惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法技术

一种惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，捷联惯导系统正常接收数据信息；卫星导航接收机根据外界环境电磁干扰强度，实时调整卫星导航数据接收的序贯方案；根据卫星导航接收机和捷联惯导系统接收的数据信息，建立基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航模型，完成基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航，在每次李群卡尔曼滤波结束后对惯性/卫星紧组合导航系统的非线性误差状态进行校正，输出校正后的组合导航的姿态、速度、位置信息。本发明专利技术引入序贯滤波，减少卫星观测数量的方式，改善强电磁环境下惯性/卫星组合导航系统易受干扰而失效的问题，达到无人载体在强电磁干扰下导航定位精度与任务可靠性的目的。

【技术实现步骤摘要】
惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法
本专利技术涉及组合导航非线性滤波
，特别是涉及一种可以适用于强电磁干扰环境下的惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法。
技术介绍
随着科技的发展与技术的进步，无人载体的应用场合越来越多，承担的任务也更加多样，不仅局限于信号良好、视野开阔的行驶场景，更可能面临一些条件恶劣的复杂情境，如多变的气候，地形的遮蔽，电磁环境的干扰等。在这些条件恶劣的复杂环境下，无人载体难以接收到稳定的外源信息，导航定位精度下降，将影响载体的任务完成情况。因此，如何实现无人载体在复杂环境特别是强电磁干扰环境下的高精度导航与定位是一个值得研究的问题。全球卫星导航系统（globalnavigationsatellitesystem,GNSS）作为一种空间上的无线定位系统，可以为用户提供实时三维位置、速度和时间的精确信息。全球卫星导航系统已经成为社会乃至国防应用中不可或缺的信息基础设施。但是由于工作时卫星导航接收机天线需要同时接收空间多个方向的卫星导航信号，在强电磁环境下屏蔽防护存在较大困难，易在外界条件的干扰下出现定位精度恶化甚至是无法定位的情况，导致无人载体的导航定位系统遭受瘫痪失灵的风险。捷联惯导系统（SINS）具有自主性、隐蔽性及连续提供位置、速度、姿态信息等优点。捷联惯导系统常用于与GNSS进行组合保证卫星拒止条件下的导航定位精度。但是在执行长航时任务时，一旦卫星信号失效，在缺乏外源信息校正的情况下捷联惯导系统的导航误差将随着时间增加而不断积累，严重影响无人载体的定位精度。同时，当导航平台处于复杂外部环境时，传统的基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的捷联惯性组合导航系统容易出现方差估计不一致的问题,这也将影响无人载体的导航定位精度。因此，亟需设计一种能够解决传统的惯性/卫星组合导航方法在上强电磁干扰下滤波精度差的问题的技术方案。
技术实现思路
针对现有技术中惯性/卫星组合导航系统的滤波方法在强电磁干扰环境下滤波精度差的问题，本专利技术提出一种惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，能够适用于复杂的动态环境。为了实现上述技术目的，本专利技术采用的技术方案是：惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，包括：惯性/卫星紧组合导航系统中的捷联惯导系统正常接收数据信息；惯性/卫星紧组合导航系统中的卫星导航接收机则根据外界环境电磁干扰对卫星信息传递过程的影响程度，在各个时刻实时调整卫星导航数据接收的序贯方案；根据卫星导航接收机和捷联惯导系统接收的数据信息，建立基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航模型，完成基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航，在每次李群卡尔曼滤波结束后对惯性/卫星紧组合导航系统的非线性误差状态进行校正，输出校正后的组合导航的姿态、速度、位置信息。进一步地，本专利技术中的卫星导航接收机接收的卫星导航数据为卫星的广播星历文件，用于解算得到三维位置信息、三维速度信息、伪距和伪距率信息；捷联惯导系统接收的数据信息包括：三轴陀螺仪的角增量或角速度信息和三轴加速度计的比力或比力积分增量信息。