專利名稱：在深度集成的導航系統(tǒng)中使用多個輔助傳感器的系統(tǒng)和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明一般涉及航空電子系統(tǒng)，更具體來說涉及在深度集成的導航系統(tǒng)中使用多個輔助傳感器。除了應用于航空應用中，本發(fā)明還可以應用于陸地和水下應用。
背景技術(shù)：
飛行員在飛機的起飛、飛行和降落過程中從許多源接收信息。飛機包括設(shè)計用于接收數(shù)據(jù)，對數(shù)據(jù)執(zhí)行計算并將該數(shù)據(jù)呈示給飛行員的航空電子系統(tǒng)。例如，飛機可以包括慣性導航系統(tǒng)(INS)、姿態(tài)方向參考系統(tǒng)(AHRS)、大氣數(shù)據(jù)計算機、橫滾、俯仰、偏航(roll-pitch-yaw)計算機、任務計算機、各種顯示屏以及其他航空電子系統(tǒng)。一些航空電子系統(tǒng)可以包括收集諸如姿態(tài)、方向、高度和空氣速度等數(shù)據(jù)的一個或多個傳感器。相同或其他航空電子系統(tǒng)可以處理這些數(shù)據(jù)。航空電子顯示屏可采用可用格式將這些數(shù)據(jù)呈示給飛行員。
如果這些傳感器的其中之一變得不可運行，則飛行員可能不得不依賴于從其他傳感器可以獲取的信息來繼續(xù)安全地飛行和將飛機降落。例如，INS和AHRS系統(tǒng)可以向飛行員提供類似的信息。這兩個系統(tǒng)都可以向飛行員提供姿態(tài)和方向信息。如果INS有問題，則飛行員可以從AHRS獲取一些相同信息。此外，飛行員正在接收的數(shù)據(jù)的精確也是重要的。這樣的話，如果INS正在提供數(shù)據(jù)，但是該數(shù)據(jù)是錯誤的，則飛行員應該使用從AHRS獲取的數(shù)據(jù)而忽略INS數(shù)據(jù)。
通常，當這些傳感器的其中之一發(fā)生故障或提供錯誤數(shù)據(jù)時，禁用該傳感器和/或相關(guān)的航空電子系統(tǒng)。例如，如果INS發(fā)生故障，則禁用ISN，而飛行員會依賴于從AHRS獲取的數(shù)據(jù)。除非飛行員手動重新啟動INS，否則飛行員無法再次使用來自INS的數(shù)據(jù)。此外，在重新啟動INS之前，飛行員無法知道INS是否已經(jīng)恢復提供可靠的數(shù)據(jù)。此外，飛行員通常使用AHRS數(shù)據(jù)降落飛機，以及一旦飛機著陸，則對INS處理故障。
雖然先前示例是使用INS和AHRS來提出的，但是其他航空電子系統(tǒng)和/或傳感器也可以提供重復的信息，由此如果一個失效，飛行員仍可訪問一些數(shù)據(jù)。這種信息的冗余性實現(xiàn)更安全的飛行。
此外，信息的冗余性可以提高一些航空電子系統(tǒng)的精度。例如，飛機可以同時包括INS和全球定位衛(wèi)星(GPS)接收器或其他射頻(RF)測距系統(tǒng)，如到達時間差(TDOA)和加利略(Galileo)。INS和GPS接收器都可以提供飛機位置的估算值。此外，來自GPS接收的數(shù)據(jù)可用于校準INS，而GPS接收器可以使用來自INS的數(shù)據(jù)以在GPS接收器暫時失去聯(lián)系的情況下快速重建衛(wèi)星的跟蹤。由此，INS和GPS接收器的集成向飛行員提供更精確和穩(wěn)健的數(shù)據(jù)。
INS和GPS接收器的結(jié)合可以被描述為松散結(jié)合的、緊湊結(jié)合的、緊密結(jié)合的或深度結(jié)合的。松散結(jié)合的系統(tǒng)可以描述為與單獨INS結(jié)合的單獨GPS接收器。GPS接收器將從四個衛(wèi)星獲取的位置、速度和時間(PVT)信息提供到INS。INS使用PVT信息來校正通常與INS操作相關(guān)的航空誤差。但是，當少于四個衛(wèi)星可供GPS接收器使用時，則傳遞到INS的GPS數(shù)據(jù)變得不可用。
緊湊結(jié)合的系統(tǒng)可以描述為與單獨INS結(jié)合的單獨GPS接收器。但是在緊湊結(jié)合的系統(tǒng)中，除了GPS接收器將通常從四個衛(wèi)星接收到的PVT信息傳遞到INS外，INS也將速度、加速度和角速率信息提供到GPS接收器。GPS接收器可以在跟蹤衛(wèi)星以及重新捕獲失去的衛(wèi)星信號時使用該信息。但是，與松散結(jié)合的系統(tǒng)一樣，當少于四個衛(wèi)星可供GPS接收器使用時，則傳遞到INS的GPS數(shù)據(jù)變得不可用。例如，當僅有三個衛(wèi)星可使用時，GPS接收器通常繼續(xù)輸出水平位置，但是不輸出有效的高度數(shù)據(jù)。
在緊密結(jié)合的系統(tǒng)中，GPS接收器向INS提供偽距和/或變量程數(shù)據(jù)。GPS接收器包含用于跟蹤來自多個衛(wèi)星的數(shù)據(jù)的跟蹤回路。跟蹤回路向INS提供偽距和變量程測量。偽距測量是延遲鎖定回路的輸出，延遲鎖定回路用于跟蹤碼相位，而變量程測量是鎖相回路的輸出，鎖相回路用于跟蹤載波相位。INS中的卡爾曼濾波器使用偽距和變量程測量來計算誤差，然后將校正數(shù)據(jù)發(fā)送到導航計算。
在緊密結(jié)合的系統(tǒng)中，GPS接收器向INS提供對應于正在跟蹤的所有衛(wèi)星的偽距和/或變量程數(shù)據(jù)。當少于四個衛(wèi)星被跟蹤時，INS可以繼續(xù)使用從GPS獲取的數(shù)據(jù)。緊密結(jié)合的GPS/INS系統(tǒng)中的INS可以在少于四個可用衛(wèi)星的情況下繼續(xù)使用GPS數(shù)據(jù)，是因為每個偽距和變量程測量是獨立的測量。
