惯性坐标系的角增量和速度增量，则载体坐标系相对于导航坐标系的角增量为：

其中，为的转置，为地球自转角速率在导航坐标系的投影，为载体运动引起的导航坐标系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk是时间间隔(tk,tk+1)的增量，k为正整数；由上述公式(2)计算出角增量表示的四元数更新方程：

其中，qk为tk时刻的四元数，qk+1为tk+1时刻的四元数；

令qk+1＝[q1,q2,q3,q4]^t,将tk+1时刻的四元数qk+1转换为tk+1时刻的姿态矩阵

将tk+1时刻的姿态矩阵转换成tk+1时刻的姿态角，获得tk+1时刻观测点的姿态信息，即航向角ψk+1，俯仰角θk+1，横滚角φk+1：

φk+1＝arctan2(c32,c33)

ψk+1＝arctan2(c21,c11)(5)

其中cij代表所述姿态矩阵的第(i,j)个元素，i＝1,2,3,j＝1,2,3。

在上述系统中，所述计算观测点的速度信息具体过程为：

将加速度传感器测得的载体坐标系下的速度增量转换为导航坐标系下的速度增量

则经有害加速度改正后的速度增量为δvⁿ：

其中γⁿ＝(00γ)^t，γ为在纬度和大地高度h下的重力：

其中各参数a1＝9.7803267715，a4＝-0.0000030876910891，a2＝0.0052790414，a5＝0.0000000043977311，a3＝0.0000232718，a6＝0.0000000000007211；为地球自转角速率在导航系的投影，为载体运动引起的导航系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk，vⁿ为初始速度向量信息；为有害加速度。

已知所述观测点初始速度为vⁿ，所述观测点的速度信息更新公式为：

其中为tk时刻的速度，为tk+1时刻的速度，为tk+1时刻速度增量。

在上述系统中，所述计算观测点的位置信息具体过程包括：

已知初始的位置矢量为所述观测点的位置信息更新公式为：

其中为tk+1时刻的位置矢量，为tk时刻的位置矢量，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径，分别为所述观测点在tk时刻、tk+1时刻的速度信息，δt＝tk+1-tk。通过所述观测点的位置信息更新公式(9)即可获得观测点位置信息pins。

在上述系统中，所述惯性导航与gnss定位组合的状态方程为：

其中，误差状态向量xk-1、xk分别为tk-1时刻、tk时刻的误差状态向量；所述误差状态向量中，φ为姿态角误差矢量，δvⁿ是速度误差矢量，δp是位置误差矢量，ε^b角速度传感器测量零漂，为加速度传感器测量零偏；f为tk-1时刻到tk时刻的状态转移矩阵，i为单位矩阵，hk为tk时刻的观测系数矩阵，δt＝tk-tk-1；zk为观测量，pins为根据所述观测点的位置信息更新公式(9)得到的观测点的位置，pgnss为gnss板卡测量到的观测点定位信息，vk为量测噪声。

由于惯性导航的定位误差随时间积累，但是gnss的rtk定位具有精度高，误差不随时间积累的特性。卡尔曼滤波不仅可以估计状态误差，还可以将传感器误差写入状态方程，本发明考虑卫星天线与惯导imu中心臂杆误差的影响，利用卡尔曼滤波进行惯性/卫星组合，将惯导误差写入状态方程，以惯性导航技术计算得到的位置pins和gnss测量位置pgnss之差作为观测量，可以很好的估计惯性器件的误差并实时的进行补偿，得到更精确的姿态角。

最后利用gnss测量到的观测点定位信息pgnss、修正后的姿态角和直杆长度计算测量点的位置，所述测量点的位置pr计算方法为：

其中，为为观测点纬度，h为高度，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径；pgnss为gnss测量到的观测点定位信息，为根据所述卡尔曼滤波估计得到的所述修正后的姿态角转换成的方向余弦阵，δl＝[0,0,-l]，l为观测点与测量点之间的直杆长度。

计算得到的测量点位置即为经过倾斜修正后的坐标值，处理器将修正后的坐标值输出，即完成了动态倾斜测量。

请参见图2，图2为图1所述系统中处理器的处理流程示意图；角速度和加速度传感器带宽为50hz，pps脉冲时钟频率为1hz，gnss板卡定位频率为1hz，处理器首先进行pps脉冲时钟校准，根据角速度和加速度传感器测量值、gnss板卡定位信息结合惯性导航技术计算观测点的位置、姿态、速度并通过卡尔曼滤波进一步修正姿态角，然后根据gnss定位信息、修正后的姿态角以及观测点和测量点之间的杆长实时计算并修正测量点位置，实现动态倾斜测量。

