CN106767787A

CN106767787A - 一种紧耦合gnss/ins组合导航装置

Info

Publication number: CN106767787A
Application number: CN201611246777.1A
Authority: CN
Inventors: 刘肖姬
Original assignee: Beijing Microelectronic Technology Institute; Mxtronics Corp
Current assignee: Beijing Microelectronic Technology Institute; Mxtronics Corp
Priority date: 2016-12-29
Filing date: 2016-12-29
Publication date: 2017-05-31

Abstract

本发明公开了一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置。该组合导航装置利用紧耦合方法将低精度的惯性器件INS与全球导航***GNSS组合起来，弥补了低成本、低精度惯性器件随时间累计误差增大的缺陷，同时保证了在全球导航***(GNSS)信号被遮挡区域的定位稳定性。本装置主要通过消除低精度惯性器件误差，调平法结合单天线测姿进行初始对准，紧组合滤波技术及位置误差建模技术，通过将单天线测姿法解算的姿态角定时反馈给惯性***保证其姿态精度，从而实现低精度惯性器件的高性能组合导航，本装置有效解决了惯性导航姿态角初始对准和复杂环境下的组合滤波，同时保证了计算的精度和定位的稳定性，拓展了抗高过载***的应用了领域，实现低成本、高性能的组合导航。

Description

一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置

技术领域

本发明涉及一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，属于导航领域。

背景技术

任何一种导航设备的性能和应用范围都有一定的局限性，不可能完全满足现代导航要求。将INS惯性导航与GNSS卫星导航构成的组合导航***，可实现二者的优势互补。利用GNSS的长期稳定性与高精度弥补INS误差随时间积累的缺点。同时，可利用INS的短期高精度弥补GNSS***易受干扰、信号易失锁等缺点。组合后的导航***可以实现较高精度、长期可靠地导航定位，又具有成本低、体积小等特点，满足了一些应用领域如无人机自动导航驾驶、飞行器导航及航弹等对导航***提出的要求，在这些领域具有广泛的应用前景。

目前，用到的主要组合方式有松耦合、紧耦合和超紧耦合。紧耦合主要是基于伪距和伪距率的滤波。根据GNSS接收机收到的星历信息和INS输出的位置和速度，计算得到相应于INS位置的伪距、伪距率，将其与GNSS接收机测量得到的伪距和伪距率相比较，它们的差值作为组合***的观测量。通过扩展卡尔曼(EKF)滤波对INS的误差和GNSS接收机的误差进行最优估计，然后对INS进行输出或者反馈校正。紧耦合相对于松耦合来说，主要优点是不存在滤波级联，且解算采用原始信息，伪距、伪距率误差不相关，定位精度高于松组合，并且在卫星数小于4颗时，仍能实现定位。紧耦合相对于超紧耦合来说，结构更加简单，实现起来容易。

随着导航***的飞速发展，惯性导航可以在多种场合为载体提供实时姿态信息，但是由于低成本、低精度的器件在保证了姿态可靠性的同时没法保证其精度，因此研究低精度INS模块和卫星导航接收机，开发出高性能的组合导航装置，实现低成本、高性能组合导航***的产品化，拓展低成本、低精度惯性器件的应用领域。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种紧耦合低成本惯性器件(INS)的组合导航装置，融合了多个导航***，得到了适合于低成本、低精度惯性器件的高精度、高可靠性的组合***。

本发明的技术解决方案是：一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，其特征在于包括：惯性器件、预处理模块、卫星导航模块、捷联解算模块、紧组合滤波模块、单天线测姿模块；其中：

惯性器件，用于测量东、北、天三轴角速率和三轴加速度，输出到预处理模块；

预处理模块，接收惯性器件输出的三轴角速度和三轴加速度信息，消除其中包含的确定性漂移和随机漂移误差，之后，将处理后的三轴角速度和三轴加速度发送到捷联解算模块；

卫星导航模块，接收导航卫星信号，解析卫星星历信息，进行定位解算，得到位置、速度信息、接收机的钟差和钟漂，卫星的伪距和伪距率信息，将卫星星历信息、接收机的钟差和钟漂、卫星的伪距和伪距率信息发送至紧组合滤波模块；

