一种BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法技术方案

本发明专利技术提出了一种全源弹性BeiDou/SINS紧组合导航系统的弹性模型设计方法，用于解决全源导航数据快速融合定位计算技术问题。本发明专利技术利用全源弹性PNT服务体系的导航定位系统概念框架，以精确SINS子系统为核心，以多源BeiDou导航系统、磁力计等导航设备，设计了全源弹性PNT组合导航系统姿态旋转和平移运动非线性弹性观测器方程，把多源导航设备数据构建融合为系统模型方程的注入项算子和弹性修正函数，提出新型全源弹性PNT导航定位系统的级联式非线性姿态‑平移运动弹性观测器理论与算法解决方案，满足水面无人飞行器运动对象的复杂应用环境下全源弹性PNT组合导航定位系统快速精确计算的技术性能要求。

【技术实现步骤摘要】
一种BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法
本专利技术涉及航空航天航海领域的导航定位授时(Positioning、NaviagtionandTiming,PNT)服务中的系统信息处理
，特别是指一种BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法。
技术介绍
无人机导航定位主要有惯性导航系统(Inertialnavigationsystem,SINS)，为运载体提供位置、速度和姿态数据信息，目前采用最多的是捷联(Strip)惯性导航系统(SINS)，利用三轴加速度计和陀螺仪传感器；全球卫星导航系统(GlobalNavigationSatelliteSystem,GNSS)，包括我国的BeiDou导航系统，美国GPS系统和Galileo系统等，GNSS以导航卫星为基站，能够提供精确的三维位置、速度和时间信息，但是存在着GNSS信号被遮蔽或者人为干扰等缺陷，同时SINS系统存在着导航误差会随时间累积，惯性器件精度受到工艺水平和成本限制，普通精度纯惯导系统不能满足长航时导航应用要求。很明显目前单一导航方式难以满足运载体高精度长本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法，其特征在于，其步骤如下：/n步骤一、根据全源弹性BeiDou/SINS紧组合导航系统多源传感器配置，设计紧组合模式无人机载体有界姿态模型方程，并根据多源传感器中磁力计传感设备测量的数据计算注入项算子，根据多源传感器中陀螺仪测量的数据计算陀螺仪偏差；/n步骤二、分别对注入项算子和陀螺仪偏差进行离散化计算，根据注入项算子和陀螺仪偏差的离散化结果对紧组合模式无人机载体有界姿态模型方程进行离散化计算；/n步骤三、根据代数法计算紧组合导航系统中卫星的伪距观测量数据，并引入辅助向量构建BeiDou/SINS紧组合导航系统的无人机平移运动观测器模...

【技术特征摘要】
1.一种BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法，其特征在于，其步骤如下：
步骤一、根据全源弹性BeiDou/SINS紧组合导航系统多源传感器配置，设计紧组合模式无人机载体有界姿态模型方程，并根据多源传感器中磁力计传感设备测量的数据计算注入项算子，根据多源传感器中陀螺仪测量的数据计算陀螺仪偏差；
步骤二、分别对注入项算子和陀螺仪偏差进行离散化计算，根据注入项算子和陀螺仪偏差的离散化结果对紧组合模式无人机载体有界姿态模型方程进行离散化计算；
步骤三、根据代数法计算紧组合导航系统中卫星的伪距观测量数据，并引入辅助向量构建BeiDou/SINS紧组合导航系统的无人机平移运动观测器模型；
步骤四、将BeiDou/SINS紧组合导航系统的无人机平移运动观测器模型转化为BeiDou/SINS紧组合导航系统的LTV误差动力学模型，并对BeiDou/SINS紧组合导航系统的LTV误差动力学模型进行弹性参数整定和变换，得到BeiDou/SINS紧组合导航系统的LTV误差状态变量的Riccati方程；
步骤五、利用SINS滤波原理对BeiDou/SINS紧组合导航系统的LTV误差动力学模型进行离散化，得到BeiDou/SINS紧组合导航系统的误差状态变量的观测量离散化方程；
步骤六、对BeiDou/SINS紧组合导航系统的误差状态变量的观测量离散化方程进行LTV误差状态估计，根据LTV误差状态估计对LTV误差状态变量进行更新。


2.根据权利要求1所述的BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法，其特征在于，所述紧组合模式无人机载体有界姿态模型方程为：



其中，表示载体坐标系b相对于ECEF坐标系的旋转四元数微分，表示无人机从载体坐标系b到ECEF坐标系的旋转姿态四元数，表示陀螺仪测量角速度，表示陀螺仪偏差，表示扩展注入项算子，表示地球自转角速度ωie的四维扩展向量，表示陀螺仪偏差随机游走量，表示陀螺仪测量偏差，表示注入项算子，表示陀螺仪偏差定界值，Proj(·)表示投影模型，表示比力测量值，表示旋转矩阵的转置矩阵，表示饱和算子，κI表示在非线性姿态观测器组合效应作用下的陀螺仪角速率偏差估计弹性增益系数，κ2表示注入项算子的各个观测/参考矢量对的弹性比例系数，表示载体坐标系b下的磁力计测量值，me表示地球磁场参考矢量，表示加速度计的比力矢量；
分别对比力测量值加速度计的比力矢量载体坐标系b下的磁力计测量值地球磁场参考矢量me进行规范化计算，得到：