深度結(jié)合的系統(tǒng)包括GPS功能和慣性測量單元(IMU)。GPS功能可以定義為與計算GPS數(shù)據(jù)相關(guān)的處理，而IMU一般被描述為INS的慣性傳感組件，將數(shù)據(jù)直接提供到計算機。在深度結(jié)合的系統(tǒng)中，可能不存在單獨GPS接收器。例如，GPS接收器的功能可能與INS功能一起駐留在單個處理器中。
計算機執(zhí)行INS計算。但是，與使用偽距和變量程數(shù)據(jù)的緊密結(jié)合的系統(tǒng)相比，使用同相(I)和正交(Q)信號的卡爾曼濾波器處理來自所有衛(wèi)星的測量，它們在GPS功能中被計算。卡爾曼濾波器計算誤差并將校正數(shù)據(jù)發(fā)送到導航計算以及GPS功能。發(fā)送到GPS功能的信息包括發(fā)往副本碼生成器以使GPS功能可以跟蹤GPS衛(wèi)星的命令。該能力消除了對于GPS功能中的單獨跟蹤回路的需要。通過將來自多個衛(wèi)星和慣性傳感器的信息組合，深度結(jié)合的系統(tǒng)能夠在更高干擾或擁塞程度下跟蹤這些衛(wèi)星。
由此，GPS/INS系統(tǒng)變得越集成，導航系統(tǒng)變得越穩(wěn)健。通過結(jié)合來自其他傳感器的數(shù)據(jù)還可以獲得附加的好處。例如，可以使用來自深度集成的GPS/INS系統(tǒng)的數(shù)據(jù)來校準大氣數(shù)據(jù)計算機和磁強計。如果GPS數(shù)據(jù)變得不可用以及INS的性能降低到大氣數(shù)據(jù)或磁強計輔助將提高導航解的精度的程度，則可以使用大氣數(shù)據(jù)計算機和磁強計作為輔助。
在導航系統(tǒng)中使用深度集成的GPS/INS系統(tǒng)的好處在于可使用來自恢復提供可靠數(shù)據(jù)的傳感器的數(shù)據(jù)來自動恢復。由此，飛行員可以使用可從航空電子傳感器獲得的最佳數(shù)據(jù)來操作飛機。
附圖簡介下文結(jié)合附圖描述本發(fā)明的優(yōu)選實施例，其中相似的引用號指代不同附圖中相似的部件，其中

圖1是根據(jù)示范實施例的深度集成的導航系統(tǒng)的框圖；圖2是根據(jù)示范實施例取決于可用輔助源的導航解中可用輸出的匯總表；圖3是根據(jù)示范實施例的系統(tǒng)處理器的框圖；圖4A是根據(jù)示范實施例以輔助模式計算GPS傳感器數(shù)據(jù)的方法的框圖；圖4B是根據(jù)示范實施例以深度集成模式計算GPS傳感器數(shù)據(jù)的方法的框圖；圖5是根據(jù)示范實施例的模式邏輯的框圖；以及圖6是根據(jù)示范實施例的恢復邏輯的流程圖。
詳細說明圖1是根據(jù)示范實施例的深度集成的導航系統(tǒng)100的框圖。導航系統(tǒng)100包括慣性測量單元(IMU)102、一個或多個GPS傳感器104、磁強計106、大氣數(shù)據(jù)計算機108以及系統(tǒng)處理器110。導航系統(tǒng)100還可以包括圖1未示出的附加實體。在優(yōu)選實施例中，導航系統(tǒng)100可以設(shè)在單個封裝中。
IMU 102可以提供加速度和角速率數(shù)據(jù)。通常，IMU 102依賴于三個垂直安裝的加速度傳感器和三個標稱垂直安裝的慣性角速率傳感器，它們可以提供三軸加速度和角速率測量信號。由此，IMU 102可以包括三個加速度計112和三個陀螺儀114。這三個加速度計112可以是任何類型的加速度計，如強制再平衡(force re-balance)、諧振波束(resonating beam)或MEMS加速度計。三個陀螺儀114可以是任何類型的陀螺儀，如環(huán)形激光器或MEMS陀螺儀。這三個加速度計112和三個陀螺儀114可以與處理器和相關(guān)的導航軟件封裝在一起?；蛘?，還可以使用獨立IMU封裝。
此外，IMU 102可以包括慣性電子儀器116。該慣性電子儀器116可用于將IMU 102獲取的加速度和角速率數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成該數(shù)據(jù)的數(shù)字表示。慣性電子儀器116還可以提供加速度和角速率數(shù)據(jù)的補償。該補償可以包括系統(tǒng)處理器110更新補償?shù)难a償系數(shù)或其他特征中的補償。IMU 102和系統(tǒng)處理器110的組合可以稱為INS。
一個或多個GPS傳感器104可以是GPS接收器、TDOA、加利略或任何其他RF測距系統(tǒng)。要理解，本說明書中所用的術(shù)語GPS傳感器包括任何RF測距系統(tǒng)。GPS傳感器104可以提供三維PVT信息。此外，GPS傳感器104可以提供偽距和變量程(PR/DR)信息和/或同相和正交(I和Q)信息。如果多個GPS傳感器104配合單獨且適當定位的天線來使用，則可以使用來自GPS傳感器104的信息計算方向的估算值。通常GPS傳感器104結(jié)合INS一起使用以提供更穩(wěn)健的導航解。當由于干擾，衛(wèi)星信號暫時丟失時，INS可以單獨或結(jié)合其他輔助向飛機提供數(shù)據(jù)。GPS傳感器104可以使用INS數(shù)據(jù)快速地重新獲得丟失的衛(wèi)星信號。此外，INS可以使用GPS數(shù)據(jù)用于初始化、校準和/或輔助功能。
