基于RTK定位的差分衛(wèi)星引導(dǎo)技術(shù)研究

梁穎茜, 常紹平, 王青林

(1.航空工業(yè)西安飛行自動(dòng)控制研究所，陜西 西安 710076；2.航空工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

艦載機(jī)著艦是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程。自1911年1月18日美國飛行員駕駛飛機(jī)在“賓夕法尼亞”號(hào)巡洋艦上進(jìn)行了首次降落以來，艦載機(jī)的發(fā)展大致經(jīng)歷了螺旋槳式艦載機(jī)、噴氣式艦載機(jī)、綜合艦載機(jī)群、常規(guī)艦載機(jī)和垂直/短距起降艦載機(jī)并存等階段。艦載機(jī)著艦早期以人工引導(dǎo)為主，著艦事故率比陸基高3～6倍，著艦失敗率占總失敗率的85%。為滿足全天候作戰(zhàn)能力，美軍在20世紀(jì)70年代就開發(fā)了全天候著艦引導(dǎo)系統(tǒng)，它能夠在無飛行員操縱的情況下進(jìn)行著艦，減輕飛行員負(fù)擔(dān)，提高著艦安全和作戰(zhàn)效能。

目前，陸基無人直升機(jī)的著陸點(diǎn)一般是固定的，主要依靠機(jī)載GPS導(dǎo)航引導(dǎo)、慣性導(dǎo)航引導(dǎo)或組合導(dǎo)航引導(dǎo)等方式，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)著陸或由地面站操作人員手動(dòng)進(jìn)行著陸。艦基無人直升機(jī)需在一定海況下進(jìn)行著艦，將受到海浪、艦尾流和載艦甲板運(yùn)動(dòng)等因素的影響，著艦環(huán)境更為復(fù)雜，著艦位置不固定，因此需要配置專門的無人直升機(jī)著艦引導(dǎo)系統(tǒng)用于進(jìn)行機(jī)艦相對位置等信息測量和解算，以滿足全自動(dòng)著艦的需求[1]。

針對著艦引導(dǎo)系統(tǒng)，研究人員先后提出了多種引導(dǎo)體制方案，主要包括以下幾種：人工引導(dǎo)著艦、儀表著艦系統(tǒng)、微波著艦系統(tǒng)、聯(lián)合精密進(jìn)近著陸系統(tǒng)和視覺引導(dǎo)系統(tǒng)等。其中，聯(lián)合精密進(jìn)近著艦系統(tǒng)核心依賴于實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)定位(Real-Time Kinematic,RTK)技術(shù)。

RTK定位即實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)載波相位差分定位,是一種基于衛(wèi)星載波相位觀測值的實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)定位技術(shù)，通過架設(shè)基準(zhǔn)站并將基準(zhǔn)站數(shù)據(jù)與流動(dòng)站數(shù)據(jù)進(jìn)行差分解算，進(jìn)而獲取流動(dòng)站的精確位置，從而得到比傳統(tǒng)衛(wèi)星導(dǎo)航定位更為精確的結(jié)果[2-4]。目前，由于基準(zhǔn)站固定，獲得精確流動(dòng)站的定位結(jié)果的RTK定位被廣泛應(yīng)用于無人機(jī)精確定位、大地測量和工程測量等領(lǐng)域。當(dāng)將固定站固定在移動(dòng)的艦船上、流動(dòng)站固定在無人直升機(jī)上時(shí)，通過差分解算即可得到無人直升機(jī)相對于艦船的精確定位信息，從而滿足無人直升機(jī)全自動(dòng)著艦的引導(dǎo)信息需求。

目前，成功應(yīng)用于無人直升機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)系統(tǒng)有美國的無人機(jī)通用自動(dòng)恢復(fù)系統(tǒng)(UAV Common Automatic Recovery System,UCARS)、聯(lián)合精密進(jìn)近著陸系統(tǒng)、法國的SADA自動(dòng)甲板起降系統(tǒng)等。國內(nèi)公開信息中尚無類似的無人直升機(jī)著艦引導(dǎo)系統(tǒng)，本文開展的基于RTK定位的差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)研制工作可以為未來無人機(jī)艦上的使用提供一種積極的嘗試和探索。

