双天线GNSS/INS组合导航系统的定位方法和装置与流程

双天线gnss/ins组合导航系统的定位方法和装置
技术领域
1.本技术实施例涉及信息处理领域，尤指一种双天线gnss/ins组合导航系统的定位方法。


背景技术：

2.随着gnss(global navigation satellite system，全球卫星定位系统)的发展，已经形成了全球包括gps(global positioning system，全球定位系统)、格洛纳斯glonass、伽利略galelio和北斗bd的四大卫星导航系统，基于gnss的rtk(real-time kinematic，实时差分定位)技术的产品日趋成熟，广泛应用于测量测绘、精密导航等领。在同一个gnss定位板卡可以连接双天线，则可以测量双天线间向量的航向和俯仰角信息，为载体提供航向和俯仰角信息。gnss卫星系统具有长期稳定性，定位误差不随时间增加而发散，其不足之处在于gnss信号容易受观测环境的影响，在gnss卫星遮挡或者信号干扰时，gnss不能正常定位、测速和测姿。
3.ins(inertial navigation system，惯性导航系统)可以测量载体的位置、速度和姿态，其优点是具有良好的短期精度，不受外界环境影响，隐蔽性好，缺点是导航精度随着时间发散。将gnss/ins系统进行组合，取长补短，既可以保证短期精度，又有长期可用性，大大加大了系统的可用性和鲁棒性。
4.基于gnss/ins的组合导航系统，通常是gnss位置、速度与ins组合的松组合形式，或者基于gnss伪距、伪距率和ins组合的紧组合形式，这都是基于单天线gnss/ins组合的技术。对于双天线gnss和ins的组合，主要实现方式是利用双天线的航向辅助ins，以提升ins的航向精度，对于因而整个组合导航系统的融合性能有待进一步提升。


技术实现要素：

5.为了解决上述任一技术问题，本技术实施例提供了一种双天线gnss/ins组合导航方法和装置。
6.为了达到本技术实施例目的，本技术实施例提供了一种双天线gnss/ins组合导航系统的定位方法，包括：
7.在对ins进行初始化过程中，获取双天线gnss的航向角初始值；
8.确定以imu(inertial measurement unit，惯性导航单元)为中心o的imu坐标系中双天线矢量与imu坐标系的ox轴的夹角；
9.利用所述夹角修正双天线gnss的航向角初始值，得到ins的航向角初始值；
10.在利用ins的航向角初始值完成ins的初始化后，执行组合导航系统的定位操作。
11.一种存储介质，所述存储介质中存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被设置为运行时执行上文所述的方法。
12.一种电子装置，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为运行所述计算机程序以执行上文所述的方法。
13.一种双天线gnss/ins组合导航系统的定位装置，设置有上文所述的电子装置。
14.上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：
15.在对ins进行初始化过程中，获取双天线gnss的航向角初始值，确定以imu为中心o的imu坐标系中双天线矢量与imu坐标系的ox轴的夹角，利用所述夹角修正双天线gnss的航向角初始值，得到ins的航向角初始值，在利用ins的航向角初始值完成ins的初始化后，执行组合导航系统的定位操作，实现ins的航向角初始值的准确计算，提高ins的初始化精度。
16.本技术实施例的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本技术实施例而了解。本技术实施例的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
附图说明
17.附图用来提供对本技术实施例技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术实施例的实施例一起用于解释本技术实施例的技术方案，并不构成对本技术实施例技术方案的限制。
