CN110793518A - 一种海上平台的定位定姿方法及*** - Google Patents

一种海上平台的定位定姿方法及*** Download PDF

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Abstract

本发明公开一种海上平台的定位定姿方法及***，应用于一种海上平台定位定姿装置；该装置包括六轴惯性测量单元和一台双天线双频北斗接收机；该方法包括：获取两个天线相对于六轴惯性测量单元的位置得到第一天线相对位置和第二天线相对位置；根据两个相对位置计算两个天线的相位中心相对于六轴惯性测量单元测量中心的相对位置得到两个相位中心相对位置；分别根据两个相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算两个天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态。本发明能够提高海上平台的定位定姿精度。

Description

一种海上平台的定位定姿方法及***
技术领域
本发明涉及定位定姿领域，特别是涉及一种海上平台的定位定姿方法及***。
背景技术
精密的位姿信息是现代工业化生产的核心技术之一。传统的精密定位方法是基于GPS(Global Positioning System，全球定位***)/GNSS(Global Navigation SatelliteSystem，全球卫星导航***)的差分定位技术，该定位方法主要利用短距离(一般小于10km)的两台GPS/GNSS站上的误差空间相关性很强的特性，通过双差模型，消除误差对定位的影响，从而获得高精度的位置信息。然而，随着基线距离的增加，误差的空间相关性迅速减弱，差分定位只能达到亚米级甚至米级，难以满足厘米级定位精度需求。定姿方面，传统的定姿技术一般采用多基线GPS定姿和高精度陀螺仪定姿。其中，前者在远离基站时，基线解算精度降低，从而使得定姿精度降低。而高精度陀螺仪定姿的定姿精度因陀螺仪本身的硬件误差的时间累加性而随着工作时间增加而降低甚至发散。对于海上平台的定位定姿，特别是远离海岸线的远海区域，采用以上常规定位定姿方法，只能满足低精度需求。
发明内容
本发明的目的是提供一种海上平台的定位定姿方法及***，提高海上平台的定位定姿精度。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种海上平台的定位定姿方法，应用于一种海上平台定位定姿装置；该装置包括六轴惯性测量单元、北斗双天线双频接收机以及与所述北斗双天线双频接收机连接的第一接收机天线和第二接收机天线；所述六轴惯性测量单元的第一空间三维直角坐标系的三个坐标轴分别与海上平台的第二空间三维直角坐标系的三个坐标轴平行；第一接收机天线和第二接收机天线在所述海上平台的投影的连线与所述第一空间三维直角坐标系的x轴平行；所述第一空间三维直角坐标系以所述六轴惯性测量单元的测量中心为原点；
该定位定姿方法包括：
获取所述第一接收机天线和所述第二接收机天线相对于所述六轴惯性测量单元在所述第一空间三维直角坐标系中的位置，得到第一天线相对位置和第二天线相对位置；
根据所述第一天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第一接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第一相位中心相对位置；
根据所述第二天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第二接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第二相位中心相对位置；
根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态。
可选的，所述根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态，具体包括：
利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第一接收机天线的位置、速度和姿态，得到第二位置、第二速度和第二姿态；
利用所述第二位置、所述第二速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第一理论距离和第一理论距离变化率；
基于所述第一理论距离、所述第一理论距离变化率以及所述第一接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第一状态参数改正数向量；
根据所述第一状态参数改正数向量、所述第二位置、所述第二速度和所述第二姿态计算当前时刻下所述第一接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
可选的，所述根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态，具体包括：
利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第二接收机天线的位置、速度和姿态，得到第三位置、第三速度和第三姿态；
利用所述第三位置、所述第三速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第二理论距离和第二理论距离变化率；
基于所述第二理论距离、所述第二理论距离变化率以及所述第二接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第二状态参数改正数向量；
根据所述第二状态参数改正数向量、所述第三位置、所述第三速度和所述第三姿态计算当前时刻下所述第二接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
可选的，所述根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态，具体包括：
