一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法技术

本发明专利技术公开了一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法。该方法为：首先通过轨迹发生器和飞行器的飞行参数，生成惯性器件的原始数据；然后生成多普勒测速仪对飞行器的速度数据和高度计对飞行器的高度数据；再利用卫星信号模拟器产生即时中频数据，提供给接收机进行卫星导航定位解算，同时对惯性器件的原始数据进行捷联惯导解算；接着建立导航坐标系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计联邦滤波器，将自适应信息分配因子和容错判断方案加入联邦滤波器，形成自适应容错联邦滤波器；最后经过自适应容错联邦滤波器的最优估计，输出系统的校正信息。本发明专利技术提高了多源融合组合导航系统在高动态和强干扰环境下的导航定位精度、容错性能以及鲁棒性。

An Adaptive Fault Tolerant Federal Filter Integrated Navigation Method Based on Multi-source Fusion

【技术实现步骤摘要】
一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法
本专利技术涉及多源融合组合导航
，特别是一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法。
技术介绍
现有的导航系统信息种类多样，单一的导航源如GPS、BDS、GLONASS、INS、雷达测速仪、地磁导航等，在复杂多变的环境下往往达不到用户对导航定位的精度要求，同时其导航系统也不具备良好的鲁棒性和可靠性。多源融合组合导航基于信息融合技术，将来自不同导航源的同构或者异构的导航信息按照相应的融合算法进行融合，从而得到最佳的融合结果。相对于传统的单一导航源，多源融合导航可以充分利用每一个导航源的优势，从而提供较好的定位与导航服务。任何一种导航传感器均可能在特定的时间和地点失效，多源融合导航一方面可以提高导航解算的纠错能力，另一方面可以增加观测的冗余度。目前，大多数组合导航装置是将GPS单元与惯性测量单元结合，但即使采用GNSS+INS的组合导航模式，仍无法满足电磁干扰、物理遮蔽等复杂情况下的导航定位授时需求。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种提高多源融合组合导航系统在高动态和强干扰环境下的导航定位精度、容错性能和鲁棒性的自适应容错联邦滤波组合导航方法。实现本专利技术目的的技术解决方案为：一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，包括以下步骤：步骤1、通过轨迹发生器，设定飞行器的飞行时长、飞行参数以及飞行环境参数信息，生成飞行器的飞行轨迹信息，产生SINS的原始数据；步骤2、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，产生多普勒测速仪对飞行器的速度数据；步骤3、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，生成高度计对飞行器的高度数据；步骤4、利用卫星信号模拟器，使用飞行器的飞行轨迹信息，产生即时中频数据，并将即时中频数据提供给接收机进行卫星导航定位解算，同时对生成的惯性器件的原始数据进行捷联惯性导航解算；步骤5、建立导航坐标系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计联邦滤波器；步骤6、将自适应信息分配因子以及容错判断方案加入联邦滤波器中，形成自适应容错联邦滤波器，经过自适应容错联邦滤波器的最优估计，输出系统的校正信息。本专利技术与现有技术相比，其显著优点在于：(1)采用联邦滤波算法，以惯性导航系统SINS作为公共参考系统，实现多普勒测速仪、北斗接收机以及高度计与惯性导航系统SINS的组合，各个子滤波器自动判断系统的当前工作状态，自适应更新信息分配因子得到局部最优解，实现组合模式的灵活选择，最终合成公共查考系统SINS误差状态的全局最优估计，提高了多源融合组合导航系统的定位精度；(2)主滤波器和子滤波器选用无重置联邦滤波器，采用自适应联邦信息分配因子，在某一子信息源出现故障时，能够对故障进行隔离，不影响滤波器的正常滤波，使系统保持较好的稳定性和鲁棒性，提高了多源融合组合导航系统的可靠性和抗干扰能力。附图说明图1是本专利技术多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法的流程示意图。图2是本专利技术多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法中的联邦滤波器的结构示意图。图3是传统联邦滤波器的结构示意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作进一步详细说明。结合图1，本专利技术一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，包括以下步骤：步骤1、通过轨迹发生器，设定飞行器的飞行时长、飞行参数以及飞行环境参数信息，生成飞行器的飞行轨迹信息，产生SINS的原始数据，具体如下：根据飞行器飞行时的物理模型，设置各阶段的飞行参数及飞行时长，生成飞行器的飞行轨迹包括直线飞行、上升、翻转、转弯和俯冲等，并且生成相应的SINS数据。