磁強計106可以檢測地球的磁場。來自磁強計106的數(shù)據(jù)可以用于確定飛機的方向。該信息可用于初始化系統(tǒng)或作為INS的輔助。系統(tǒng)處理器110可以使用來自磁強計106的方向信息結(jié)合GPS PVT信息、GPS PR/DR信息、GPS I和Q信息、GPS派生的方向信息或慣性派生的方向信息向飛行員提供改進的方向讀數(shù)。還可以使用結(jié)合其他輔助傳感器的INS來校準磁強計106。
可以使用大氣數(shù)據(jù)計算機108來計算高度、垂直速度、空氣速度和飛機的馬赫數(shù)。其他計算、如飛機溫度也是可能的。可以使用大氣數(shù)據(jù)計算機108內(nèi)的壓力傳感器來收集數(shù)據(jù)。可以使用系統(tǒng)處理器110來轉(zhuǎn)換壓力傳感器收集到的數(shù)據(jù)，并提供高度、垂直速度、空氣速度和馬赫數(shù)輸出。INS可以使用來自大氣數(shù)據(jù)計算機108的輸出來計算高度，用作輔助傳感器來改進整體導航解，以便在恢復模式中使用和初始化期間使用。還可以使用結(jié)合其他輔助傳感器的INS來校準大氣數(shù)據(jù)計算機108。
如果沒有足夠的輔助信息可用且慣性傳感器不能足夠精確地計算位置和速度以維持應用的姿態(tài)要求，則導航系統(tǒng)100可以將其計算限制于通常由AHRS功能計算的數(shù)據(jù)。AHRS功能通常被定義為僅輸出姿態(tài)的慣性系統(tǒng)，上述姿態(tài)包括俯仰、橫滾和航向。AHRS功能通常不輸出位置和速度數(shù)據(jù)。此外，通常還由一個或多個輔助源或加速度計112使用姿態(tài)對重力矢量的役使(slaving)來限定AHRS功能在俯仰、橫滾和航向上的誤差。輔助源或加速度計112可以用在役使回路中以改進姿態(tài)的估算。在該方法中，導航系統(tǒng)100可以使用卡爾曼濾波器基于重力矢量校正姿態(tài)。由此，圖1中未示出AHRS功能，因為它不作為單獨的功能存在。
系統(tǒng)處理器110可以從傳感器接收數(shù)據(jù)，提供誤差校正并作為輸出提供導航解。系統(tǒng)處理器110可包括用來接收數(shù)據(jù)、處理數(shù)據(jù)并計算導航解的硬件、固件和/或軟件的任何組合。導航解可以是三維位置、三維速度和三維姿態(tài)解。其他航空電子系統(tǒng)可以使用導航解。例如，可以為飛行員在平視顯示器上顯示飛機的位置。
當在導航模式中時(例如接通(engage)導航時)，導航輸出的類型和質(zhì)量可以取決于系統(tǒng)處理器110接收到的數(shù)據(jù)的類型和質(zhì)量。導航輸出的類型和質(zhì)量還可以取決于慣性傳感器的性能。例如，當通過深度集成輔助系統(tǒng)時較之系統(tǒng)僅啟用方向輔助時，數(shù)據(jù)的質(zhì)量會更好。例如，如果通過GPS PVT輔助飛機，則導航解可以包括位置、速度和姿態(tài)數(shù)據(jù)。又如，如果通過水平調(diào)整(leveling)已接通的磁強計輔助飛機，則導航解可能僅包括姿態(tài)數(shù)據(jù)。此外，導航系統(tǒng)100可以處于待機模式中，此情況中不提供導航解。其他模式、如測試模式是可能的。
通常通過兩種方法、常規(guī)方法和卡爾曼濾波器方法的其中之一來實現(xiàn)接通水平調(diào)整能力。傳統(tǒng)上，水平調(diào)整能力通過常規(guī)濾波技術(shù)來實現(xiàn)，常規(guī)濾波技術(shù)僅將姿態(tài)矩陣役使于基于重力矢量是垂直的假設(shè)的水平。但是，在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程中這可能導致問題，此時加速度矢量不是垂直的。在這些過程中，可能暫時脫離水平調(diào)整回路。飛機可能處于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎中的事實可以基于飛機的姿態(tài)。例如，當橫滾角大于5度時，脫離水平調(diào)整回路。
實施水平調(diào)整能力的另一個方法是，通過設(shè)在系統(tǒng)處理器110內(nèi)的卡爾曼濾波器來執(zhí)行水平調(diào)整?？柭鼮V波器方法可以克服或減少與重力矢量是垂直的假設(shè)相關(guān)的問題?？柭鼮V波器可以包含附加狀態(tài)以對水平調(diào)整能力建模。卡爾曼濾波器可以使用預測的和實際的加速度分量的比較來計算姿態(tài)誤差。該姿態(tài)誤差可以用于執(zhí)行水平調(diào)整。
圖2是依賴于可用的輔助源的導航解中可用輸出的匯總表。姿態(tài)數(shù)據(jù)一般總是可用的。但是，位置和速度數(shù)據(jù)的可用性會取決于可供使用的輔助源的類型和慣性傳感器的性能。當慣性傳感器的性能不足以滿足應用的姿態(tài)要求并且啟用不計算位置和速度的輔助源時，可以接通水平調(diào)整。導航系統(tǒng)100可以在一段時間輸出位置、速度和姿態(tài)，然后可以基于時間或卡爾曼濾波器上的協(xié)方差值切換到僅姿態(tài)的輸出。
圖3是根據(jù)示范實施例的系統(tǒng)處理器300的框圖。系統(tǒng)處理器300基本上與圖1所示的系統(tǒng)處理器110相同。系統(tǒng)處理器300可以包括IMU補償部件320、導航計算部件322、模式邏輯324、卡爾曼濾波器326和兩個數(shù)控振蕩器(NCO)命令生成器328、330。
