GNSSINS组合导航原理与应用PPT.ppt

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1、GNSS/INS组合导航原理 章红平 Email: GNSS/INS组合的需求与意义 1.2 主要内容和范围 1.3 组合导航简介 2 内 容 意义： 导航技术 是人类生活、航空航天的 共性关键基础技术！ 3 GNSS/INS组合的需求与意义 飞机 空间站 导弹 舰船 卫星 月球车 重大需求牵引导航技术与时俱进 4 JDAM低成本制导武器 精确打击 -现代战争的主要手段！ 弹道导弹 远程空空导弹 舰空导弹 精确打击 导航 技术 核心 技术 陆、海、空、天 武器系统 应用于 精确制导 精确打击 必要 条件 重大需求牵引导航技术与时俱进 5 目标信息获取是 精确打击的前提 高分辨率 对地观测系统

2、必要 条件 惯性稳定技术 技术 瓶颈 国家中长期发展规划 16个重大专项之一 ! 美无人侦察机 “ 全 球鹰 ” 在执行任务 侦察卫星 机载高分辨率 SAR 及其运动补偿系统 对地观测 重大需求牵引导航技术与时俱进 6 载人航天 探月工程 导航技术 关键 技术 载人航天与探月工程 重大需求牵引导航技术与时俱进 7 二代卫星导航系统与大飞机 引导载体从出发点到达目的地的技术和方法 提供载体的导航参数，位置、速度和姿态 9 1、为什么要学习组合导航？ （ 1）何为导航？ （ 2）与制导什么区别？ 制导是根据预先规划的航路，自动引导载体到 达目的地的技术和方法 10 制导系统（ Guidance S

3、ystem）原理框图 运动 参数 导航 系统 飞行控制 计算机 执行 机构 控制 指令 舵偏角 航迹规划 11 （ 3） 导航技术发展历史 古代 路标、指南针、天文等 20年代 磁罗盘、速度表、里程表 仪表导航 30年代 无线电导航 问世 40-70年代 惯性导航系统、多普勒导航系统 80年代末 全球卫星定位系统 问世 1997年 惯性 /卫星组合导航系统 大量推广 2001年 新型导航系统 和 复合导航系统 天文导航 航海、航天 惯性导航 与惯性器件水平有关 无线电导航 卫星导航 推算导航 速度和航向 地形、景象匹配导航 物理场匹配导航 12 （ 4）目前有哪些导航技术？ 惯性导航 基本原理

4、 13 陀螺仪 : 定轴性 进动性 （ 5）各种导航技术的特点？ Va P 加速度计 矢 量 矢 量 在哪个坐标系里计算 ? 如何确定坐标系 ? , Z X Y 惯性仪表分类 14 （ 5）各种导航技术的特点？ 惯 性 仪 表 惯性敏感器件 惯性技术 核 心 传统机械陀螺仪 光学陀螺仪 MEMS/MOMES 陀螺仪 超导磁悬浮陀螺仪 液浮陀螺仪 三浮陀螺仪 挠性陀螺仪 静电陀螺仪 激光陀螺仪 光纤陀螺仪 MEMS惯性器件 MOEMS惯性器件 振动陀螺仪 半球谐振陀螺仪 压电陀螺仪 加速度计 15 （ 5）各种导航技术的特点？ 微机电 (MEMS)惯性器件 美国 Draper实验室研 制的 ME

5、MS陀螺仪精度 以达 1/h 美国 AD公司研制单片 集成的微陀螺仪，年 产量数百万只 Honeywell公司分辨率 50 g谐振式加速度计 AD公司研制三轴单片 集成的微加速度计 16 （ 5）各种导航技术的特点？ 光纤陀螺特点： 精度高 响应速度快 动态范围大 主要研究内容和关键技术包括 : 新型高稳定光纤光源技术 全数字信号检测技术 误差机理及建模补偿方法 光纤陀螺可靠性设计方法 法国 IXSEA公司研制的高精 度光纤陀螺精度为 0.001/h 美国 LITTON公司正在 研制战略级光纤陀螺 精度达 10-4 /h量级 高精度光纤陀螺 惯性导航 误差特性 17 （ 5）各种导航技术的特点

6、？ 惯 导 系 统 误 差 确定性误差 随机误差 惯性器件常值误差 安装误差 标度因数误差 随机常值 白噪声 与加速度有关误差 一阶马尔可夫过程 位置误差 速度误差 姿态误差 随时间 积累 惯性导航 特点 18 （ 5）各种导航技术的特点？ 惯 性 导 航 技 术 优点 缺点 自主性强 短时间精度高 连续提供位置、速度、姿态 误差随时间积累 价格昂贵（精度越高，价格越贵） 惯性导航技术发展历史 19 1852年 傅科陀螺，验证了地球自转 1906年 安休兹制成 陀螺方向仪 惯性导航的先导 1923年 舒拉摆理论 ，陀螺仪的设计开始完善 1942年 德国 V2火箭 ， 两个陀螺和一个加速度计 1

