本文摘要：基于慣性輔助GNSS跟蹤環(huán)路的設計與實現(xiàn)，航空論文 通過載體位置誤差、 速度誤差對多普勒頻移誤差的分析， 進行了慣性輔助跟蹤環(huán)路的適配性分析， 并通過高動態(tài)仿真實驗驗證了該設計在高動態(tài)情況下的可行性及偽距率平滑算法的可行性， 分析了高動態(tài)環(huán)境下的導
基于慣性輔助GNSS跟蹤環(huán)路的設計與實現(xiàn)，航空論文 通過載體位置誤差、 速度誤差對多普勒頻移誤差的分析， 進行了慣性輔助跟蹤環(huán)路的適配性分析， 并通過高動態(tài)仿真實驗驗證了該設計在高動態(tài)情況下的可行性及偽距率平滑算法的可行性， 分析了高動態(tài)環(huán)境下的導航性能， 為GPS/SINS超緊組合的深入研究奠定基礎。
《南京航空航天大學學報》(社會科學版)堅持四項基本原則，堅持“雙百”方針，堅持理論和實踐相結合，努力將本刊辦成社會科學研究的重要學術園地。既發(fā)表社會科學理論性研究論文，也刊登具有指導意義的調查報告和經驗總結。加強學術性、時效性和可讀性，為促進我國社會科學繁榮，提高高校學術、教學和師資水平服務。獲獎情況：江蘇省一級期刊。
摘要： 載波跟蹤技術作為GNSS接收機的關鍵技術， 其跟蹤算法在很大程度上決定著GNSS接收機的導航性能。 本文基于一種典型載波跟蹤環(huán)路結構， 針對高動態(tài)環(huán)境下接收機跟蹤環(huán)路易信號失鎖的情況， 設計了一種慣性輔助GNSS載波跟蹤算法， 提出利用多普勒頻移變化量平滑偽距率算法， 并對慣性輔助跟蹤環(huán)路的適配性進行了分析。 實驗結果表明：慣性輔助GNSS載波跟蹤算法適用于高動態(tài)環(huán)境， 具有良好的動態(tài)性能和導航精度。
關鍵詞： 高動態(tài)環(huán)境; 跟蹤環(huán)路; GNSS接收機; 慣性輔助; 平滑偽距率; 適配性分析
全球導航衛(wèi)星系統(tǒng)(Global Navigation Satellite System， GNSS)是所有在軌工作的衛(wèi)星導航定位系統(tǒng)的總稱[1]， 全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System， GPS)是一種高精度全球三維實時導航的衛(wèi)星
導航系統(tǒng)[2]， 其定位精度較高， 覆蓋范圍較廣且定位誤差不隨時間積累， 已在軍民領域獲得了廣泛的應用。 但其抗干擾性較差， 高動態(tài)載體上的接收機易喪失穩(wěn)定導航定位能力， 如火箭、 導彈等高機動飛行器， 由于載體速度高， 加速度、 加加速度大， 衛(wèi)星信號的多普勒頻移及其變化率劇烈變化， 要使載波環(huán)保持鎖定， 就必須增大環(huán)路帶寬， 環(huán)路帶寬的增加迫使環(huán)路引入過多噪聲， 當噪聲引起的跟蹤誤差超過跟蹤門限時同樣會造成環(huán)路失鎖。
針對高動態(tài)環(huán)境下GNSS接收機易發(fā)生信號失鎖的情況， 基于慣性輔助GNSS載波跟蹤算法， 采用衛(wèi)星導航信號模擬器模擬高機動彈道軌跡， 用中頻信號采集器采集數(shù)字中頻信號， 通過GNSS軟件接收機進行算法驗證， 最后對慣性輔助跟蹤環(huán)路的適配性進行分析。
1慣性輔助GNSS跟蹤環(huán)路
1.1慣性輔助GNSS跟蹤環(huán)路原理分析
慣性輔助GNSS跟蹤環(huán)路的原理結構如圖1所示。 數(shù)字中頻信號分別與本地產生的同相和正交載波信號混頻完成載波剝離; 利用IMU輸出的位置、 速度、 加速度信息， 結合星歷信息實時預測出衛(wèi)星信號的多普勒頻移及其變化率; 根據(jù)IMU信息估計的多普勒頻移和環(huán)路濾波的載波相位不斷調整載波NCO， 從而達到對衛(wèi)星信號的穩(wěn)定跟蹤。
圖1中， IMU估計的多普勒頻移主要用來抵消載體動態(tài)應力誤差， 環(huán)路濾波器的載波相位誤差主要用來跟蹤由熱噪聲、 慣性器件、 時鐘頻率漂移引起的噪聲誤差。 碼環(huán)采用載波輔助模式， 基本可消除碼環(huán)所承受的動態(tài)應力作用， 碼環(huán)本身僅需糾正剩余的、 變化緩慢的碼環(huán)初始跟蹤誤差和電離層延時變化造成的碼相位誤差[3]。
1.2慣性輔助鎖相環(huán)模型
GNSS接收機采用三階鎖相環(huán)進行載波跟蹤， 慣性輔助GNSS鎖相環(huán)數(shù)學模型[4]如圖2所示。
