技术领域
[0001] 本
发明涉及大尺度野外环境下舱体高
精度位姿测量技术，尤其涉及一种基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法及系统。
背景技术
[0002] 大尺度高精度测量是舱体控制精度的重要保证。舱体测量可以分为
位置测量和
姿态测量两部分，得到舱体稳定可靠的位姿信息是舱体运动学控制精度的基本要求。
[0003] 现有的舱体位姿测量技术，主要利用激光全站仪、惯性设备等测量方法来实现。利用激光全站仪测量法，主要是通过测量舱体上不在同一直线上的三个点，再通过解算，得到舱体位姿信息。但是激光全站仪的轴系校准参数，会随着环境发生变化导致测点精度变差，因而影响位姿测量精度，此外由于全站仪测量
频率较低，无法做到时间同步。而利用惯性设备测量法，短期测量相对精度高，但却存在零点漂移等的问题，又无法保证长时间测量的精度。
[0004] 因此，亟待研究一种高精度的舱体位姿动态测量技术。
发明内容
[0005] 有鉴于此，本发明的主要目的在于提供一种基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法及系统，克服全站仪测
角精度随环境变化测量精度降低的缺点，通过结合惯性测量舱体姿态与全站仪测量仪器到舱体三个测量点的距离即可得到舱体的位姿数据，从而解决大尺度野外环境下舱体高精度位姿测量问题。
[0006] 为达到上述目的，本发明的技术方案如下：
[0007] 一种基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法，包括如下步骤：
[0008] A、利用舱体位姿测量模
块测量舱体姿态信息的步骤；
[0009] B、接收所述的舱体姿态信息，利用测距信息时间同步模块，并根据全站仪的测距信息预测当前时刻的距离信息，使三个全站仪测距信息达到时钟同步和时延消除；
[0010] C、进行舱体距离交汇位置解算的步骤。
[0011] 其中：步骤A所述利用舱体位姿测量模块测量舱体姿态信息的过程，具体为：通过全球导航卫
星系统GNSS与惯性设备IMU融合，综合利用GNSS与IMU，测量舱体的姿态信息，即舱体
坐标系相对全局坐标系的三个欧拉角。
[0012] 步骤B具体为：利用GNSS和IMU融合信息中携带的高精度时钟
信号、舱体运动速度及位置信息，根据全站仪的测距信息预测当前时刻的距离信息，从而实现三个全站仪测距信息的时钟同步和时延消除。
[0013] 步骤C所述进行舱体距离交汇位置解算的步骤，具体为：通过位置解算模块，对舱体位姿信息的六个未知量，即x、y、z三个位置和α、β、γ三个姿态角度，对舱体位置进行解算；其中，所述的三个姿态角度通过GNSS和IMU融合精确测量得到，所述三个位置信息通过三个距离已知量解算得到。
[0014] 所述进行舱体距离交汇位置解算的步骤，具体包括求的舱体位置P0的过程：
[0015]
[0016] 其中：R(α,β,γ)为舱体姿态，P1、P2、…、P6分别为6个全站仪的坐标；B1、B2、…、B6分别为反射棱镜在舱体坐标系下的坐标位置；d1、d2、…、d6分别为全站仪测距信息；P0为要解算的舱体位置。
[0017] 一种基于距离交汇的舱体位姿动态测量系统，包括顺次连接的舱体位姿测量模块、测距信息时间同步模块和位置解算模块；其中：
[0018] 所述舱体位姿测量模块，用于综合利用GNSS测量精度的长期
稳定性与惯性测量设备短期高精度高动态测量的优势，测量出舱体的高精度姿态信息；
[0019] 所述测距信息时间同步模块，用于根据GNSS和IMU融合信息中携带的高精度
时钟信号、舱体运动速度及位置信息，并根据全站仪的测距信息准确预测当前时刻的距离信息，以实现三个全站仪测距信息的时钟同步和时延消除；
[0020] 所述位置解算模块，用于根据舱体位姿信息的未知量，对舱体位置进行解算，得到舱体位置数据。
[0021] 其中，所述舱体位姿测量模块的姿态测量精度可达到0.05°以内。
[0022] 利用所述位置解算模块，在测距范围300米时，舱体的位置精度小于2.2mm。