7、954年 惯性导航系统 在飞机上试飞成功 1958年 美国潜艇依靠 液浮陀螺平台惯导 穿越北极 ,21天 20 美国 Draper实验室对当前陀螺仪发展现状分析 惯性导航技术现状 21 美国 Draper实验室对 2020年陀螺仪发展趋势的预测 惯性导航技术发展趋势 22 无线电导航技术 基本原理 （ 5）各种导航技术的特点？ 23 无线电导航技术 卫星导航技术 （ 5）各种导航技术的特点？ 无线电导航受区域限制 80年代开始发展卫星导航（将发射台放到卫星上） 美国 GPS-GPX 俄罗斯 GLONASS 北斗双星 伽利略 24 卫星导航技术 误差特性 （ 5）各种导航技术的特点？ 卫 星 导

8、 航 误 差 时钟误差 星历误差 大气层误差 电离层延时误差 多路径效应 随机性误差 25 卫星导航技术 特点 （ 5）各种导航技术的特点？ 卫 星 导 航 技 术 优点 缺点 精度高，误差不积累 全球，全天时，全天候 接收机价格便宜 成本昂贵，不为我国所有 不能输出姿态信息 输出不连续 26 天文导航 古老而又年轻的导航技术 天文导航是一种利用光学敏感器测得的天 体 （ 月球 、 地球 、 太阳 、 其他行星和恒星 ） 信息 进行载体位置计算的定位导航方法 。 （ 5）各种导航技术的特点？ 完全天文定位导航 基于航天器轨道动力学方程的定位导航 27 天文导航 基本原理 （ 5）各种导航技术的

9、特点？ 舰船天文导航基本原理 即通过观测不同天体或不同时刻观测同一天体，以各天 体投影点为圆心，各观测天体高度为半径画天文位置圆， 并求其交点来确定舰船的位置。 获得高精度的 天体高度 和 确定天体投影点 是舰船天 文导航的关键。 28 （ 5）各种导航技术的特点？ 天 文 导 航 技 术 优点 缺点 完全自主 误差不积累 不仅可得位置信息、还可得到姿态信息 定位精度不够高（与敏感器精度有关） 输出信息不连续 随机性误差 天文导航的特点 29 天文导航的历史 从航海上发展而来，起源中国，明代郑和的过洋 千星图是当时最完整、最精确的天文航海原始记 录； 1731年，哈德利发明了反射象限仪，并很快

10、发展 成了六分仪； 六分仪 天文钟 1735年 约翰 哈里森 天文钟； 1837年 美国船长沙姆那发现等高线，可同时测 经纬度； 1875年 法国人圣西勒尔发现高度差法则，为天 文导航重要基础； 二十世纪中叶， 1950年后，随着载人航天技术的 发展，天文导航技术得到了极大的发展，尤其阿 波罗登月，前苏联空间站。 30 天文导航发展现状 日期 系统名称 测量类型 测量仪器 最高定位 精度 (1) 1977- 1981 空间六分仪自 主导航和姿态 基准系统 (SS/ANARS) 恒星方向，月 球 (地球 )边缘 空间六分 仪 224米 1979- 1985 多任务姿态确 定和自主导航 系统 (M

11、ADAN) 恒星方向，地 平方向 星敏感器 与地平仪 100米 1988- 1994 麦氏自主导航 系统 (MANS) 对地距离 (用 光学敏感器测 量 )，对地、 对日及对月的 方向 MANS天 体敏感器 30米 推算导航 基本原理 31 各种导航技术的特点？ Sv 计程仪 或里程表 罗盘或 单轴陀螺 司 南 指南车 记里鼓车 推算导航 特点 32 各种导航技术的特点？ 推 算 导 航 技 术 优点 缺点： 自主 结构简单，成本低 误差积累太大，限于要求不高的场合 33 组合导航简介 一、 组合导航技术 34 组合导航简介 采用两种或两种以上的非相似导航系统对同 一信息作量测量 ,从这些量测

12、量中计算出各导 航系统的误差并校正之。 采用组合导航技术的系统称为组合导航系统 参与组合的各导航系统称为子系统。 二、 组合导航的基本方法 35 回路反馈法 采用经典的回路控制方法，抑制系统误差， 并使各系统间实现性能互补； 最优估计法 采用卡尔曼滤波，从概率统计最优的角度估 计出系统误差并消除之。 36 INS/GPS组合导航系统 连续输出位置、速度、姿态 误差随时间积累 GPS INS KF Z 精度高 误差不积累 输出不连续 优势互补 -组合导航系统的最佳方案！ 位置、速度、姿态 三、 组合导航系统的功能 37 组合导航 系统功能 协合超越 优势互补 余度功能 充分利用各子系 统的导航信

