CN113701751B - 一种基于多波束天线的导航装置 - Google Patents

Abstract

一种基于多波束天线的导航装置，包含多个接收天线或者相控阵多波束天线、惯性测量组件或惯性导航***、波束控制模块、多普勒频移跟踪模块(可选)和导航计算模块。利用惯性测量组件或者惯性导航模块、波束控制模块实现多个天线波束对准多个卫星，可以获得载体相对卫星的多个精确指向信息；各天线波束收到卫星的载波或信标信号后，利用多普勒频移模块检测对应卫星信标或载波信号中的多普勒频率信息；利用惯性测量组件或者惯性导航***的输出信息、天线对卫星的指向信息以及多普勒频率信息实现载体的定位和导航。本发明采用天线被动接收卫星的载波或信标信号来实现定位和导航，具有自主、被动、抗干扰等特点，为运动载体提供了一种新型导航装置。

Description

一种基于多波束天线的导航装置

技术领域

本发明属于运动平台导航技术领域，特别涉及一种基于多波束天线的导航装置。

背景技术

目前车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体普遍采用惯性、卫星以及各种组合导航技术。然而GPS/BD等导航定位***由于导航终端普遍采用全向天线(尽管已有各种抗干扰天线出现和应用)，非常容易被干扰和欺骗。在复杂环境和对抗环境下，各运动载体不能仅依赖卫星导航作为手段。惯性导航方式可以实现自主导航，但其误差会随时间积累，对于长时间、高精度导航来说其精度难以满足要求。当前无人***发展迅速，智能化程度越来越高，对高精度抗干扰导航要求非常迫切。

GNSS全球卫星导航***能够全天候、全地域、全时段提供精确导航、定位以及授时服务，在军民各领域应用广泛，对卫星导航的依赖程度不断提升。然而，GNSS卫星导航***本身存在着两个明显的不足，一是对导航卫星依赖性强；二是地面导航信号为扩频通信体制，且信号微弱极易受干扰。尽管已经发展了各种抗干扰技术，但强压制干扰或欺骗干扰的成本仍然非常低。

申请人在专利(202110845079.8，申请日：2021-07-26)中提出一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置，采用如下步骤实现基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航：

S1：已知运动载体的精确初始位置、固定或者移动的信标位置信息，运动载体搭载有定向天线。当固定或者移动的信标有多个时，可根据使用环境和其它限制优化固定选择其中一个，并根据策略在运行过程中切换，也可选择多个信标，并选择使用多个定向天线。

S2：基于定向天线的天线波束控制***利用IMU或INS辅助，在运动载体的运动过程中保持定向天线始终对准信标，输出对准时的运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差。具体包括以下步骤：

S2.1：在运动载体的运动过程中，在IMU或INS的辅助下，获得运动载体的运动信息，即运动载体的经纬度信息、姿态角以及姿态角变化率；

S2.2：利用运动载体的经纬度信息、姿态角以及信标位置确定定向天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V，并利用天线波束控制***实现波束调整，使定向天线初步对向信标，实现信标信号的捕获；

S2.3：定向天线捕获到信标信号后，以信号极大值方式精对准信标，完成信标稳定跟踪，并得到精对准时定向天线的天线波束在地理系实际的方位角A_T与俯仰角E_T；

S2.4：实现波束跟踪后，根据方位角和俯仰角控制偏差信号，获得运动载体的姿态角偏差，运动载体的姿态角偏差即方位角A、俯仰角E与实际的方位角A_T、俯仰角E_T之间的偏差。

运动载体运动过程中，IMU或INS不断的测量出运动载体的姿态变化，并利用波束控制***调整波束指向，以保证定向天线波束始终指向信标并持续跟踪。

S3：利用多普勒频移跟踪模块接收定向天线获得的信标信号，并测量获得信标信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息。当S1选择多个信标和多个定向天线时，多个波束对准多个信标，可获得多个多普勒频率和波束指向信息。

