[发明专利]MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法

权利要求书

1.一种MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、选用10MHz的CPT芯片原子钟作为接收机的本地时钟来源，同时GNSS导航模块输出1PPS信号对芯片钟进行驯服；

步骤2、根据系统里GNSS导航模块和惯性导航系统里的相关误差，以及芯片原子钟对导航系统的影响，选择采用分布式组合导航模型，构建组合导航系统的状态方程、量测方程，并同步系统时间；

步骤3、当搜星数小于4颗时利用CSAC对钟差进行预测，把一段设定时间内的钟差信息作为历史数据，根据这些钟差信息建立钟差模型，通过模型预测后面一段设定时间内的钟差信息，实现接收机三星定位，并利用MIMU、CSAC辅助GNSS模块的捕获和跟踪；

步骤4、利用气压高度计初始化校正方法，将校正后测量的高度作为约束条件构造观测方程，对两个卫星进行伪距测量来实现定位解算。

2.根据权利要求1所述的MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，其特征在于，步骤1中所述的选用10MHz的CPT芯片原子钟作为接收机的本地时钟来源，同时GNSS导航模块输出1PPS信号对芯片钟进行驯服，具体如下：

通过向配置寄存器写入控制字来完成射频模块的配置，射频模块采用SPI总线挂载在FPGA上的方式，DSP程序进行初始化配置时将相关控制写入FPGA，再由SPI总线通过FPGA发送给射频芯片；利用DSP程序中SPI总线配置函数，通过设置PLL分频系数和PLL小数分频系数寄存器，对射频模块进行初始化；通过修改NCO中心M值、BDS和GPS对应的采样频率和采样时间初始化采样频率Ts、载波中频FCARRCENTER、码NCOFCODECENTER和搜索步长STEP，使射频模块以10MHz原子钟作为本地时钟来源。

3.根据权利要求1所述的MIMU/CSAC/高度计辅助卫星接收机的定位方法，其特征在于，步骤2中所述的根据系统里GNSS导航模块和惯性导航系统里的相关误差，以及芯片原子钟对导航系统的影响，选择采用分布式组合导航模型，构建组合导航系统的状态方程、量测方程，并同步系统时间，具体如下：

步骤2.1、在深组合导航系统中，经过误差模型的消除和补偿后GNSS误差包括两个部分，由钟差引起的误差b_c和由钟漂引起的误差d_c，误差状态方程描述成：

式中，τ为相关时间，ω_b，ω_d表示高斯白噪声；而惯性导航误差状态包括陀螺仪误差、加速度计误差、位置误差、速度误差和姿态角误差；

步骤2.2、将深组合导航系统中的惯性误差和GNSS误差综合，包括惯导输出的15个误差量和GNSS接收机输出的2个误差量，系统的状态变量为：

式中θ_e、θ_n和θ_u分别是东、北、天三个方向上的姿态误差角；δV_e、δV_n和δV_u分别是东向、北向、天向上的速度误差；δL、δλ和δh分别是纬度误差、经度误差、高度误差；ε_x、ε_y和ε_z分别是载体系下陀螺三个轴向上的随机漂移；和分别是载体系下加速度计三个轴向上的常值偏置；b_c和d_c分别表示钟差和钟漂；

GNSS误差状态方程描述如下：

式中：

惯性导航系统的误差状态方程描述如下：

式中：

式中，F_ins是系统误差矩阵；F_sg是惯性器件的误差转换矩阵；F_imu是惯性器件的噪声矩阵；

噪声向量W_I为：

W_I＝[ω_gx ω_gy ω_gz ω_ax ω_ay ω_az]^T

式中，ω_gx、ω_gy、ω_gz是陀螺仪的高斯白噪声；ω_ax、ω_ay、ω_az是加速度计的高斯白噪声；

由GNSS误差状态方程和惯性导航系统的误差状态方程得到系统的状态方程为：

上式写成：

式中，X为各种误差参数构成的17维状态向量，F为17×17阶的系统状态转移矩阵，G为17×8阶的系统噪声驱动阵，W为噪声构成的8维向量；

步骤2.3、在深组合导航系统中，滤波器的观测变量有两个，分别是伪距观测量和伪距率观测量；

在伪距观测方程中，载体在地心地固直角坐标系ECEF下的位置(x,y,z)由惯性系统得到，结合卫星星历解算得到的卫星位置(x_s,y_s,z_s)，得出载体相对卫星伪距ρ_Ii；若GNSS接收机计算得到的伪距值为ρ_Gi，则两者之间的差值δρ_Ii即为伪距观测量；

