本发明专利技术提出一种双天线GNSS/INS深组合导航方法及装置，其装置包括：电源模块、微机电惯性测量单元、射频模块、FPGA模块、DSP模块和至少两根天线。根据本装置，在惯性导航系统的辅助下可以有效地降低全球卫星导航系统周跳出现的概率，并减小全球卫星导航系统整周模糊度的搜索空间，从而确保姿态测量信息连续输出，增强全球卫星导航系统跟踪环路稳健性，在双天线全球卫星导航系统的辅助下可以实现惯性导航系统快速初始对准，改善惯性导航系统姿态可观测性，从而抑制惯性导航系统姿态发散。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于卫星移动通信
，具体涉及一种双天线GNSS/INS深组合导航方法及装置。
技术介绍
INSdnertial Navigation System,惯性导航系统)具有自主性、强抗干扰性和隐蔽性好等特点，并且能够高速连续输出位置、速度、姿态等导航参数，缺点是导航误差随时间累积，无法满足长时间工作的要求。GNSS(Global Navigation Satellite System,全球卫星导航系统)能够全球、全天候高精度输出位置、速度、时间信息，导航结果不随时间累积，但是导航数据更新率一般小于20Hz，并且在高动态或强干扰环境下会丢失卫星信号而使导航失效。可见，INS和GNSS优势互补，将二者组合使用，能得到动态性好、强抗干扰性的系统，能够高速连续输出导航参数并且导航误差不随时间累积。GNSS/MINS (Global Navigation Satellite System,全球卫星导航系统 /Micro-Electro-Mechanical Systems Inertial Navigation System,微机电惯性导航系统)组合导航系统是指以MIMU (MEMS Inertial Measurement Unit,微机电惯性测量单元)作为传感器，由GNSS接收机输出位置/速度等参考信息校正MINS误差，由MINS输出位置/速度辅助GNSS接收机捕获跟踪的导航系统。GNSS/MINS组合导航系统因其成本低、体积小、误差不随时间累积、高灵敏度、抗高动态应力等优点，在未来航空、车载应用中有着良好的前景。目前组合导航算法有松组合、紧组合、深组合三种，分别基于位置/速度、伪距/伪距率、I/Q累加值层面进行组合。由于MMU精度差，无法通过敏感地球自转来实现初始对准，因此采用GNSS接收机输出位置/速度信息辅助对准，但由于大失准角情况下惯性导航系统的非线性以及姿态不可观测性，导致对准无法实现或对准时间过长。另一方面，由于组合导航系统姿态可观测性差，载体长时间无机动情况下，姿态角会发散，比如如果汽车在高速路上行驶，长时间无转弯和加减速，用现有技术的卡尔曼滤波算法，姿态角会发散。专利CN201497509中公开了一种双天线GPS/INS组合导航仪，通过双天线引入姿态观测量来试图解决姿态角发散的问题，在该装置中由于卫星信号被遮挡，载噪比过低容易引起周跳，而且由于较易丢失卫星信号，并且丢失卫星信号后将进行长时间的整周模糊度搜索，导致长时间无姿态量输出等问题。
技术实现思路
本专利技术旨在至少在一定程度上解决上述技术问题之一或至少提供一种有用的商业选择。为此，本专利技术的第一个目的在于提出一种双天线GNSS/INS深组合导航方法，本专利技术的第二个目的在于提出一种双天线GNSS/INS深组合导航装置。 根据本专利技术实施例的双天线GNSS/INS深组合导航方法，包括以下步骤:S1.分别对全球卫星导航系统和惯性导航系统进行初始化和参数设置；S2.得到所述惯性导航系统的初始俯仰角和初始横滚角；S3.通过所述全球卫星导航系统获取卫星导航信息，并将根据所述卫星导航信息得到的所述全球卫星导航系统的第一伪距、第一伪距率、第一俯仰角和第一航向角作为卡尔曼滤波器的观测量；S4.根据所述第一伪距、所述第一伪距率、所述第一俯仰角和所述第一航向角对所述惯性导航系统进行大失准角初始对准；以及S5.所述惯性导航系统通过捷联惯导解算推导输出惯性导航系统三维位置、惯性导航系统三维速度、第二俯仰角、第二航向角和第二横滚角，并将所述惯性导航系统三维速度反馈至所述全球卫星导航系统，以使所述全球卫星导航系统进行时钟误差修正，使所述惯性导航系统进行系统误差修正，并在修正后对卫星信号进行跟踪。在本专利技术的实施例中，进一步包括:S6.所述全球卫星导航系统根据所述卫星信号，进行导航解算和差分姿态解算，更新输出所述全球卫星导航系统的第一伪距、第一伪距率、第一俯仰角和第一航向角，当所述全球卫星导航系统有输出时进入步骤S7，无输出时进入步骤S5 ；S7.根据所述惯性导航系统和所述全球卫星导航系统的输出结果建立卡尔曼滤波器误差方程和卡尔曼滤波器观测方程，对所述输出结果进行组合卡尔曼滤波算法，进入步骤S5。