基于机载双天线GNSS和MINS组合导航的飞行状态识别方法及系统

基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法及系统
技术领域
1.本发明涉及导航技术领域，具体涉及基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法及系统。


背景技术：

2.组合导航的基本原理是利用信息融合技术，通过最优估计、数字滤波等信号处理方法把各种导航系统如无线电、卫星、天文、地形及景象匹配等导航系统的结合。以发挥各种导航技术优势，达到比任何单一导航方式更高的导航精度和可靠性。
3.与惯导相比，gnss具有成本低，导航精度高，且误差不随时间积累等优点，gnss导航系统输出的导航信息作为系统状态的观测量，通过卡尔曼滤波对系统的状态(位置、速度等)及误差进行最优估计，以实现对惯导系统的校准和误差补偿。而惯导系统自主、实时、连续等优点可弥补gnss易受干扰、动态环境可靠性差的不足。
4.在不同的地貌环境中，机体会面临着各种环境干扰，还有可能会出现卫星信号失效的情况，此时组合导航系统失去了卫星量测信号的更新，姿态可能会逐渐发生漂移导致误差角度逐渐增大，影响导航系统的姿态精度。为此，需要对机体状态进行识别，并且基于不同的状态采用何种方式进行误差补偿。


技术实现要素：

5.本发明目的之一旨在提供一种基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，可根据gnss数据的解算速度对机体状态进行判断，且在判断出机体状态后，基于不同状态，判断是否对横滚角进行修正。
6.基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，包括以下内容：
7.对gnss发送的数据进行解析，判断数据有效性，若gnss数据有效，则根据gnss数据的解算速度作为机体飞行状态判断依据，当时，判定机体处于地面准备态，此时采用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度和位置进行误差补偿修正，同时利用加速度计进行横滚角的修正；当时，判定机体为运动状态，此时使用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度、位置进行误差补偿修正，横滚角不进行误差补偿修正，其中，v
ε
为速度阈值参数，依据gnss的速度量测噪声进行取值。
8.本发明的有益效果在于：本发明可在gnss数据有效时，根据gnss数据的解算速度对机体飞行状态进行判断，具体为当时，判定机体处于地面准备态，此时采用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度和位置进行误差补偿修正，同时利用加速度计进行横滚角的修正，由于gnss只能提供航向和俯仰角，在进行飞行姿态识别并确认当前状态可以使用加速度计进行误差补偿时，则可使用加速度计获得横滚角量测值；当时，判定机体为运动状态，此时使用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度、位置进行误差补偿修正，横滚角不进行
误差补偿修正，将横滚角量测误差设为零。
9.本发明基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，还包括：
10.当gnss数据无效时，则利用加速度计进行飞行状态识别，根据如下公式求取k时刻的加速度计输出
[0011][0012]
当时，判定机体处于稳定态，此时的机体为匀速巡航状态或者地面静止状态，此阶段使用加速度计进行姿态误差补偿修正，其中，为阈值参数，其取值视导航系统所在环境的具体噪声水平设定；当时，计算水平双轴加速度计的输出来进行具体飞行状态判定，判定方法如下：
[0013]
当时，与陀螺仪数据进行结合判定，机体处于转弯状态或者盘旋状态，其中，为阈值参数，依据水平加速度计的噪声具体取值，
[0014]
时，机体的机动状态大，处于起飞或者降落阶段。
[0015]
有益效果在于：通过该方法，在gnss信号有效情况下，也可利用加速度计和陀螺仪对机体进行飞行状态的有效识别。
[0016]
本发明基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，还包括：
[0017]
在机体静态对准阶段，分别利用如下公式求得当地基准重力加速度
[0018][0019][0020]
有益效果在于：事先在机体静态对准阶段计算出当地基准重力加速度以便用于与加速度计输出作比较，从而识别机体当前状态。
[0021]
本发明基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，gnss数据的有效性判断方法为：
[0022]