系統(tǒng)處理器300中的NCO命令生成器的數(shù)量由向卡爾曼濾波器326提供數(shù)據(jù)的GPS、伽利略或其他RF測距傳感器的數(shù)量決定。由此，可以將多于或少于兩個的NCO命令生成器設(shè)在系統(tǒng)處理器300中?；蛘撸琋CO命令生成器328、330可以設(shè)在系統(tǒng)處理器300外。系統(tǒng)處理器300還可以包括圖3中未示出的附加部件。在備選實施例中，IMU補償部件320可以部分或全部設(shè)在IMU 102中。
系統(tǒng)處理器300可以從多種源接收多種數(shù)據(jù)。系統(tǒng)處理器300可以接收如下類型的數(shù)據(jù)已補償或未補償?shù)耐勇輧x數(shù)據(jù)、已補償或未補償?shù)募铀俣葦?shù)據(jù)、磁數(shù)據(jù)、大氣數(shù)據(jù)、外部速度數(shù)據(jù)310、外部姿態(tài)數(shù)據(jù)312和GPS數(shù)據(jù)，這些也稱為傳感器數(shù)據(jù)。
外部速度數(shù)據(jù)310和外部姿態(tài)數(shù)據(jù)312可以由飛機上的其他慣性導航系統(tǒng)、如飛機INS提供。外部速度數(shù)據(jù)310可以指示飛機的速度，包括當飛機的速度為零(即靜止)時。而且，外部速度數(shù)據(jù)310可以作為常規(guī)速度測量來計算或作為一段指定的時間周期(例如卡爾曼濾波器間隔)內(nèi)位置上的改變來計算。
系統(tǒng)處理器300可以從如下傳感器接收傳感器數(shù)據(jù)陀螺儀傳感器302、加速度傳感器304、磁傳感器306、飛行傳感器308以及兩個GPS傳感器316、318。雖然圖3中圖示了兩個GPS傳感器，但是可以由多于或少于兩個的GPS傳感器來向系統(tǒng)處理器300提供GPS數(shù)據(jù)。系統(tǒng)處理器300還可以接收附加數(shù)據(jù)，如來自里程表的數(shù)據(jù)。此外，系統(tǒng)處理器還可以接收是否接通水平調(diào)整314的指示。是否接通水平調(diào)整314的指示可以基于自輔助變得不可用起的時間或卡爾曼濾波器326協(xié)方差。
傳感器302-308、316和318可以檢測機器的狀態(tài)。陀螺儀電子儀器332可以在將陀螺儀數(shù)據(jù)發(fā)送到系統(tǒng)處理器300之前將來自陀螺儀傳感器302的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成陀螺儀數(shù)據(jù)的數(shù)字表示。同樣地，加速計電子儀器334可以在將加速度數(shù)據(jù)發(fā)送到系統(tǒng)處理器300之前將來自加速度傳感器304的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成加速度數(shù)據(jù)的數(shù)字表示。
來自兩個GPS傳感器316、318的數(shù)據(jù)的格式和精度可以取決于導航系統(tǒng)100處于深度集成模式還是處于PVT/PR-DR輔助模式。此外，如果導航系統(tǒng)100處于PVT/PR-DR輔助模式，則GPS傳感器數(shù)據(jù)的格式和精度可以取決于兩個GPS傳感器316、318處于PVT模式還是處于PR/DR模式。下文參考圖4進一步描述GPS傳感器數(shù)據(jù)?？梢允褂觅だ曰蚱渌鸕F測距傳感器來替代GPS傳感器316、318或與之結(jié)合使用。
系統(tǒng)處理器300可以提供導航解作為輸出。導航解可以是三維位置、三維速度和三維姿態(tài)解。但是，確切的導航解可以取決于飛機的操作模式。此外，系統(tǒng)處理器300還可以提供GPS輸出。GPS輸出可以是從兩個GPS傳感器316、318獲取并經(jīng)系統(tǒng)處理器300的附加處理或不經(jīng)處理的數(shù)據(jù)。附加輸出也是可能的。其他航空電子系統(tǒng)也可以使用該導航解和該GPS輸出。例如，可以在平視顯示器上為飛行員顯示飛機的位置。
IMU部件320可以從陀螺儀電子儀器332和加速計電子儀器334接收數(shù)據(jù)。陀螺儀電子儀器332與加速計電子儀器334的組合可以基本上與圖1所示的慣性電子儀器116相同。IMU部件320可以提供使用來自多個傳感器(例如三個加速計和三個陀螺儀)的信息的補償值，以補償一個或多個慣性傳感器。例如，IMU部件320可以補償圓錐效應、劃船效應和/或重力效應。
此外，卡爾曼濾波器326可以將陀螺儀和加速計誤差的估算值提供給IMU部件320和/或?qū)Ш浇?。慣性導航系統(tǒng)經(jīng)受隨時間的偏移，這導致位置、速度和姿態(tài)方案中的誤差。這些誤差可能是由陀螺儀偏移、加速計偏差、比例系數(shù)誤差和其他誤差源導致?？柭鼮V波器326提供的導航校正值可以校正這些誤差導致的導航解中的誤差。IMU部件320可以將已補償?shù)腎MU數(shù)據(jù)提供給導航計算部件322。
導航計算部件322可以是能夠?qū)腎MU部件320接收到的IMU數(shù)據(jù)與卡爾曼濾波器326提供的導航校正值混合以產(chǎn)生導航解的軟件。導航計算部件322可以通過使用從IMU部件320和卡爾曼濾波器326接收到的數(shù)據(jù)以數(shù)值方式解牛頓運動方程式來計算導航解。該導航解可以參考導航坐標系?？赡艿膶Ш阶鴺讼蛋ǖ厍蛑行膽T性(ECI)坐標系、地心地固(ECEF)坐標系、具有北、東、下(NED)方向軸的地區(qū)級坐標系和具有游走方位角(wander azimuth)的地區(qū)級坐標系。