步骤2、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，产生多普勒测速仪对飞行器的速度数据，具体如下：根据飞行器的飞行轨迹信息，利用轨迹发生器产生飞行器的三维速度信息，利用飞行器的多普勒频移与速度的关系，得到飞行器的速度信息；多普勒频移和飞行器速度的关系式为：式中fd为多普勒频移，v为飞行器的速度，λ为光波的波长，c为光速，f为光波的频率，β为信号入射角。步骤3、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，生成高度计对飞行器的高度数据，具体如下：利用轨迹发生器，根据飞行轨迹信息进行高度计的参数设置，生成飞行器的高度信息数据。步骤4、利用卫星信号模拟器，使用飞行器的飞行轨迹信息，产生即时中频数据，并将即时中频数据提供给接收机进行卫星导航定位解算，同时对生成的惯性器件的原始数据进行捷联惯性导航系统解算，具体如下：将飞行器的飞行轨迹信息提供给卫星信号模拟器，使其产生即时的中频数据；然后将即时中频数据提供给接收机进行卫星定位导航解算，得到飞行器的位置、速度、卫星的位置、状态、轨道参数以及星历信息；最后对生成的SINS数据进行捷联惯性导航系统的解算，得到飞行器运动过程中的位置、速度和姿态信息。步骤5、建立导航坐标系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计联邦滤波器，具体如下：结合图2和图3，在本专利技术的联邦滤波器中，使用的信息源有4个，所以采用3个子滤波器和一个主滤波器，利用信息守恒原理在各个子滤波器和主滤波器之间进行信息分配，联邦滤波器中各个子滤波器处理自己的量测信息，得到各个子滤波器的局部估计，然后在主滤波器中进行最优估计。所述主滤波器和子滤波器选用无重置联邦滤波器，采用自适应联邦信息分配因子，在某一子信息源出现故障时，能够对故障进行隔离，不影响滤波器的正常滤波，使系统保持较好的稳定性和鲁棒性。本专利技术的组合导航系统采用联邦滤波算法，以惯性导航系统SINS作为公共参考系统，实现多普勒测速仪、北斗接收机以及高度计与惯性导航系统SINS的组合，所有组合方式采用非耦合的开环输出校正模式，输出为导航误差量的估计，各个子滤波器自动判断系统的当前工作状态，自适应更新信息分配因子得到局部最优解，实现组合模式的灵活选择，最终合成公共查考系统SINS误差状态的全局最优估计。步骤5.1、建立导航坐标系下的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的误差模型，公共的误差参考系统选用惯性导航系统，导航坐标系选为东北天地理坐标系，则系统的状态变量XSINS选为：式中分别是地理东、北、天三个方向上的姿态误差角；δVE、δVN、δVU分别是地理东、北、天三个方向上的速度误差；δL、δλ、δh分别是纬度误差、经度误差、高度误差；εx、εy、εz分别是载体系下陀螺仪三个轴上的随机漂移；▽x、▽y、▽z分别是载体系下加速度计三个轴上的常值偏置；SINS系统的误差状态方程为：式中，FSINS为SINS系统的状态转移矩阵，GSINS为SINS系统的噪声驱动矩阵，WSINS为均值为零、方差为QSINS的白噪声向量，具体形式分别如下：状态转移矩阵FSINS为：式中，Fins为系统误差矩阵；Fsg为惯性器件的误差转换矩阵；Fimu为惯性器件的噪声矩阵，具体如下：SINS系统的噪声驱动矩阵GSINS为：式中为载体坐标系到导航坐标系的姿态转移矩阵；SINS系统的噪声向量WSINS为：WSINS＝[ωgxωgyωgzωaxωayωaz]T(7)式中，ωgx、ωgy、ωgz分别是陀螺三个轴向上的高斯白噪声；ωax、ωay、ωaz分别是加速度计三个轴上的高斯白噪声；步骤5.2、设计联邦滤波器：SINS系统的位置信息表示为：SINS系统的速度信息表示为本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、通过轨迹发生器，设定飞行器的飞行时长、飞行参数以及飞行环境参数信息，生成飞行器的飞行轨迹信息，产生SINS的原始数据；步骤2、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，产生多普勒测速仪对飞行器的速度数据；步骤3、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，生成高度计对飞行器的高度数据；步骤4、利用卫星信号模拟器，使用飞行器的飞行轨迹信息，产生即时中频数据，并将即时中频数据提供给接收机进行卫星导航定位解算，同时对生成的惯性器件的原始数据进行捷联惯性导航解算；步骤5、建立导航坐标系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计联邦滤波器；步骤6、将自适应信息分配因子以及容错判断方案加入联邦滤波器中，形成自适应容错联邦滤波器，经过自适应容错联邦滤波器的最优估计，输出系统的校正信息。

【技术特征摘要】