进一步地，本专利技术中的卫星导航接收机其卫星导航数据接收的序贯方案中，根据当前外界环境以及当前外界环境电磁干扰对卫星信息传递过程的影响程度，实时调整各个时刻观测的卫星数量、每颗卫星的观测时间，遍历或者抽取全球卫星导航系统中的部分卫星的导航数据作为当前时刻的观测值。进一步地，本专利技术中的卫星导航接收机其卫星导航数据接收的序贯方案中，如果当前处于强电磁干扰环境下，则对卫星导航接收机进行物理屏蔽，使卫星导航接收机只接受一或者两颗卫星提供的卫星导航数据，而将其他方向的电磁信号全部屏蔽，避免因接收过多错误信息导致接收机工作瘫痪。进一步地，本专利技术中的基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航模型中的误差状态方程为：，FLG-EKF为系统状态传播矩阵，xLG-EKF为状态误差向量，GLG-EKF为状态噪声传播矩阵，w为过程噪声向量，具体定义如下：其中为姿态误差角向量，为非线性速度误差向量，为非线性位置误差向量，、分别是陀螺和加表的零偏向量，、分别是卫星导航接收机钟差等效距离误差和钟漂等效距离率误差；其中w中元素wbg、wba、wtu、wtru分别表示陀螺零偏噪声、加速度计零偏噪声、钟差等效距离误差的过程白噪声、钟漂等效距离率误差的过程白噪声。其中为载体系到地心地固坐标系ECEF的方向余弦矩阵，为地心地固坐标系ECEF下的载体速度，为地心地固坐标系ECEF下的载体位置，为的估计值；代表将向量转化为斜对称矩阵；其中代表地球自转角速度，为ECEF系下的重力矢量。进一步地，本专利技术中姿态误差角向量的误差微分方程表示为：其中wg是陀螺的白噪声向量；进一步地，本专利技术中非线性速度误差向量的误差微分方程表示为：进一步地，本专利技术中非线性位置误差向量的误差微分方程表示为：其中表示的微分向量，和分别表示和的估计值；表示的估计值。进一步地，本专利技术中，设带有测量噪声的陀螺测量的角速率和加表测量的比力分别为：其中wg、wa分别是陀螺和加表的白噪声向量；、分别是陀螺和加表的零偏向量，而且满足；卫星导航接收机钟差等效距离误差和钟漂等效距离率误差可以建模为：其中，、分别是卫星导航接收机的钟差等效距离误差和钟漂等效距离率误差，wtu和wtru分别为钟差等效距离误差和钟漂等效距离率误差对应的过程白噪声。本专利技术中由于FLG-EKF中的比力项已经由近似为常值的引力项代替，所以在比力剧烈变化的环境下，对于本专利技术中的基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航来说，在不完全可观的动态环境下，不可观的状态会有较好的方差保持特性。进一步地，本专利技术中的基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航模型中的观测方程为：，卡尔曼滤波的观测值为惯导与卫星测量的伪距和伪距率差值。与H的维数与选择的序贯方案有关。其中，，，其中，；；。其中r为当前可见卫星的数量，ρINS,1…ρINS,r分别为由SINS推出的第1颗至第r颗卫星相关的伪距；ρGPS,1…ρGPS,r分别为GPS接收机接收到的第1颗至第r颗卫星相关的伪距；…分别为第1颗至第r颗卫星对应的视线向量，下标x,y,z代表三个坐标轴方向；是捷联惯导系统SINS在地心地固坐标系ECEF下的位置向量；DINS,1…DINS,r分别为由SINS推出的第1颗至第r颗卫星相关的伪距率；DGPS,1…DGPS,r分别为GPS接收机接收到的第1颗至第r颗卫星相关的伪距率。是ECEF下的捷联惯导系统SINS的速度向量，代表的估计值；是伪距的测量噪声向量，分别为第1颗至第r颗卫星对应的伪距的测量噪声，是伪距率的测量噪声向量，分别为第1颗至第r颗卫星对应的伪距率的测量噪声。进一步地，本专利技术中由SINS推出的第k颗卫星相关的伪距为：其中是第k颗卫星在ECEF坐标系下的位置向量本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，其特征在于，包括：/n惯性/卫星紧组合导航系统中的捷联惯导系统正常接收数据信息；惯性/卫星紧组合导航系统中的卫星导航接收机则根据外界环境电磁干扰对卫星信息传递过程的影响程度，在各个时刻实时调整卫星导航数据接收的序贯方案；/n根据卫星导航接收机和捷联惯导系统接收的数据信息，建立基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航模型，完成基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航，在每次李群卡尔曼滤波结束后对惯性/卫星紧组合导航系统的非线性误差状态进行校正，输出校正后的组合导航的姿态、速度、位置信息。/n