[0023] 本发明的基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法及系统，具有如下有益效果：
[0024] 1)可满足馈源舱全天候测量，当全站仪受恶劣天气影响不能正常工作时，GNSS/IMU融合可提供舱体1.5cm精度的位置信息；
[0025] 2)有效规避了全站仪测角精度低的缺点，全站仪测角受全站仪轴系、自动照准、大气环境等参数变化测量精度下降，而且无精确的数学修正模型，全站仪的测距精度高，而且可以利用大气修正模型精确修正大气对测距进行精确修正。
[0026] 3)有效提高舱体解算精度，理论上只利用6个全站仪的测距信息可以直接解算出舱体的位置和姿态，但是由于全站仪布局和舱体上反射棱镜组成几何体的构型问题解算精度差，有些位置会出现奇异解算结果发散，而当高精度的姿态信息当成已知量进行解算时，位置精度对距离误差的敏感度降低，解算精度为测距误差的0.8倍，理论解算精度优于2.4mm。
附图说明
[0027] 图1为本发明
实施例基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法
流程图；
[0028] 图2为本发明所述距离交汇技术原理示意图；
[0029] 图3为本发明所述距离交汇位置解算精度评估原理示意图；
[0030] 图4为本发明实施例基于距离交汇的舱体位姿动态测量系统的方
框图。
具体实施方式
[0031] 本发明的基本思想在于：在舱体上安装6台全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)和一台惯性测量设备(Inertial Measurement Unit，IMU)，该GNSS
定位采用实时载波
相位差分方式，利用GNSS/IMU融合可以得到舱体的厘米级位置坐标和高精度的姿态信息，姿态精度优于0.05度。同时在控制网上均匀安装六台全站仪测量设备，分别测量全站仪到舱体上反射棱镜的距离信息，距离测量精度优于3mm。
最后，利用全站仪的高精度距离信息和GNSS/IMU融合的高精度的姿态信息，解算出舱体高精度的位置信息。
[0032] 下面结合附图及本发明的实施例对本发明的方法及系统作进一步详细的说明。
[0033] 图1为本发明实施例基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法流程图。
[0034] 本发明实施例提供的基于距离交汇的舱体位姿高精度测量方法，通过融合全球导航卫星系统(GNSS)数据、惯性设备以及全站仪测量数据，来提供舱体的高精度、高动态的位姿测量数据。
[0035] 如图1所示，该基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法，主要包括如下步骤：
[0036] 步骤11：利用舱体位姿测量模块测量高精度的舱体姿态信息的步骤。
[0037] 在本实施例中，该步骤具体为：通过全球导航卫星系统(GNSS)与惯性设备(IMU)融合，综合利用GNSS测量精度的长期稳定性与惯性测量设备短期高精度高动态测量优势，测量出舱体的高精度姿态信息，即舱体坐标系相对全局坐标系的三个欧拉角。
[0038] 步骤12：接收所述的舱体姿态信息，利用全站仪测距信息时间同步模块，并根据全站仪的测距信息准确预测当前时刻的距离信息，使三个全站仪测距信息达到时钟同步和时延消除。
[0039] 在本实施例中，具体利用了GNSS和IMU融合信息中携带的高精度时钟信号、舱体运动速度及位置信息，然后根据全站仪的测距信息准确预测当前时刻的距离信息，从而实现三个全站仪测距信息的时钟同步和时延消除。所述的6个个全站仪，参考图2所示距离交汇技术原理示意图，其原理如下：
[0040] 全站仪在测量过程中存在约200ms的时延，也就是全站仪返回的测量数据是200ms以前的全站仪到反射棱镜的距离，为精确得到当前时刻全站仪的精确距离测量信息，需要根据全站仪的历史数据和GNSS/IMU测量舱体的位置进行预测，即根据当前GNSS/IMU测量舱体上反射棱镜的坐标和全站仪坐标求得反射棱镜到全站仪的距离信息，将此距离信息与之前保存10个全站仪真实测距信息组成关于时间的二维序列，对此序列进行三阶多项式拟合，将当前时刻带入拟合的多项式得到当前时刻的距离预测信息作为当前的距离测量值。这样，通过对六台全站仪都按照这种方式预测得到当前时刻距离信息，达到对全站仪测量数据时延消除和数据同步的目的。
