技术领域
[0001] 本
发明属于导航技术领域，尤其涉及一种基于卡尔曼滤波估计的北斗/惯性组合抗欺骗干扰方法。
背景技术
[0002] 随着卫星
导航系统的建设和完善，卫星导航接收机在军事装备中的应用越来越广泛，成为武器装备中的重要组成部分。由于卫星导航
信号到达地面功率很低，从而容易受到干扰和欺骗，
卫星导航系统的抗干扰反欺骗技术的研究逐渐成为各国竞相关注的焦点，高性能的组合导航系统终端的抗干扰反欺骗技术目前面临着强烈的军事需求。
[0003] 卫星导航系统欺骗技术是敌方或犯罪分子通过发射与真实信号相同或者相似的虚假信号，引导受害接收机对其进行捕获
跟踪，使导航接收机得到错误的定时
定位结果，欺骗干扰的危害巨大，攻击方式隐蔽，严重影响了使用卫星导航系统武器装备的实用性能。
[0004] 组合导航技术是提高导航装备抗欺骗式干扰能
力的有效解决手段，据相关文献报道，国外的无人机导航装置多为GPS/INS组合导航设备，可同时提供纯GPS、纯惯导以及GPS/INS组合导航解算结果，并且部分无人机中都添加了地形匹配、磁罗盘等其他辅助导航手段，采用数据融合的方式来保障导航系统工作
精度。
发明内容
[0005] 为了提高导航系统工作精度，本发明的目的在于提供一种基于卡尔曼滤波估计的北斗/惯性组合抗欺骗干扰方法。
[0006] 本发明的技术方案是：在传统导航接收机的
基础上实现了组合滤波，包括如下步骤：
[0007] 1)北斗接收机完成卫星导航信号的测量。由卫星导航天线单元、射频与基带
信号处理单元，组成接收机信息测量单元，主要利用接收机射频模
块完成GNSS
射频信号的下变频处理，转变为中频信号，将生成的中频信号与本地生成的码和载波进行相关累积或非相关累积，得到基带I、Q信号，通过接收机跟踪环路得到伪距、多普勒等测量值，并解算得到当前时刻的星历信息；
[0008] 2)惯导解算单元根据北斗接收机给出的星历信息计算当前时刻卫星
位置，进而计算得到惯性测量伪距、伪距率。由伪距和伪距率作为量测信息，状态变量为速度误差、位置误差、
姿态误差、陀螺和
加速度计零偏、接收机时钟漂移和漂移率。滤波估计的速度误差、位置误差、姿态误差、陀螺和加速度计零偏信息反馈到惯导解算模块，实时修正惯导解算误差，对惯性解算结果进行反馈补偿。
[0009] 在组合滤波的基础上，增加了欺骗信号估计与判别模块，实现了欺骗干扰抑制功能。组合接收机完成自身定位、惯性单元完成导航初始化，对欺骗信号进行估计与判别后开始进行组合滤波。在组合滤波稳定后，由于组合导航系统惯导反推的伪距值是较为准确的，伪距残差变为小值，如果伪距残差发生了突变，则认为是由于施加的
干扰信号导致的。将卫导测量伪距值进行伪距残差补偿后重新进行定位解算，再对定位结果进行判定，如果仍然偏离惯性导航定位结果则采信惯性导航结果作为最终测量结果。
[0010] 本发明的优点是：可以在导航装备受到欺骗干扰时，有效识别欺骗信号，对欺骗信号进行估计和隔离，保证导航系统输出结果的正确性。
附图说明
[0011] 图1为本发明的基于卡尔曼滤波估计的组合导航抗欺骗干扰原理
框图。
[0012] 图2为本发明组合导航抗欺骗干扰处理
流程图(为图1的具体实现过程)。
具体实施方式
[0013] 下面结合附图对示例性
实施例的详细描述，本发明的优点和特点以及实现的方法可更容易地理解。系统核心部分包括组合滤波与定位解算、欺骗信号估计与判别，以下分别介绍：
[0014] 基于卡尔曼滤波的组合导航