18.图1为本技术实施例提供的双天线gnss/ins组合导航系统的定位方法的流程图；
19.图2为本技术实施例提供的双天线gnss和ins的航向角的对比图；
20.图3为本技术实施例提供的双天线gnss/ins组合导航系统的定位方法的另一流程图。
具体实施方式
21.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本技术实施例的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术实施例中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
22.图1为本技术实施例提供的双天线gnss/ins组合导航系统的定位方法的流程图。如图1所示，包括：
23.步骤101、在对ins进行初始化过程中，获取双天线gnss的航向角初始值；
24.具体的，在载体静态时，gnss信号良好的情况下，完成初始化ins的pva(position、velocity、attitude，位置、速度和姿态)，其中ins的初始化位置来自主天线p的gnss位置，ins的速度信息初始化为零；根据加速度计的测量信息初始化得到姿态信息；具体参见计算表达式(1)：
[0025][0026][0027]
其中，θ为ins的俯仰角，γ为ins的横滚角，f
x
为加速度计的x轴测量值，fy为加速度计的y轴测量值，g为地球重力加速度。
[0028]
相关技术中，将双天线gnss的航向角ψ
dualant
作为ins初始化所使用的航向角。在实现本技术过程中，发现相关技术存在如下问题：
[0029]
图2为本技术实施例提供的双天线gnss和ins的航向角的对比图。如图2所示，双天
线gnss测向结果中航向为主天线p和从天线q连线构成的向量的航向，而ins的航向是imu前向轴的航向，二者由于安装结构不同，所指的航向角并不是同一个物理量，因而在双天线gnss和ins组合时，需要确定二者航向角的偏差值后，才能在gnss/ins组合时进行应用。
[0030]
步骤102、确定以imu为中心o的imu坐标系中双天线矢量与imu坐标系的ox轴的夹角，具体包括：
[0031]
步骤1021、确定以imu为中心的imu坐标系中主天线的坐标p和从天线的坐标q；
[0032]
具体的，建立frd/xyz坐标系b
imu
，双天线在车体上安装，令主天线为p，从天线为q，其结构如图1所示，在imu坐标系b
imu
中，主天线的坐标p为(x1,y1,z1)，从天线的坐标q为(x2,y2,z2)，其中p和q的坐标数值即可通过精密仪器测量，也可通过米尺测量，允许存在几个厘米的误差。
[0033]
步骤1022、计算基于imu坐标系下的双天线矢量；
[0034]
具体的，采用计算表达式(2)得到imu坐标系下的双天线矢量pqb：
[0035]
pqb＝q-p＝(x
2-x1,y
2-y1,z
2-z1)(2)
[0036]
步骤1023、计算双天线矢量pqb与imu的轴ox的夹角δψ；
[0037]
采用计算表达式(3)得到夹角δψ：
[0038][0039]
步骤103、利用所述夹角修正双天线gnss的航向角初始值，得到ins的航向角初始值；
[0040]
其中，ins的航向角ψ
ins
是通过计算表达式(4)得到的：
[0041]
ψ
ins
＝ψ
dualant
+δψ；(4)
[0042]
步骤104、在利用ins的航向角初始值完成ins的初始化后，执行组合导航系统的定位操作。
[0043]
在ins完成初始对准后，双天线gnss/ins组合导航系统可以正常工作，能够实时输出pva信息。
[0044]
本技术实施例提供的方法，在对ins进行初始化过程中，获取双天线gnss的航向角初始值，确定以imu为中心o的imu坐标系中双天线矢量与imu坐标系的ox轴的夹角，利用所述夹角修正双天线gnss的航向角初始值，得到ins的航向角初始值，在利用ins的航向角初始值完成ins的初始化后，执行组合导航系统的定位操作，实现ins的航向角初始值的准确计算，提高ins的初始化精度。
[0045]
下面对本技术实施例提供的方法进行说明：
[0046]
