原子钟、微惯性测量组合和导航系统的耦合方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的耦合方法及系统，其中该方法包括：对芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行时空初始对准；开始进行导航循环，并分别获取芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列，并对微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列进行时间同步；判断获取的当前可见卫星的个数不为0，则以芯片级原子钟提供精确时钟为辅助，构造耦合状态方程和耦合量测方程，并对耦合状态方程和耦合量测方程进行组合滤波，并修正微惯性测量组合的误差。该方法能够提高卫星导航系统信息的可用性，进一步提高导航系统的精确度。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及导航
，尤其涉及一种芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星 导航系统的耦合方法及系统。
技术介绍
导航技术是军民两用的战略性关键技术。常用的导航技术分别是基于无线电的全 球卫星导航系统和基于牛顿经典力学的惯性导航技术。 GNSS(Global Navigation Satellite System，全球卫星导航系统）是应用最广泛 的导航定位技术，多个国家建立了GNSS系统，包括美国的GPS(Global PositioningSystem， 全球定位系统）、俄罗斯的GL0NASS(Global Navigation Satellite System，格洛纳斯）、欧 盟的Galileo(伽利略）以及中国的北斗2号。然而，GNSS易受遮挡、干扰以及数据刷新率低。 惯性导航系统建立在牛顿经典力学定律的基础之上，利用加速度计和陀螺仪通过坐标变换 和积分算法确定载体的位置、速度和姿态。惯性导航系统一旦获取运载体初始位置之后，不 需要从运载体传送信号或者接收信号，即可通过自身系统完成导航定位功能，具有非常优 异的自主性和隐蔽性。MEMS(Micr〇-Electro_Mechanical System，微机电系统)MIMU(Micro Inertial Measurement Uni ts，惯性测量组合）固结于载体，构成SINS(Strap-down Inertial Navigation System，捷联惯性导航系统），然而，SINS具有误差积累的缺点。 相关技术中，将GNSS和MMU组合起来，构成组合导航系统是较为常见的做法。GNSS 与MMU组合导航继承了GNSS无误差积累的优势和MMU导航高刷新率、导航信息全的优势。 组合导航适用于飞机、舰船、车辆、导弹、炮弹等应用。但是，该组合导航发挥作用，要求可见 卫星数不得低于三颗，如果可见卫星数低于三颗的情况下，组合导航则退化为惯性导航，即 GNSS信息不可用，由于过于依赖更多的可见卫星，所以导致这种组合导航的可用性差，从而 降低导航系统的精确度。
技术实现思路
本专利技术的目的旨在至少在一定程度上解决上述的技术问题之一。 为此，本专利技术的第一个目的在于提出一种芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星 导航系统的耦合方法，该方法通过将芯片级原子钟耦合到传统的组合导航系统中，实现了 在只要有可见卫星的情况下，即可通过该组合导航系统进行组合导航，不仅提高了时间信 息的准确性，还大大改善了组合导航的可用性和精确度。 本专利技术的第二个目的在于提出一种芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系 统的耦合系统。 为达上述目的，本专利技术第一方面实施例提出了一种芯片级原子钟、微惯性测量组 合和卫星导航系统的耦合方法，该方法包括以下步骤:对所述芯片级原子钟、微惯性测量组 合和卫星导航系统进行时空初始对准;开始进行导航循环，并分别获取所述芯片级原子钟、 微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列，并对所述微惯性测量组合和卫星导航系统的 数据序列进行时间同步；获取当前可见卫星的个数，并判断所述当前可见卫星的个数是否 为0;如果所述当前可见卫星的个数不为0,则以所述芯片级原子钟提供精确时钟为辅助，通 过所述微惯性测量组合和卫星导航系统所提供的数据序列构造耦合状态方程;根据所述当 前可见卫星与接收机之间的距离和距离变化率误差构造耦合量测方程;对所述耦合状态方 程和耦合量测方程进行组合滤波，并修正所述微惯性测量组合的误差。 根据本专利技术实施例的芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的耦合方 法，在时空初始对准后，开始进行导航循环，并对微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序 列进行时间同步，之后，如果判断获取的当前可见卫星的个数不为0,则以芯片级原子钟提 供精确时钟为辅助，构造耦合状态方程和耦合量测方程，并对耦合状态方程和耦合量测方 程进行组合滤波，最后修正微惯性测量组合的误差。