一种基于惯性/双星间断伪距约束的定位方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于组合导航技术领域，涉及一种新的少可见星组合定位方法，在只有两 颗可见导航卫星的情况下可以获得稳定、可信的定位结果，且不受惯导既有位置误差的影 响。
【背景技术】
[0002] 目前适用于载体航行的导航系统有很多种，单个的导航系统一般都有其不足之 处，GNSS/INS (全球卫星导航系统/惯性导航系统）组合导航系统，克服了惯性导航系统误 差积累的缺点，以及卫星导航系统更新频率低，易受干扰的缺点，成为当今一种主流的导航 方式。
[0003] 然而在某些情况下，例如接收天线被遮挡或载体高动态机动、卫星导航信号被持 续干扰情况下，卫星导航性能大幅度降低甚至失效。当可见卫星数目少于四颗时，GNSS/INS 松组合定位精度将下降，当卫星信号中断无法提供定位信息时，松组合系统被破坏，整个导 航系统性能迅速降低。以伪距和伪距率为观测量的GNSS/INS紧组合导航系统，可以利用少 于四颗卫星信息进行组合，输出精度高于松组合的结果，具有一定的抗干扰能力。但是由于 系统观测量的缺失，紧组合导航系统定位误差仍然较大，甚至发散。在GNSS信号失效，只 有两颗星信号的时候，常规的GNSS/INS紧组合导航无法提供长时间的、准确的导航定位结 果。如何在卫星信号失效，可见卫星数目少于四颗时，提供稳定、可靠的导航定位结果具有 重要意义。
[0004] 在卫星信号失效的情况下，为提高系统的精度和鲁棒性，近年来学者们提出了多 种算法。解决观测量的不足，可以采用虚拟卫星法，该方法通过增加虚拟的卫星的数量，补 全观测，从而构造出新的观测量，提高系统稳定性和精度。将里程计和GPS伪距信息通过非 线性滤波模型进行融合的方法，和常规基于EKF的导航系统相比，在少可见星的情况下，其 精度有所提高。容积卡尔曼滤波导航系统在一定程度也可以提高卫星信号缺失情况下的导 航精度，提高系统适应复杂环境的能力。
【发明内容】
[0005] 在卫星信号恶劣，只有两颗可见卫星情况下，单一时刻的卫星信息很难准确地获 取载体的位置，常规卡尔曼滤波组合导航定位易发散且难以保证精度；若利用多个时刻的 卫星信息与惯导组合，则可以输出载体位置。本发明的目的在于克服现有GNSS/INS组合导 航技术在卫星信号失效时的缺不足，鉴于两颗可见卫星条件下，多个时刻间GNSS对载体绝 对位置的约束与INS对载体相对位置的约束，提供一种基于惯性/双星间断伪距约束的定 位方法。本发明方法充分利用不同时刻间的卫星、惯性信息，使用不连续的卫星信息，而且 对于时刻间隔大小没有固定要求，所以即使在卫星信号失效严重的情况下，只要GNSS提供 数个时刻的卫星位置与伪距，就可以用约束的方法定位，有效提高了组合导航系统的稳定 性与精度。
[0006] 本发明一种基于惯性/双星间断伪距约束的定位方法，通过下述步骤来完成：
[0007] 步骤一：选取4个以上具备两颗可见导航卫星信号的时刻点，时刻点间隔根据 载体运动速度确定，以第一个时刻为参考点，利用惯性导航系统（Inertial Navigation System，INS)计算每个时刻与参考点之间导航坐标系下的相对位移；
[0008] 步骤二：根据选取的每个时刻两颗卫星的位置、伪距信息，计算该时刻点载体位置 可行解轨道的参数，包括：轨道圆心、轨道半径、轨道平面法向量；
[0009] 步骤三：利用平面法向量，求出每个时刻由轨道坐标系到地心地固系的两次旋转 变换的旋转角度值；
[0010] 步骤四：依据每个时刻可行解轨道参数，通过坐标变换，将不同时刻导航坐标系下 可行解轨道统一到地心地固系下；
[0011] 步骤五：依据惯导输出高度或高度辅助测量以及可行解轨道参数方程确定参考点 时刻的初始搜索区间；
[0012] 步骤六：以各时刻间惯性导航系统获得的相对运动轨迹为约束，在初始搜索区间 进行快速搜索，根据搜索误差大小确定搜索结果，缩小搜索区间，反复搜索直至满足精度要 求，输出定位结果。
[0013] 本发明的优点在于：
[0014] (1)本发明方法充分利用不同时刻间的卫星、惯性信息，依据两者间的约束关系， 可以实现位置的单时刻输出或者连续输出，不受惯导既有位置误差的影响，提高了组合导 航系统在两颗可见卫星下的定位精度；