在本专利技术的实施例中，所述步骤S6的所述全球卫星导航系统在所述卫星信号跟踪过程中，实时监测跟踪环路的状态并估计载噪比，判断所述跟踪环路是否失锁，如果是，则在所述惯性导航系统辅助下对所述卫星信号进行重捕获。在本专利技术的实施例中，所述卡尔曼滤波器误差方程的状态向量为:权利要求1.一种双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤: 51.分别对全球卫星导航系统和惯性导航系统进行初始化和参数设置； 52.得到所述惯性导航系统的初始俯仰角和初始横滚角； 53.通过所述全球卫星导航系统获取卫星导航信息，并将根据所述卫星导航信息得到的所述全球卫星导航系统的第一伪距、第一伪距率、第一俯仰角和第一航向角作为卡尔曼滤波器的观测量； 54.根据所述第一伪距、所述第一伪距率、所述第一俯仰角和所述第一航向角对所述惯性导航系统进行大失准角初始对准；以及 55.所述惯性导航系统通过捷联惯导解算推导输出惯性导航系统三维位置、惯性导航系统三维速度、第二俯仰角、第二航向角和第二横滚角，并将所述惯性导航系统三维速度反馈至所述全球卫星导航系统，以使所述全球卫星导航系统进行时钟误差修正，使所述惯性导航系统进行系统误差修正，并在修正后对卫星信号进行跟踪。2.如权利要求1所述的双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，进一步包括: 56.所述全球卫星导航系统根据所述卫星信号，进行导航解算和差分姿态解算，更新输出所述全球卫星导航 系统的第一伪距、第一伪距率、第一俯仰角和第一航向角，当所述全球卫星导航系统有输出 时进入步骤S7，无输出时进入步骤S5 ； 57.根据所述惯性导航系统和所述全球卫星导航系统的输出结果建立卡尔曼滤波器误差方程和卡尔曼滤波器观测方程，对所述输出结果进行组合卡尔曼滤波算法，进入步骤S5。3.如权利要求1和2所述的双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，所述步骤S6的所述全球卫星导航系统在所述卫星信号跟踪过程中，实时监测跟踪环路的状态并估计载噪比，判断所述跟踪环路是否失锁，如果是，则在所述惯性导航系统辅助下对所述卫星信号进行重捕获。4.如权利要求1至3所述的双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，所述卡尔曼滤波器误差方程的状态向量为:5.如权利要求2所述的双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，所述步骤S7中，采用所述全球卫星导航系统解算输出所述第一伪距、所述第一伪距率、所述第一俯仰角和所述第一航向角与所述惯性导航系统推导出的所述第二伪距、所述第二伪距率、所述第二俯仰角和所述第二航向角之差作为所述卡尔曼滤波器的观测量。6.如权利要求1至5所述的双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，所述卡尔曼滤波器的观测量为:7.如权利要求1所述的双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，所述全球卫星导航系统为GPS导航系统、北斗卫星导航系统、格洛纳斯导航系统或伽利略导航系统。8.如权利要求1所述的双天线GNSS/INS深组合导本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种双天线GNSS/INS深组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：?S1.分别对全球卫星导航系统和惯性导航系统进行初始化和参数设置；?S2.得到所述惯性导航系统的初始俯仰角和初始横滚角；?S3.通过所述全球卫星导航系统获取卫星导航信息，并将根据所述卫星导航信息得到的所述全球卫星导航系统的第一伪距、第一伪距率、第一俯仰角和第一航向角作为卡尔曼滤波器的观测量；?S4.根据所述第一伪距、所述第一伪距率、所述第一俯仰角和所述第一航向角对所述惯性导航系统进行大失准角初始对准；以及?S5.所述惯性导航系统通过捷联惯导解算推导输出惯性导航系统三维位置、惯性导航系统三维速度、第二俯仰角、第二航向角和第二横滚角，并将所述惯性导航系统三维速度反馈至所述全球卫星导航系统，以使所述全球卫星导航系统进行时钟误差修正，使所述惯性导航系统进行系统误差修正，并在修正后对卫星信号进行跟踪。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：郭美凤，刘刚，张嵘，包超，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：
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