圖2中φr(s)為參考輸入信號; ωφ(s)為外部相位噪聲; δφPLL(s)為鑒相器輸出相位誤差; F(s)為鎖相環(huán)環(huán)路濾波器的傳遞函數(shù); φPLL(s)為壓控振蕩器的輸出信號。 圖中虛線所示為前饋支路[5]， 表示實時估計多普勒頻移， 支路微分環(huán)節(jié)s將載波相位與載波頻率聯(lián)系起來。 α/(s+α)為IMU濾波器; α表示IMU濾波帶寬; δf^d表示多普勒頻移估計誤差， 來源于導航濾波器估計的速度偏差和時鐘頻率偏差; f^d為外部輔助頻率。 建立此模型可得到頻率輔助的PLL傳遞函數(shù)， 并非實際物理描述。
由公式(1)～(2)可知， 當IMU濾波帶寬α較大時， α/(s+α)→1， 從而H1(s)→1， 即相位輸出信號和參考輸入信號呈線性關系[6]， GNSS接收機動態(tài)引起的相位誤差絕大部分可以由慣性信息來消除。 根據(jù)公式(3)可知， 環(huán)路跟蹤誤差只和外部頻率輔助偏差有關， 即影響環(huán)路跟蹤性能的只有導航濾波器估計的速度偏差和時鐘頻率偏差。 因此設計慣性輔助GNSS跟蹤環(huán)路時， 載體動態(tài)性要求的高環(huán)路帶寬可以完全由IMU補償[7]。
1.3慣性輔助信息時間匹配
由于數(shù)據(jù)通信存在延時， 接收機接收到的慣性輔助信息滯后于當前時刻載體的運動信息， 為確保輔助信息的準確性， 需要對慣性輔助信息進行時間匹配， 得到當前時刻的慣性輔助信息：
根據(jù)圖4可知， 載體速度誤差造成的多普勒頻移誤差較大， 對比圖3和圖4可知載體速度誤差是造成多普勒頻移誤差的主要原因。
3高動態(tài)實驗
3.1實驗平臺
本實驗采用衛(wèi)星導航信號模擬器模擬高動態(tài)彈道軌跡， 通過中頻信號采集器采集GPS數(shù)字中頻信號， 采樣頻率為16.369 MHz， 中頻為3.996 MHz， GPS軟件接收機采用三階鎖相環(huán)進行載波跟蹤， 實時引入SINS輸出的慣性輔助信息， 包括位置、 速度和加速度信息， 完成高動態(tài)下慣性輔助GPS跟蹤環(huán)路。 其中， SINS輸出頻率為200 Hz， 慣導測量精度為：加速度計比例誤差200 ppm， 加速度計白噪聲1 mg， 加速度計零偏1 mg， 陀螺儀比例誤差200 ppm， 陀螺儀白噪聲3.0 (°)/h， 陀螺儀漂移2 (°)/h。
ECEF坐標系下模擬的彈道軌跡設置如下：起點：X軸-1 340 409.176 9 m、 Y軸4 797 574.262 4 m、 Z軸3 972 299.612 9 m， 終點：X軸-1 335 112.685 8 m、
Y軸4 778 087.181 8 m、 Z軸4 013 987.745 7 m， 初始靜止等待20 s， 然后從起點飛至終點， 飛行時長為110 s， 模擬時間共130 s， 飛行過程中最大速度1 000 m/s， 最大加速度20g， 最大加加速度40 g/s， 載體運動軌跡如圖5所示。
3.2 偽距率平滑實驗
為驗證偽距率平滑算法的可行性， 進行了實驗驗證， 偽距率平滑前后的速度誤差曲線如圖6所示。
根據(jù)圖6可知， 進行偽距率平滑前， 輔助信息誤差對接收機測速精度影響較大， 接收機速度誤差變化劇烈， 利用多普勒頻移變化量平滑偽距率后， 速度誤差變化平滑， 輔助信息誤差對接收機測速精度影響降低， 即偽距率平滑算法是可行的。
3.3高動態(tài)輔助跟蹤實驗
傳統(tǒng)跟蹤環(huán)路情況下， 載體的位置和速度曲線如圖7所示， 慣性輔助跟蹤環(huán)路后載體的位置和速度曲線如圖8所示， 輔助后載體的位置和速度誤差曲線如圖9所示。
根據(jù)圖7可知， 接收機采用傳統(tǒng)跟蹤環(huán)路， 載體靜態(tài)時可以穩(wěn)定定位， 但當載體處于高動態(tài)環(huán)路出現(xiàn)信號失鎖， 無法導航定位;
根據(jù)圖8可知， 接收機采用慣性信息輔助跟蹤環(huán)路時， 載體處于靜態(tài)和高動態(tài)都能穩(wěn)定定位。
通過對比分析及圖9可知， 接收機采用慣性輔助跟蹤環(huán)路， 在高動態(tài)環(huán)境下可穩(wěn)定導航， 位置誤差小于5 m， 速度誤差小于1.2 m/s。
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