13、息，形 成单个子系统不具 备的功能和精度 综合利用各子系 统信息，取长补短， 扩大使用范围 各子系统感测同 一信息源，使测量 冗余，提高整个系 统的可靠性 为了提高对动态载体运动目标 （ 导弹 、 飞机 、 卫星 、 坦克 、 车辆 、 舰船等 ） 的跟踪精度或对动态系统的状态估计精度 ， 需要多传感器的组合导航 。 单一传感器提供的信息很难满足目标跟踪或状态估计的精度要求 ， 采用多个 传感器进行组合导航 ， 并将多类信息按某种最优融合准则进行最优融合 ， 可 望提高目标跟踪或状态估计的精度 。 多传感器组合导航 （ 多星座卫星组合 、 卫星导航与惯性导航的组合等 ） 成为 导航系统的发展趋

14、势 。 组合导航系统 背景 GPS、 GLONASS、 BD及 GALILEO卫星导航系统 ， 本身都存在着固有的缺陷或人 为施加的干扰 ， 于是 ， 使用单一的卫星导航系统存在着很大风险 。 GPS系统受美国国家政策的影响 ， 随时可能出现人为 “ 故障 ” ， 使得非美国 的盟国不能利用卫星资源 ， 或其卫星信号中存在显著的异常干扰 。 GLONASS系统 ， 虽然尚无明确的信号干扰政策 ， 但它由俄罗斯空军控制 ， 特 殊时期的应用难以保证 ， 而且 GLONASS卫星的稳定性较差 ， 导航精度也成问 题 。 5.2 多星座卫星导航组合 5、组合导航系统（续） 需求 由于多星座提高了卫星

15、星座的几何结构 ， 增强了 可用性 （ availability） ； GPS/GLONASS/COMPASS/Galileo全部建成后 ， 卫星覆盖率将极大增强 （ 星空璀 璨 100颗卫星以上 ） ， 提高导航定位的连续性 （ continuity） ； 多卫星信号组合可以很容易地探测和诊断某类卫星信号的故障和随机干扰 ， 并及时予以排除或及时给用户发送预警信息 ， 提高导航系统的抗干扰能力 ， 从而提高系统的 完好性 （ integrity） ； 多卫星系统可提高相位模糊度搜索速度 。 5、组合导航系统（续） 卫星组合导航的性能优势 5、组合导航系统（续） 卫星组合导航的误差补偿优势 系

16、统误差 轨道系统误差 、 卫星钟差 、 多路径误差 ； 随机误差 信号随机误差 、 轨道随机误差 、 钟差随机误差 ; 有色噪声 太阳光压 、 随时间变化的钟差 ; 异常误差 周跳 、 变轨误差 。 利用多种导航卫星信号有利于误差补偿提高导航定位的 精度和可靠性 。 卫星组合导航的缺点 1） 存在信号遮挡 。 当接收机天线被建筑 、 隧道等遮挡时 ， 卫星信号中断 ， 无法 定位 。 2） 抗干扰能力差 。 当存在人为干扰时 ， 接收机码环环路很容易失锁 ， 导致接收 机无法定位 。 3） 多类卫星信号在同一载体上常形成互相干扰 。 4） 数据输出频率低 。 尽管目前一些新的 GPS接收机可以

17、提供 10 Hz的无插值定位 输出 ， 但大多数接收机的定位输出频率仍然为 1 Hz。 5） GPS、 GLONASS、 GALILEO分别由各自研制国直接控制 ， 使用权受制于人 。 5、组合导航系统（续） 尽管卫星定位系统具有较高精度和较低的成本 ， 且具有长期稳定性 。 多类 导航卫星组合仍然不能完全摆脱卫星信号受遮挡而不能实施导航的风险 。 当载体通过遂道或行驶在高耸的楼群间的街道时 ， 这种 信号盲区 一般不能 通过多类卫星组合加以克服 。 INS由于具有全天候 、 完全自主 、 不受外界干扰 、 可以提供全导航参数 （ 位 置 、 速度 、 姿态 ） 等优点 ， 是目前最主要的导航