该方法通过将芯片级原子钟耦合到传 统的组合导航系统中，实现了在只要有可见卫星的情况下，即可通过该组合导航系统进行 组合导航，不仅提高了时间信息的准确性，还大大改善了组合导航的可用性和精确度。 在本专利技术的一个实施例中，如果所述当前可见卫星的个数为〇,则通过所述微惯性 测量组合进行导航定位。 在本专利技术的一个实施例中，所述对所述芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导 航系统进行时空初始对准，包括:通过所述卫星导航系统进行定位计算以获取接收机钟差 恢复出卫星导航系统时，并根据所述卫星导航系统时对所述芯片级原子钟进行时间初始对 准;控制所述卫星导航系统启动工作并进行卫星导航定位，得到所述卫星导航系统接收机 的经度、炜度和高程，并将所述经度、炜度和高程赋值给所述芯片级原子钟、微惯性测量组 合和卫星导航系统耦合初始位置;通过所述微惯性测量组合测量俯仰角和滚转角，并根据 预先输入的偏航角、所述俯仰角和滚转角对所述芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导 航系统进行姿态初始对准。 在本专利技术的一个实施例中，所述对所述微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序 列进行时间同步，包括:利用所述微惯性测量组合的数据序列，采用线性插值外推方法估计 所述卫星导航系统当前时刻的惯性导航信息。 在本专利技术的一个实施例中，以所述芯片级原子钟提供精确时钟为辅助，通过所述 微惯性测量组合和卫星导航系统所提供的数据序列构造耦合状态方程，包括：以所述芯片 级原子钟提供精确时钟为辅助，选用状态变量为X INS，并根据所述微惯性测量组合和卫星导 航系统所提供的数据序列以及所述状态变量构造所述耦合状态方程；其中，为MEMS INS炜度、经 度和高程误差，δν=为所述MEMS INS东向、北向和天向速度误差，Φ = 为俯仰、滚转和偏航姿态角误差，V = Vj为所述MMU三轴加速度计零偏，ε =为所述微惯性测量组合中三轴陀螺零偏，SSFa=RSFax SSFay SSFaz]为所述微惯 性测量组合中三轴加速度计的标度因数误差，SSFg= RSFgx SSFgy SSFgz]为所述微惯性测 量组合中三轴陀螺的标度因数误差。 在本专利技术的一个实施例中，所述根据所述当前可见卫星与接收机之间的距离误差 和距离变化率误差构造耦合量测方程，包括:计算所述当前可见卫星与所述接收机之间的 距离误差和距离变化率误差;选用观测变量Z，并根据所述观测变量Z将所述距离误差和距 离变化率进行组合以构造所述耦合量测方程;其中，其中，Sp为所述当前可见 卫星与所述接收机之间的距离误差构造的矢量，^^为所述当前可见卫星与接收机之间的 距离变化率误差构造的矢量，N为可见卫星的数目。 为达上述目的，本专利技术第二方面实施例提出了一种芯片级原子钟、微惯性测量组 合和卫星导航系统的耦合系统，包括:初始对准模块，用于对所述芯片级原子钟、微惯性测 量组合和卫星导航系统进行时空初始对准;数据获取模块，用于开始进行导航循环，并分别 获取所述芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列；时间同步模块，用于 对所述微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列进行时间同步;卫星个数获取模块，用 于获取当前可见卫星的个数;判断模块，用于判断所述当前可见卫星的个数是否为〇;耦合 状态方程构造模块，用于在所述判断模块判断所述当前本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的耦合方法，其特征在于，包括以下步骤：对所述芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行时空初始对准；开始进行导航循环，并分别获取所述芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列，并对所述微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列进行时间同步；获取当前可见卫星的个数，并判断所述当前可见卫星的个数是否为0；如果所述当前可见卫星的个数不为0，则以所述芯片级原子钟提供精确时钟为辅助，通过所述微惯性测量组合和卫星导航系统所提供的数据序列构造耦合状态方程；根据所述当前可见卫星与接收机之间的距离和距离变化率误差构造耦合量测方程；对所述耦合状态方程和耦合量测方程进行组合滤波，并修正所述微惯性测量组合的误差。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：尤政，马林，刘天一，师帅，曹浪，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：北京;11