gnss数据的解算误差通过三个精度因子进行判断，分别是pdop、vdop和hdop，pdop2＝hdop2+vdop2，其中，pdop表示的是经度、纬度和高度之间的标准差平方和开根号，vdop表示的是经度和纬度之间的标准差平方和开平方，hdop表示高度的标准差，当其中任一个精度因子大于3时，则判断gnss数据无效。
[0023]
有益效果在于：双天线gnss在单天线gnss基础上，以天线1为基准站，天线2为终端站，通过差分定位法获取两天线的坐标并解得两天线之间的基线矢量，进而完成航向与俯仰角的测量，gnss数据的解算误差可通过上述三个精度因子进行判断，当任一精度因子大于3，gnss数据精度已不满足组合导航的融合要求，此时gnss数据将失效不可用。
[0024]
本发明基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，还包括对当前导航路线下的gnss数据无效阶段的时长进行预测，若预测时长大于设定阈值，则发出第一提示信息。
[0025]
有益效果在于：若预测当前导航路线下的gnss数据无效阶段的时长大于设定阈值，则说明在当前导航路线下，机体将较长时间的接收不到gnss信号或解算的gnss数据将无效不可用，在这种情况，仅采用mins导航系统采集的数据进行姿态解算和误差补偿，由于mins导航系统存在误差随时间积累的不足，因此可能存在误差较大的问题，导致导航精度降低，因此需要发出第一提示信息。
[0026]
本发明基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，还包括对gnss数据无效阶段的时长进行计算，当计算得到的时长大于设定阈值时，则发出第二提示信息。
[0027]
有益效果在于：若计算的当前导航路线下的gnss数据无效阶段的时长已经大于设定阈值，则说明在当前导航路线下，机体已经较长时间的接收不到gnss信号或解算的gnss数据无效不可用，在这种情况，仅采用mins导航系统采集的数据进行姿态解算和误差补偿，由于mins导航系统存在误差随时间积累的不足，因此可能存在误差较大的问题，导致导航精度降低，因此需要发出第二提示信息。
[0028]
本发明的另一目的旨在提供一种基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别系统，包括gnss数据有效性分析模块，用于对gnss发送的数据进行解析，判断数据有效性；飞行状态识别模块，用于在gnss数据有效的情况下，根据gnss数据的解算速度判断机体飞行状态，当时，判定机体处于地面准备态，此时采用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度和位置进行误差补偿修正，同时利用加速度计进行横滚角的修正；当时，判定机体为运动状态，此时使用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度、位置进行误差补偿修正，横滚角不进行误差补偿修正，其中，v
ε
为速度阈值参数，依据gnss的速度量测噪声进行取值。
[0029]
通过该系统，可根据gnss数据的解算速度对机体飞行状态进行判断，且在判断出飞机飞行状态后，基于不同情况，判断是否对横滚角进行修正。
[0030]
本发明基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别系统，所述飞行状态识别模块，还用于当gnss数据无效时，利用加速度计进行飞行状态识别，根据如下公式求取k时刻的加速度计输出
[0031][0032]
当时，判定机体处于稳定态，此时的机体为匀速巡航状态或者地面静止状态，此阶段使用加速度计进行姿态误差补偿修正，其中，为阈值参数，其取值视导航系统所在环境的具体噪声水平设定；当时，计算水平双轴加速度计的输出来进行具体飞行状态判定，判定方法如下：
[0033]
当时，与陀螺仪数据进行结合判定，机体处于转弯状态或者盘旋状态，其中，为阈值参数，依据水平加速度计的噪声具体取值，
[0034]
时，机体的机动状态大，处于起飞或者降落阶段。
[0035]
通过飞行状态识别模块，在gnss信号有效情况下，也可利用加速度计和陀螺仪对机体进行飞行状态的有效识别。
附图说明
[0036]
图1为本发明基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法的流程图。
具体实施方式
[0037]
以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，下述所描述的优选实施例仅用于对本发明进行解释说明，并不会对本发明的保护范围起到限定作用。
[0038]
本技术的说明书、权利要求书、实施例中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不是用于描述特定的顺序或者先后次序。