根据所述第一接收机天线的相位中心的位置以及第二接收机天线的相位中心的位置，基于北斗双天线定姿理论计算所述海上平台的航向角；
以所述航向角为约束条件，基于所述六轴惯性测量单元的测量数据和所述第一接收机天线的观测数据，构建卡尔曼滤波的新息向量；所述第一接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离小于所述第二接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离；
基于所述新息向量，利用卡尔曼滤波在所述航向角的约束下进行基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论的运算，得到海上平台的位置、速度和姿态。
一种海上平台的定位定姿***，应用于一种海上平台定位定姿装置；该装置包括六轴惯性测量单元、北斗双天线双频接收机以及与所述北斗双天线双频接收机连接的第一接收机天线和第二接收机天线；所述六轴惯性测量单元的第一空间三维直角坐标系的三个坐标轴分别与海上平台的第二空间三维直角坐标系的三个坐标轴平行；第一接收机天线和第二接收机天线在所述海上平台的投影的连线与所述第一空间三维直角坐标系的x轴平行；所述第一空间三维直角坐标系以所述六轴惯性测量单元的测量中心为原点；
该定位定姿***包括：
获取模块，用于获取所述第一接收机天线和所述第二接收机天线相对于所述六轴惯性测量单元在所述第一空间三维直角坐标系中的位置，得到第一天线相对位置和第二天线相对位置；
第一相位中心位置计算模块，用于根据所述第一天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第一接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第一相位中心相对位置；
第二相位中心位置计算模块，用于根据所述第二天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第二接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第二相位中心相对位置；
第一相位中心位姿计算模块，用于根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
第二相位中心位姿计算模块，用于根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
海上平台位姿计算模块，用于根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态。
可选的，所述第一相位中心位姿计算模块包括：
第一位姿计算单元，用于利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
第二位姿计算单元，用于根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第一接收机天线的位置、速度和姿态，得到第二位置、第二速度和第二姿态；
第一距离计算单元，用于利用所述第二位置、所述第二速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第一理论距离和第一理论距离变化率；
第一卡尔曼滤波单元，用于基于所述第一理论距离、所述第一理论距离变化率以及所述第一接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第一状态参数改正数向量；
第一相位中心位姿计算单元，用于根据所述第一状态参数改正数向量、所述第二位置、所述第二速度和所述第二姿态计算当前时刻下所述第一接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
可选的，所述第二相位中心位姿计算模块包括：
第三位姿计算单元，用于利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
第四位姿计算单元，用于根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第二接收机天线的位置、速度和姿态，得到第三位置、第三速度和第三姿态；
第二距离计算单元，用于利用所述第三位置、所述第三速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第二理论距离和第二理论距离变化率；
第二卡尔曼滤波单元，用于基于所述第二理论距离、所述第二理论距离变化率以及所述第二接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第二状态参数改正数向量；
第二相位中心位姿计算单元，用于根据所述第二状态参数改正数向量、所述第三位置、所述第三速度和所述第三姿态计算当前时刻下所述第二接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
可选的，所述海上平台位姿计算模块包括：
航向角计算单元，用于根据所述第一接收机天线的相位中心的位置以及第二接收机天线的相位中心的位置，基于北斗双天线定姿理论计算所述海上平台的航向角；
新息向量构建单元，用于以所述航向角为约束条件，基于所述六轴惯性测量单元的测量数据和所述第一接收机天线的观测数据，构建卡尔曼滤波的新息向量；所述第一接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离小于所述第二接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离；