其中，fb表示载体坐标系下的规范化比力，fe表示ECEF坐标系下的规范化测量比力，mb表示载体坐标系下的规范化磁力计测量值，me表示ECEF坐标系下的规范化磁力计；
注入项算子的规范化形式为：





3.根据权利要求2所述的BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法，其特征在于，所述对注入项算子进行离散化计算的方法为：



若i＝1，执行计算，



否则，
若i＝2，执行计算，



否则，
其中，δtacc表示加速度计可用时的采样时间间隔，δtmag表示磁力计可用时的采样时间间隔，T表示积分间隔，表示k时刻的总的注入项算子，表示k时刻的比力计算的注入项部分，表示k时刻的磁力计测量的注入项部分，k1(k)表示k时刻的增益系数，fb(k)表示k时刻的载体坐标系下的比力规范值，表示k-1时刻的四元数表述的旋转矩阵，fe(k)表示ECEF坐标系下的k时刻的比力规范化值，k表示时刻，mb(k)表示载体坐标系下的k时刻的磁力计规范化值，me(k)表示ECEF坐标系下的k时刻的磁力计规范化值；
所述对陀螺仪偏差进行离散化计算的方法为：
将陀螺仪偏差的投影模型转化为，



其中，表示注入项最小化取值算子，Mb是陀螺仪测量角速率偏差的上界；
陀螺仪偏差的离散化表达式为，



其中，表示k时刻的陀螺仪偏差计算值，表示k-1时刻的陀螺仪偏差计算值，κI(k)表示k时刻的陀螺仪偏差计算的增益系数。


4.根据权利要求3所述的BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法，其特征在于，所述根据注入项算子和陀螺仪偏差的离散化结果对紧组合模式无人机载体有界姿态模型方程进行离散化计算的方法为：



其中，表示斜对称矩阵的指数计算，表示负斜对称矩阵的指数计算，表示k时刻的计算角速度，表示k时刻的角速度，表示角速度，表示地球自转角速度，表示k-1时刻的角速度，I4表示4维单位阵。


5.根据权利要求1所述的BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法，其特征在于，所述根据代数法计算紧组合导航系统中卫星的伪距观测量数据的方法为：
S31、无人机参考位置矢量每一颗卫星的视线向量四颗卫星的伪距观测量为ρ1、ρ2、ρ3和ρ4，且其中前三颗卫星的视线向量和都是相互线性独立，前三颗卫星的视线向量组成视线矩阵满足设置伪距观测噪声误差矩阵Г＝1，定义辅助变量
S32、由四颗卫星的伪距观测量和视线向量组成矩阵则辅助变量z表达式为：



其中，表示由向量计算的转换向量，表示由向量计算的转换向量，表示观测距离向量，表示单位向量，表示视线向量，且表示视线距离矢量，i'＝1,2,3,4，M＝diag(1,1,1，-1)表示对角阵。


6.根据权利要求5所述的BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法，其特征在于，所述BeiDou/SINS紧组合导航系统的无人机平移运动观测器模型为：



其中，表示无人机平移运动的位置矢量，表示机器人平移运动的速度向量，表示加速度计比力估计向量，Ψ表示辅助向量，表示位置微分，表示速度微分，表示辅助变量微分，表示钟差微分，eρ,i表示平移运动注入项信号，ev,i表示平移运动注入项信号，m表示可观测卫星数，表示计算位置表达的重力矢量，表示位置伪距增益系数，表示位置速度增益系数，表示速度伪距增益系数，表示伪距率增益系数，表示辅助变量伪距增益系数，表示辅助变量伪距率增益系数，表示钟差伪距增益系数，表示钟差伪距率增益系数。
所述平移运动注入项信号eρ,i、ev,i分别为：则估计观测值的表达式为：






其中，ρi表示观测值，表示估计观测值，vi表示观测值，表示估计观测值，是伪距误差建模参数，Г表示伪距测量的观测噪声误差矩阵；第i颗卫星的位置和速度分别表示为Pie和第i颗卫星和接收机间的几何距离为加速度计比力误差位置误差定义为速度误差定义为时钟偏差误差定义表示速度伪距率观测矩阵Π的...

【专利技术属性】
技术研发人员：丁国强，赵朋朋，赵素娜，凌丹，娄泰山，张焕龙，王晓雷，
申请(专利权)人：郑州轻工业大学，
类型：发明
国别省市：河南;41