捷联解算模块，接收预处理模块发送的三轴角速度和加速度，静态时，采用调平法计算得到俯仰角和横滚角，采用预设的初始航向角和调平法求得的俯仰角、横滚角，完成初始对准，得到初始姿态矩阵；动态时，按照预定的周期接收单天线测姿模块发送的俯仰角和横滚角、航向角，调整姿态矩阵；之后，根据三轴角速度、加速度和姿态矩阵，采用捷联解算方法，解算出组合导航装置的位置、速度、姿态；同时，接收紧组合滤波模块发送的位置、速度、姿态误差修正量对解算结果进行修正，输出精确的位置、速度和姿态信息，同时将速度信息发送至单天线测姿模块；

紧组合滤波模块，根据卫星导航模块发送的星历信息，计算卫星的位置、速度和捷联解算模块输出的位置、速度信息，计算得到卫星到组合导航装置的伪距和伪距率，将其与卫星导航模块测量得到的卫星到组合导航装置的伪距、伪距率作差，所述差值作为紧组合滤波观测量，采用扩展卡尔曼滤波方法计算得到位置、速度、姿态误差修正量，发送给捷联解算模块；

单天线测姿模块，接收捷联解算模块输出的速度信息，进行单天线测姿，得到航向角、俯仰角、横滚角按照一定周期发送至捷联解算模块。

所述卫星导航模块首次定位之后，将位置、速度信息发送至惯性器件，用于惯性器件初始化。

组合导航装置还包括惯导误差模拟模块，所述惯导误差模拟模块获取卫星导航模块发送的位置、速度信息和捷联解算模块发送的位置、速度信息，建立惯导误差模型，模拟位置、速度误差修正量，当卫星导航模块输出的数据不可用时，捷联解算模块采用所述惯导误差模型计算的结果，对解算结果进行修正，得到精确的位置、速度信息。

所述惯导误差模拟模块采用卫星导航信号可用时间段内30s的组合定位数据进行二项式拟合方法建立误差模型。

所述惯性器件包括陀螺仪和加速度计，陀螺仪用来测量得到三轴角速度；加速度计用来测量得到三轴加速度。

所述预处理模块的具体实现为：对陀螺仪利用转台进行确定性漂移标定，去除确定性误差，将处理后的输出结果去除野值，将去除野值后的数据，采均值滤波实时降噪消除随机漂移误差；对加速度计直接采用均值滤波方法消除随机漂移误差。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明对惯性器件进行预处理，融合多种导航方法，改善低成本惯性器件的定位精度，突破了低成本惯性器件误差建模、滤波以及组合导航***工程应用等关键技术，拓展低成本惯性器件的应用领域。

(2)、本装置采用单天线测姿法解决了低成本、低精度惯性器件无法感应地球自转，初始对准时解算不出航向角的缺点。

(3)、本发明采用单天线测姿法每隔一段时间反馈组合导航四元数更新装置姿态信息，保证了高精度的速度、姿态信息，也确保了姿态角的该频率输出，保证了装置的稳定性。

(4)、本装置利用惯导误差模拟模块，建立了惯导误差模型，降低了在卫星导航不可用的情况下，短时间的位置、速度、姿态误差漂移，为***的稳定性提供了一种保护措施。

附图说明

图1为本发明组合导航装置控制流程；

图2为预处理模块图；

图3为姿态角误差比较图；

图4为组合导航滤波器误差建模结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

近年来，组合导航***得到广泛的应用。随着科学技术的不断发展，低成本的惯性器件逐渐占领市场，然而，低成本的惯性器件精度相对较低，姿态测量稳定性差，因此设计一定的算法改善其精度和稳定性是十分必要的。

本发明提供了一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，该装置将低精度的惯性器件和卫星导航***组合起来，通过预处理方法，消除低精度惯性器件误差，采用多种导航***融合技术，提高组合装置定位精度，提高组合装置定位的稳定性。该装置拓展了低成本惯性器件的使用范围，在保证定位准确性的基础上降低了组合装置成本。