[0041] 步骤13：进行舱体距离交汇位置解算的步骤。具体步骤为：通过位置解算模块，对舱体位姿信息的六个未知量，即x、y、z三个位置和α、β、γ三个姿态角度，对舱体位置进行解算。其中，所述三个姿态角度信息通过GNSS/IMU(惯性设备)融合精确测量得到，所述三个位置信息通过三个距离已知量解算得到。
[0042] 其中：公式(1)中，R(α,β,γ)为舱体姿态，P1、P2、…、P6分别为6个全站仪的坐标；B1、B2、…、B6分别为反射棱镜在舱体坐标系下的坐标位置；d1、d2、…、d6分别为全站仪测距信息；P0为要解算的舱体位置。此方程为超定非线性方程组，通过最小二乘可以解算出所述的舱体位置P0。
[0043]
[0044] 本发明实施例提供的基于距离交汇的舱体位姿动态测量系统，利用上述基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法，可以高精度、稳定、可靠的测量舱体的位姿信息，为舱体控制提供可靠的测量数据。
[0045] 图3为本发明实施例基于距离交汇的舱体位姿动态测量系统的方框图。
[0046] 如图3所示，该基于距离交汇的舱体位姿动态测量系统，按图1所示的步骤执行基于距离交汇的舱体位姿动态测量方法，解算出每个网格上的舱体位置坐标。
[0047] 在本实施例中，所述基于距离交汇的舱体位姿动态测量系统，具体包括顺次连接的融合了GNSS、IMU惯量设备的舱体位姿测量模块、位于全站仪上的测距信息时间同步模块和舱体的位置解算模块。其中：
[0048] 所述舱体位姿测量模块，包括有全球导航卫星系统(GNSS)和惯性设备(IMU)，用于综合利用GNSS测量精度的长期稳定性与惯性测量设备短期高精度高动态测量优势，测量出舱体的高精度姿态信息。
[0049] 在本实施例中，GNSS和IMU融合的舱体位姿测量模块，IMU用于惯性组件的快速对准、GNSS测量设备安装四台当有两组以上固定解时，利用它们求解舱体的航向姿态，与惯性融合，以实现快速在线对准。当少于两组固定解时，利用组合系统的双天线确定航向，实现快速在线对准；当双天线确定失效时，利用罗经实现快速在线对准。实现舱体的全天候姿态测量。全天候姿态测量的精度，经实验表明姿态测量精度可达到0.05°以内。
[0050] 所述测距信息时间同步模块，用于根据GNSS和IMU融合信息中携带的高精度时钟信号、舱体运动速度及位置信息，然后根据全站仪的测距信息准确预测当前时刻的距离信息，从而实现三个全站仪测距信息的时钟同步和时延消除。
[0051] 所述位置解算模块，用于根据舱体位姿信息的六个未知量，即x、y、z三个位置和α、β、γ三个姿态角度，对舱体位置进行解算，得到舱体位置数据。
[0052] 在本实施例中，所述的位置解算模块，通过将舱体高精度的姿态信息作和三个距离信息作为已知值，输入解算模块，得到舱体位置数据。
[0053] 上述的舱体位姿动态测量方法及系统，经实验分析表明，在测距范围300米左右时，舱体的位置精度优于2.2mm，如图4所示。
[0054] 图4为本发明距离交汇位置解算精度评估原理示意图。
[0055] 在本实施例中，对半径为160米、张角为40度的球冠面进行网格化划分，每个网格点对应一个舱体理论位置，舱体的Z轴指向球心时作为舱体的理论姿态；由全站仪的坐标和舱体上反射棱镜在舱体坐标系的坐标由公式(1)求得每个网格点对应的六台全站仪到对应反射棱镜的理论距离；分别对理论距离和理论姿态角加入均方根值(RMS)为2.75mm和0.05°的随机误差；根据公式(1)，将距离和姿态作为输入值，可求得每个网格上的舱体位置坐标；统计每个网格点的解算坐标和理论坐标误差即得到仿真解算精度。
[0056] 以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。