此外，導航計算部件322可以將該導航解提供給卡爾曼濾波器326?？柭鼮V波器326可以使用該導航解來計算將來計算的導航解的估算值。由此，卡爾曼濾波器326可以提供一種遞歸方法，以計算用于計算導航解的傳感器中的誤差。
導航計算部件322還可以從模式邏輯324接收輸入。模式邏輯324可以指示導航計算部件322是否應該提供導航解。當模式邏輯324指示導航計算部件322不應提供導航解時，導航系統(tǒng)100可以處于待機模式。或者，當模式邏輯324指示導航計算部件322應提供導航解時，導航系統(tǒng)100可以處于導航模式。
模式邏輯324可以是用來判斷是否應提供導航解、并且如果是的話確定應該提供什么類型的導航解的硬件、固件和/或軟件的任何組合。例如，飛機可以處于待機模式，而無需導航解。但是，如果飛機處于導航模式，模式邏輯324可以判斷該導航解應該基于深度集成模式還是基于輔助模式。此外，如果飛機處于輔助模式，則模式邏輯可以判斷是使用PVT模式還是PR/DR模式。參考圖5描述有關(guān)模式邏輯324的附加信息。
卡爾曼濾波器326可以是用來提供估算值的硬件、固件和/或軟件的任何組合?？柭鼮V波器在用于向?qū)Ш接嬎悴考峁┬Ｕ龜?shù)據(jù)以提供更精確的導航解的領(lǐng)域中是眾所周知的?？柭鼮V波器326可以從傳感器接收數(shù)據(jù)并估算飛機的位置、速度和/或姿態(tài)的導航校正值。卡爾曼濾波器326可以使用INS誤差動態(tài)的模型估算導航校正?？柭鼮V波器326可以將估算值提供給IMU部件320、導航計算部件322和NCO命令生成器328、330。
當導航系統(tǒng)100處于深度集成模式時，NCO命令生成器328、330可以從卡爾曼濾波器326接收參數(shù)估算值并且從導航計算部件322接收導航解。當導航系統(tǒng)100處于輔助模式時，可以不使用NCO命令生成器328、330。NCO命令生成器328、330可以生成代碼和載波命令信號。在深度集成模式下計算GPS傳感器數(shù)據(jù)時，可以使用代碼和載波命令信號。下文參考圖4B進一步描述NCO命令生成器328、330的功能。
圖4是計算GPS傳感器數(shù)據(jù)的方法的框圖。圖4A是在輔助模式下計算GPS傳感器數(shù)據(jù)的方法的框圖，而圖4B是在深度集成模式下計算GPS傳感器數(shù)據(jù)的方法的框圖。在輔助模式和深度集成模式下，GPS傳感器104從軌道衛(wèi)星檢測并接收數(shù)據(jù)。軌道衛(wèi)星廣播由GPS傳感器104檢測的連續(xù)的一系列的無線電信號、稱為GPS信號。這些無線電信號包含有關(guān)衛(wèi)星的已知位置的信息?；诮邮盏竭@些無線電信號，GPS傳感器104能夠估算至每個衛(wèi)星的距離、以及這些衛(wèi)星相對于GPS傳感器104的相對速度。
衛(wèi)星當前在兩個頻率上廣播。這兩個頻率稱為L1(1575.42MHz)和L2(1227.6MHz)。通過大氣層傳播GPS信號的過程中，會發(fā)生信號強度的損耗。因此，可以將這些GPS信號處理成可使用的信號。在將來，可能將附加頻率添加到GPS衛(wèi)星或者使用不同信號結(jié)構(gòu)的衛(wèi)星、如伽利略可能會變得可用。本文所述的技術(shù)可以結(jié)合伽利略、RF測距系統(tǒng)以及這些新的頻率和信號結(jié)構(gòu)來使用。
GPS傳感器104接收到的GPS信號可以由RF/IF和采樣部件402處理。RF/IF和采樣部件402可以設(shè)在GPS傳感器104中。GPS信號可以通過高通濾波器，該高通濾波器拒絕該信號中不在L1或L2頻帶內(nèi)的所有部分，由此產(chǎn)生射頻(RF)信號。該RF信號可以下變頻到中間頻率(IF)。可以對IF信號采樣以將該IF信號轉(zhuǎn)換成數(shù)字形式。可以將數(shù)字形式的IF信號提供到一組相關(guān)器404或用于軟件定義的GPS無線電部件中。軟件定義的GPS無線電部件可以在IF以下、IF或高于IF的頻率、包括在原始RF信號頻率處理數(shù)據(jù)。
該組相關(guān)器404可用于判斷一組副本生成器408是否正在生成在結(jié)構(gòu)、時間和頻率上與接收到的GPS衛(wèi)星信號完全相同的副本。這種相關(guān)的結(jié)果可以是包括同相信號和與位于GPS傳感器104內(nèi)的參考信號異相90度的信號的信號集。該組相關(guān)器404和該組副本生成器408可以位于GPS傳感器104內(nèi)。
正在被跟蹤的衛(wèi)星的數(shù)量可以決定該組相關(guān)器404中的相關(guān)器的數(shù)量。一組相關(guān)器404可以包括三個用于被跟蹤以檢測早期、即時和晚期GPS信號傳輸?shù)拿總€衛(wèi)星的相關(guān)器。該組相關(guān)器404可以提供每個被跟蹤衛(wèi)星的輸出IE、IP、IL(例如早期、即時和晚期同相信號)和QE、QP、QL(例如早期、即時和晚期正交信號)。在被其他功能使用之前，常常將I和Q數(shù)據(jù)相加。通常每20毫秒將此數(shù)據(jù)相加，由此以50Hz速率生成數(shù)據(jù)樣本。當然，也可以使用其他數(shù)據(jù)速率。