S4：基于定向天线对准信标时运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差、信标位置信息以及运动载体接收到的信标信号多普勒频率信息，修正惯性测量组件或者惯性导航***的误差，最后输出修正后的运动载体导航位置信息。当S1选择多个信标和多个定向天线时，导航计算利用多个多普勒频率和波束指向信息，提高修正的精度。

即，其利用定向天线指向信息、运动载体姿态角偏差、信标位置信息、多普勒信息修正得到的导航信息可以修正惯性测量组件IMU或者惯性导航***INS的误差累积，实现高精度的导航信息输出。

该专利能够实现在GPS/BD等导航定位***失效的情况下，利用地球同步通信卫星等固定或移动信标的位置和信标信号，在运动载体上进行信号处理，满足车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的一定精度导航定位信息。

虽然该专利已经可实现低成本的精准导航，但是其仍然需要依赖多普勒信息，且应用场景与范围仍具有一定的局限性。

发明内容

为了克服上述现有技术的缺点，针对运动载体导航需求，本发明的目的在于提供一种基于多波束天线的装置，能够实现在GNSS等导航定位***失效的情况下，利用地球同步通信卫星等信号，在运动载体上进行信号处理，从而实现一种低成本的应急导航定位***，满足车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的一定精度导航定位信息。本发明的导航装置特点如下：1、自主性强，被动接收但不发射信号，依靠但不依赖单颗通信卫星即可实现导航；2、抗干扰性强，采用窄波束、大增益的定向天线对准卫星，且天线指向随时间不断变化，有意的主瓣干扰变得几乎不可能；3、误差不积累，利用天线方向性和多普勒频移信息不断修正惯性测量组件IMU误差，能够实现高精度的定位；4、实现成本低，不仅无需特别建设卫星***，而且终端成本较低。本发明在舰船、飞机、车辆、导弹等方面均有广阔军事应用前景。在GNSS卫星导航***被干扰情况下，尤其适合作为一种保底、备份导航手段。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

一种基于多波束天线的导航装置，包括：

多波束天线，配置于运动载体；其中运动载体可为导弹、飞机、舰船、炮弹或车辆，多波束天线可为合成多波束天线或相控阵多波束天线；合成多波束天线为反射面天线、平板天线或单波束相控阵天线等合成多个波束的接收天线；相控阵多波束天线为机械相控阵多波束天线、半导体相控阵天线、超材料相控阵天线(比如液晶相控阵天线)、光学相控阵天线(比如龙伯透镜相控阵)、DBF相控阵天线(比如数字多波束相控阵天线)。

惯性测量组件(IMU)或惯性导航***(INS)，搭载于运动载体，在运动载体的运动过程中，感知运动载体的运动信息，输出运动载体姿态角以及姿态角变化率，辅助波束控制模块实现天线波束控制。

波束控制模块，利用惯性测量组件或惯性导航***辅助，在运动载体的运动过程中保持每个天线波束始终对准相应的卫星，输出对准时的天线波束指向信息；其中卫星可为GEO、MEO或LEO卫星。波束控制模块搭载于运动载体，利用运动载体经纬度信息、运动载体的姿态角以及卫星位置计算确定每个天线波束指向，即方位角、俯仰角，并按照接收信号能量最大的原则控制波束调整，实现控制每个天线波束精准对准对应卫星。

导航计算模块，基于每个天线波束对准卫星时的运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差、卫星当前位置信息、惯性测量组件或者惯性导航***的输出信息，融合输出运动载体导航位置信息。

可选地，本发明还包括了多普勒频移跟踪模块，其接收每个天线波束获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息，输出给导航计算模块进行融合。多普勒频移跟踪模块包含多个通道，每个通道对应一个天线波束，每个通道独立测量获得运动载体相对于对应卫星的多普勒频移。多普勒频移跟踪模块测量卫星信标或载波信号相对于设定频率的多普勒频移，并考虑传播路径对多普勒频移的影响。