[0015] (2)本发明使用不连续的卫星信息，而且对于时刻间隔大小没有固定要求，所以即 使在卫星信号失效严重的情况下，只要GNSS提供数个时刻两颗卫星的位置与伪距，就可以 用约束的方法定位，具有良好的算法稳定性和系统鲁棒性；
[0016] (3)本发明在计算过程中并未产生复杂的矩阵运算，快速搜索的使用更能减少搜 索次数，避免不需要的计算，其计算量远小于常规紧组合算法，具有很好的实用性。
[0017] (4)本算法方法简单，易于操作。
【附图说明】
[0018] 图1为本发明方法流程图；
[0019] 图2为地心地固坐标系中两颗可见卫星和载体的空间位置关系图；
[0020] 图3为多时刻惯性/双星间断伪距约束定位方法示意图；
[0021] 图4a为本实例条件下，常规紧组合在两颗可见卫星下的炜度误差；
[0022] 图4b为本实例条件下，常规紧组合在两颗可见卫星下的经度误差。
【具体实施方式】
[0023] 下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
[0024]本实施例中载体的初始位置为东经110°、北炜30°、高度为1000m;载体在东向、 北向和天向的初始速度分别为0m/s、298m/ s、26m/s ;初始横滚角0°、俯仰角5°、航向角 0°。载体在运动过程中保持匀速直线飞行，其姿态角不变。惯性器件3个轴的误差特性一 致，陀螺仪零偏误差为1(° )/h，陀螺仪随机漂移为200 (° )/h;加速度计零偏误差为Img/ h，加速度计随机误差为20mg/h ;GPS伪距随机误差为10m。各个子系统和组合导航的解算 周期：飞行轨迹采样周期T = 0. 01s，捷联解算周期2T = 0. 02s，卫星位置和伪距周期100T =ls，常规紧组合导航周期100T = Is。伪距约束算法中初始搜索精度A。为500m。应用 本发明提供的一种基于惯性/双星间断伪距约束的定位方法，如图1所示流程图，通过下列 步骤实现约束定位：
[0025] 步骤一：选取具备两颗可见导航卫星信号的时刻点1^、1^、1^、1^，时刻点时间间隔根 据载体运动速度以及惯性导航系统的精度确定。以k时刻为参考点，利用辅助测量对INS 的初始速度与初始姿态进行校正，利用惯性导航系统计算每个时刻点与参考时刻点的位置 差向量。k、kp k2、k3时刻惯导系统输出的位置为P Ik、PIkl、PIk2、Plk3，则位置向量差^ :
[0026]
[0027] 步骤二：根据选取的每个时刻两颗卫星的位置、伪距信息，计算该时刻点载体位置 可行解轨道的参数，包括：轨道圆心、轨道半径、轨道平面法向量；
[0028] 如图2所示，卫星S1U1 yi Zl)、S2U2 y2 Z2)绕地球高速运行，卫星接收机可以获 取载体到卫星的伪距P2和卫星的位置信息。载体位置可行解轨道是分别以两颗卫星 为球心、以各自伪距为半径的两个空间球的相交点，方程表达式：
[0030] 故任意时刻，可以由两颗卫星的位置和伪距确定一个可行解轨道，该轨道曲线是 一个空间圆，令两颗卫星距离为d，轨道圆半径为r，圆心坐标C(x。y。z。），圆平面法向量为 其中 zn>〇,则：
[0032] 其中：p为中间变量，表示两颗卫星与载体构成的三角形的半周长。
[0033] 轨道圆心C位于S1S2连线上，令C到S 2距离为A，用卫星坐标表示圆心：
[0035] 步骤三：利用平面法向量，求出每个时刻由轨道坐标系到地心地固系的两次旋转 变换的旋转角度值：
[0037] 其中：it与0分别是由法向量确定的绕Z'轴的旋转角度和绕y'轴的旋转角 度。
[0038] 步骤四：依据每个时刻可行解轨道参数，通过坐标变换，将不同时刻导航坐标系下 可行解轨道统一到地心地固系下；
[0039] 如图3所示，Tk、&、&和&为不同时刻依据两颗可见卫星信息确定的载体位置 可行解轨道，在以可行解轨道圆心为原点，以法向量i为z'轴构成笛卡尔右手坐标系内解 的轨道参数方程：
[0040]
[0041] 其中为方程参数。经两次旋转坐标变化可以将位置解标准参数方程转化到地 心地固坐标系下参数方程：
[0043] 其中心与C 2是两次旋转变换对应的坐标变换矩阵。
[004