海上平台位姿计算单元，用于基于所述新息向量，利用卡尔曼滤波在所述航向角的约束下进行基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论的运算，得到海上平台的位置、速度和姿态。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明的海上平台的定位定姿方法及***，采用平台航向角约束的PPP(精密单点定位，Precise PointPositioning)/INS(惯性导航***，Inertial Navigation System)紧组合技术实现定位定姿，可提供长期厘米级的定位精度和高精度的定姿结果，大大提高了定位定姿精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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为海上平台定位定姿装置的整体结构图；
图2为本发明实施例1的海上平台的定位定姿方法的方法流程图；
图3为本发明实施例2的海上平台的定位定姿***的***结构图。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
一种海上平台的定位定姿方法及***，均基于一种海上平台定位定姿装置。
图1为海上平台定位定姿装置的整体结构图。
参见图1，该装置包括六轴惯性测量单元(IMU，Inertial Measurement Unit)IMU、北斗双天线双频接收机以及与所述北斗双天线双频接收机连接的第一接收机天线r1和第二接收机天线r2；所述六轴惯性测量单元IMU的第一空间三维直角坐标系(简称b系)的三个坐标轴分别与海上平台的第二空间三维直角坐标系(platform frame，p系，)的三个坐标轴平行；b系采用右-前-上坐标系(right-forward-up，R-F-U坐标系)。第一接收机天线r1和第二接收机天线r2在所述海上平台的投影的连线与所述第一空间三维直角坐标系的x轴平行；第一接收机天线r1和第二接收机天线r2之间的几何距离小于2米。所述第一接收机天线r1相对所述六轴惯性测量单元的距离小于所述第二接收机天线r2相对所述六轴惯性测量单元IMU的距离。所述第一空间三维直角坐标系以所述六轴惯性测量单元IMU的测量中心为原点。六轴惯性测量单元IMU、第一接收机天线r1和第二接收机天线r2通过馈线连接。
六轴惯性测量单元IMU由三轴加速度计和三轴陀螺仪组成。六轴惯性测量单元IMU、两个接收机天线均与海上平台刚性固连，从而保证六轴惯性测量单元IMU和两个接收机天线的运动一致，且在海上平台运动时，三者之间的空间位置关系在b系下无变化。六轴惯性测量单元IMU与两个接收机天线用于采集时间同步后的原始观测数据，包括三个加速度观测值、三个角速度观测值和m个北斗卫星观测值(双频伪距、载波、多普勒)，m表示观测到的北斗卫星个数。
实施例1：
图2为本发明实施例1的海上平台的定位定姿方法的方法流程图。
参见图2，该定位定姿方法包括：
步骤101：获取所述第一接收机天线和所述第二接收机天线相对于所述六轴惯性测量单元在所述第一空间三维直角坐标系中的位置，得到第一天线相对位置和第二天线相对位置。
即：获取量取的两个接收机天线的参考中心相对惯性测量单元在b系中的杆臂
Figure BDA0002267647890000093
和
Figure BDA0002267647890000094
其中T表示矩阵转置运算。
步骤102：根据所述第一天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第一接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第一相位中心相对位置。
即利用接收机天线厂家提供的PCO(天线相位中心偏差，Phase Center Offset)信息(PCO信息即接收机天线相位中心相对于ARP(天线参考点，Antenna Reference Point)在当地导航坐标系(navigation frame，简称n系，采用North-East-Down坐标系，即N-E-D)的偏差)和利用INS精对准姿态信息(航向角、俯仰角和横滚角)，将n系下的PCO值(
Figure BDA0002267647890000095
和
Figure BDA0002267647890000096
)转换到b系，并据此计算北斗接收机天线r1和r2的相位中心相对于六轴惯性测量单元的测量中心的杆臂
Figure BDA0002267647890000097
和
Figure BDA0002267647890000098
Figure BDA0002267647890000091
Figure BDA0002267647890000099
其中，
Figure BDA00022676478900000910
表示从n系到b系的姿态转移矩阵，可表示为：
Figure BDA0002267647890000092
其中φ、θ、ψ分别表示横滚角、俯仰角和航向角(这三个参数均为利用六轴惯性测量单元的数据测量的带误差的数据)，c和s分别表示余弦函数cos()和正弦函数sin()。
步骤103：根据所述第二天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第二接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第二相位中心相对位置。
步骤104：根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态。
该步骤104具体包括：
1、利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置
Figure BDA0002267647890000105
第一速度和第一姿态
Figure BDA0002267647890000107
Figure BDA0002267647890000108
表示六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻(k时刻)的n系下的位置，
Figure BDA0002267647890000109
表示六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的n系下的速度，
Figure BDA00022676478900001010
表示六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的n系下的姿态。