图3为本技术实施例提供的双天线gnss/ins组合导航系统的定位方法的另一流程图。如图3所示，包括：
[0047]
步骤301、对组合导航系统进行初始化；
[0048]
步骤302、以所述组合导航系统中误差参数为状态量x，构建所述组合导航系统的观测方程；
[0049]
步骤303、在所述组合导航系统的观测方程中状态量x处于收敛后，获取同一时刻ins与双天线gnss的姿态角，并根据ins与双天线gnss的姿态角，计算姿态角偏差值，其中所述姿态角包括航向角和俯仰角中至少一个；
[0050]
步骤304、根据双天线gnss是否能够正常工作，分为如下三种情况：
[0051]
步骤304a、如果双天线gnss正常工作，利用姿态角偏差值修正ins系统的姿态角，并利用修正后的ins系统的姿态角和双天线gnss的姿态角，进行组合导航系统的定位操作。
[0052]
步骤304b、如果双天线gnss不能正常工作，如果接收到输出双天线gnss当前姿态信息的请求时，获取当前时刻ins的姿态角；根据ins的姿态角和姿态角偏差值，计算双天线gnss的当前时刻姿态角，得到姿态角估计值；输出所述姿态角估计值。
[0053]
步骤304c、在双天线gnss失锁后，如果重新接收到gnss信号，根据ins的姿态角和姿态角偏差值，进行双天线gnss测姿计算，并利用计算结果和ins的姿态角进行组合导航系统的定位操作。
[0054]
本发明充分利用双天线gnss系统的测姿结果和ins的测姿结果进行组合，两个系统相互校正和补充，实时在线估计姿态角的偏差值，利用姿态角偏差值进行双天线姿态和ins姿态进行组合，使得在不同的时刻都能最大化的实现组合导航系统的最优性能，提升系统的可用性和鲁棒性，而且不用通过精密仪器进行提前标定，使用便捷，提升可用性和效率。
[0055]
下面对步骤302进行说明：
[0056]
利用gnss主天线p的信息，构建双天线gnss/ins组合解算滤波器，其状态量为其中δrn表示三维位置误差，δvn表示三维速度误差，表示三维姿态误差，表示三轴加表零偏，表示三轴陀螺零偏，共计15维。
[0057]
位置误差微分方程参见计算表达式(5):
[0058][0059]
速度误差微分方程参见计算表达式(6):
[0060][0061]
姿态误差微分方程参见计算表达式(7):
[0062][0063]
加速度表和陀螺零偏建模为一阶高斯马尔科夫过程参见计算表达式(8):
[0064][0065][0066]
其中τ
ba
、τ
bg
分别代表加表零偏和陀螺零偏的相关时间。
[0067]
将上式合并写为如计算表达式(9)格式：
[0068][0069]
对连续微分方程离散化，得到计算表达式(10)：
[0070]
x(k+1)＝(i+fδt)x(k)；(10)
[0071]
在计算表达式(10)中，(i+fδt)即是离散状态下的转移矩阵，根据卡尔曼滤波算法公式用来预测状态量和误差协方差阵。
[0072]
还可以将状态量扩维，添加上imu的刻度因子误差，状态量变成21维，即其中δsa是加表的三轴刻度因子误差，δsg是陀螺的三轴刻度因子误差，该误差建模为一阶高斯马尔科夫过程，其微分方程如计算表达式(11)：
[0073][0074][0075]
根据主天线p的gnss的定位结果或者伪距、载波、多普勒等观测量信息，构建gnss/ins组合滤波观测方程，采用松组合或者紧组合模式进行状态量x的估计和修正，提升ins各个状态的精度。
[0076]
下面对步骤303进行说明：
[0077]
由于外部输入的主天线的坐标p(x1,y1,z1)，从天线的坐标q(x2,y2,z2)可能存在误差，导致初始化所确定的姿态角不精确，需要根据实时的双天线姿态和ins姿态进行滤波估计，以得到精确的姿态角偏差值。
[0078]
在gnss信号良好和ins动态对准收敛后，获取同一时刻惯性导航系统ins与双天线全球定位系统gnss的姿态角，根据ins与双天线gnss的姿态角，计算姿态角偏差值，包括：
[0079]
获取第k时刻ins的航向角ψ
ins_k
和双天线gnss的航向角ψ
dualant_k
，并计算第k时刻航向角偏差实时值δψk；根据第k时刻航向角偏差实时值δψk以及第k-1时刻航向角偏差稳定值计算第k时刻航向角偏差稳定值具体参见计算表达式(13)：