[0039]
下面通过优选的具体实施方式对本发明进一步详细说明：
[0040]
实施例一
[0041]
如附图1所示：本实施例公开了一种基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，包括以下内容：
[0042]
对gnss发送的数据进行解析，判断数据有效性，若gnss数据有效，则根据gnss数据的解算速度作为机体飞行状态判断依据，当时，判定机体处于地面准备态，此时采用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度和位置进行误差补偿修正，同时利用加速度计进行横滚角的修正；当时，判定机体为运动状态，此时使用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度、位置进行误差补偿修正，横滚角不进行误差补偿修正，其中，v
ε
为速度阈值参数，依据gnss的速度量测噪声进行取值。
[0043]
本实施例中，gnss数据的有效性判断方法为：gnss数据的解算误差通过三个精度因子进行判断，分别是pdop、vdop和hdop，pdop2＝hdop2+vdop2，其中，pdop表示的是经度、纬度和高度之间的标准差平方和开根号，vdop表示的是经度和纬度之间的标准差平方和开平方，hdop表示高度的标准差，当其中任一个精度因子大于3时，则判断gnss数据无效。
[0044]
本实施例中，所述的误差补偿采用离散卡尔曼滤波器，状态量的选择使用间接法。状态方程和量测方程，分别用于反应组合导航的状态特性以及量测信息与状态之间的关系。
[0045]
组合导航的状态方程如下：
[0046][0047]
选择mins的姿态失准角[φ
e φ
n φu]
t
、东北天向速度误差[δv
e δv
n δvu]
t
、经纬高位置误差[δl δλ δh]
t
、陀螺仪相关漂移和加速度计相关漂移作为状态向量(共15维)，如下：
[0048][0049]
在t时刻系统的状态转移矩阵为：
[0050][0051]
式中，fi(t)是惯导系统的误差矩阵，其可以表示为如下形式：
[0052][0053][0054][0055]
式中的αs＝diag(1/τ
sx 1/τ
sy 1/τ
sz
)(s＝g,a)，1/τsi(s＝g,a；i＝x,y,z)是马尔科夫时间相关常数。
[0056]
选用陀螺仪的随机白噪声[w
gεx w
gεy w
gεz
]
t
、加速度计的随机白噪声[w
aεx w
aεy w
aεz
]
t
、陀螺仪的一阶马尔科夫驱动白噪声[η
gx η
gy ηg]
zt
和加速度计的一阶马尔科夫驱动白噪声[η
ax η
ay η
az
]
t
作为系统的噪声，所以系统噪声矩阵为：
[0057]
w(t)＝[w
gεx w
gεy w
gεz w
aεx w
aεy w
aεz η
gx η
gy η
gz η
ax η
ay η
az
]
[0058]
与噪声矩阵相对应的协方差矩阵p为：
[0059][0060]
系统噪声分配矩阵为：
[0061][0062]
设计的双天线gnss和mins组合导航系统使用了位置、速度和姿态数据共九维数据作为观测值，量测方程如下所示：
[0063]
z(t)9×1＝h(t)9×
15
x(t)
15
×1+r(t)9×1[0064]
其中其中为ins解算姿态，为gnss和磁力计提供的姿态角。
[0065]
h(t)＝[h
φ
(t)3×
15 hv(t)3×
15 h
p
(t)3×
15
]
t
，
[0066]
其中，
[0067]hφ
＝[i3×
3 03×
12
]
[0068]hv
＝[03×
3 i3×
3 03×9]
[0069]hp
＝[03×
6 i3×
3 03×6]
[0070]
量测噪声矩阵r(t)＝[r
φ
(t) rv(t) r
p
(t)]
t
，其中r
φ
(t)为gnss和磁力计的白噪声，rv(t)和r
p
(t)分别为gnss接收机的速度和位置测量白噪声。
[0071]
本实施例中，当gnss数据无效时，则利用加速度计进行飞行状态识别，根据如下公式求取k时刻的加速度计输出
[0072]
[0073]
在机体静态对准阶段，分别利用如下公式求得当地基准重力加速度
[0074][0075][0076]
当时，判定机体处于稳定态，此时的机体为匀速巡航状态或者地面静止状态，此阶段使用加速度计进行姿态误差补偿修正，其中，为阈值参数，其取值视导航系统所在环境的具体噪声水平设定；当时，计算水平双轴加速度计的输出来进行具体飞行状态判定，判定方法如下：
[0077]
当时，与陀螺仪数据进行结合判定，机体处于转弯状态或者盘旋状态，其中，为阈值参数，依据水平加速度计的噪声具体取值，
[0078]
时，机体的机动状态大，处于起飞或者降落阶段。
[0079]