18、系统之一 。 INS有一个致命 的缺点： 导航定位误差随时间积累 。 5.3 卫星导航与惯性导航的组合 需求 5、组合导航系统（续） 可发现并标校惯导系统误差 ， 提高 导航精度 。 弥补卫星导航的信号缺损问题 ， 提高 导航能力 。 提高卫星导航载波相位的模糊度搜索速度 ， 提高信号周跳的检测能力 ， 提 高组合 导航的可靠性 。 可以提高卫星导航接收机对卫星信号的捕获能力 ， 提高整体 导航效率 。 增加观测冗余度 ， 提高异常误差的监测能力 ， 提高系统的 容错功能 。 提高导航系统的抗干扰能力 ， 提高 完好性 。 6、组合导航系统（续） GNSS与 INS组合导航的优势 松组合又称级

19、联 Kalman滤波 (Cascaded Kalman Filter)方式 。 观测量 INS和 GNSS输出的速度和位置信息的差值； 系统方程 INS线性化的误差方程； 通过扩展 Kalman滤波 （ Extended Kalman Filter= EKF） 对 INS的速度 、 位置 、 姿态以及传感器误差进行最优估计 ， 并根据估计结果对 INS进行输出或者反馈 校正 。 6、卫星导航与惯性导航组合方式 6.1 松散组合 (Loosely-Coupled Integration) 松组合基本概念 GNSS接收机通常通过自己的 Kalman滤波输出其速度和位置 ， 这种组合导 致滤波器的串

20、联 ， 使组合导航观测噪声时间相关 （ 有色噪声 ） ， 不满足 EKF观测噪声为白噪声的基本要求 ， 严重时可能使滤波器不稳定 。 几乎无冗余信息 ， 不利于异常诊断 ， 不利于进行随机模型改化 。 松组合的主要缺点 系统结构简单，易于实现，可以大幅度提高系统的导航精度，并使 INS具 有动基座对准能力。 松组合的主要优点 6、卫星导航与惯性导航组合方式（续） 观测量 根据 GNSS接收机收到的星历信息和 INS输出的位置和速度信息 ， 计算 相应于 INS位置的伪距和伪距率 ， GNSS接收机测量得到的伪距和伪距速率与 INS 计算值的差值 。 通过 EKF对 INS的误差和 GPS接收机

21、的误差进行最优估计 ， 然后对 INS进行输出或 者反馈校正 。 由于不存在滤波器的级联 ， 并可对 GNSS接收机的测距误差进行建模 ， 因此这种 伪距 、 伪距率组合 方式比 位置 、 速度组合 具有更高的组合精度 。 而且在可见星 的个数少于 4颗时也可以使用 。 6.2 紧组合（ Tightly-Coupled Integration） 6、卫星导航与惯性导航组合方式（续） 开发了 GNSS/INS精密定位定姿定向（ POS）软件，具备以下功 能 RTK，动态后处理精度达到了厘米级 PPP，动态后处理精度达到了厘米级 松组合， GNSS位置 /速度与 IMU数据组合 PPP紧组合，国内

22、仅有的精密定位紧组合算法 轨迹、残差显示 GNSS/INS精密定位定姿定向（ POS）软件 RTK数据处理界面 PPP数据处理界面 GNSS/INS松组合界面 GNSS PPP/INS紧组合界面 POS后处理软件 -GINS数据处理功能界面 3.45 3.46 3.47 3.48 3.49 3.5 3.51 3.52 x 10 5 -0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 0.3 Tim e (s) Pos itioni ng Ac cura cy ( m) Dy nam ic P PP Pos itioni ng Ac urac y dis tributi on Ai rborn e

23、 Te st dE(m e te r) dN(m e te r) dU(m e te r) RMS(d E)= 0.04 5m RM S(dN)= 0.01 4m R MS(dU )= 0.08 6m Std(dE ) = 0.01 2m R MS(dN )= 0.01 3m R MS(dU )= 0.08 5m GINS数据后处理结果 机载测试数据，与 Inertial Explorer软件后处理 RTK结果比较 PPP精密定位结果达到了厘米级 P o sitio n D iff . (m ) V e loc i ty D iff . (m/ s) A t titu d e D iff .

24、( d e g ) No rth E as t He igh t No rth E as t D ow n R o ll Pit ch Y a w R MS 0.0039 0.0042 0.0039 0.0013 0.0014 0.0006 0.0053 0.0029 0.0311 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 - 0 . 0 5 0 0 . 0 5 P o s i t i o n E r r o r ( m ) G P S T i m e - 4 4 0 0 0 0 ( s e c ) N o r t h E a s t D o w n 20

25、00 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 - 0 . 0 2 - 0 . 0 1 0 0 . 0 1 0 . 0 2 V e l o c i t y E r r o r ( m / s ) G P S T i m e - 4 4 0 0 0 0 ( s e c ) V N V E V D 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 - 0 . 1 - 0 . 0 5 0 0 . 0 5 0 . 1 A t t i t u d e E r r o r ( d e g ) G P S T i m e - 4 4 0 0 0 0