假设(x_I,y_I,z_I)为惯导输出的位置在ECEF坐标系下的表示，若第i颗卫星在ECEF坐标系中的位置为(x_si,y_si,z_si)，则载体到第i颗卫星的伪距为：

式中n为可观测的卫星数；

将ρ_Ii在(x,y,z)处展开泰勒级数并忽略高次项，那么有：

式中r_i为载体到第i颗卫星的真实距离，如果e_ix、e_iy、e_iz分别代表载体到第i颗卫星向量的方向余弦，则上式改写为：

ρ_Ii＝r_i+e_ixδx+e_iyδy+e_izδz

GNSS接收机输出第i颗卫星的伪距表示为：

ρ_Gi＝r_i-b_c-υ_ρi

式中，υ_ρi是伪距量测噪声；将两式相减，得第i颗卫星的伪距观测方程为：

δρ_Ii＝ρ_Ii-ρ_Gi＝e_ixδx+e_iyδy+e_izδz+b_c+υ_ρi

当可观测的卫星数为n时，伪距的观测矩阵为：

δρ_I＝E[δx δy δz]^T+D_c1b_c+V_ρ

若载体的纬度、经度和高度分别为L,λ,h，那么载体在ECEF坐标系中的真实位置(x,y,z)为：

对上式两边取微分后联立可观测的卫星数为n时的伪距的观测矩阵得：

δρ_I＝E·D_a·[δL δλ δh]^T+D_c1b_c+V_ρ

伪距观测方程为：

Z_ρ＝H_ρX+V_ρ

式中H_ρ＝[0_n×6 E·D_a 0_n×6 D_c1 0_n×1]^T_n×17；

步骤2.4、对由(x_I,y_I,z_I)计算得到的载体到第i颗卫星的伪距求导得：

假设载体在ECEF坐标系内的实际速度为为惯导解算得到的载体速度在ECEF坐标系内的表示，为ECEF坐标系内的实际速度与惯导输出的速度之间的误差，那么有：

设地球坐标系(e系)与地理坐标系(t系)之间的坐标变换矩阵为则上式变为：

式中，(v_e v_n v_u)为载体真实的东北天速度，(v_eI v_nI v_uI)为惯导输出的东北天速度，L、λ分别表示载体真实的纬度和经度，L_I，λ_I分别表示惯导输出的纬度和经度；

将在L，λ处展开泰勒级数，忽略高次项后得：

式中有：

由此知：

将ECEF坐标系中载体的速度V_e导航坐标系中的载体速度V_n的转换公式两边进行微分并与载体际速度与惯导输出的速度之间的误差方程联立得：

式中

假设GNSS接收机输出的载体到第i颗卫星的伪距率为：

式中为量测噪声；联立开头由x_I,y_I,z_I计算得到伪距率方程的上式得载体到第i颗卫星的伪距率观测方程为：

其中，可观测的卫星数为n；D_p＝E·D_E+M·D_a，D_c2和M分别是：

伪距率观测方程写成：

式中，

由上述对伪距和伪距率方程的描述，滤波器的系统观测方程为：

之后导航系统采用线性离散卡尔曼滤波对离散化方程进行解算，对量测和误差进行更新和矫正；

步骤2.5、系统中数据同步方案是把频率高于设定值的惯导输出信息存储下来，当频率低于该设定值的GNSS数据输出时，从存储器中提取最接近的惯导输出值，并计算出滞后时间，以此来对存储的数据进行插值计算；

在组合滤波完成以后，利用状态转移矩阵将滤波器输出的整秒时刻状态变量最优估计值递推到当前时刻，完成系统校正。