导航计算模块融合得到运动载体导航位置信息的方法如下：

当天线波束个数k大于等于2时：

利用k个卫星的位置、k个天线波束指向信息(主要是指天线的俯仰角和方位角)，可以直接根据空间关系计算运动载体的位置。波束个数越多，冗余信息可以利用优化算法提高定位精度。

当天线波束个数k为1时：

利用单个卫星的位置、单个天线波束接收到的多普勒信息，基于多普勒导航原理实现运动载体的定位导航；或，

利用单个卫星的位置、单个天线波束指向信息(即天线俯仰角和方位角)、单个天线波束接收到的多普勒信息，融合输出运动载体导航位置信息；或，

利用单个卫星的位置、单个天线波束指向信息(即天线俯仰角和方位角)、单个天线波束接收到的多普勒信息，融合输出运动载体导航位置信息；或，

利用天线波束对准卫星时运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差、卫星当前位置信息、天线波束接收到的卫星信号多普勒频率信息、惯性测量组件或者惯性导航***的输出信息，融合输出运动载体导航位置信息。

波束个数k大于1时，冗余信息可以利用优化算法提高定位精度。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：综合惯性测量组件IMU或者惯性导航***INS的输出、多波束天线对准卫星获得的精确指向信息、运动载体相对于多个卫星的多普勒频移信息、可以用来融合估计运动载体导航位置信息。相对于单天线的情况。在多波束天线的情况下，用于运动载体导航定位的信息更加冗余，因此进行导航定位融合的算法将具有更多的可能。从原理角度，该新型导航终端具有以下特点：自主性强，被动接收但不发射信号，依靠但不依赖通信卫星即可实现导航，对外没有信息交互，具有强隐蔽性；抗干扰性强，采用波束窄、增益大的定向天线波束接收卫星信号，且由于运动载体和卫星位置随时间不断变化，有意的天线主瓣干扰变得几乎不可能；精度高、误差不积累，利用天线方向性和多普勒频移信息不断修正惯性测量组件IMU误差，能够实现高精度的导航定位；实现成本低，不仅无需特别建设卫星***，而且终端成本较低。

附图说明

图1为本发明导航装置组成示意图。

图2为本发明导航装置工作原理图。

图3为本发明一个实例中天线控制模块控制原理图。

图4为本发明一个实例中多普勒频移跟踪模块及导航计算模块原理图。

图5为本发明一个实例中运动载体、通信卫星以及坐标关系示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中附图，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。通常在此处附图中描述和出示的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的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。

如图1所示，本发明提出一种基于多波束天线的导航装置，包含多个接收天线或者相控阵多波束天线、惯性测量组件或惯性导航***、波束控制模块、多普勒频移跟踪模块(可选)和导航计算模块。随着相控阵天线技术的不断进步，多波束天线已经开始应用，本发明在多波束天线的情况下，用于运动载体导航定位的信息更加冗余，因此相对于专利202110845079.8内描述的方法，进行导航定位融合的算法将具有更多的可能。例如当波束个数k大于2时，利用k个卫星的位置、k个波束指向信息(包括俯仰角和方位角)，不需要多普勒信息可以直接根据空间关系计算运动载体的位置，这种情况也不再需要多普勒频移跟踪模块。另外，冗余的信息将有助于提高导航定位精度，从而拓展导航装置的应用场景和范围。

图2为本发明导航装置工作原理图，各模块及功能描述如下：

多波束天线配置于运动载体平台。多波束天线为合成多波束天线或相控阵多波束天线：合成多波束天线为反射面天线、平板天线或单波束相控阵天线等合成多个波束的接收天线；相控阵多波束天线为机械相控阵多波束天线、半导体相控阵天线、超材料相控阵天线(比如液晶相控阵天线)、光学相控阵天线(比如龙伯透镜相控阵)、DBF相控阵天线(比如数字多波束相控阵天线)。本实例中采用两块半导体相控阵天线。