1.一种多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、通过轨迹发生器，设定飞行器的飞行时长、飞行参数以及飞行环境参数信息，生成飞行器的飞行轨迹信息，产生SINS的原始数据；步骤2、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，产生多普勒测速仪对飞行器的速度数据；步骤3、通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，生成高度计对飞行器的高度数据；步骤4、利用卫星信号模拟器，使用飞行器的飞行轨迹信息，产生即时中频数据，并将即时中频数据提供给接收机进行卫星导航定位解算，同时对生成的惯性器件的原始数据进行捷联惯性导航解算；步骤5、建立导航坐标系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计联邦滤波器；步骤6、将自适应信息分配因子以及容错判断方案加入联邦滤波器中，形成自适应容错联邦滤波器，经过自适应容错联邦滤波器的最优估计，输出系统的校正信息。2.根据权利要求1中所述的多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，其特征在于，步骤1中所述的通过轨迹发生器，设定飞行器的飞行时长、飞行参数以及飞行环境参数信息，生成飞行器的飞行轨迹信息，产生SINS的原始数据，具体为：根据飞行器飞行时的物理模型，设置各阶段的飞行参数、飞行时长以及飞行过程中的环境信息参数，生成飞行器的飞行轨迹，包括直线飞行、上升、翻转、转弯和俯冲，并且生成相应的SINS数据。3.根据权利要求1中所述的多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，其特征在于，步骤2中所述的通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，产生多普勒测速仪对飞行器的速度数据，具体为：根据飞行器的飞行轨迹信息，利用轨迹发生器产生飞行器的三维速度信息，利用飞行器的多普勒频移与速度的关系，得到飞行器的速度信息；多普勒频移和飞行器速度的关系式为：式中fd为多普勒频移，v为飞行器的速度，λ为光波的波长，c为光速，f为光波的频率，β为信号入射角。4.根据权利要求1中所述的多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，其特征在于，步骤3所述的通过轨迹发生器，利用飞行器的飞行轨迹信息，生成高度计对飞行器的高度数据，具体为：利用轨迹发生器，根据飞行轨迹信息进行高度计的参数设置，生成飞行器的高度信息数据。5.根据权利要求1中所述的多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，其特征在于，步骤4所述的利用卫星信号模拟器，使用飞行器的飞行轨迹信息，产生即时中频数据，并将即时中频数据提供给接收机进行卫星导航定位解算，同时对生成的惯性器件的原始数据进行捷联惯性导航解算，具体为：将飞行器的飞行轨迹信息提供给卫星信号模拟器，使其产生即时的中频数据；然后将即时中频数据提供给软件接收机进行卫星定位导航解算，得到飞行器的位置、速度、卫星的位置、状态、轨道参数以及星历信息；最后对生成的SINS数据进行捷联惯性导航的解算，得到飞行器运动过程中的位置、速度和姿态信息。6.根据权利要求1中所述的多源融合的自适应容错联邦滤波组合导航方法，其特征在于，步骤5所述的建立导航坐标系下的联邦滤波组合导航系统模型，设计联邦滤波器，具体为：步骤5.1、建立导航坐标系下的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的误差模型，公共的误差参考系统选用惯性导航系统，导航坐标系选用东北天地理坐标系，则系统的状态变量XSINS为：式中分别是地理东、北、天三个方向上的姿态误差角；δVE、δVN、δVU分别是地理东、北、天三个方向上的速度误差；δL、δλ、δh分别是纬度误差、经度误差、高度误差；εx、εy、εz分别是载体系下陀螺仪三个轴上的随机漂移；▽x、▽y、▽z分别是载体系下加速度计三个轴上的常值偏置；SINS系统的误差状态方程为：式中，FSINS为SINS系统的状态转移矩阵，GSINS为SINS系统的噪声驱动矩阵，WSINS为均值为零、方差为QSINS的白噪声向量，具体形式分别如下：状态转移矩阵FSINS为：式中，Fins为系统误差矩阵；Fsg为惯性器件的误差转换矩阵；Fimu为惯性器件的噪声矩阵，具体如下：SINS系统的噪声驱动矩阵GSINS为：式中为载体坐标系到导航坐标系的姿态转移矩阵；SINS系统的噪声向量WSINS为：WSINS＝[ωgxωgyωgzωaxωayωaz]T(7)式中，ωgx、ωgy、ωgz分别是陀螺三个轴向上的高斯白噪声；ωax、ωay、ωaz分别是加速度计三个轴上的高斯白噪声；步骤5.2、设计联邦滤波器：SINS系统的位置信息为：SINS系统的速度信息为：北斗接收机的位置信息为：北斗接收机的速度信息为：多普勒测速仪的速度信息为：高度计的高度信息为：hALT＝ht-AU(13)式中λt,Lt,ht为经度、纬度和高度的真值，v...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈帅，谭聚豪，张博雅，王琛，顾得友，温哲君，刘善武，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32