如图1所示，一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置包括：惯性器件、预处理模块、卫星导航模块、捷联解算模块、紧组合滤波模块、单天线测姿模块。

以下对各个模块进行详细描述。

1)、惯性器件

惯性器件，用于测量东、北、天三轴角速率和加速度，输出到预处理模块；一般惯性器件包括陀螺仪和加速度计，陀螺仪用来测量三轴角速度；加速度计用来测量三轴加速度。惯性器件的初始位置、速度信息，可以通过外部输入，也可以在卫星导航模块首次定位之后，由卫星导航模块发送至惯性器件初始化其位置、速度信息。

本装置所用的惯性器件有陀螺仪和加速度计。其中，陀螺仪漂移灵敏度远大于地球自转角速度4.167*10^-3°/s，无法感应地球自转。

2)、预处理模块

上述装置中所用的惯性器件原始输出数据中主要误差有确定性误差和随机漂移误差。装置中的陀螺仪在静态时的输出值远大于地球自传的角速度，认为这是由陀螺仪自身漂移引起的，漂移过大会导致解算结果迅速漂移，影响定位精度，特别是低精度惯性器件的误差对组合装置定位精度的影响更加不容忽视，因此，需要增加预处理模块。

预处理模块对惯性器件输出的原始三轴角速度和加速度信息，消除惯性器件输出的三轴角速度和加速度信息中包含的确定性漂移和随机漂移误差，之后，将处理后的三轴角速度和加速度发送到捷联解算模块。

如图2所示，惯性器件的预处理方法为：对陀螺仪利用转台进行确定性漂移标定，去除确定性误差，将处理后的输出结果去除野值，将去除野值后的数据，采均值滤波实时降噪消除随机漂移误差。对加速度计直接采用均值滤波消除随机漂移误差。处理后的惯性器件输出发送至捷联解算模块，进行捷联解算。

经过预处理消除了惯性器件原始输出中的误差，在一定程度上保证惯性器件测量的准确性，为后续的惯性器件捷联解算提供较为精确的测量数据，保证了测量精度。

3)、卫星导航模块

卫星导航模块，接收导航卫星信号，解析卫星星历信息，进行定位解算，得到组合导航装置位置、速度信息，卫星的伪距和伪距率信息，将卫星星历信息、卫星的伪距和伪距率信息发送至紧组合滤波模块。

卫星导航接收机使用单向测距方法来测定某颗卫星与用户的相对距离。假设r为某颗卫星与用户间的距离，P_R为某颗卫星与用户的伪距，Δt为卫星时钟和用户时钟的钟差，同时假设卫星的空间坐标为(X_i,Y_i,Z_i)，用户的坐标为(X,Y,Z)，由伪距的计算公式得：

共有四个未知数、(X,Y,Z,Δt)，至少需要四颗卫星的位置，利用最小二乘法就可以解算出位置、速度。

4)、捷联解算模块

由于本装置所用的低精度的惯性器件其灵敏度大于地球自转，无法感应地球自转，无法进行初始航向角对准，所以本装置在运行中通过加速度和角速度判断运动状态；在静态时，采用调平法计算得到俯仰角和横滚角，采用预设的初始航向角和调平法求得的俯仰角、横滚角，完成初始对准，得到初始姿态矩阵；动态时，按照预定的周期接收单天线测姿模块发送的俯仰角和横滚角、航向角，调整姿态矩阵；之后，根据三轴角速度、加速度和姿态矩阵，采用捷联解算方法，解算出组合导航装置的位置、速度、姿态；同时，接收紧组合滤波模块发送的位置、速度、姿态误差修正量对解算结果进行修正，输出精确的位置、速度和姿态信息，同时将速度信息发送至单天线测姿模块；