如圖4A所示，該組相關(guān)器404可以在輔助模式中將GSP信號的I和Q分量提供到GPS跟蹤回路406。該GPS跟蹤回路406可以設(shè)在GPS傳感器104或系統(tǒng)處理器110中。GPS跟蹤回路406可以同時包括載波跟蹤回路和碼跟蹤回路。跟蹤回路提供偽距和變量程測量值輸出。偽距測量值是延遲鎖定回路的輸出，延遲鎖定回路用于跟蹤碼相位，而變量程測量值是鎖相回路的輸出，鎖相回路用于跟蹤載波相位。當導航系統(tǒng)100處于輔助模式時，偽距和變量程測量值被卡爾曼濾波器326用于估算導航校正值。
還可以在輔助模式中將偽距和變量程測量值提供到該組副本生成器408。對這些測量值縮放并時序化(time-phased)來調(diào)整副本生成器408，以使副本生成器408能夠持續(xù)生成在數(shù)據(jù)、時間和頻率上與從衛(wèi)星接收到的GPS信號完全相同的副本。
如圖4B所示，該組相關(guān)器404可以在深度集成模式中將GPS信號的I和Q分量提供到測量和預處理部件410，而不是GPS跟蹤回路406。測量和預處理部件410可以設(shè)在系統(tǒng)處理器110內(nèi)。測量和預處理部件410可以基于GPS信號的早前、即時和晚期I和Q分量來計算碼誤差估算值 以及載波誤差估算值 如該組相關(guān)器404所提供的。碼和載波誤差估算值可以按如下公式來計算。
E=IE2+QE2]]>(公式1)L=IL2+QL2]]>(公式2)E^τ=E-L2(E+L)]]>(公式3) (公式4)可以在將誤差估算值發(fā)送到卡爾曼濾波器326之前，將碼和載波誤差估算值從50Hz數(shù)據(jù)速率轉(zhuǎn)換到10Hz數(shù)據(jù)速率。還可以使用其他數(shù)據(jù)速率。
卡爾曼濾波器326可以從測量和預處理部件410接收碼和載波誤差估算值，并估算飛機的位置、速度和/或姿態(tài)的導航校正值、以及GPS時鐘、時鐘偏移和與GSP時鐘相關(guān)的其他參數(shù)?？柭鼮V波器326可以包括43個狀態(tài)矢量部件。這些狀態(tài)矢量部件可以包括導航誤差(例如位置、速度和姿態(tài))、GPS振蕩器誤差、距離偏差狀態(tài)和慣性傳感器誤差?？梢允褂枚嘤诨蛏儆?3個矢量部件。例如，不是所有距離偏差狀態(tài)矢量都可以使用，或者可能添加附加的距離偏差狀態(tài)以便能夠同時跟蹤或多或少的GPS衛(wèi)星。
可采用10Hz數(shù)據(jù)速率將導航校正的卡爾曼濾波器估算值傳送到NCO命令生成器328、330。還可以使用其他數(shù)據(jù)速率。NCO命令生成器328、330還可以接收如導航計算部件322提供的導航解。在優(yōu)選實施例中，使用100Hz數(shù)據(jù)速率；但是也可以使用其他數(shù)據(jù)速率?？梢允褂脧目柭鼮V波器326和導航計算部件322接收到的數(shù)據(jù)來計算并估算一段間隔時間上的衛(wèi)星距離。該間隔時間是更新NCO命令生成器328、330之間的一段時間。在優(yōu)選實施例中，更新速率是50Hz，但是也可以使用其他速率。
對于每個被跟蹤的衛(wèi)星，計算起始時間衛(wèi)星的偽距 在該間隔時間結(jié)束時，計算該衛(wèi)星在截止時間的偽距 可以使用從卡爾曼濾波器326和導航計算部件322接收到的數(shù)據(jù)來計算在開始時間和截止時間的偽距。在截止時間的偽距計算值可以成為下一個間隔時間的開始時間的偽距計算值。對于每個被跟蹤的衛(wèi)星，NCO命令生成器328、330可以計算可用于更新NCO命令生成器328、330的碼命令(Code_cmd)和載波命令(Carrier_cmd)。碼和載波命令可以按如下公式來計算。
Δρ^=ρ^stop-ρ^start]]>(公式5)Δτ^=Δρ^/λC;]]>λC≈29.3m (公式6)Δφ^=Δρ^/λL;]]>λL≈0.19m對應于L1(公式7)Code_cmd=Δτ^/0.02sec]]>(公式8)Carrier_cmd=Δφ^/0.02sec]]>(公式9)可以按50Hz數(shù)據(jù)速率將碼和載波NCO命令傳送到該組副本生成器408。還可以使用其他數(shù)據(jù)速率。這些碼和載波命令可以被NCO命令生成器328、330用于調(diào)整該組副本生成器408。此更新可以使GPS傳感器104能夠在更高干擾或擁塞程度下跟蹤GPS衛(wèi)星。
圖5是根據(jù)示范實施例的模式邏輯500的框圖。模式邏輯500基本上與圖3所示的模式邏輯324相同。模式邏輯500可以包括許多開關(guān)502-522。這些開關(guān)502-522可以是硬件或軟件開關(guān)，但優(yōu)選是軟件開關(guān)。圖5圖示了11個開關(guān)；但在模式邏輯500中可以使用多于或少于11個開關(guān)。模式邏輯500中開關(guān)的數(shù)量可以與導航系統(tǒng)100收集的傳感器數(shù)據(jù)的量以及導航系統(tǒng)100使用的操作模式的數(shù)量相關(guān)。
導航開關(guān)502可以確定導航系統(tǒng)的模式(例如待機或?qū)Ш?。開關(guān)504-518可以確定卡爾曼濾波器326將使用哪個數(shù)據(jù)來計算對導航解的校正值?？梢允褂眉せ钭藨B(tài)的改變開關(guān)520來判斷是否應該接通水平調(diào)整，如參考圖1所描述的。
導航開關(guān)502可以處于“斷開”或禁用位置，這指示導航系統(tǒng)100處于待機模式。在待機模式中，可以不提供導航解。導航計算部件322和卡爾曼濾波器326都可以被禁用。因此，其他開關(guān)504-522的位置可以與導航系統(tǒng)100的操作無關(guān)。如果導航開關(guān)502處于“已閉合”或啟用位置，則導航計算322和卡爾曼濾波器326可以被啟用。