波束控制模块利用惯性测量组件或惯性导航***辅助，在运动载体的运动过程中保持每个天线波束始终对准相应的卫星，输出对准时的天线波束指向信息。这里的卫星可以为GEO、MEO、LEO卫星。波束控制模块搭载于运动载体，利用运动载体经纬度信息、运动载体的姿态角以及卫星位置计算确定每个天线波束指向，即方位角、俯仰角，并按照接收信号能量最大的原则控制波束调整，实现控制每个天线波束精准对准对应卫星。本实例中两个天线波束频段均为Ka频段，波束对准Ka频段的地球静止同步轨道通信卫星。

惯性测量组件IMU或惯性导航***INS，其特征在于，在运动载体的运动过程中，感知运动载体的运动信息，输出运动载体姿态角以及姿态角变化率信息，辅助波束控制模块实现天线波束控制。

多普勒频移跟踪模块接收每个天线波束获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息。多普勒频移跟踪模块通过每个天线波束测量卫星发射的载波或卫星信标信号相对于设定频率的多普勒频移，并考虑传播路径对多普勒频移的影响，比如电离层的影响。本实例中多普勒频移跟踪模块包含两个通道，每个通道对应一个波束，每个通道独立测量获得运动载体相对于对应通信卫星的多普勒频移。

导航计算模块，基于每个天线波束对准卫星时运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差、卫星当前位置信息、各波束接收到的卫星信号多普勒频率信息、惯性测量组件或者惯性导航***的输出信息，导航计算模块融合各种信息最后输出运动载体导航位置信息。

实例中所采用Ka频段半导体相控阵天线(仅展示单个天线的正反面，单元个数1024)，其主瓣用于卫星信标信号接收，主瓣的宽度尽量窄并且增益高，副瓣应尽可能小以增强抗干扰性。

图3为本发明一个实例中天线控制模块功能原理框图，天线控制模块包括根据IMU模块输出实现对极化控制器的控制和方位、俯仰两个方面的控制，实现调制天线波束方向，直至跟踪接收机接收到的信标信号能量最大，此时即认为实现了精对准，精对准后即得到定向天线的天线波束在地理系实际的方位角A_T与俯仰角E_T。所述运动载体的姿态角偏差即方位角A、俯仰角E与实际的方位角A_T、俯仰角E_T之间的偏差。

相控阵天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V如下：

其中，L为运动载体所在点的纬度，pⁱ为π，λ为运动载体的经度，λ_s为信标星下点的经度。

图4为本发明一个实例中多普勒频移跟踪模块及导航计算模块原理图。多普勒频移跟踪模块用来接收相控阵天线获得的信标信号(Ka频段通信卫星，信标频率为12250.5MHz)，实现对卫星通信信标进行多普勒频移跟踪，并测量获得信标信号中由于运动载体带来的多普勒频率信息。本实例中采用一个原子钟作为两个多普勒频移跟踪通道的标准频率源，输出10MHz和24MHz参考频率信号。天线控制模块输出经过下变频的信标模拟中频信号(频率范围为0.95～1.45GHz)，作为多普勒频移跟踪模块输入。

本发明实例波束个数k为2，导航计算模块的计算策略为：利用天线波束对准卫星时运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差、卫星当前位置信息、天线波束接收到的卫星信号多普勒频率信息、惯性测量组件或者惯性导航***的输出信息，融合输出运动载体导航位置信息。

根据地球同步轨道卫星和运动载体的相对运动及多普勒原理，多普勒模型为

其中f_carrier表示信标信号频率，v_s是载体在ECEF坐标系中的速度，它表示载体相对于参考卫星速度，e₁、e₂是运动载体到两个卫星的视线方向在ECEF坐标系中的单位矢量，c表示光速。从信号接收到发送的单位向量定义如下：