2、根据所述第一相位中心相对位置
Figure BDA00022676478900001011
当前的姿态旋转矩阵
Figure BDA00022676478900001012
所述第一位置
Figure BDA00022676478900001013
所述第一速度
Figure BDA00022676478900001014
和所述第一姿态
Figure BDA00022676478900001015
计算地心地固坐标系(Earth centered earth fixed frame，e系)下所述第一接收机天线的位置、速度和姿态，得到第二位置
Figure BDA00022676478900001016
第二速度和第二姿态
Figure BDA00022676478900001018
Figure BDA0002267647890000101
Figure BDA0002267647890000103
Figure BDA00022676478900001019
表示e系下第一接收机天线的位置，
Figure BDA00022676478900001020
表示e系下第一接收机天线的速度，
Figure BDA00022676478900001021
表示n系下第一接收机天线的姿态；
Figure BDA00022676478900001022
表示从b系到n系的旋转矩阵，
Figure BDA00022676478900001023
表示n系相对于地心惯性系(inertial frame，i系)的角速度在n系中的投影，
Figure BDA00022676478900001024
表示陀螺仪在b系中测量的IMU角增量信息(b系相对于i系的角速度)，
Figure BDA00022676478900001025
分别表示和
Figure BDA00022676478900001027
的反对称矩阵
Figure BDA0002267647890000104
Figure BDA0002267647890000111
Figure BDA0002267647890000115
分别为
Figure BDA0002267647890000116
经变换得到的x轴分量、y轴分量和z轴分量；分别为经变换得到的x轴分量、y轴分量和z轴分量。
3、利用所述第二位置
Figure BDA0002267647890000119
所述第二速度
Figure BDA00022676478900001110
结合IGS(国际GNSS服务组织，InternationalGNSS ServiceCenter)提供的卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第一理论距离
Figure BDA00022676478900001111
和第一理论距离变化率
Figure BDA00022676478900001112
Figure BDA0002267647890000112
Figure BDA0002267647890000113
式中，
Figure BDA00022676478900001113
表示所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至第一接收机天线的相位中心的理论距离，
Figure BDA00022676478900001114
表示所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离变化率，
Figure BDA00022676478900001116
和
Figure BDA00022676478900001115
分别表示k时刻e系下卫星位置和速度。
4、基于所述第一理论距离、所述第一理论距离变化率以及所述第一接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第一状态参数改正数向量δxk。
基于第一接收机天线观测的伪距、载波、多普勒数据以及公式(7)和(8)预测
Figure BDA00022676478900001117
和
Figure BDA00022676478900001118
构建卡尔曼滤波的新息向量：
Figure BDA0002267647890000114
式中Zk表示新息向量，
Figure BDA00022676478900001122
表示第一接收机天线观测的伪距，
Figure BDA00022676478900001119
表示伪距误差改正之和；表示第一接收机天线观测的载波，表示载波误差改正之和；
Figure BDA00022676478900001124
表示第一接收机天线观测的多普勒数据，
Figure BDA00022676478900001121
表示多普勒误差改正之和；λ和N分别表示载波波长和模糊度。
基于此，根据扩展卡尔曼滤波的观测更新函数模型，进行参数平差解算：
δxk＝δxk-1+Kk(Zk-Hkδxk-1) (10)
式中，δxk表示k时刻的状态参数向量xk的改正数向量，δxk-1表示k-1时刻的状态参数改正数向量，Kk和Hk分别表示卡尔曼滤波的增益矩阵和设计系数矩阵。
5、根据所述第一状态参数改正数向量δxk、所述第二位置
Figure BDA0002267647890000123
所述第二速度和所述第二姿态
Figure BDA0002267647890000125
计算当前时刻下所述第一接收机天线的相位中心的位置
Figure BDA0002267647890000126
速度
Figure BDA0002267647890000127
和姿态
Figure BDA0002267647890000128
步骤105：根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置
Figure BDA00022676478900001210
速度
Figure BDA0002267647890000129
和姿态
Figure BDA00022676478900001211
该步骤105采用的方法与步骤104采用的方法相同。