1 基于RTK定位的差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 系統(tǒng)總體方案

RTK定位差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)由艦載分系統(tǒng)和機(jī)載分系統(tǒng)兩個(gè)部分組成，設(shè)備詳細(xì)組成配置如表1所示。

表1 差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)備組成表

差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)鏈進(jìn)行艦載分系統(tǒng)和機(jī)載分系統(tǒng)的數(shù)據(jù)傳輸。艦載衛(wèi)星接收機(jī)接收解算北斗導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，將艦載偽距/載波相位觀測量等信息通過數(shù)據(jù)鏈上傳至無人直升機(jī)。機(jī)載衛(wèi)星接收機(jī)接收解算北斗導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，同時(shí)接收數(shù)據(jù)鏈傳輸來的艦載偽距/載波相位觀測量等信息，從而完成艦機(jī)高精度相對定位解算。RTK定位差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)示意圖如圖1所示。

圖1 RTK定位差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)示意圖

1.2 衛(wèi)星接收機(jī)原理

衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)由射頻通道模塊、信號(hào)處理模塊和信息處理模塊、接口及電源變換模塊組成。衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)原理如圖2所示。

圖2 衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)原理圖

其主要工作原理如下。

① 射頻通道。主要完成信號(hào)放大、下變頻、濾波和數(shù)字化(Analog to Digital Converter,ADC)，輸出量化后的數(shù)字信號(hào)直接送入基帶部分進(jìn)行信號(hào)處理。

② 信號(hào)處理。主要完成對量化后的數(shù)字信號(hào)進(jìn)行捕獲、跟蹤等數(shù)學(xué)運(yùn)算。

③ 信息處理。主要完成電文解析、PVT解算、載波相位/偽距差分計(jì)算和最終數(shù)據(jù)打包輸出。

④ 接口及電源變換。主要用于連接用戶設(shè)備、輸出位置和時(shí)間等信息。電源模塊為接收機(jī)硬件各模塊電路提供所需的電源。

1.3 測量型衛(wèi)星天線

測量型衛(wèi)星天線包括天線陣列和電源板等模塊。其中，天線陣列包括1個(gè)B1零相位陣元、1個(gè)B3零相位陣元，射頻/RDSS基帶板包括B1/B3濾波放大電路。B1/B3濾波放大電路部分由接收機(jī)板5 V饋電供電，以實(shí)現(xiàn)高精度測量控制。測量型衛(wèi)星天線功能框圖如圖3所示。

圖3 測量型衛(wèi)星天線功能框圖

1.4 軟件技術(shù)方案

RTK定位差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)的信號(hào)處理軟件包括北斗定位模塊、RTCM協(xié)議模塊和相對定位模塊共3個(gè)部分，包括信號(hào)的冷熱啟動(dòng)、基帶處理、定位、RTCM協(xié)議、相對定位、授時(shí)、RAIM、自檢等。軟件實(shí)現(xiàn)信號(hào)流程圖如圖4所示。

圖4 軟件實(shí)現(xiàn)信號(hào)流程圖

北斗定位模塊從零相位天線單元獲取對應(yīng)的衛(wèi)星信號(hào)，獨(dú)立完成信號(hào)跟蹤、解碼和定位計(jì)算；同時(shí)將星號(hào)、偽距、載波相位值和航速發(fā)送給相對定位模塊。

RTCM協(xié)議實(shí)現(xiàn)將基準(zhǔn)站觀測信息，包括星號(hào)、偽距、載波等信息編碼和解碼，以供相對定位模塊使用。

相對定位模塊的軟件接收基準(zhǔn)站發(fā)送過來的衛(wèi)星號(hào)、偽距、載波相位等信息，利用實(shí)時(shí)載波差分技術(shù)計(jì)算出精確的相對位置，最后通過通信設(shè)備發(fā)送給艦載基準(zhǔn)站設(shè)備。