请参见图3，本发明在图1所述系统的基础上提出一种惯导技术辅助的高精度gnss动态倾斜测量方法，所述方法包括：

s1、通过gnss测量观测点定位信息，并进行pps脉冲时钟校准；

s2、通过角速度传感器测量值、加速度传感器测量值计算观测点的位置、姿态、速度信息；所述步骤s2具体为：

s21、计算所述观测点的姿态信息

设获取到的观测点的初始定位信息为：初始位置向量信息：纬度经度λ，高度h；初始姿态角信息：航向角ψ，俯仰角θ，横滚角φ；初始速度：vⁿ；根据所述初始姿态角信息得到初始姿态矩阵

其中rx，ry，rz分别为绕x，y，z轴的单位旋转矩阵；

设角速度传感器测量值为加速度传感器测量值为和分别表示载体坐标系相对于惯性坐标系的角增量和速度增量，则载体坐标系相对于导航坐标系的角增量为：

其中，为的转置，为地球自转角速率在导航坐标系的投影，为载体运动引起的导航坐标系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk是时间间隔(tk,tk+1)的增量，由此计算出旋转角增量表示的四元数更新方程：

其中，qk为tk时刻的四元数，qk+1为tk+1时刻的四元数；令qk+1＝[q1,q2,q3,q4]^t,将tk+1时刻的四元数qk+1转换为tk+1时刻的姿态矩阵然后将tk+1时刻的姿态矩阵转换成tk+1时刻的姿态角，获得tk+1时刻观测点的姿态信息，即航向角ψk+1，俯仰角θk+1，横滚角φk+1：

φk+1＝arctan2(c32,c33)

ψk+1＝arctan2(c21,c11)

其中cij代表姿态矩阵的第(i，j)个元素，i＝1,2,3,j＝1,2,3；

s22、计算观测点的速度信息

将加速度传感器测得的载体坐标系下的速度增量转换为导航坐标系下的速度增量

则经有害加速度改正后的速度增量为δvⁿ：

其中γⁿ＝(00γ)^t，γ为在纬度和大地高度h下的重力；为地球自转角速率在导航系的投影，为载体运动引起的导航系相对于地球旋转角速度，δt＝tk+1-tk，vⁿ为初始速度向量信息；

已知所述观测点初始速度为vⁿ，所述观测点的速度信息更新公式为：

其中为tk时刻的速度，为tk+1时刻的速度，为tk+1时刻速度增量；

s23、计算观测点的位置信息

已知初始的位置矢量为所述观测点的位置信息更新公式为：

其中为tk+1时刻的位置矢量，为tk时刻的位置矢量，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径，分别为所述观测点在tk时刻、tk+1时刻的速度信息，δt＝tk+1-tk。

s3、建立惯性导航与gnss定位组合的状态方程，利用卡尔曼滤波估计角速度传感器、加速度传感器的误差并实时的进行误差补偿，得到修正后的姿态角信息；所述步骤s3中，所述状态方程为：

其中，误差状态向量x＝[φ^t(δvⁿ)^t(δp)^t(ε^b)^t(▽^b)^t]，xk-1、xk分别为tk-1时刻、tk时刻的误差状态向量；所述误差状态向量中，φ为姿态角误差矢量，δvⁿ是速度误差矢量，δp是位置误差矢量，ε^b角速度传感器测量零漂，为加速度传感器测量零偏；f为tk-1时刻到tk时刻的状态转移矩阵，i为单位矩阵，hk为tk时刻的观测系数矩阵，δt＝tk-tk-1；zk为观测量，pins为根据角速度传感器测量值、加速度传感器测量值计算得到观测点的位置，pgnss为gnss板卡测量到的观测点定位信息，vk为量测噪声。

s4、根据所述观测点的定位信息、卡尔曼滤波估计得到的观测点修正后的姿态角信息、所述观测点和测量点之间的直杆长度计算出测量点的位置。

最后计算测量点的位置，所述测量点的位置pr计算方法为：

其中，为纬度，h为高度，m为子午圈曲率半径，n为卯酉圈曲率半径；pgnss为gnss测量到的观测点定位信息，为根据所述卡尔曼滤波估计得到的所述修正后的姿态角转换成的方向余弦阵，δl＝[0,0,-l]，l为观测点与测量点之间的直杆长度。

本发明以惯性导航技术和gnss定位技术为基础，先通过gnss定位技术获得观测点的定位信息，通过惯性导航技术获得观测点的速度、姿态(航向、俯仰、横滚)和位置等信息，利用卡尔曼滤波进行惯导/gnss组合，得到精确的姿态信息，利用观测点的定位信息和姿态角信息计算出测量点位置信息，实现测量的倾斜改正。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。说明书中其他为详述的部分均为为本领域公知常识。

以上所述，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。