运用惯性测量单元和多个卫星发射机的姿态确定制造技术

运用安装在平台上的惯性测量单元和相关处理器、安装在平台上的多个信号接收天线和卫星发射机获得输入到确定平台姿态的Ｋａｌｍａｎ滤波器处理的观测量。由ＩＭＵ确定及其相关处理器的平台航向可能有错。把从平台天线到不同卫星发射机组的距离的姿态敏感函数值（用ＩＭＵ数据获得第一个值，而用在平台天线处接收的卫星发射机信号的测量相位获得第二个值）作比较获得距离函数的准确值。在Ｋａｌｍａｎ滤波器处理中用这个距离函数的准确值获得平台姿态的准确值。（*该技术在2018年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术一般涉及卫星惯性导航系统，特别是，涉及在卫星惯性导航环境下确定平台姿态(flatform attitude)的方法和设备。使用“卫星”意味着不仅包括所有种类的绕地轨道卫星，而且还包括其他形式的平台，它们可用于建立携带惯性导航系统的一个平台的位置和姿态。全球定位系统(GPS)(绕地轨道卫星导航系统的最新例子)包括带有同步原子时钟的24个全球分布的卫星。每个卫星发送编码信号，它具有包括在信号中的卫星时钟时间，并携带关于卫星星历数据(ephemerides)和它自己的每日星历数据(daily ephemeris)及时钟校正的信息。用户通过测量他的接收机时钟时间和包括在来自至少四个可见卫星的信号中的卫星时钟时间之间的差，获得确定其位置和时钟误差的主要数据。把接收机时钟时间和卫星时钟时间之差与无线电波传播速度的乘积称为伪距离(pseudorange)，并且等于至卫星的距离加上相当于卫星时钟误差减去接收机时钟误差的增量距离。用户通过对于每个卫星测量实际卫星信号的频率与如运用接收机时钟产生的卫星信号的频率之差，还可以获得确定其速度的主要数据。把在一段固定时间内由该频率差产生的相位的累积变化(以距离的单位表示)称为增量距离，并且等于在一段固定时间内卫星距离的变化加上在相同时间内接收机时钟和卫星时钟之差的变化与无线电波的传播速度之间的乘积。根据所测得的伪距离及增量距离，用户(已知卫星的位置、速度和时钟误差)可以计算他自己的位置、速度和时钟误差。由于附近平台的GPS确定位置中的较重要的误差是高度相关的，所以在确定平台的相对位置过程中这些误差趋于消失。把高准确度地确定附近平台的相对位置的GPS的使用称为差分GPS。用差分GPS可达到的准确度建议运用干涉GPS来确定平台的姿态。干涉GPS表示为根据高准确度位置更新来准确地确定平台的取向(和其他Kalman状态)，运用在平台上不同的点处测量卫星信号载波相位。运用在平台上的三个空间分布天线，允许只用GPS信号准确确定俯仰(pitch)、滚动(roll)和航向(heading)。然而，如果平台是高度机动的飞行器，那么需要把平台GPS装置与惯性导航单元相结合。GPS补偿惯性导航系统的偏移，而且当的平台作机动动作或其它发生事件使GPS暂时不工作时，惯性导航系统(INS)继续运作直至GPS再一次工作。本专利技术提供一种获得输入到确定平台滚动、俯仰和航向的Kalman滤波器处理中的观察量的方法和装置。本专利技术运用安装在平台上的惯性测量单元(IMU)和相关的处理器、安装在平台上的多个信号接收天线和多个卫星发射机。平台具有IMU对其参照的基准点，而天线具有相对于平台基准点的已知位置，在称为方法间隔的时间间隔处重复执行该方法，在称为Kalman滤波器间隔的时间间隔处Kalman滤波器处理向IMU和它的相关处理器提供滚动、俯仰和航向校正，一个Kalman滤波器间隔是多个方法间隔。本方法的第一个步骤是，对于多个卫星发射机组中每一组确定相位函数的值，卫星发射机组包括一个或多个卫星发射机。相位函数是在多个天线处接收到的来自卫星发射机组中的卫星发射机的信号相位的函数；第二个步骤是，从所述IMU和它的相关处理器获得平台的俯仰、滚动和航向，所述航向被称为IMU航向。第三个步骤是，对于每个卫星发射机组和每个候选航向确定算得的距离函数的值。距离函数是在卫星发射机组中的卫星发射机组到多个天线的距离的函数，根据卫星发射机组的位置、平台基准点的位置、相对于平台基准点的所述天线的位置、平台的俯仰和滚动以及候选航向算得的距离确定算得的距离函数的距离。多个候选航向跨过从IMU航向减去第一值到IMU航向加上第二值的航向范围。第四个步骤是，对于每个卫星发射机组和每个候选航向确定整数函数的值，所述整数函数是算得的距离函数和相位函数之差舍入至最近的整数。第五个步骤是，对于每个卫星发射机组和每个候选航向确定测得的距离函数的值。测得的距离函数是相位函数和整数函数之和。第六个步骤是，在某种情况下，根据进一步的考虑消除候选航向，所述情况是规定第一组一个或多个质量要求，而候选航向不能满足第一组质量要求；第七个步骤是，对于一个或多个评估间隔中的每个间隔，对于每个剩余候选航向，确定精确的候选航向，其做法是运用在一个或多个评估间隔中的每个间隔对卫星发射机组得到的经测得的距离函数值，评估间隔包括当前的方法间隔和零个或多个先前的方法间隔。精确的候选航向是质量标准最高的航向。