2 算法設(shè)計(jì)及實(shí)現(xiàn)流程

2.1 RTK定位原理

載波相位差分技術(shù)使用衛(wèi)星信號(hào)的位置、時(shí)間、偽距和載波相位觀測值等信息實(shí)現(xiàn)艦載和直升機(jī)間的相對位置矢量解算，其中的關(guān)鍵技術(shù)是載波相位整周模糊度的解算[5-6]。本方案中結(jié)合了代爾夫特科技大學(xué)P.J.G Teunissen博士提出的近似整數(shù)去相關(guān)法(最小二乘去相關(guān)模糊搜索算法，LAMBDA)和阻尼最小二乘估計(jì)原理，采用基于阻尼LAMBDA算法的單歷元基線解算技術(shù)，其實(shí)現(xiàn)流程如圖5所示。

圖5 基于阻尼LAMBDA算法的單歷元基線解算技術(shù)實(shí)現(xiàn)流程

2.2 RTK定位工作流程

系統(tǒng)啟動(dòng)后，首先進(jìn)行系統(tǒng)和參數(shù)初始化，然后以基帶中斷為觸發(fā)源，以輸入的導(dǎo)航基帶數(shù)據(jù)為數(shù)據(jù)源，進(jìn)行捕獲跟蹤、電文解析與完好性檢測、PVT解算、載波相位差分、數(shù)據(jù)輸出、通道控制與長碼控制等閉環(huán)處理；同時(shí)，接收慣導(dǎo)數(shù)據(jù)對捕獲跟蹤進(jìn)行輔助。

在驅(qū)動(dòng)層的捕獲跟蹤模塊通過信號(hào)量觸發(fā)應(yīng)用層軟件模塊后，程序按照二分選星、電文解析與完好性檢測、導(dǎo)航解算、載波相位差分和通道控制順序執(zhí)行，具體如下[7]。

① 根據(jù)各通道的信號(hào)跟蹤狀態(tài)機(jī)信號(hào)強(qiáng)度進(jìn)行選星。

② 根據(jù)各通道碼同步、幀同步情況提取衛(wèi)星星歷、歷書。

③ 根據(jù)載波跟蹤環(huán)路和碼跟蹤環(huán)路的測量值，結(jié)合衛(wèi)星星歷時(shí)間提取觀測量，得到偽距、多普勒頻移、載波相位、信號(hào)發(fā)射時(shí)間等。

④ 根據(jù)測量值和得到的報(bào)文計(jì)算出接收機(jī)位置。在初始上電階段，采用最小二乘法解算。穩(wěn)定階段采用卡爾曼濾波算法，根據(jù)最小二乘結(jié)果對卡爾曼濾波進(jìn)行初始化。

⑤ 從外部差分?jǐn)?shù)據(jù)觀測量中選取共視星觀測量，建立雙差觀測方程，采用LAMBDA算法解算整周模糊度，得到精確的載波相位觀測量后，計(jì)算基線矢量，進(jìn)行測向和差分定位。

⑥ 通過通道控制部分根據(jù)衛(wèi)星的軌道參數(shù)和接收機(jī)本身位置，確定衛(wèi)星是否可見，根據(jù)此分配通道對可視衛(wèi)星進(jìn)行跟蹤。

2.3 RTK算法設(shè)計(jì)

原始偽距、載波相位和多普勒頻移觀測值會(huì)受到很多誤差的影響，消除或減小這些誤差影響的有效方法就是不同接收機(jī)和不同衛(wèi)星的觀測值之間作差分處理[8-9]，常用的差分形式有單差和雙差。

偽距、載波相位的雙差觀測方程通常寫為

(1)

(2)

式中：P為偽距觀測值(m)；ρ為雙差衛(wèi)星到接收機(jī)的幾何距離(m)；ts為衛(wèi)星信號(hào)發(fā)射時(shí)刻;tr為衛(wèi)星信號(hào)接收時(shí)刻；dtrop為雙差對流層誤差(m)；I為雙差電離層誤差(m)；f為載波頻率(Hz)；MP為雙差多徑誤差(m)；εP為偽距觀測值測量噪聲；φ為載波相位觀測值(rad)；λ為載波波長(m)；N為整周模糊度(rad)；εφ為載波相位觀測值測量噪聲。

對于短基線，經(jīng)過差分后，衛(wèi)星位置誤差和大氣延遲誤差影響大大減小，被差分放大的多路徑效應(yīng)和觀測噪聲成為主要誤差。而對于中長基線，雙差殘余誤差(如衛(wèi)星位置誤差、大氣延遲誤差)仍然較大，是影響模糊度整數(shù)估計(jì)和定位結(jié)果精度的主要誤差。因此，一般采用雙頻載波的組合觀測值來進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。