26、( s e c ) R o l l P i t c h Y a w 0 . 8 1 1 . 2 1 . 4 1 . 6 1 . 8 2 x 1 0 4 - 0 . 0 5 0 0 . 0 5 P o s i t i o n E r r o r ( m ) G P S T i m e - 7 0 0 0 0 ( s e c ) N o r t h E a s t D o w n 0 . 8 1 1 . 2 1 . 4 1 . 6 1 . 8 2 x 1 0 4 -5 0 5 x 1 0 -3 V e l o c i t y E r r o r ( m / s ) G P S T i m e -

27、7 0 0 0 0 ( s e c ) V N V E V D 0 . 8 1 1 . 2 1 . 4 1 . 6 1 . 8 2 x 1 0 4 -5 0 5 10 x 1 0 -3 A t t i t u d e E r r o r ( d e g ) G P S T i m e - 7 0 0 0 0 ( s e c ) R o l l P i t c h Y a w P os itio n D iff . (m) V e loc i ty D iff . (m/ s) A t titu d e D iff . ( d e g ) No rth E as t He igh t No rt

28、h E as t D ow n R oll Pit ch Y a w R MS 0 . 0113 0 . 0113 0 . 0150 0 . 0005 0 . 0005 0 . 0005 0 . 0013 0 . 0013 0 . 0027 GINS数据后处理结果 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 -0.5 -0.2 5 0 0.25 0.5 0.75 1 P o s i t i o n A c c u r a c y ( m ) GPS -PPP (land ) dN dE dU 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3

29、500 4000 -0.5 -0.2 5 0 0.25 0.5 0.75 1 GPS PP P/IN S Ti ghtly cou ple d(lan d) tim e (se c) P o s i t i o n A c c u r a c y ( m ) dN dE dU RMS(d N)= 0.05 2m R MS(dE )= 0.07 9m R MS(dU )= 0.10 3m RMS(d N)= 0.04 9m R MS(dE )= 0.07 9m R MS(dU )= 0.26 7m GINS数据后处理结果 上图车载 GPS动态测量 PPP结果，下图为 GPS/INS紧组合 PPP

30、 结果， GPS/INS紧组合提高了精密定位的精度，尤其是高程方向。 GPS/BDS/GLONASS多系统 GNSS/INS紧组合（伪距 /多普勒）定位结果（与 RTK结果差异） GINS数据后处理结果 GINS在高铁不平顺性监测中的应用 0 20 40 60 80 1 0 0 1 2 0 1 4 0 1 6 0 -4 -2 0 2 4 T r a c k M il e a g e m h m m G N S S / I N S A m b e r g G R P 1 0 0 0 GINS软件分析的高铁轨道检测结果， 与现行方法 德国 Amberg GRP1000测量结果对比 ，精度在 1mm

31、以内，一致 性非常好。 GINS在高铁不平顺性监测中的应用 深组合是使用惯性导航信息对 GNSS接收机进行辅助导航的组合方式 。 主要思想： 既使用滤波技术对 INS的误差进行最优估计 ， 同时使用校正后 的 INS速度信息对接收机的载波环 、 码环进行辅助跟踪 ， 从而减小环路的 等效带宽 ， 增加 GPS接收机在高动态或强干扰环境下的跟踪能力 。 嵌入式组合将 INS和 GNSS进行一体化设计 ， 通过共用电源 、 时钟等进一步 减小体积 、 降低成本和减小非同步误差的影响 。 6.3 深组合（ Deeply-Coupled Integration） 6、卫星导航与惯性导航组合方式（续）

32、57 GNSS/INS组合导航种类 惯导辅助卫导 卫导辅助惯导 GNSS INS 组合 动态响应滞后 易受环境影响 提供时间信息 长期精度高 全自主工作 动态特性好 无时间信息 误差易发散 58 射 频 基 带 导 航 解 算 G N S S 接 收 机 惯 性 测 量 单 元 I M U 惯 性 导 航 算 法 比 力 、 角 速 率 传 感 器 误 差 反 馈 状 态 误 差 反 馈 组 合 导 航 滤 波 器 位 置 速 度 姿 态 位 置 、 速 度 伪 距 、 多 普 勒 惯 性 辅 助 信 息 ( 动 态 多 普 勒 估 计 ) 根据信息融合深度不同， GNSS和 INS组合方式分