常用的捷联解算姿态矩阵更新算法有欧拉角法、方向余弦法和四元数法及旋转矢量算法，其中四元数法算法简单，计算量小。因此，本装置采用四元数法进行姿态矩阵更新。

5)、紧组合滤波模块

本发明采用紧组合方式进行数据融合，在紧组合方式中，根据卫星导航模块发送的星历信息，计算卫星的位置、速度和捷联解算模块输出的位置、速度信息，计算得到卫星到组合导航装置的伪距和伪距率，将其与卫星导航模块测量得到的卫星到组合导航装置的伪距、伪距率作差，所述差值作为紧组合滤波观测量，采用扩展卡尔曼滤波方法计算得到位置、速度、姿态误差修正量，发送给捷联解算模块；

按照上述描述，该算法中涉及的状态变量为惯导误差参数，包括位置、速度、姿态、时钟误差，如下所示：

X＝[φ_e φ_n φ_u Δλ ΔL ΔV_e ΔV_n ΔV_u Δh δt_u δt_ru]

其中，下标e、n、u为组合导航装置东北天坐标系下的三个轴向；φ_e、φ_u、φ_u为组合导航装置的东向、北向、天向姿态误差角；Δλ、ΔL、Δh为组合导航装置的经度、纬度、高度位置误差；ΔV_e、ΔV_n、ΔV_u为东向、北向和天向速度误差；δt_u和δt_ru为卫星导航接收机的钟差和频差，直接从卫星导航接收机获取。

t时刻的状态方程为：其中，A(t)为系数矩阵，由惯导误差传播方程直接得到，G(t)是连续***噪声分布矩阵，由一些独立的随机噪声源组成，每一个都假设为零均值均衡分布，w(t)为***噪声向量，其期望值为零。

组合导航***提供卫星导航测得的伪距ρ_Gj和惯性导航的计算伪距ρ_ij，两者所得到的伪距之差ρ_Gj-ρ_ij和两者相应的伪距率之差作为组合导航***的伪距、伪距率观测量。该装置卡尔曼滤波在t时刻的观测方程为：

伪距误差量测方程：Z_ρ(t)＝H_ρ(t)X(t)+V_ρ(t)

其中，Z_ρ(t)＝δρ_j＝ρ_Gj-ρ_ij，j表示卫星导航中的某颗卫星

H_ρ(t)＝[0_j×3 a_j1 a_j2 0_j×2 a_j3 0 H_ρ1]_j×11

a_j1＝-(R_N+h)[e_j1cos L sinλ-e_j2cos L cosλ]

a_j2＝(R_N+h)[-e_j1sin L cosλ-e_j2sin L sinλ]+[R_N(1-e²)+h]e_j3cos L

a_j3＝e_j1cos L cosλ+e_j2cos L sinλ+e_j3sin L

式中，R_N卯酉圈曲率半径，e为偏心率，L为组合导航定位纬度，λ为组合导航定位经度，h为组合导航定位高度，e_j1在单位观测矢量在X轴上的分量，e_j2在单位观测矢量在Y轴上的分量，e_j3在单位观测矢量在Z轴上的分量。

V_ρ(t)为白噪声源。

伪距率误差量测方程：

其中，j表示卫星导航中的某颗卫星

b_j1＝-e_j1cosλsin L-e_j2sin L sinλ+e_j3cos L

b_j2＝-e_j1sinλ+e_j2cosλ

b_j3＝e_j1cos L cosλ+e_j2cos L sinλ+e_j3sin L

L为组合导航定位纬度，λ为组合导航定位经度，e_j1在单位观测矢量在X轴上的分量，e_j2在单位观测矢量在Y轴上的分量，e_j3在单位观测矢量在Z轴上的分量，为白噪声源。

将伪距量测方程式、伪距率量测方程式，合并成组合导航***的量测方程，观测量则由伪距差、伪距率差组成，形成多维观测矢量，组合***的量测方程可以表达为：

其中，Z为观测量，H为观测矩阵，V为白噪声。

通过卡尔曼滤波递推算法对MEMS-INS的误差和GNSS接收机的误差进行最优估计，得到位置、速度、姿态误差的最优值，然后通过估计量对组合装置的位置、速度、姿态按照图1进行校正，输出精确的位置、速度、姿态信息。6)、单天线测姿模块