本实施例的基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别方法，还包括对当前导航路线下的gnss数据无效阶段的时长进行预测，若预测时长大于设定阈值，则发出第一提示信息。
[0080]
本实施例中，还包括对gnss数据无效阶段的时长进行计算，当计算得到的时长大于设定阈值时，则发出第二提示信息。
[0081]
本实施例还公开了一种基于机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别系统，包括gnss数据有效性分析模块，用于对gnss发送的数据进行解析，判断数据有效性；飞行状态识别模块，用于在gnss数据有效的情况下，根据gnss数据的解算速度判断机体飞行状态，当时，判定机体处于地面准备态，此时采用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度和位置进行误差补偿修正，同时利用加速度计进行横滚角的修正；当时，判定机体为运动状态，此时使用gnss数据，包括航向、俯仰角、速度、位置进行误差补偿修正，横滚角不进行误差补偿修正，其中，v
ε
为速度阈值参数，依据gnss的速度量测噪声进行取值。
[0082]
本实施例中，所述飞行状态识别模块，还用于当gnss数据无效时，利用加速度计进行飞行状态识别，根据如下公式求取k时刻的加速度计输出
[0083][0084]
当时，判定机体处于稳定态，此时的机体为匀速巡航状态或者地面静止状态，此阶段使用加速度计进行姿态误差补偿修正，其中，为阈值参数，其取值视导航系统所在环境的具体噪声水平设定；当时，计算水平双轴加速度计的输出来进行具体飞行状态判定，判定方法如下：
[0085]
当时，与陀螺仪数据进行结合判定，机体处于转弯状态或者盘旋状态，其中，为阈值参数，依据水平加速度计的噪声具体取值，
[0086]
时，机体的机动状态大，处于起飞或者降落阶段。
[0087]
实施例二
[0088]
本实施例与实施例一不同之处在于：机载双天线gnss和mins组合导航的飞行状态识别系统，还包括gnss信号分析模块，所述gnss信号分析模块用于判断当前gnss信号是否可用，若不可用，则向地面控制端发送当前gnss信号不可用。具体的，gnss信号分析模块用于判断当前gnss信号是否可用，包括当前无gnss信号，或当前gnss信号精度不满足要求。
[0089]
与实施例一种通过精度因子判断gnss信号是否可用相比，本实施例中，所述gnss信号分析模块，通过计算d和之差，判断gnss信号的精度，即判断gnss信号是否可用。其中d为机体两个天线之间的实际安装距离，为根据两天线的位置坐标，计算得到的两天线的定位距离。
[0090]
本实施例的地面控制端，在接收到当前gnss信号不可用后，调取当前机体所在位置的历史导航数据，并根据历史导航数据判断当前机体机载双天线模块是否发生故障，若是，则向gnss信号分析模块发出故障信号。
[0091]
本实施例中，所述历史导航数据包括历史机体接收gnss信号情况，历史机体的初始姿态信息、误差补偿后的机体姿态信息，以及计算的速度和位置信息，进一步地，所述的历史导航数据为距离当前机体导航时间最近的多组关联存储的导航数据，所述地面控制端，用于对多组关联存储的导航数据进行综合分析，判断当前机体机载双天线模块是否发生故障。
[0092]
地面控制端根据历史导航数据判断当前机体机载双天线模块是否发生故障，具体分析方式是：所述历史机体接收gnss信号情况是指历史机体是否接收到gnss信号，若历史机体未有接收到gnss信号的，则地面控制端可直接判断当前机体机载双天线模块未发生故障；若历史机体未接收到gnss信号的概率占比达到60％以上，则进一步分析剩余接收到gnss信号的历史机体的初始姿态信息、误差补偿后的机体姿态信息，以及计算的速度和位置信息，若分析剩余接收到gnss信号的历史机体未采用gnss信号接收的第二导航用数据进行误差补偿占比达到60％以上，则判断当前机体机载双天线模块未发生故障；若历史机体接收到gnss信号的占比达到80％以上，或历史机体接收到gnss信号的占比在60-80％之间，且接收到gnss信号的历史机体采用gnss信号接收的第二导航用数据进行误差补偿，误差均在允许范围内占比达到90％以上，则判断当前机体机载双天线模块发生故障。
[0093]
以上结合附图详细阐述了本技术的优选实施方式，优选实施方式中典型的公知结构及公知性常识技术在此未作过多描述，所属领域普通技术人员可以在本实施方式给出的启示下，结合自身能力完善并实施本发明技术方案，一些典型的公知结构、公知方法或公知性常识技术不应当成为所属领域普通技术人员实施本技术的障碍。
[0094]
本技术要求的保护范围应当以其权利要求书的内容为准，发明内容、具体实施方式及说明书附图记载的内容用于解释权利要求书。
[0095]
在本技术的技术构思范围内，还可以对本技术的具体实施方式作出若干变型，这些变型后的具体实施方式也应该视为在本技术的保护范围内。