其中和p_v为卫星和运动载体在ECEF中的位置。

运动载体、卫星信标以及坐标关系如图5所示，设运动载体(在北半球)所在点的经纬度分别为λ(东经为正，西经为负)、L。

符号定义：

[v_e,v_n,v_u]^T是运动载体在东北天坐标下的速度矢量v；

[δv_e,δv_n,δv_u]^T是运动载体速度误差矢量δ_v；

[λ,L,h]^T是运动载体的经-纬-高表达形式下的位置矢量p；

[δλ，,δL,δh]^T为相应的误差矢量δp；

是运动载体相对通信卫星视线方向在ECEF坐标系下的单位矢量e；

R_N地球半径，f地球的偏心率。

接收机测量信标信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息包括真实的多普勒频率/>和多普勒频率误差δf：

δf＝δv_r·e_rs·c/f_carrier＝δv_a·c/f_carrier

式中：

是真实的多普勒频率

δf是多普勒频率误差

c是光速

f_carrier是载波频率

v_r是运动载体在ECEF坐标系中的速度

v_s是目标卫星在ECEF坐标系中的速度

δv_r是运动载体在ECEF坐标系中的速度误差

e_rs是运动载体到目标卫星的视线方向在ECEF坐标系中的单位矢量

δv_a是运动载体在运动载体到卫星视线方向的速度误差

本发明一个实例中，导航计算模块中估计运动载体导航位置的步骤如下。

(1)IMU模块预积分过程

假设陀螺仪和加速度计的测量模型为：

其中表示从导航坐标系到惯性坐标系的旋转，/>是地球旋转的角速度，为当载体在具有曲率的地球表面运动引起的导航框架旋转，/>和/>分别表示陀螺仪和加速度计的测量噪声，ε和Δ分别表示陀螺仪和加速度计的偏差，两者相互独立。gⁿ表示重力加速度向量。

构建高精度IMU预积分测量模型为：

其中是从ECEF到l导航框架的映射,/>表示l(l＝1,2)卫星从i时刻到j时刻的旋转，(a)^表示a向量的一个反对称矩阵，/>

预积分测量模型使得预积分量不与i时刻和j时刻的状态量相关，这样每次更新i时刻和j时刻的状态量时就不需要重新计算预积分量。预积分测量模型与运动载体的偏差、位姿及速度有关。这些状态在优化过程中进行迭代。假设为预积分的IMU状态向量，/>为增量更新，则/>能更新预积分第一估计值的误差为：

雅可比矩阵显示了状态更新导致IMU预积分测量变化。雅可比矩阵在预积分时保持不变可以在初始化时预先计算。

(2)多普勒频率预积分测量模型

假设整个状态向量为：

其中x_i为IMU状态向量，其第i时刻的多普勒频率是可测的。它包含了ECEF框架的位置、速度和指向，以及在IMU计数体中加速度计和陀螺仪的偏差。表示第i时刻从运动载体到导航体的旋转。k是优化轨迹长度。/>表示观察通信卫星1，2的ECEF位置。b_clk1,b_clk2表示卫星1，2信标的多普勒频移。当GNSS测量有效时，/>和b_clk1,b_clk2可观测。