當導航開關(guān)502被啟用時，其他開關(guān)504-522的位置可能是相關(guān)的。開關(guān)504-522的每一個可以彼此獨立地操作。因此，模式邏輯500可以確定要使用哪些飛行數(shù)據(jù)(例如大氣數(shù)據(jù)、速度、姿態(tài))以及是以深度集成模式還是以輔助模式操作。模式邏輯500可以基于哪些傳感器在提供精確的飛行數(shù)據(jù)來確定要使用哪些輔助數(shù)據(jù)。更確切地說，模式邏輯500可以基于參考圖6所描述的恢復邏輯600的結(jié)果來確定要使用哪些飛行數(shù)據(jù)。
當啟用激活深度集成開關(guān)522時，導航系統(tǒng)100可采用深度集成模式操作。當禁用激活深度集成開關(guān)522時，導航系統(tǒng)可采用輔助模式操作，輔助模式操作包括兩個子模式PVT和PR/DR輔助。可以啟用激活PVT GPS開關(guān)504以便以PVT輔助模式操作，可以啟用激活PR/DR GPS開關(guān)506以便以PR/DR輔助模式操作。
當啟用激活GPS方向開關(guān)508時，GPS方向數(shù)據(jù)可以被卡爾曼濾波器326用于計算導航解的校正值。GPS方向數(shù)據(jù)可以由常規(guī)部件來計算。例如，GPS方向數(shù)據(jù)可以按如下專利中所描述的來計算共同授予的美國專利號5,917,445、6,088,653和6,114,988；通過引用將它們?nèi)拷Y(jié)合于本文。
當啟用激活磁強計開關(guān)510時，來自磁強計106的數(shù)據(jù)可以被卡爾曼濾波器326用于計算導航解的校正值。當啟用激活大氣數(shù)據(jù)開關(guān)512時，來自大氣數(shù)據(jù)計算機108的數(shù)據(jù)可以被卡爾曼濾波器326用于計算導航解的校正值。當啟用激活速度開關(guān)514和/或激活姿態(tài)開關(guān)516時，來自飛機上其他慣性導航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)可以被卡爾曼濾波器326用于計算導航解的校正值。當啟用激活里程表輔助開關(guān)518時，來自里程表的數(shù)據(jù)可以被卡爾曼濾波器326用于計算導航解的校正值。里程表讀數(shù)可以被卡爾曼濾波器326用于計算隨時間的位置改變(即速度)。
圖6是根據(jù)示范實施例的恢復邏輯600的流程圖?；謴瓦壿?00可以是設(shè)在系統(tǒng)處理器110內(nèi)的軟件程序?；謴瓦壿?00可以應用于圖1所示的所有輔助源(例如三個加速計、三個陀螺儀、GPS傳感器、磁強計和大氣數(shù)據(jù)計算機)。當在先前數(shù)據(jù)測量值中未檢測到誤差時，可以實施恢復邏輯600。或者，在先前一個或多個傳感器被發(fā)現(xiàn)是錯誤的之后，可以實施恢復邏輯600。
在框602，得到測量值。該測量值可以是GPS傳感器104測量的PVT或PR/DR數(shù)據(jù)、磁強計106測量的磁場數(shù)據(jù)、大氣數(shù)據(jù)計算機108測量的大氣數(shù)據(jù)或任何其他傳感器數(shù)據(jù)測量值。
在框604，就有效性檢查測量值。傳感器可以向系統(tǒng)處理器110提供一個或多個有效性位。有效性位可用于判斷來自傳感器測量的數(shù)據(jù)是否是新的。例如，系統(tǒng)處理器110可以確定數(shù)據(jù)已經(jīng)在先前被傳送到系統(tǒng)處理器110(例如舊數(shù)據(jù))，這將指示數(shù)據(jù)不是有效的或先前已經(jīng)被處理過。先前傳送過的數(shù)據(jù)可以是先前已經(jīng)確定過具有誤差或不具有誤差的數(shù)據(jù)。有效性位還提供指示該數(shù)據(jù)是否有效的其他信息。
在框606，如果基于有效性位檢查，該測量值不是有效的，則卡爾曼濾波器不使用該測量值來計算導航解的校正值。
在框608，檢查測量值以判斷該測量值是否是一致的。系統(tǒng)處理器110可以具有有關(guān)飛機的操作能力的數(shù)據(jù)。同樣地，系統(tǒng)處理器110可以獲知來自每個傳感器的數(shù)據(jù)的有效范圍。例如，大氣數(shù)據(jù)計算機108可以向系統(tǒng)處理器110提供飛機的空氣速度。如果空氣速度數(shù)據(jù)大于飛機可以飛行的最大速度，則系統(tǒng)處理器110可以確定該空氣速度數(shù)據(jù)是錯誤的。
在框606，如果該測量值不是一致的，則該測量值不被用于計算導航解的校正值。使用上文提供的示例，如果大氣數(shù)據(jù)是錯誤的，則卡爾曼濾波器可以不使用來自大氣數(shù)據(jù)計算機108的空氣速度數(shù)據(jù)來計算導航解的校正值。
在框610，將測量值與卡爾曼濾波器預測值612比較。卡爾曼濾波器326可用于預測飛機的位置、速度和/或姿態(tài)?？柭鼮V波器626可以設(shè)在系統(tǒng)處理器110中，并接收遞歸數(shù)據(jù)測量值，如圖框614所示。如果該數(shù)據(jù)不在卡爾曼濾波器預測值612的某個百分比內(nèi)，則該數(shù)據(jù)可能含有誤差。例如，與卡爾曼濾波器預測值612有3σ的偏差可能指示該數(shù)據(jù)是錯誤的。