滤波器框图如图1所示，该组合导航系统中，在传统的最小二乘定位解算基础上，使用伪距、伪距率和惯性测量信息组成紧组合卡尔曼滤波器，同时增加了伪距误差估计单元，对受到欺骗干扰的错误卫星伪距进行判别，在判别出错误伪距的基础上，将错误伪距信息反馈给定位解算算滤波器，重新进行最小二乘解算，获得正确的导航定位结果。组合导航抗欺骗流程的具体实现过程如图2所示，通过比较INS反算的伪距与GNSS接收机提供的伪距，计算伪距残差，然后通过与
门限值进行比较，判定是否为错误伪距，将错误的伪距剔除后，利用最小二乘实现卫导的定位。下面结合图1与图2，进行详细说明。
[0015] 1、捷联惯导解算
[0016] 捷联惯性导航系统INS模块的主要功能是实现惯导解算，利用惯性测量单元提供的陀螺、加速度计的原始测量信息，通过位置更新、速度更新、姿态更新
算法实现载体的位置、速度、姿态等导航信息的实时更新；
[0017] 2、GNSS接收机信息处理
[0018] 该模块实现GNSS信号的捕获、跟踪、再到原始观测数据的产生，包括伪距、多普勒、载波
相位、
载噪比等可视卫星的原始观测信息，为最小二乘卫导定位提供原始观测信息；
[0019] 3、电文解析与星历计算
[0020] 该模块实现电文的解析，包括可视星历卫星轨道参数的确定与可视卫星位置、速度的计算，为后续欺骗信号估计与判别提供卫星的位置速度等信息；
[0021] 4、反算INS伪距、伪距率
[0022] 惯性导航系统利用自身更新完的位置、速度、姿态信息以及GNSS接收机提供的可视卫星的位置、速度信息，反算出INS对应的伪距、伪距率信息；
[0023] 5、欺骗信号估计与判别
[0024] 该模块利用INS提供的反算后的伪距、伪距率信息以及GNSS接收机提供的伪距、伪距率原始观测数据，结合图2中的门限判定，剔除掉受到干扰后的可视卫星，为GNSS定位解算与Kalman滤波器提供可靠的原始观测信息；
[0025] 6、Kalman滤波器的具体实现
[0026] 该模块主要从
状态方程的建立以及量测方程的建立两方面进行介绍：
[0027] 6.1状态方程的建立
[0028] 系统状态量选取包括姿态误差、速度误差、位置误差、陀螺零偏，陀螺一阶
马尔科夫过程，加速度计零偏、外加接收机
时钟偏差与时钟漂移，如下式所示：
[0029]
[0030] 式中，MINS的位置、速度和姿态误差可以根据实际情况选用相应
坐标系下的表达，因此，组合系统中与INS有关的状态量的过程方程为某一坐标系下的INS误差传播模型。
[0031]
[0032] 式中，XI(t)为X前18个参数，XG(t)为X最后两个参数。FI(t)、GI(t)与WI(t)见松组合定义；其它定义如下：
[0033]
[0034] 状态维数很高，根据情况，可适当删减。
[0035] 6.2量测方程的建立
[0036] 建立量测量与状态量方程：在组合导航系统中，设INS的位置为(xI,yI,zI)T，由卫星星历确定的卫星的位置为(xS,yS,zS)T，则可以得到相应于INS所处位置的伪距ρI。同时，设GPS接收机测量得到的伪距记为ρG。那么选择INS和GPS两者伪距之差和两者伪距率值差作为组合导航系统的观测量。
[0037] 推导伪距差量测方程，首先推导ρI，然后再计算ρG。
[0038] 由载体INS到GPS卫星Sj的伪距可由下式表达：
[0039] ρIj＝[(xI-xsj)2+(yI-ysj)2+(zI-zsj)2]1/2
[0040] 假设坐标位置真值为[x y z]T，上式在[x y z]T处按一阶泰勒级数展开，得到下式：
[0041]
[0042] 为简化表达，去符号代换
[0043] rj＝[(x-xsj)2+(y-ysj)2+(z-zsj)2]1/2
[0044]
[0045] 同理，
[0046]
[0047] 在应用时，真值为上次卡尔曼估计值，存在滞后。
