基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法技术

发明专利技术涉及导航系统精度同步对比技术领域，公开了基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比验证方法。测量两套惯导系统分别感应外界运动到输出姿态、速度之间的时间不同步。计算基准惯导系统在组合导航时，卫星秒脉冲到达时刻和与其组合滤波的前一时刻惯导脉冲间的时间间隔；补偿了当前工程上基本忽略的惯导系统内部时延、卫星秒脉冲与组合的惯导数据间的时间间隔，设计了一种利用一个高精度惯导系统作为基准系统评估验证惯导系统精度的方法，该方法同步性、准确性更高。准确性更高。准确性更高。

【技术实现步骤摘要】
基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法


[0001]本专利技术属于导航系统精度同步对比
，尤其是涉及基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法。

技术介绍

[0002]惯性导航系统(INS)在航天、航空和航海等领域中被广泛使用，但系统导航误差随时间逐渐累积增加。全球定位系统(GPS)定位误差、速度误差不随时间增长，具有良好的长期稳定性；但其无法提供姿态信息，输出位置、速度的频率远远低于惯导输出速度增量、角增量的频率,且信号易被屏蔽或受到电磁干扰。鉴于INS和GPS具有良好的互补性,二者可以有机组合，现如今主流的导航方式是以惯导为基础，GPS为辅助的组合导航系统，该方法能扩大系统使用范围，提高系统导航精度、可靠性及容错性。
[0003]组合导航的性能受到多方面影响，如惯性导航系统的元器件性能、GPS完好性、连续性、卫星误差(如星历误差、)组合导航算法等，为了提高导航系统的可靠度，有必要对导航系统的精度进行评估，以验证所选用的组合导航系统满足使用条件。但是精度评估中，有如下几方面的问题：
[0004]1、导航基准的选取：若需要评估组合导航系统输出的导航解算结果，需选取可信度更高的导航结果作为基准。目前主流方式是将导航结果与卫星的同步数据做比对，但是卫星数据无法提供姿态信息，且卫星信号读取频率很低，而惯性导航数据更新频率可以达到卫星更新频率的几百倍，因此直接用卫星评估导航结果效果并不尽如人意。
[0005]2、导航精度评估方法无法实时、直观评估精度。比如采用RTS区间平滑，后验评估分析导航精度，这种方法只能在实验后用采集的数据进行逆向运算实现。或者评估系统可观测性，比如利用线性定常理论和奇异值分解法分析对准中滤波器可观性，但是这种方法只能间接评估精度，并且它的前提是行为结果和状态空间完全已知，而载体在空中飞行具有随机性，因此该方法既不能给出直接结果又受到众多限制。
[0006]3、目前没有考虑到惯导系统在感应外界运动到输出角增量、速度增量的时延。激光惯导系统为了滤掉解决锁区问题而加入了高频抖动分量，对采样值加入了低通滤波等，但是该方法会带来几毫秒的时延；光纤陀螺由于内部信号处理和传输延迟也会导致时滞环节。目前无论是精度评估，亦或是实时、后验的数据处理，都没有将其补偿，这样会对导致精度计算和精度评估造成一定误差。
[0007]4、目前，由于惯导数据频率较高，而卫星则采用秒脉冲居多，惯导和卫星在组合时通常采用与卫星秒脉冲(PPS)到达时刻最近一拍的的惯导解算结果与PPS对应的卫星解算信息组合滤波，这种方式直接忽略了秒脉冲到达时刻与最近一拍惯导解算结果之间的时间间隔，具体如图一所示。将这两个时刻的速度、位置信息置为同一时刻进行组合导航。这样带来了两方面问题：一方面组合导航的精度会受到一定影响，另一方面在精度比对的时候，由于目前用卫星授时的数据进行比对，相当于比对的数据之间具有一定的时间间隔，不利于结果的比对。
[0008]5、上述3、4条中相关的时间间隔：(1)惯导感应外界运动到输出间的时间间隔；(2)数据组合时，卫星PPS和与之组合的惯导解算结果之间的时间间隔，目前在工程中无人测量，因此没有针对这两种的补偿方法。若在载体飞行导航时，实时运算能将其代入组合导航滤波器中，导航结果可以得到更高精度，然后利用该结果进行精度评估可以时间基准更准确；在后验精度评估时，也能将原先时间基准略微的不同步进行补偿。