步骤106：根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态。
该步骤106具体包括：
1、根据所述第一接收机天线的相位中心的位置
Figure BDA00022676478900001212
以及第二接收机天线的相位中心的位置
Figure BDA00022676478900001213
基于北斗双天线定姿理论计算所述海上平台的航向角ψr1，r2。
Figure BDA0002267647890000121
式中，atan2是用于计算方位角的函数，返回值在-π～+π之间。
2、以所述航向角为约束条件，基于所述六轴惯性测量单元的测量数据和所述第一接收机天线的观测数据，构建卡尔曼滤波的新息向量Z′k。
Figure BDA0002267647890000122
3、基于式(12)中所述新息向量，利用卡尔曼滤波，在所述航向角的约束下进行基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论的运算，得到海上平台的位置、速度和姿态。
δx′k＝δx′k-1+K′k(Z′k-H′kδx′k-1) (13)
式中，δx′k、δx′k-1、K′k和
Figure BDA00022676478900001214
分别表示基于新息向量Z′k解算的k时刻的状态向量x′k的改正数向量、k-1时刻状态向量x′k-1的改正数向量、卡尔曼滤波增益矩阵和设计系数矩阵。
根据式(13)计算的状态参数改正数向量δx′k和状态参数向量x′k，计算k时刻的最优估计值
Figure BDA0002267647890000131
Figure BDA0002267647890000134
式中，
Figure BDA0002267647890000132
包含了位置向量、速度向量、姿态向量。该
Figure BDA0002267647890000133
即为平台的位置、速度和姿态。
实施例2：
图3为本发明实施例2的海上平台的定位定姿***的***结构图。
参见图3，该定位定姿***包括：
获取模块201，用于获取所述第一接收机天线和所述第二接收机天线相对于所述六轴惯性测量单元在所述第一空间三维直角坐标系中的位置，得到第一天线相对位置和第二天线相对位置；
第一相位中心位置计算模块202，用于根据所述第一天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第一接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第一相位中心相对位置；
第二相位中心位置计算模块203，用于根据所述第二天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第二接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第二相位中心相对位置；
第一相位中心位姿计算模块204，用于根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
第二相位中心位姿计算模块205，用于根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
海上平台位姿计算模块206，用于根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态。
可选的，所述第一相位中心位姿计算模块204包括：
第一位姿计算单元，用于利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
第二位姿计算单元，用于根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第一接收机天线的位置、速度和姿态，得到第二位置、第二速度和第二姿态；
第一距离计算单元，用于利用所述第二位置、所述第二速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第一理论距离和第一理论距离变化率；
第一卡尔曼滤波单元，用于基于所述第一理论距离、所述第一理论距离变化率以及所述第一接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第一状态参数改正数向量；
第一相位中心位姿计算单元，用于根据所述第一状态参数改正数向量、所述第二位置、所述第二速度和所述第二姿态计算当前时刻下所述第一接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
可选的，所述第二相位中心位姿计算模块205包括：
第三位姿计算单元，用于利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
第四位姿计算单元，用于根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第二接收机天线的位置、速度和姿态，得到第三位置、第三速度和第三姿态；
第二距离计算单元，用于利用所述第三位置、所述第三速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第二理论距离和第二理论距离变化率；
第二卡尔曼滤波单元，用于基于所述第二理论距离、所述第二理论距离变化率以及所述第二接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第二状态参数改正数向量；
第二相位中心位姿计算单元，用于根据所述第二状态参数改正数向量、所述第三位置、所述第三速度和所述第三姿态计算当前时刻下所述第二接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
可选的，所述海上平台位姿计算模块206包括：
航向角计算单元，用于根据所述第一接收机天线的相位中心的位置以及第二接收机天线的相位中心的位置，基于北斗双天线定姿理论计算所述海上平台的航向角；