33、为： 松组合 、 紧组合 和 深组合 。 GNSS/INS组合导航种类 59 松组合 紧组合 深组合 信息融合 深度 GNSS导航结果 GNSS观测量 GNSS信号 接收机调 整 不需要 导航解算 基带控制 实现难度 容易 较难 复杂 动态性能 一般 较好 优越 完好性 抗干扰能力差 少于 4颗卫星可持续 更新 好，接收机观测 质量改善 系统成本 一般需要战术级 以上 IMU器件 一般需要战术级以上 IMU器件 较低，可采用 MEMS IMU 现状 低端商用？ 商用 /军用 研究 /军用 GNSS/INS组合导航种类 60 深组合类型 相 关 器 本 地 信 号 鉴 别 器 组 合 导 航 滤

34、 波 器 相 关 器 本 地 信 号 鉴 别 器 I N S 通 道 N 通 道 1 滤 波 器 滤 波 器 滤 波 器 滤 波 器 根据接收机的跟踪环结构， GNSS/INS深组合可分为： 标量深组合结构 、 矢量深组合结构 。 61 标 量 深 组 合 矢 量 深 组 合 每 个 通 道 独 立 闭 环 ， 跟 踪 与 导 航 解 算 分 级 处 理 统 一 完 成 所 有 信 号 跟 踪 和 导 航 解 算 ， 无 独 立 通 道 环 路 更 新 率 不 受 导 航 解 算 影 响 ， 计 算 量 小 环 路 更 新 受 限 于 导 航 解 算 速 率 ， 计 算 量 大 环 路 反 馈

35、 信 息 可 以 准 确 估 计 载 波 相 位 误 差 导 航 滤 波 器 精 度 无 法 满 足 载 波 相 位 精 度 需 求 信 号 通 道 间 相 互 独 立 ， 不 能 直 接 共 享 信 息 通 道 间 信 息 可 以 直 接 共 享 结 构 特 点 计 算 量 相 位 跟 踪 性 能 经 典 新 颖 小 大 精 确 不 可 用 更 好 目前商用和民用 GNSS接收机产品普遍采用传统的标量跟踪结构，所以 标量深组合结构的研究和实现更具可操作性 。 深组合类型 GNSS/INS 标量深组合跟踪技术研究与原型系统验证 62 仿 真 实 测 测试内容及条件 GNSS/INS 标量深组合

36、跟踪技术研究与原型系统验证 63 IMU零偏类误差模型验证 0 200 400 600 800 1000 0 0 . 0 1 0 . 0 2 0 . 0 3 0 . 0 4 T i m e ( m s ) R M S ( r a d ) M E M S , 2 0 m s , 1 0 H z M E M S A I D P L L 0 200 400 600 800 1000 0 0 . 0 1 0 . 0 2 0 . 0 3 0 . 0 4 T i m e ( m s ) R M S ( r a d ) M E M S , 2 0 m s , 2 H z M E M S A I D P L

37、L 0 200 400 600 800 1000 0 0 . 0 1 0 . 0 2 0 . 0 3 0 . 0 4 T i m e ( m s ) R M S ( r a d ) I X S E A , 2 0 m s , 1 0 H z I X S E A A I D P L L 0 200 400 600 800 1000 0 0 . 0 1 0 . 0 2 0 . 0 3 0 . 0 4 T i m e ( m s ) R M S ( r a d ) ) I X S E A , 2 0 m s , 2 H z I X S E A A I D P L L 以 IMU零偏类误差、辅助延迟为

38、例 仿真场景定量分析： 载噪比 50dB-Hz， OCXO， 20ms相干积分，环路带宽 10Hz、 2Hz。对比普通二阶环、低精度惯导辅助 PLL、中等精度惯导辅 助 PLL。采用统计平均方法分析：跟踪 误差结果以秒为单位拆分为若干 个样本，每个样本有 50个数据，将所有样本对应时刻的数据取 RMS 测试结果与误差模型分析结果对比均表明，实际仿真测试结果得到的 IMU零偏类误差对环路误差的影响规律 与误差模型分析结果相吻合 GNSS/INS 标量深组合跟踪技术研究与原型系统验证 64 环路参数 MTI-G （分析结果） MEMS （实测结果） FSAS （分析结果） IXSEA (实测结果

39、) 20ms， 10Hz 0.012rad 0.004rad 0.0003rad 0.0008rad 20ms， 2Hz 0.04rad 0.011 0.01rad 0.0015rad IMU零偏类误差模型验证 测试结果相对偏小的原因： 误差建模时传感器误差 1:1的映射到辅助信息；实际测试时传感器误 差根据卫星仰角按一定比例投影到多普勒辅助信息上 误差建模时，初始速度误差参数采用了的是整秒修正后的速度误差； 接收机工作时，实际影响环路误差的是整秒时刻速度修正量。两者的 大小关系与测试结果相吻合 仿真测试选用的惯导参数与理论分析时也不尽不同 GNSS/INS 标量深组合跟踪技术研究与原型系统验

