巡飞弹高精度组合导航方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种巡飞弹高精度组合导航方法。
【背景技术】
[0002] 巡飞弹是弹药技术与无人机技术相结合的产物，能在目标区上方巡逻飞行，可以 执行多种作战任务的弹药，是未来精确制导武器的一个发展方向。随着巡飞弹作战距离变 大、数量增多，对制导系统的精度和成本也提出了更高的要求。具有低成本、小体积、高过载 等优点的微机电系统（MEMS)与全球导航卫星系统（GNSS)组合，形成优势互补的导航系统， 能够以相对低廉的成本获得较高的导航精度，实现常规弹药制导化。
[0003] 现有的武器系统研究大都是采用精度较高的导航设备，且大部分是采用较为传统 的松组合（Loosely-coupled)方法实现，受限于组合导航的方法，很难实现低成本高精度 制导化。对于民用平台的自主导航方法已比较成熟，不少学者对此进行了相关论证和试验。 基于伪距的紧组合（Tightly-coupled)导航方法受观测噪声的影响，导航定位的精度相对 还是较低；基于载波相位的紧组合导航方法定位精度高，但是模糊度固定繁琐，实时性差， 很难满足连续、可靠和高精度的导航要求；目前，超紧组合（Ultra-tightly-coupled)导航 方法还局限于理论的技术研究，而距离工程上的应用还有一系列问题亟待解决。因此，研制 低成本、高精度、实时性强的巡飞弹导航系统技术非常关键。
【发明内容】
[0004] 针对巡飞弹导航系统对低成本、高精度和实时性的需求，本发明的目的是提供一 种巡飞弹高精度组合导航方法，适用于中短飞行时间巡飞弹的低成本、高精度测速和定位 的组合导航方法。
[0005] 本发明的技术解决方案是：
[0006] -种巡飞弹高精度组合导航方法，包括以下步骤：
[0007] S1、利用捷联惯导解算的信息进行捷联惯导位置增量的计算，将得到的位置增量 在卫星的视线方向进行投影，得到预测的载波相位时间差分观测量；
[0008] S2、利用导航卫星系统GNSS接收机解算得到载波相位时间-星间差分与捷联惯导 SINS预测的载波相位时间差分通过卡尔曼滤波器进行数据融合，得到组合导航估计后的误 差值；
[0009] S3、利用所得组合导航估计后的误差值，对捷联惯导SINS的组合导航解和惯性传 感器误差进行校正，得到下一历元的组合导航解。
[0010] 进一步地，步骤S2中，卡尔曼滤波器进行组合导航滤波算法，采用卡尔曼滤波模 型如下：
[0011] 状态方程为：+
[0012] 式（5)中，x(t)表示系统状态矢量，F(t)表示状态转移矩阵，G(t)表示噪声输入 矩阵，W(t)表示系统的过程噪声矢量；
[0013] 量测方程为：z(t) =H(t)x(t)+v(t) (20)
[0014] 式中，z(t)表示观测向量,H(t)表示观测矩阵，x(t)表示系统状态矢量，v(t)表示 观测噪声向量。
[0015] 进一步地，步骤S2中，卡尔曼滤波模型的量测方程具体为：
[0016]
[0017] 式（19)中，左边由SINS预测的载波相位时间差分和GNSS解算的载波相位时 间差分之间作差得到，右边X(tk)为系统方程中的系统状态，是卡尔曼滤波的待估计量。
[0018] 进一步地，卡尔曼滤波模型的量测方程是根据标量函数的扰动定律对卫星i和j 载波相位的双差观测方程的左右两边施加扰动得到的。
[0019] 进一步地，卫星i和j载波相位的双差观测方程是由e系下的卫星i和j载波相 位的双差观测方程投影到η系下得到的。
[0020] 进一步地，e系下的卫星i和j载波相位的双差观测方程是对载波相位的时间差 分测量值作星间差分得到的，e系下的卫星i和j载波相位的双差观测方程为：