新息向量构建单元，用于以所述航向角为约束条件，基于所述六轴惯性测量单元的测量数据和所述第一接收机天线的观测数据，构建卡尔曼滤波的新息向量；所述第一接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离小于所述第二接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离；
海上平台位姿计算单元，用于基于所述新息向量，利用卡尔曼滤波在所述航向角的约束下进行基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论的运算，得到海上平台的位置、速度和姿态。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
(1)传统的海上平台定位定姿技术一般采用GPS/GNSS差分定位，GPS/GNSS差分定位精度一般通常只能达到亚米级甚至米级，难以满足厘米级定位精度需求。该方案基于IGS的精密轨道和钟差，利用精密单点定位技术(PPP)，可提供厘米级的定位精度。
(2)传统的海上平台定姿技术一般采用多基线GPS或高精度陀螺仪定姿，其中多基线GPS定姿的精度受定位精度影响，难以提供高精度的姿态信息；陀螺仪定姿的精度随着陀螺使用时间降低，难以提供长期高精度姿态信息。该方案采用航向角约束的PPP/INS紧组合精密定位定姿技术，可提供长期厘米级的绝对定位精度和高精度的定姿结果，且由于INS的自我更新能力，该方案的定位定姿结果的连续性也明显提高。
(3)本方案中采用PPP/INS紧组合技术，可提供数百赫兹的高精度定位定姿结果。
(4)该方案中只采用双频北斗接收机天线和六轴惯性测量单元，成本远低于多基线GPS和高精度陀螺仪。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的***而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种海上平台的定位定姿方法，其特征在于，应用于一种海上平台定位定姿装置；该装置包括六轴惯性测量单元、北斗双天线双频接收机以及与所述北斗双天线双频接收机连接的第一接收机天线和第二接收机天线；所述六轴惯性测量单元的第一空间三维直角坐标系的三个坐标轴分别与海上平台的第二空间三维直角坐标系的三个坐标轴平行；第一接收机天线和第二接收机天线在所述海上平台的投影的连线与所述第一空间三维直角坐标系的x轴平行；所述第一空间三维直角坐标系以所述六轴惯性测量单元的测量中心为原点；
该定位定姿方法包括：
获取所述第一接收机天线和所述第二接收机天线相对于所述六轴惯性测量单元在所述第一空间三维直角坐标系中的位置，得到第一天线相对位置和第二天线相对位置；
根据所述第一天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第一接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第一相位中心相对位置；
根据所述第二天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第二接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第二相位中心相对位置；
根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态。
2.根据权利要求1所述的海上平台的定位定姿方法，其特征在于，所述根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态，具体包括：
利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第一接收机天线的位置、速度和姿态，得到第二位置、第二速度和第二姿态；
利用所述第二位置、所述第二速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第一理论距离和第一理论距离变化率；
基于所述第一理论距离、所述第一理论距离变化率以及所述第一接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第一状态参数改正数向量；
根据所述第一状态参数改正数向量、所述第二位置、所述第二速度和所述第二姿态计算当前时刻下所述第一接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
3.根据权利要求1所述的海上平台的定位定姿方法，其特征在于，所述根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态，具体包括：
利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第二接收机天线的位置、速度和姿态，得到第三位置、第三速度和第三姿态；
利用所述第三位置、所述第三速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第二理论距离和第二理论距离变化率；
基于所述第二理论距离、所述第二理论距离变化率以及所述第二接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第二状态参数改正数向量；
根据所述第二状态参数改正数向量、所述第三位置、所述第三速度和所述第三姿态计算当前时刻下所述第二接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
4.根据权利要求1所述的海上平台的定位定姿方法，其特征在于，所述根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态，具体包括：
根据所述第一接收机天线的相位中心的位置以及第二接收机天线的相位中心的位置，基于北斗双天线定姿理论计算所述海上平台的航向角；
以所述航向角为约束条件，基于所述六轴惯性测量单元的测量数据和所述第一接收机天线的观测数据，构建卡尔曼滤波的新息向量；所述第一接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离小于所述第二接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离；