单天线测姿模块，接收捷联解算模块输出的速度信息，进行单天线测姿，得到航向角、俯仰角、横滚角发送至捷联解算模块。

采用单天线法测量得到俯仰角和横滚角、航向角，传统的姿态信息是由载体坐标系相对于地理坐标系的旋转角度来描述的，单天线测姿是由稳定坐标系相对于地理坐标系的转角来描述的，称为伪姿态角。有文献已经证明了二者区别很小，可以通过求取伪姿态角来得到姿态角信息。

姿态角计算的原理如下：

载体的速度和加速度分别表示为v＝[v_e,v_n,v_u],a＝[a_e,a_n,a_u]，航向角计算公式：

俯仰角计算公式：

横滚角的计算公式：

r_s＝arcsin(l·p)/(|l|·|p|)

式中，l为举力加速度，由加速度a的切向分量和重力加速度g的切向分享作差所得，p由重力加速度g和速度v构造而成，p＝g×v。

图3比较装置中使用单天线测姿法解算的姿态角误差和捷联解算的姿态角误差，图左侧是惯导捷联解算姿态角误差，图右侧是单天线测姿的姿态角误差，发现单天线法避免了捷联算法姿态角误差随时间累加的问题。

7)、惯导误差模拟模块

组合装置在卫星导航信号丢失情况下，单靠低精度惯性导航自主定位，其定位误差随时间累计增大，其定位误差在20s以内能达到百米级，速度误差在几十米每秒，姿态误差在几十度，因此本装置对卫星导航信号可用时对惯导的自主定位漂移进行建模是必要的。

惯导误差模拟模块获取卫星导航模块发送的位置、速度信息和捷联解算模块发送的位置、速度信息，建立惯导误差模型，模拟惯导自主位置、速度漂移误差，当卫星导航模块输出的数据不可用时，捷联解算模块采用所述惯导误差模型消除惯导自主定位漂移误差，得到精确的位置、速度信息。

本发明中主要采用卫星导航信号可用时间段内30s的组合定位数据进行二项式拟合方法建立误差模型，在卫导信号丢失时，用拟合的曲线修正惯导漂移，在一定时间内保证***的定位可靠性。试验证明通过该方法可以保证装置在卫星导航不可用的情况下，20S内的定位精度不低于20m，速度精度不小于1m/s，姿态角误差在3°以内。

综上所述，本发明利用对惯性器件进行预处理，融合多种导航方法，改善低成本惯性器件的定位精度，突破了低成本惯性器件误差建模、滤波以及组合导航***工程应用等关键技术，拓展低成本惯性器件的应用领域。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims

1.一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，其特征在于包括：惯性器件、预处理模块、卫星导航模块、捷联解算模块、紧组合滤波模块、单天线测姿模块；其中，

2.根据权利要求1所述的一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，其特征在于所述卫星导航模块首次定位之后，将位置、速度信息发送至惯性器件，用于惯性器件初始化。

3.根据权利要求1所述的一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，其特征在于还包括惯导误差模拟模块，所述惯导误差模拟模块获取卫星导航模块发送的位置、速度信息和捷联解算模块发送的位置、速度信息，建立惯导误差模型，模拟位置、速度误差修正量，当卫星导航模块输出的数据不可用时，捷联解算模块采用所述惯导误差模型计算的结果，对解算结果进行修正，得到精确的位置、速度信息。

4.根据权利要求1所述的一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，其特征在于所述惯导误差模拟模块采用卫星导航信号可用时间段内30s的组合定位数据进行二项式拟合方法建立误差模型。

5.根据权利要求1所述的一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，其特征在于所述惯性器件包括陀螺仪和加速度计，陀螺仪用来测量得到三轴角速度；加速度计用来测量得到三轴加速度。

6.根据权利要求5所述的一种紧耦合GNSS/INS组合导航装置，其特征在于所述预处理模块的具体实现为：对陀螺仪利用转台进行确定性漂移标定，去除确定性误差，将处理后的输出结果去除野值，将去除野值后的数据，采均值滤波实时降噪消除随机漂移误差；对加速度计直接采用均值滤波方法消除随机漂移误差。