[0021]
[0022] 式（12)即为时间-星间差的双差载波相位观测方程，其中左侧由前后历元的载波 相位观测值得到，右侧为待求估计参数和误差项。
[0023] 进一步地，e系下的卫星i和j载波相位的双差观测方程是对载波相位的时间差 分观测方程作星间差分得到的，载波相位的时间差分观测方程为：
[0024]
[0025] 式（11)中：
方程右侧有四 个未知量，位置增量Au= [δxu,kδyu,kδzu,k]和接收机钟差cdtu。
[0026] 进一步地，载波相位的时间差分观测方程是通过对载波相位的观测方程进行相邻 时刻的观测量的差得到的，载波相位的观测方程为：
[0028] 式（6)中，Φ为载波相位观测量，r为接收机到卫星的几何距离，I，T为电离层和 对流层误差，c为光速，4?和畋分别为接收机钟差和卫星钟差，λ为载波波长，N为模糊度， ε为观测噪声。
[0029] 进一步地，在解算过程中，对出现周跳的现象，作为粗差通过RA頂算法进行检测 和排除。
[0030] 本发明的有益效果是：该种巡飞弹高精度组合导航方法，利用载波相位的时 间-星间差分观测值建立观测模型，避免求解整周模糊度，降低了状态向量维数，减小系统 运算复杂度，从而达到低成本、高精度组合导航系统。该种巡飞弹高精度组合导航方法，在 中短时间内可以提供一个米级的定位精度和毫米每秒量级的速度精度。这种方法计算简 单，避免了解算模糊度，可以实现导航系统的实时性，实用性较强。
【附图说明】
[0031] 图1是本发明实施例巡飞弹高精度组合导航方法的说明示意图。
[0032] 图2是实施例中相邻历元卫星和天线的矢量关系的说明示意图。
[0033] 图3是巡飞弹蛇形巡飞路线的示意图。
[0034] 图4是伪距/捷联惯导紧组合导航算法（PR/SINS)的速度误差曲线示意图。
[0035] 图5是时间差分载波相位/捷联惯导紧组合导航算法（TDCP/SINS)的速度误差曲 线示意图。
[0036] 图6是伪距/捷联惯导紧组合导航算法（PR/SINS)和时间差分载波相位/捷联惯 导紧组合导航算法（TDCP/SINS)两种方法位置误差曲线比较的示意图。
[0037] 图7是载机在GoogleEarth中显示的平面运动轨迹图。
[0038] 图8是经炜高坐标下飞机飞行的三维飞行运动轨迹图。
[0039] 图9是东北天方向上的速度曲线图。
[0040] 图10是飞行过程中滚转角、俯仰角和航向角曲线示意图。
[0041] 图11是伪距/捷联惯导紧组合导航算法（PR/SINS)的位置误差曲线示意图。
[0042] 图12是时间差分载波相位/捷联惯导紧组合导航算法（TDCP/SINS)的位置误差 曲线示意图。
[0043] 图13是伪距/捷联惯导紧组合导航算法（PR/SINS)的速度误差曲线示意图。
[0044] 图14是时间差分载波相位/捷联惯导紧组合导航算法（TDCP/SINS)的速度误差 曲线示意图。
【具体实施方式】
[0045] 下面结合附图详细说明本发明的优选实施例。
[0046] 实施例
[0047] 实施例提出了一种时间-星间差分载波相位在GPS/SINS紧组合导航的应用方 法。首先给出了 15状态的GPS/SINS紧组合导航详细的动力学模型，然后推导了以载波相 位时间-星间双差观测量的观测数学模型，利用卡尔曼滤波器进行数据融合。并利用仿真 和机载实测数据验证了新算法的有效性。结果表明：与传统的伪距紧组合导航算法相比，时 间-星间差分载波相位方法可以为中短航时的巡飞弹导航系统提供一个米级的定位精度 和毫米/秒量级的速度精度。
[0048] -种巡飞弹高精度组合导航