[0080]
δψk＝ψ
ins-ψ
dualant
[0081][0082]
和/或，
[0083]
在k个时刻的每个时刻均执行如下操作，直到得到第k时刻俯仰角偏差稳定值作为所述航向角偏差值，包括：
[0084]
获取第k时刻ins的俯仰角θ
ins_k
和双天线俯仰角θ
dualant_k
，并计算第k时刻俯仰角偏差值δθk；根据第k时刻俯仰角偏差值δθk以及第k-1时刻俯仰角偏差稳定值计算第k时刻俯仰角偏差稳定值具体参见计算表达式(14)：
[0085]
δθk＝θ
ins_k-θ
dualant_k
[0086][0087]
其中，k＝1,2,3，
……
,k；k为正整数。
[0088]
下面对步骤304a进行说明：
[0089]
利用姿态角偏差值，修正ins的姿态角，包括：
[0090]
在得到航向角偏差值和俯仰角偏差值后，则可以将双天线gnss姿态角和ins姿态角进行组合，以提升ins姿态精度，构建如下观测方程如计算表达式(15)：
[0091][0092][0093]
其中n为所述状态量的总维度，其中，在所述状态量中航向角和俯仰角位于第n+1维和第n+2维，其中n为大于或等于2且小于或等于n-2的整数；
[0094]
以式(10)中的状态量为例，n的取值为7为例，
[0095]
利用式(15)的观测方程进行卡尔曼滤波测量更新，以提升ins的姿态精度。
[0096]
上述实现方式提供了利用双天线的航向辅助ins，以提升ins的航向精度的具体实现手段。
[0097]
下面对步骤304b进行说明：
[0098]
在双天线gnss处于失锁状态时，如果接收到输出双天线gnss当前姿态信息的请求时，获取当前时刻ins的姿态角；
[0099]
根据ins的姿态角和姿态角偏差值，计算双天线gnss的当前时刻姿态角，得到姿态角估计值；
[0100]
输出所述姿态角估计值。
[0101]
根据ins的姿态角和姿态角偏差值可以得到双天线的姿态角，具体参见计算表达式(16)：
[0102]
ψ
dualant
＝ψ
ins-δψ
[0103]
θ
dualant
＝θ
ins-δθ(16)
[0104]
由于双天线gnss和ins的姿态信息不是同一个物理量，用户如果需要ins的姿态信息，则可以将ins的结果输出，不受gnss信号遮挡、中断等环境的影响；如果用户需要双天线对应的姿态信息，则可以根据式(16)折算到双天线的姿态信息上，也能够连续稳定的输出用户需要的信息，不受gnss信号遮挡、中断等环境的影响，提升了系统的可用性和连续性；达到根据用户需求输出双天线gnss姿态或者ins的姿态信息，且连续平滑稳定。
[0105]
下面对步骤304c进行说明：
[0106]
在双天线gnss失锁后，如果重新接收到gnss信号，根据ins当前时刻的姿态角和姿态角偏差值，得到当前时刻双天线gnss的姿态信息，得到姿态角参考值；
[0107]
根据所述姿态角参考值以及预先存储的主从天线的距离l，得到本地北东地ned坐标系n下主从天线间的第一相对位置矢量；
[0108]
根据本地ned坐标系n到地心地固系e的转换矩阵将所述第一相对位置矢量转换为地心地固系e的第二相对位置矢量；
[0109]
利用所述第二相对位置矢量，在天线gnss的相对定位观测方程中，求解双天线
gnss的姿态信息。
[0110]
具体的，在gnss系统失锁后，如果再次捕捉到gnss信号后，利用ins的姿态辅助双天线姿态计算，包括：
[0111]
在gnss信号良好时，通过构建主从天线载波相位的双差观测方程，进行整周模糊度的搜索固定，进而确定主从天线的相对位置矢量[δxδyδz]，根据该矢量可以确定主从天线的距离l，为了增加距离的精度，可以通过对多个历元的距离l进行平滑滤波，不妨已求得双天线间的向量长度为l，其中
[0112]
由于过桥、树荫等造成gnss信号失锁后，如果重新捕捉到gnss信号，根据主从天线的gnss观测量进行载波相位的模糊度固定，计算双天线的航向和俯仰角，由于ins的姿态信息不受环境影响，短时间内精度较高，因而可以利用ins的姿态信息辅助双天线姿态信息的确定和计算。根据式(12)(14)，根据ins的姿态角和姿态角偏差值可以得到双天线的姿态角，具体参见计算表达式(16)：