基于所述新息向量，利用卡尔曼滤波在所述航向角的约束下进行基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论的运算，得到海上平台的位置、速度和姿态。
5.一种海上平台的定位定姿***，其特征在于，应用于一种海上平台定位定姿装置；该装置包括六轴惯性测量单元、北斗双天线双频接收机以及与所述北斗双天线双频接收机连接的第一接收机天线和第二接收机天线；所述六轴惯性测量单元的第一空间三维直角坐标系的三个坐标轴分别与海上平台的第二空间三维直角坐标系的三个坐标轴平行；第一接收机天线和第二接收机天线在所述海上平台的投影的连线与所述第一空间三维直角坐标系的x轴平行；所述第一空间三维直角坐标系以所述六轴惯性测量单元的测量中心为原点；
该定位定姿***包括：
获取模块，用于获取所述第一接收机天线和所述第二接收机天线相对于所述六轴惯性测量单元在所述第一空间三维直角坐标系中的位置，得到第一天线相对位置和第二天线相对位置；
第一相位中心位置计算模块，用于根据所述第一天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第一接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第一相位中心相对位置；
第二相位中心位置计算模块，用于根据所述第二天线相对位置基于空间坐标系的旋转和平移原理计算所述第二接收机天线的相位中心相对于所述六轴惯性测量单元的测量中心的相对位置，得到第二相位中心相对位置；
第一相位中心位姿计算模块，用于根据所述第一相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
第二相位中心位姿计算模块，用于根据所述第二相位中心相对位置基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论计算所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态；
海上平台位姿计算模块，用于根据所述第一接收机天线相位中心的位置、速度和姿态以及所述第二接收机天线相位中心的位置、速度和姿态确定平台航向角，在平台航向角约束下，采用基于航向角约束的精密单点定位与惯性导航***紧组合理论确定海上平台的位置、速度和姿态。
6.根据权利要求5所述的海上平台的定位定姿***，其特征在于，所述第一相位中心位姿计算模块包括：
第一位姿计算单元，用于利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
第二位姿计算单元，用于根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第一接收机天线的位置、速度和姿态，得到第二位置、第二速度和第二姿态；
第一距离计算单元，用于利用所述第二位置、所述第二速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第一接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第一理论距离和第一理论距离变化率；
第一卡尔曼滤波单元，用于基于所述第一理论距离、所述第一理论距离变化率以及所述第一接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第一状态参数改正数向量；
第一相位中心位姿计算单元，用于根据所述第一状态参数改正数向量、所述第二位置、所述第二速度和所述第二姿态计算当前时刻下所述第一接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
7.根据权利要求5所述的海上平台的定位定姿***，其特征在于，所述第二相位中心位姿计算模块包括：
第三位姿计算单元，用于利用所述六轴惯性测量单元的角速度增量和线速度增量，根据惯性导航***力学编排函数模型计算导航坐标系下所述六轴惯性测量单元的测量中心在当前时刻的位置、速度和姿态，得到第一位置、第一速度和第一姿态；
第四位姿计算单元，用于根据所述第一相位中心相对位置、当前的姿态旋转矩阵、所述第一位置、所述第一速度和所述第一姿态计算地心地固坐标系下所述第二接收机天线的位置、速度和姿态，得到第三位置、第三速度和第三姿态；
第二距离计算单元，用于利用所述第三位置、所述第三速度，结合卫星轨道和钟差数据，预测所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离以及所观测到的北斗卫星的发射天线的相位中心至所述第二接收机天线的相位中心的理论距离变化率，得到第二理论距离和第二理论距离变化率；
第二卡尔曼滤波单元，用于基于所述第二理论距离、所述第二理论距离变化率以及所述第二接收机天线观测的伪距、载波和多普勒数据，利用卡尔曼滤波估计第二状态参数改正数向量；
第二相位中心位姿计算单元，用于根据所述第二状态参数改正数向量、所述第三位置、所述第三速度和所述第三姿态计算当前时刻下所述第二接收机天线的相位中心的位置、速度和姿态。
8.根据权利要求5所述的海上平台的定位定姿***，其特征在于，所述海上平台位姿计算模块包括：
航向角计算单元，用于根据所述第一接收机天线的相位中心的位置以及第二接收机天线的相位中心的位置，基于北斗双天线定姿理论计算所述海上平台的航向角；
新息向量构建单元，用于以所述航向角为约束条件，基于所述六轴惯性测量单元的测量数据和所述第一接收机天线的观测数据，构建卡尔曼滤波的新息向量；所述第一接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离小于所述第二接收机天线相对所述六轴惯性测量单元的距离；
海上平台位姿计算单元，用于基于所述新息向量，利用卡尔曼滤波在所述航向角的约束下进行基于精密单点定位与惯性导航***紧组合理论的运算，得到海上平台的位置、速度和姿态。
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