【技术特征摘要】
1.一种惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，其特征在于，包括：
惯性/卫星紧组合导航系统中的捷联惯导系统正常接收数据信息；惯性/卫星紧组合导航系统中的卫星导航接收机则根据外界环境电磁干扰对卫星信息传递过程的影响程度，在各个时刻实时调整卫星导航数据接收的序贯方案；
根据卫星导航接收机和捷联惯导系统接收的数据信息，建立基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航模型，完成基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航，在每次李群卡尔曼滤波结束后对惯性/卫星紧组合导航系统的非线性误差状态进行校正，输出校正后的组合导航的姿态、速度、位置信息。


2.根据权利要求1所述的惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，其特征在于，卫星导航接收机接收的卫星导航数据为卫星的广播星历文件，用于解算得到三维位置信息、三维速度信息、伪距和伪距率信息；捷联惯导系统接收的数据信息包括：三轴陀螺仪的角增量或角速度信息和三轴加速度计的比力或比力积分增量信息。


3.根据权利要求1所述的惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，其特征在于，卫星导航接收机其卫星导航数据接收的序贯方案中，根据当前外界环境以及当前外界环境电磁干扰对卫星信息传递过程的影响程度，实时调整各个时刻观测的卫星数量、每颗卫星的观测时间，遍历或者抽取全球卫星导航系统中的部分卫星的导航数据作为当前时刻的观测值。


4.根据权利要求1所述的惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，其特征在于，卫星导航接收机其卫星导航数据接收的序贯方案中，如果当前外界环境电磁干扰对卫星信息传递过程的影响程度增强，则对卫星导航接收机进行物理屏蔽，不断减少卫星观测数量，直至卫星导航接收机只接受一颗或者两颗卫星提供的卫星导航数据，而将其他方向的电磁信号全部屏蔽。


5.根据权利要求1至4中任一项所述的惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，其特征在于，基于李群卡尔曼滤波的惯性/卫星紧组合导航模型中的误差状态方程为：，FLG-EKF为系统状态传播矩阵，xLG-EKF为状态误差向量，GLG-EKF为状态噪声传播矩阵，w为过程噪声向量，定义如下：



其中为姿态误差角向量，为速度误差向量，为位置误差向量，、分别是陀螺和加表的零偏向量，、分别是卫星导航接收机钟差等效距离误差和钟漂等效距离率误差；



其中w中元素wbg、wba、wtu、wtru分别表示陀螺零偏噪声、加速度计零偏噪声、钟差等效距离误差的过程白噪声、钟漂等效距离率误差的过程白噪声；



其中为载体系到地心地固坐标系ECEF的方向余弦矩阵，为地心地固坐标系ECEF下的载体速度，为地心地固坐标系ECEF下的载体位置，为的估计值；代表将向量转化为斜对称矩阵；



其中代表地球自转角速度，为ECEF系下的重力矢量。


6.根据权利要求5所述的惯性卫星序贯紧组合李群滤波方法，其特征在于，姿态误差角向量的误差微分方程表示为：

【专利技术属性】
技术研发人员：王茂松，杜学禹，吴文启，崔加瑞，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43