[0113]
ψ
dualant
＝ψ
ins-δψ
[0114]
θ
dualant
＝θ
ins-δθ(16)
[0115]
在已知双天线间的向量长度为l时，可得在本地ned(northeastdown，北东地)坐标系下，主从天线间的第一相对位置矢量为：
[0116][0117]
在本地位置的经度为λ，纬度为l时，可得从本地ned坐标系n到地心地固系e的转换矩阵具体参见表达式(18)：
[0118][0119]
根据式(17)(18)，将主从天线间的第一相对位置矢量从n系转换到e系，则可得第二相对位置矢量：
[0120][0121]
上式中的左侧[δxδyδz]
t
即是双天线gnss进行相对定位侧向时的待求量，则可根据式(19)的观测量，加入到双天线gnss的相对定位观测方程中，可以加快整周模糊度的固定，加快双天线姿态信息的求解。
[0122]
可选的，所述利用所述第二相对位置矢量，在天线gnss的相对定位观测方程中，求解双天线gnss的姿态信息之后，所述方法还包括：
[0123]
判断求解得到的双天线gnss的姿态信息和所述姿态角参考值之间的差值是否满足预设的判断条件，得到判断结果；
[0124]
如果判断结果为不满足，则重新执行双天线gnss的测姿计算；
[0125]
如果判断结果为满足，则进行组合导航系统的定位操作。
[0126]
具体的，根据双天线gnss的观测量可以计算到航向角和俯仰角，也可以根据式(16)得到双天线的航向和俯仰角，将这两组数据进行比较，如果二者的误差小于一定门限，比如1deg，则双天线gnss的姿态角是正确的，如果超过一定门限，比如2deg，则双天线gnss的姿态角是错误的，将信息反馈给双天线gnss测姿算法模块，复位双天线测姿算法模块，重新进行双天线测姿的计算。通过这种相互校验检测的方法，能够及时修正错误的算法结果，提升系统的鲁棒性
[0127]
利用姿态角偏差值，进行双天线gnss测姿信息正确性检测。
[0128]
本技术实施例提供一种存储介质，所述存储介质中存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被设置为运行时执行上文任一项中所述的方法。
[0129]
本技术实施例提供一种电子装置，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为运行所述计算机程序以执行上文任一项中所述的方法。
[0130]
本技术实施例提供一种双天线gnss/ins组合导航系统的定位装置，设置有上文所述的电子装置。
[0131]
本领域普通技术人员可以理解，上文中所公开方法中的全部或某些步骤、系统、装置中的功能模块/单元可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。在硬件实施方式中，在以上描述中提及的功能模块/单元之间的划分不一定对应于物理组件的划分；例如，一个物理组件可以具有多个功能，或者一个功能或步骤可以由若干物理组件合作执行。某些组件或所有组件可以被实施为由处理器，如数字信号处理器或微处理器执行的软件，或者被实施为硬件，或者被实施为集成电路，如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读介质上，计算机可读介质可以包括计算机存储介质(或非暂时性介质)和通信介质(或暂时性介质)。如本领域普通技术人员公知的，术语计算机存储介质包括在用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据)的任何方法或技术中实施的易失性和非易失性、可移除和不可移除介质。计算机存储介质包括但不限于ram、rom、eeprom、闪存或其他存储器技术、cd-rom、数字多功能盘(dvd)或其他光盘存储、磁盒、磁带、磁盘存储或其他磁存储装置、或者可以用于存储期望的信息并且可以被计算机访问的任何其他的介质。此外，本领域普通技术人员公知的是，通信介质通常包含计算机可读指令、数据结构、程序模块或者诸如载波或其他传输机制之类的调制数据信号中的其他数据，并且可包括任何信息递送介质。