对所有预积分、多普勒测量、以及GNSS测量值与估计值的马氏范数和残差最小以取得最大后验估计为：

其中r_I(·)、r_F(·)和r_G(·)分别为预积分、多普勒频率和GNSS定位测量的残差。

(3)IMU预积分的测量残差和多普勒频率测量残差

IMU预积分增加的位置和速度代表两个连续结构测量k和k+1，IMU预积分的测量残差定义为：

其中分别表示IMU预积分增加的旋转、速度和位置，(M)^∨表示将反对称矩阵M映射到一个与之对应的实向量a。

多普勒频率预积分的残差定义为：

其中通过多普勒频移跟踪模块获得信标信号频率测量，而且GNSS测量残差定义为：

其中表示在j时刻GNSS的位置测量和/>表示在j时刻速度测量，两者相互独立。

(4)基于图优化的状态估计算法

本实例中采用图优化方法解决非线性优化问题。通过优化所有轨迹中的变量，然后更新预积分测量值，循环计算，直到残差小于迭代过程中的阈值。其算法如下：

设为初始解；C＝{<e_ij(·),Ω_ij>}为约束；设定残差阈值；x^*为新解，H^*为新信息矩阵；

为了找到最大似然解，当残差>残差阈值，b＝0；H＝0；对于所有的C＝{<e_ij(·),Ω_ij>}，计算雅可比矩阵：

计算约束对线性***的贡献：

计算系数向量：

保持第一节点不变：H_[11]+＝I

用cholesky分解求解线性***：

Δx＝slove(HΔx＝-b)

更新参数：

循环直至：

H^*＝H。

Claims (6)

1.一种基于多波束天线的导航装置，其特征在于，包括：

多波束天线，配置于运动载体；

惯性测量组件或惯性导航***，搭载于运动载体，在运动载体的运动过程中，感知运动载体的运动信息，输出运动载体姿态角以及姿态角变化率；

波束控制模块，搭载于运动载体，在运动载体的运动过程中保持每个天线波束始终对准相应的卫星，输出对准时的天线波束指向信息；

导航计算模块，基于每个天线波束对准卫星时的运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差、卫星当前位置信息、惯性测量组件或者惯性导航***的输出信息，融合输出运动载体导航位置信息；

多普勒频移跟踪模块，接收每个天线波束获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息，输出给导航计算模块进行融合；所述多普勒频移跟踪模块包含多个通道，每个通道对应一个天线波束，每个通道独立测量获得运动载体相对于对应卫星的多普勒频移；

所述导航计算模块融合得到运动载体导航位置信息的方法如下：

当天线波束个数k大于或等于2时，利用k个卫星的位置、k个天线波束指向信息，直接根据空间关系计算运动载体的位置；

当天线波束个数k为1时：

利用单个卫星的位置、单个天线波束接收到的多普勒信息，基于多普勒导航原理实现运动载体的定位导航；或，

利用单个卫星的位置、单个天线波束指向信息、单个天线波束接收到的多普勒信息，融合输出运动载体导航位置信息；或，

利用单个卫星的位置、单个天线波束指向信息、单个天线波束接收到的多普勒信息，融合输出运动载体导航位置信息；或，

利用天线波束对准卫星时运动载体姿态角及运动载体姿态角偏差、卫星当前位置信息、天线波束接收到的卫星信号多普勒频率信息、惯性测量组件或者惯性导航***的输出信息，融合输出运动载体导航位置信息。

2.根据权利要求1所述基于多波束天线的导航装置，其特征在于，所述运动载体为导弹、飞机、舰船、炮弹或车辆，所述卫星为GEO、MEO或LEO卫星。

3.根据权利要求1所述基于多波束天线的导航装置，其特征在于，所述多波束天线为合成多波束天线或相控阵多波束天线。

4.根据权利要求3所述基于多波束天线的导航装置，其特征在于，所述合成多波束天线为反射面天线、平板天线或单波束相控阵天线；所述相控阵多波束天线为机械相控阵多波束天线、半导体相控阵天线、超材料相控阵天线、光学相控阵天线或DBF相控阵天线。

5.根据权利要求1所述基于多波束天线的导航装置，其特征在于，所述波束控制模块利用运动载体经纬度信息、运动载体的姿态角以及卫星位置计算确定每个天线波束指向，即方位角、俯仰角，并按照接收信号能量最大的原则控制波束调整，实现控制每个天线波束精准对准对应卫星。

6.根据权利要求1所述基于多波束天线的导航装置，其特征在于，所述多普勒频移跟踪模块测量卫星信标或载波信号相对于设定频率的多普勒频移，并考虑传播路径对多普勒频移的影响。