40、证 65 多普勒延迟模型验证 0 1 2 3 4 5 6 x 1 0 4 - 0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 0 . 3 0 . 4 T i m e ( m s ) D o p p l e r D e l a y e r r o r ( H z ) c a s e 1 0 1 2 3 4 5 x 1 0 4 -3 -2 -1 0 1 2 3 T i m e ( m s ) D o p p l e r D e l a y e r r o r ( H z ) c a s e 2 较低动态（ 0.5g） 较高动态（ 2.5g） 0 1 2 3 4 5 6 x 1 0 4 - 0 . 2 -

41、0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) I X S E A , 2 0 m s , 1 0 H z , c a s e 1 0 1 2 3 4 5 6 x 1 0 4 - 0 . 2 - 0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 T i m e ( m s ) 0 1 2 3 4 5 x 1 0 4 - 0 . 2 - 0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) I X S E A , 2 0 m s , 1

42、0 H z , c a s e 2 0 1 2 3 4 5 x 1 0 4 - 0 . 2 - 0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 T i m e ( s ) D e l a y = 0 m s D e l a y = 2 0 m s 0 1 2 3 4 5 6 x 1 0 4 - 0 . 2 - 0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) I X S E A , 2 0 m s , 2 H z , c a s e 1 0 1 2 3 4 5 6 x 1 0 4 - 0 . 2 - 0 . 1 0

43、0 . 1 0 . 2 T i m e ( m s ) D e l a y = 0 m s D e l a y = 2 0 m s 0 1 2 3 4 5 x 1 0 4 - 0 . 2 - 0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) I X S E A , 2 0 m s , 2 H z , c a s e 2 0 1 2 3 4 5 x 1 0 4 - 0 . 2 - 0 . 1 0 0 . 1 0 . 2 T i m e ( m s ) D e l a y = 2 0 m s D e l a y

44、= 0 m s 结果与模型相符。 中等精度惯导辅助的跟踪环中，辅助信息延迟可能 比 IMU零偏类误差、标度因子类误差对环路误差影响更大。多普勒辅助 延迟是前馈支路中不可忽略的误差源，延迟误差在高动态环境下表现 得尤其突出， 辅助延迟是深组合工程设计中必须要重视的问题 。 GNSS/INS 标量深组合跟踪技术研究与原型系统验证 66 辅助前后的环路误差 动态仿真场景测试环路误差： 卫星仰角 34 ,载噪比为 50dB-Hz，最大 加速度 2.5g， TCXO；辅助前后的不同带宽、不同积分时间跟踪环性能 对比测试。（文中有较低动态结果） 0 200 400 600 800 1000 2450 25

45、00 2550 2600 D o p p l e r ( H z ) P L L ( 1 5 H z , 1 m s ) 0 200 400 600 800 1000 -1 - 0 . 5 0 0 . 5 1 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) 0 200 400 600 800 1000 2450 2500 2550 2600 D o p p l e r ( H z ) P L L ( 1 0 H z , 2 0 m s ) 0 200 400 600 800 1000 -1 - 0 . 5 0 0 .

46、5 1 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) 普通 PLL 0 200 400 600 800 1000 2450 2500 2550 2600 D o p p l e r ( H z ) M E M S I M U A i d i n g P L L ( 3 H z , 2 0 m s ) 0 200 400 600 800 1000 -1 - 0 . 5 0 0 . 5 1 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) 0 20

47、0 400 600 800 1000 2450 2500 2550 2600 D o p p l e r ( H z ) I X S E A I M U A i d i n g P L L ( 3 H z , 2 0 m s ) 0 200 400 600 800 1000 -1 - 0 . 5 0 0 . 5 1 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) INS辅助 PLL GNSS/INS 标量深组合跟踪技术研究与原型系统验证 67 动态车载场景环路误差： PRN19（ 80 ） ,载噪比 50dB-Hz,

48、PRN13 （ 45 ） ,载噪比 48dB-Hz, 最大加速度 0.5g， TCXO；辅助前后的 20ms、 2Hz跟踪环性能对比测试。 0 150 300 450 600 750 900 1100 1300 1500 1700 T i m e ( s ) D o p p l e r ( H z ) S a t e l l i t e P R N . 1 9 ( H i g h E l e v a t i o n ) 0 150 300 450 600 750 900 - 1 0 0 100 300 500 600 T i m e ( s ) D o p p l e r ( H z ) S

