一种基于联邦滤波的多源融合即插即用组合导航方法技术

本发明专利技术公开了一种基于联邦滤波的多源融合即插即用组合导航方法。该方法为：采用惯性导航系统、卫星导航系统、里程计及高度计作为多源融合导航系统的导航信息源，使用捷联惯性导航系统模型作为信息融合模型的基准框架，使之与其他导航传感器进行信息融合，以捷联惯性导航系统的误差方程进行建模，建立联邦滤波组合导航模型，设计自适应联邦滤波器，实现多导航源的信息自适应分配融合，进行最优估计并将故障诊断和隔离方案加入联邦滤波器，实现各传感器模块的即插即用功能，并通过改进的残差χ

【技术实现步骤摘要】
一种基于联邦滤波的多源融合即插即用组合导航方法
本专利技术涉及组合导航
，特别是一种基于联邦滤波的多源融合即插即用组合导航方法。
技术介绍
近年来，随着GNSS系统的发展和应用，卫星导航技术不仅在战争中得到了广泛的应用，卫星导航产业也成为了信息化产业的重要支柱。个人旅游出行、交通运输、气象预测、地图测绘、救灾防洪、移动通信均离不开导航产业及其技术的支持和应用。但是GNSS系统设计的初衷只是作为一种战争环境下的导航辅助手段，因此无论是中国的BDS系统、美国的GPS系统、俄罗斯的GLONASS系统、欧洲的伽利略系统还是其他一些国家和地区小型导航系统和区域性导航系统均存在一些固有的缺点，其信号到达地面的信号功率极低，使得其接收机容易被欺骗和干扰，在室内、水下、地下以及城市峡谷等物理信号受阻环境中以及电磁干扰环境中服务性能严重下降，严重的可导致军事安全受到严重挑战。基于以上，单一导航子系统辅助惯性导航系统的组合模式已经无法满足导航系统的高精度和高可靠性需求。为了解决上述问题，研究人员根据导航系统的环境特点和工作特性，以技术成熟和具有独特优本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于联邦滤波的多源融合即插即用组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1：建立在导航系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计自适应联邦滤波器，经过联邦滤波器的最优估计，对导航系统进行校正输出；/n步骤2：通过预测残差统计量构建自适应分配因子，实现各联邦子滤波器信息因数的自适应分配，优化联邦滤波器的最优估计；/n步骤3：将故障诊断与故障隔离方案加入联邦滤波器中，实现传感器的即插即用，形成自适应容错联邦滤波器，并通过改进的残差χ

【技术特征摘要】
1.一种基于联邦滤波的多源融合即插即用组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：建立在导航系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计自适应联邦滤波器，经过联邦滤波器的最优估计，对导航系统进行校正输出；
步骤2：通过预测残差统计量构建自适应分配因子，实现各联邦子滤波器信息因数的自适应分配，优化联邦滤波器的最优估计；
步骤3：将故障诊断与故障隔离方案加入联邦滤波器中，实现传感器的即插即用，形成自适应容错联邦滤波器，并通过改进的残差χ2检验法，识别并隔离子滤波器的故障，完成组合导航。


2.根据权利要求1所述的基于联邦滤波的多源融合即插即用组合导航方法，其特征在于，步骤1中所述建立在导航系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计自适应联邦滤波器，经过联邦滤波器的最优估计，对导航系统进行校正输出，具体如下：
(1.1)首先在导航坐标系下建立联邦滤波组合导航系统模型；惯性导航系统的误差模型选用通用误差模型，公共误差参考系统选取惯性导航系，导航坐标系选取东北天地理坐标系，则系统的状态矢量X为



其中为东北天方向上的姿态角误差；δVE、δVN、δVU为东北天方向上的速度误差；δL、δλ、δH为纬经高方向的位置误差；εbx、εby、εbz为陀螺仪在三个轴向上的随机漂移；εrx、εry、εrz为陀螺仪在三个轴向上的一阶马尔可夫过程随机噪声；为加速度计在三个轴向上的常值偏差；
系统的状态方程为：



其中F(t)为系统的状态转移矩阵，G(t)为误差系数矩阵，W(t)为白噪声随机误差矢量，具体形式如下：
状态转移矩阵F(t)：



式中FN为系统误差矩阵，Fs为惯性器件的误差转换矩阵，FM为惯性器件的噪声矩阵，具体如下：






其中为姿态转换矩阵；



误差系数矩阵G(t)为：



白噪声随机误差矢量W(t)为：
W(t)＝[wgxwgywgzwrxwrywrzwaxwaywaz]T(8)
系统的量测方程Z为：
Z(t)＝H(t)X(t)+V(t)(9)
其中X(t)为系统的状态矢量，V(t)＝[NNNENU]T，H(t)根据不同的子滤波器选取；
将系统模型离散化，把状态方程式(2)和量测方程式(9)离散化，得



式中






式中，T为迭代周期；
(1.2)设计联邦滤波器：
每个子滤波器均采用卡尔曼滤波方式，具体如下：
状态一步预测方程：



状态估计方程：



卡尔曼增益方程：



一步预测均方差方程：



均方差估计方程：



表示惯性导航系统的位置信息为



表示惯性导航系统的速度信息为



式中λI、LI、HI为惯性导航系统纬度、经度、高度的测量值，λt、Lt、Ht为车载器纬度、经度、高度的真值，δλ、δL、δH为惯性导航系统纬度、经度、高度的测量误差值；vIN、vIE、vIU为惯性导航系统在东北天方向上速度的测量值，vN、vE、vU为车载器在东北天方向上速度的真值，δvN、δvE、δvU为惯性导航系统在东北天方向上速度的测量误差值；
表示卫星导航系统的位置信息为



表示卫星导航系统的速度信息为



式中λG、LG、HG为卫星导航系统纬度、经度、高度的测量值，λt、Lt、Ht为车载器纬度、经度、高度的真值，NE、NN、NU为卫星导航系统东北天方向位置的测量误差值；vGE、vGN、vGU为卫星导航系统在东北天方向上速度的测量值，vN、vE、vU为车载器在东北天方向上速度的真值，MN、ME、MU为惯性导航系统在东北天方向上速度的测量误差值；为了与惯性导航系统的经度和纬度的量纲配合，对位置测量值N和速度测量值M进行转换；
表示里程计的速度信息为



式中vOE、vON、vOU为里程计在东北天方向上速度的测量值，vN、vE、vU为车载器在东北天方向上速度的真值，ON、OE、OU为里程计在东北天方向上速度的测量误差值；
表示高度计的高度信息为
Ha＝Ht-A(23)
式中Ha为高度计在高度上的测量值，HU为车载器在天向上位置的真值，A为高度计在高度上的测量误差值；
(1.2.1)设计GNSS/SINS子滤波器
根据(1.1)知，GNSS/SINS子滤波器的状态方程为



GNSS/SINS子滤波器的量测方程为



其中



VG(t)＝[NNNENUMEMNMU]T(27)
量测噪声作为白噪声处理，其方差分别为
(1.2.2)设计里程计/SINS子滤波器
根据(1.1)知，GNSS/SINS子滤波器的状态方程为



里程计/SINS子滤波器的量测方程为



其中
HO(t)＝[03×3diag[111]03×12](30...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈帅，顾涛，王琮，李杰，孔维一，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32