技术实现思路

[0009]本专利技术的目的是设计一种双惯导同步对比验证方法，该方法基于卫星接收机秒脉冲保证双惯导系统的数据同步，补偿了当前工程上基本忽略的惯导系统内部时延、卫星秒脉冲与组合的惯导数据间的时间间隔，设计了一种利用一个高精度惯导系统作为基准系统评估验证惯导系统精度的方法，该方法同步性、准确性更高。
[0010]基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法，包括以下步骤：
[0011]步骤一：在平板上分别安装基准惯导系统和验证惯导系统；
[0012]步骤二：求解基准惯导系统到验证惯导系统的姿态转换矩阵；
[0013]步骤三：测量基准惯导系统和验证惯导系统分别感应外界运动到输出姿态、速度之间的时间不同步值
△
T
imu1
‑
imu2
；
[0014]步骤四：将两套惯导系统与同一卫星导航接收机关联；
[0015]步骤五：计算基准惯导系统的卫星导航接收机秒脉冲到达时刻与最近一拍基准惯导输出脉冲达到时刻的时间差
△
T
imu
‑
pps
；
[0016]步骤六：根据卫星导航接收机秒脉冲到达时刻卫星导航解算的速度位置，估算最近一次基准惯导输出脉冲达到时刻卫星导航的虚拟解算速度位置；
[0017]步骤七：待基准惯导系统进入组合导航状态后，启动验证惯导系统；
[0018]步骤八：根据步骤三中计算的时间不同步值
△
T
imu1
‑
imu2
，将基准惯导系统输出与验证惯导系统输出同步；并将姿态转换矩阵右乘基准样机输出姿态矩阵得到中间矩阵，通过中间矩阵解算验证惯导系统坐标系下的基准姿态角和航向角，并与验证惯导系统输出基准姿态角和航向角进行对比。
[0019]进一步，基准惯导系统与验证惯导系统的设备轴线均与飞机轴线平行，保持两套惯导系统的姿态角和航向角一致，可以使两套惯导系统三个州感应到的角增量、速度增量基本一致。
[0020]进一步，所述步骤二中，基准惯导系统和验证惯导系统间的姿态转换矩阵通过以下过程得到：
[0021]S201、将过渡板置于水平平面上，并在过渡板上安装两套惯导系统，基准惯导系统和验证惯导系统纵轴方向指向相同；
[0022]S202、保持过渡板静止，让两个惯导系统进入静基座对准状态；并通过以下过程分别测算两惯导系统姿态：首先根据实际陀螺和加速度计测量值、已知的地理系重力矢量和地球自转角速度矢量，通过多矢量定姿原理进行解析粗对准，估计姿态角；再根据惯导误差方程，构建误差状态转移矩阵；对误差状态转移矩阵进行卡尔曼滤波，得出失准角误差；在估计姿态角基础上修正失准角误差后得到准确姿态角、航向角；
[0023]S203、将两套惯导系统对准后的航向角做差，得出两套惯导系统航向偏差；
[0024]S204、利用航向偏差，计算姿态转换矩阵。
[0025]进一步，所述步骤三中，时间不同步值
△
T
imu1
‑
imu2
通过以下过程得到：
[0026]S301、将安装有两套惯导系统的过渡板固定于转台上；
[0027]S302、将两套惯导系统通电，分别完成对准，并为两个惯导分别连接数据采集器，实时采集两套系统解算输出的速度、姿态；
[0028]S303、待两套惯导系统进入组合导航后，对转台输入以正弦变化的控制指令，分别采集一定时长的两套系统输出的姿态；
本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：在平板上分别安装基准惯导系统和验证惯导系统；步骤二：求解基准惯导系统到验证惯导系统的姿态转换矩阵；步骤三：测量基准惯导系统和验证惯导系统分别感应外界运动到输出姿态、速度之间的时间不同步值
△
T
imu1
‑
imu2
；步骤四：将两套惯导系统与同一卫星导航接收机关联；步骤五：计算基准惯导系统的卫星导航接收机秒脉冲到达时刻与最近一拍基准惯导输出脉冲达到时刻的时间差
△
T
imu
‑
pps
；步骤六：根据卫星导航接收机秒脉冲到达时刻卫星导航解算的速度位置，估算最近一次基准惯导输出脉冲达到时刻卫星导航的虚拟解算速度位置；步骤七：待基准惯导系统进入组合导航状态后，启动验证惯导系统；步骤八：根据步骤三中计算的时间不同步值
△
T
imu1
‑
imu2
，将基准惯导系统输出与验证惯导系统输出同步；并将姿态转换矩阵右乘基准样机输出姿态角矩阵得到中间矩阵，通过中间矩阵解算验证惯导系统坐标系下的基准姿态角和航向角，并与验证惯导系统输出基准姿态角和航向角进行对比。2.根据权利要求1所述的基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法，其特征在于，基准惯导系统与验证惯导系统的设备轴线均与飞机轴线平行，保持两套惯导系统的姿态角和航线角一致。3.根据权利要求2所述的基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法，其特征在于，所述步骤二中，姿态转换矩阵通过以下过程得到：S201、将过渡板置于水平平面上，并在过渡板上安装两套惯导系统，基准惯导系统和验证惯导系统纵轴方向指向相同；S202、保持过渡板静止，让两个惯导系统进入静基座对准状态；并通过以下过程分别测算两惯导系统姿态：首先根据实际陀螺和加速度计测量值、已知的地理系重力矢量和地球自转角速度矢量，通过多矢量定姿原理进行解析粗对准，估计姿态角；再根据惯导误差方程，构建误差状态转移矩阵；对误差状态转移矩阵进行卡尔曼滤波，得出失准角误差；在估计姿态角基础上修正失准角误差后得到准确姿态角、航向角；S203、将两套惯导系统对准后的航向角做差，得出两套惯导系统航向偏差；S204、利用航向偏差，计算姿态转换矩阵。4.根据权利要求3所述的基于卫星导航接收机秒脉冲的双惯导同步对比方法，其特征在于，所述步骤三中，时间不同步值
△
T
imu1
‑
imu2
通过以下过程得到：S301、将安装有两套惯导系统的过渡板固定于转台上；S302、将两套惯导系统通电，分别完成对准，并为两个惯导分别连接数据采集器，实时采集两套系统解算输出的速度、姿态；S303、待两套惯导系统进入组合导航后，对转台输入以正弦变化的控制指令，分别采集一定时长的两套系统输出的姿态；S304、建立一个横轴为时间，纵轴为角度的坐标系，将两套惯导系统所采集的姿态角同时绘制于该坐标系下，计算两套惯导系统对应的姿态角曲线的相位差，根据相位差得出时
间不同步值
△
T
imu1
‑
imu2
；两惯导系统感应...

【专利技术属性】
技术研发人员：宫珏，胡玉龙，王双甲，焦飞，管宏旸，王彦卿，耿澄浩，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：