第八个步骤是，在某种情况下，根据进一步的考虑消除特定的候选航向，所述情况是规定第二组一个或多个质量要求，而与候选航向相关的精确航向不能满足第二组质量要求；第九个步骤是，在某种情况下，丢弃与用于先前的方法间隔的候选航向相关的数据，所述情况是规定第三组一个或多个质量要求，而与候选航向相关的精确航向不能满足第三组质量要求；第十个也是最后一个步骤是，在某种情况下，表明与精确航向相关的候选航向是正确的候选航向，所述情况是规定第四组一个或多个质量要求，而精确航向满足第四组质量要求，Kalman处理可用到距离函数余数。距离函数余数是算得的距离函数值和与精确航向相关的相应的测得的距离函数值之差，所述精确航向与正确的候选航向相关。附图说明图1示出在GPS环境中确定姿态的基础。图2示出用地心、惯性导航单元位置、卫星信号的两个接收点的位置和两个卫星的位置表示的姿态确定几何结构。图3把图2的姿态确定几何结构扩展到包括规定两个接收点和两个卫星相对于地球中心的位置的矢量。图4给出伪距离的数学定义。图5给出载波相位观测值的数学定义。图6示出如何通过取相位单重差分消除时钟误差。图7示出双重差分化(doubledifferencing)的两种方法如何给出相同结果。图8把相位双重差分扩展成它的分量部分。图9包括在数学发展中用到的术语定义。图10示出本专利技术较佳实施例的方框图。图11示出本专利技术的方法步骤。图12定义导致平台姿态的最小均方误差估计的观测值z。图13示出如何完成Pij-Pij的线性化。图14示出图13的第一式的线性表达法。图15示出如何把图14的S和dS矢量从ECEF转换成NAV坐标。图16示出在ECEF、NAV和COMPUTER基准帧之间的关系。图17示出如何把图14的U和dU矢量从ECEF转换成NAV坐标。图18示出通过把图15和17的式子代入图14的式子所得到的式子。图19定义在图18中出现的矩阵分量。图20定义在图18中出现的矢量分量。图21示出观测值矩阵的分量。图22识别与双重差分观测值矩阵相关的Kalman状态。图23定义图21中用到的缩略语。图24给出图23中所列出的量的相对大小。图25示出简化观测值矩阵的分量。图26识别在图10所示的系统的模拟中用到的Kalman状态。图27示出图9所示的双重差分距离的单重差分等价式。本专利技术的较佳实施例运用干涉GPS和低成本惯性导航系统(INS)的全集成组合以提供姿态作为INS解决办法的一部分。图1示出在GPS环境中姿态确定的基础，其中示出与射在两个天线(它们是一条基线的端点)上的卫星发射相关的波前。在基线两端处的卫星信号相位差提供在天线和正在观察的卫星的平面内计算基线和卫星信号波前之间角度的手段。在这种方法的惯常运用中，在每一时刻，把在本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种获得输入到确定平台滚动、俯仰和航向的Ｋａｌｍａｎ滤波器处理中的观测量的方法，所述方法运用安装在平台上的惯性测量单元（ＩＭＵ）和相关处理器、安装在平台上的多个信号接收天线和多个卫星发射机，所述平台具有所述ＩＭＵ对其参照的基准点，所述天线具有相对于所述平台基准点的位置，在称为方法间隔的时间间隔处重复执行所述方法，在称为Ｋａｌｍａｎ滤波器间隔的时间间隔处所述Ｋａｌｍａｎ滤波器处理向所述ＩＭＵ和它的相关处理器提供滚动、俯仰和航向校正，所述Ｋａｌｍａｎ滤波器间隔是多个所述方法间隔，其特征在于，所述方法包括下列步骤：对于多个卫星发射机组中每一组确定相位函数的值，所述卫星发射机组包括一个或多个卫星发射机，所述相位函数是在所述多个天线处接收来自所述卫星发射机组中的所述卫星发射机的所述信号的相位函数；从所述ＩＭＵ和它 的相关处理器获得所述平台的俯仰、滚动和航向，所述航向被称为ＩＭＵ航向；对于每个卫星发射机组和每个候选航向确定算得的距离函数的值，距离函数是在所述卫星发射机组中的所述卫星发射机到多个所述天线的所述距离的函数，根据所述卫星发射机组的位置、所 述平台基准点的位置、所述天线相对于所述平台基准点的位置、所述平台的所述俯仰和滚动以及候选航向算出的距离来确定算得的距离函数的距离，多个所述候选航向跨过从所述ＩＭＵ航向减去第一值到所述ＩＭＵ航向加上第二值的所述航向距离；对于每个所述卫星发 射机组和每个所述候选航向确定整数函数的值，所述整数函数是舍入至最接近整数的所述算得的距离函数和所述相位函数之差；对于每个所述卫星发射机组和每个所述候选航向确定测得的距离函数的值，所述测得的距离函数是所述相位函数和所述整数函数之和；在 某种情况下，根据进一步的考虑来消除所述候选航向，所述情况是规定第一组一个或多个质量要求，而且所述候选航向不能满足所述第一组质量要求；对于每个剩余的所述候选航向，对于一个或多个评估间隔中的每个间隔，精确候选航向，其做法是用在所述一个或多个 评估间隔中的每个间隔内得到的对于所述卫星发射机组的所述测得的距离函数值，所述评估间隔包括当前的方法间隔和零个或多个先前的方法间隔，所述精确候选航向是质量量度最高的所述航向。...

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：罗伯特J比希勒，
申请(专利权)人：利顿系统有限公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]