在框606，如果測量值與卡爾曼濾波器預測值612不相符，則卡爾曼濾波器不使用該測量值來計算導航解的校正值。
在框614，卡爾曼濾波器326使用該測量值提供導航解的校正值?？梢耘c傳感器先前是否提供了錯誤數(shù)據(jù)無關(guān)地使用測量值。例如，如果大氣數(shù)據(jù)計算機先前提供錯誤的空氣速度數(shù)據(jù)并且當前空氣速度數(shù)據(jù)已通過有效性檢查、一致性檢查和卡爾曼濾波器預測檢查，則可以通過卡爾曼濾波器326使用當前空氣速度數(shù)據(jù)來計算校正值，可以將其提供到導航計算部件322以計算導航解?？梢詫⒃摂?shù)據(jù)發(fā)送到卡爾曼濾波器326，如圖框612所示。
恢復邏輯600可以允許導航系統(tǒng)100自動判斷先前提供錯誤數(shù)據(jù)的傳感器當前是否在提供有效的數(shù)據(jù)?；謴瓦壿?00的結(jié)果可以被模式邏輯500用于確定應該將哪些傳感器數(shù)據(jù)提供卡爾曼濾波器326。因此，導航系統(tǒng)100可以在所有時間向飛行員提供最精確的導航解。結(jié)合模式邏輯500的恢復邏輯600可以免去先前飛行員手動重啟失效或提供錯誤數(shù)據(jù)的傳感器的需要。
應該理解的是圖示的實施例僅僅是示例，不應視為限定本發(fā)明的范圍。雖然本發(fā)明是參考飛機來描述的，但是本發(fā)明還可以應用于其他交通工具或設(shè)備，如航天器、火箭和管道檢查儀器。除非特別聲明，否則權(quán)利要求不應解讀為限于所描述的次序或部件。因此，在所附權(quán)利要求和等效項的范圍和精神內(nèi)的所有實施例均視為本發(fā)明來要求權(quán)利。
權(quán)利要求
1.一種用于導航系統(tǒng)的系統(tǒng)處理器，它以組合形式包括許多射頻(RF)測距系統(tǒng)，可用于計算方向；卡爾曼濾波器，可用于基于從許多傳感器接收到的數(shù)據(jù)計算導航解的校正值，其中所述卡爾曼濾波器控制具有所述許多傳感器的所述許多RF測距系統(tǒng)；模式邏輯，可用于(i)選擇所述導航系統(tǒng)的操作模式以及(ii)選擇所述卡爾曼濾波器使用哪些數(shù)據(jù)來計算所述導航解的所述校正值，其中所述選擇基于所述許多傳感器中的哪一個傳感器在提供精確數(shù)據(jù)；以及導航計算部件，可用于基于慣性測量單元提供的數(shù)據(jù)和所述卡爾曼濾波器提供的所述導航解的所述校正值來計算所述導航解。
2.如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于所述導航解基于如所述模式邏輯所選擇的所述導航系統(tǒng)的操作模式，其中所述操作模式是從深度集成模式、輔助模式和待機模式組成的組中選擇的。
3.如權(quán)利要求2所述的系統(tǒng)，其特征在于所述輔助模式包括位置速度時間(PVT)模式和偽距/變量程(PR/DR)模式。
4.如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于所述模式邏輯使用恢復邏輯來確定所述許多傳感器中的哪一個在提供精確數(shù)據(jù)。
5.如權(quán)利要求4所述的系統(tǒng)，其特征在于所述恢復邏輯執(zhí)行有效性檢查、一致性檢查和卡爾曼濾波器預測檢查以判斷所述數(shù)據(jù)是否精確。
6.如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于所述模式邏輯包括許多軟件開關(guān)。
7.如權(quán)利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于所述許多軟件開關(guān)的其中之一選擇導航模式或待機模式。
8.如權(quán)利要求7所述的系統(tǒng)，其特征在于所述許多軟件開關(guān)選擇所述導航模式中的深度集成模式、位置速度時間(PVT)輔助模式或偽距/變量程(PR/DR)輔助模式。
9.如權(quán)利要求8所述的系統(tǒng)，其特征在于所述卡爾曼濾波器在所述深度集成模式中將所述導航解的所述校正值傳送到至少一個數(shù)控振蕩器命令生成器。
10.如權(quán)利要求9所述的系統(tǒng)，其特征在于所述至少一個數(shù)控振蕩器命令生成器調(diào)整副本碼生成器，以允許所述許多RF測距系統(tǒng)跟蹤多個衛(wèi)星。
全文摘要
具有恢復邏輯和模式邏輯的導航系統(tǒng)使用多個RF傳感器提供精確的導航解作為輸出。恢復邏輯確定當前哪些傳感器在向?qū)Ш较到y(tǒng)提供好的數(shù)據(jù)。擇模式邏輯選導航系統(tǒng)的操作模式以及選擇要使用哪些數(shù)據(jù)來計算導航解的校正值。模式邏輯基于恢復邏輯的結(jié)果作出選擇。恢復邏輯持續(xù)測試來自這些傳感器的數(shù)據(jù)。如果先前提供過錯誤數(shù)據(jù)的傳感器開始提供好的數(shù)據(jù)，則模式邏輯將自動選擇該數(shù)據(jù)來用于計算導航解的校正值。使用許多可用的慣性和非慣性傳感器來控制多個RF傳感器對RF發(fā)射器的跟蹤。
文檔編號G01C23/00GK1910428SQ200480041181
公開日2007年2月7日 申請日期2004年11月29日 優(yōu)先權(quán)日2003年12月5日
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