[0048] 根据以上简化和推导MINS与卫星伪距可表达为：
[0049] ρIj＝rj+ej1δx+ej1δy+ej1δz
[0050] 载体上GNSS接收机相对于卫星Sj的伪距为：
[0051] ρGj＝rj+δtu+υρj
[0052] INS的相应伪距与GPS相应伪距差值，可以写成：
[0053] δρj＝ej1δx+ej1δy+ej1δz-δtu-υρj
[0054] 因为GPS/INS组合导航系统进行导航时，GNSS接收机至少要选取4颗卫星来解算载体位置和钟差，所以取j＝1,2,3,4，那么伪距可表达为：
[0055]
[0056] 载体在地球坐标系中的表达式有两种，即空间直
角坐标系(x y z)和大地坐标系(L λ h)，它们的关系：
[0057] x＝(RN+h)cosLcosλ
[0058] y＝(RN+h)cosLsinλ
[0059] z＝(RN(1-e2)+h)sinL
[0060] 对其两边取全微分得：
[0061] δx＝δhcosLcosλ-(RN+h)sinLcosλδL-(RN+h)sinλcosLδλ
[0062] δy＝δhcosLsinλ-(RN+h)sinLsinλδL+(RN+h)cosλcosLδλ
[0063] δz＝δhsinL+(RN(1-e2)+h)cosLδL
[0064] 根据以上分析，得到伪距观测方程：
[0065] Zρ(t)＝Hρ(t)X(t)+Vρ(t)
[0066] 式中：
[0067] Hρ＝[04×6 Hρ1 04×9 Hρ2]4×20
[0068]
[0069] aj1＝(RN+h)[-ej1sinLcosλ-ej2sinLsinλ]+[RN(1-e2)+h]ej3cosL[0070] aj2＝-(RN+h)[ej1cosLsinλ-ej2cosLcosλ]
[0071] aj3＝ej1cosLcosλ+ej2cosLsinλ+ej3sinL
[0072] 然后，推导伪距率量测方程
[0073] 载体相对于卫星Sj的有相对运动，则INS与Sj的伪距率可由下式表示：
[0074]
[0075] MINS输出值，可看作是真值与误差之和，于是有：
[0076]
[0077]
[0078]
[0079]
[0080] 由GNSS接收机测得的伪距变化率为：
[0081]
[0082] INS与GNSS接收机伪距率之差，为：
[0083]
[0084] 若j＝1,2,3,4，即接收机能同时接收4颗星，则有：
[0085]
[0086] 上式 为地球直角坐标系下速度误差，而状态为地理坐标系，假设 为地理坐标系至地球直角坐标系变换矩阵，那么：
[0087]
[0088] 将上式展开，有：
[0089]
[0090]
[0091]
[0092] 根据上式可获得伪距率量测方程
[0093]
[0094] 式中：
[0095]
[0096]
[0097] bj1＝-ej1sinλ+ej2cosλ
[0098] bj2＝-ej1cosλsinL-ej2sinLsinλ+ej3cosL
[0099] bj3＝ej1cosLcosλ+ej2cosLsinλ+ej3sinL
[0100] 将伪距差量测方程式与伪距率量测方程式，合并成组合导航系统的量测方程，观测量由4为伪距差与4维伪距率差组成，形成8维观测矢量，组合系统的量测方程可表达为：
[0101]
[0102] 综上所述，以上仅为本发明的具体实施流程，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何
修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