49、a t e l l i t e P R N . 1 3 ( l o w E l e v a t i o n ) 多普勒相对变化 0 150 300 450 600 750 900 - 0 . 4 - 0 . 2 0 0 . 2 0 . 4 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) P R N . 1 9 ( P L L , 2 0 m s , 2 H z ) 0 150 300 450 600 750 900 -1 - 0 . 5 0 0 . 5 1 T i m e ( s ) D i s c r i m i n

50、 a t o r o u t p u t ( r a d ) P R N . 1 3 ( P L L , 2 0 m s , 2 H z ) 普通 PLL 0 150 300 450 600 750 900 - 0 . 4 - 0 . 2 0 0 . 2 0 . 4 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) P R N . 1 9 ( M E M S A i d i n g P L L , 2 0 m s , 2 H z ) 0 150 300 450 600 750 900 - 0 . 5 - 0 . 2 5

51、0 0 . 2 5 0 . 5 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) P R N . 1 3 ( M E M S A i d i n g P L L , 2 0 m s , 2 H z ) 低精度惯导辅助 PLL 0 150 300 450 600 750 900 - 0 . 4 - 0 . 2 0 0 . 2 0 . 4 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) P R N . 1 9 ( F S A S A i d i n

52、g P L L , 2 0 m s , 2 H z ) 0 150 300 450 600 750 900 - 0 . 5 - 0 . 2 5 0 0 . 2 5 0 . 5 T i m e ( s ) D i s c r i m i n a t o r o u t p u t ( r a d ) P R N . 1 3 ( F S A S A i d i n g P L L , 2 0 m s , 2 H z ) 中等精度惯导辅助 PLL 结论： 仿真及实测 测试结果与前文中的误差模型分析结果相符 。为了 响应动态变化，普通跟踪环的带宽不能过窄、积分时间不能过长； INS 辅助跟踪环在保证动

53、态响应的同时，可以通过压缩环路带宽、加长积 分时间抑制噪声影响；在一般动态条件下，低精度惯导对环路的辅助 作用明显。（论文中对瞬态响应也进行了详细的分析验证） 辅助前后的环路误差 GNSS/INS 标量深组合跟踪技术研究与原型系统验证 68 开环跟踪误差验证 采用仿真场景验证 :情况 1:在组合导航正常更新的前提下，对卫星 PRN22连续开环控制 10s（ 4s-14s），测试低精度惯导、中等精度惯导 惯导开环控制结果 ;情况 2:组合导航不更新情况下，进行相应测试 0 3 6 9 12 15 18 -2 -1 0 1 2 T i m e ( s ) P h a s e E r r o r (

54、 r a d ) M E M S I M U C o n t r o l t r a c k i n g ( c o n s t a n t ) 0 3 6 9 12 15 18 -6 -3 0 3 6 T i m e ( s ) D o p p l e r E r r o r ( H z ) M E M S I M U C o n t r o l t r a c k i n g ( c o n s t a n t ) 情况 1：低精度惯导 0 3 6 9 12 15 18 - 0 . 5 - 0 . 2 5 0 0 . 2 5 0 . 5 T i m e ( s ) P h a s e E

55、r r o r ( r a d ) I X S E A I M U C o n t r o l t r a c k i n g ( c o n s t a n t ) 0 3 6 9 12 15 18 - 0 . 5 0 0 . 5 1 T i m e ( s ) P h a s e E r r o r ( r a d ) I X S E A I M U C o n t r o l t r a c k i n g ( a c c e l e r a t e ) 情况 1:中等精度惯导 0 2 4 6 8 10 12 14 -2 -1 0 1 2 T i m e ( s ) P h a s e

56、E r r o r ( r a d ) M E M S I M U O p e n C o n t r o l 0 2 4 6 8 10 12 14 -3 -2 -1 0 1 T i m e ( s ) D o p p l e r E r r o r ( H z ) M E M S I M U O p e n C o n t r o l 情况 2:低精度惯导 0 2 4 6 8 10 12 14 - 1 . 4 -1 - 0 . 6 - 0 . 2 0 . 2 T i m e ( s ) P h a s e E r r o r ( r a d ) I X S E A I M U O p e n C o n t r o l 0 2 4 6 8 10 12 14 - 0 . 8 - 0 . 4 0 0 . 4 0 . 8 T i m e ( s ) D o p p l e r E r r o r ( H z ) I X S E A I M U O p e n C o n t r o l 情况 2:中等精度惯导 结论： 在少数卫星信号遮挡时，低精度惯导可以持续开环跟踪载波频 率，中等精度惯导可以持续开环跟踪载波相位；在所有卫星信号遮挡 时，只能维持几秒的开环跟踪载波相位。 结论与开环误差模型分析结 论一致，验证了开环跟踪误差模型的正确合理。 69