2.4 整周模糊度求解

載波相位觀測量的精度比偽距觀測量的精度要高出2～3個(gè)數(shù)量級(jí)，精密相對測量必須使用載波相位觀測量，而利用雙差載波相位進(jìn)行精密相對定位的關(guān)鍵是求解整周模糊度[10-11]。

快速求解模糊度的主要方法就是減少模糊度的搜索空間，這不但會(huì)影響模糊度的求解速度，而且會(huì)影響模糊度的求解準(zhǔn)確率。搜索空間越小，就越容易搜索出唯一一組正確解。可采用以下2種方法。

① 使搜索的方差協(xié)方差陣非對角線元素的值減小，從而減少模糊度備選值的個(gè)數(shù)。方差陣與GNSS幾何分布(即GDOP值)和觀測值的精度這2個(gè)因素有關(guān)。為了減少觀測噪聲，采用載波相位平滑來求解模糊度的初始解，此外利用LAMBDA方法使載波相位雙差值降相關(guān)，減小模糊度的搜索空間。

② 減少搜索空間的維數(shù)，并減少模糊度備選值的個(gè)數(shù)。大多數(shù)情況下GNSS可視衛(wèi)星數(shù)多于6顆，按一定的準(zhǔn)則把GNSS衛(wèi)星分為基本組和次要組，只對基本模糊度進(jìn)行搜索，這樣能大大減少模糊度備選值的個(gè)數(shù)。

整周模糊度求解步驟如下。

① 使用碼偽距和載波相位計(jì)算模糊度浮點(diǎn)解及其協(xié)方差矩陣。

② 建立模糊度域的搜索空間，在此空間內(nèi)進(jìn)行搜索，即以所有可能的模糊度值結(jié)合載波相位觀測值反算出測相偽距，進(jìn)行最小二乘平差，并記錄相應(yīng)的殘差二次型。

③ 取后驗(yàn)方差最小和次小的兩組模糊度進(jìn)行Ratio檢驗(yàn)，若Ratio檢驗(yàn)結(jié)果小于限值，則還需要利用下一個(gè)歷元的數(shù)據(jù)對剩下的模糊度組進(jìn)行最小二乘搜索，直到Ratio檢驗(yàn)結(jié)果大于限值為止。

由于P碼測距精度較高，可提高雙觀測量實(shí)時(shí)解算中的偽距權(quán)重，尤其是初始幾個(gè)歷元的權(quán)重，可用偽距引導(dǎo)載波相位的求解，加快浮點(diǎn)解的收斂速度。

為加快整周模糊度解算，減少電離層和觀測噪聲的影響，采用雙頻載波相位形成寬巷雙頻組合觀測量。通過擴(kuò)大組合觀測量的波長，解算組合觀測量的模糊度，以提高搜索效率。

3 試驗(yàn)結(jié)果

3.1 艦面靜態(tài)試驗(yàn)

設(shè)置艦船處于錨泊狀態(tài)，飛機(jī)固定在船上，圖6為艦面靜態(tài)試驗(yàn)中差分衛(wèi)星定位模式，其中0為不定位；1為偽距差分；2為浮點(diǎn)解；3為定點(diǎn)解。通過統(tǒng)計(jì)可知，衛(wèi)星載波相位差分固定率(定點(diǎn)解統(tǒng)計(jì))為95.73%。圖7為在地球坐標(biāo)系下差分衛(wèi)星測得定點(diǎn)解X、Y、Z位置，由于錨泊狀態(tài)下船會(huì)出現(xiàn)一定搖擺，由圖7可知，X、Y、Z位置相對基線維持穩(wěn)定。圖8為以平均基線為基準(zhǔn)時(shí)的相對定位基線誤差，最終統(tǒng)計(jì)定位誤差為0.005 m(RMS)。

圖6 艦面靜態(tài)試驗(yàn)中差分衛(wèi)星定位模式

圖7 艦面靜態(tài)試驗(yàn)中差分衛(wèi)星測得的定點(diǎn)解位置

圖8 艦面靜態(tài)試驗(yàn)中差分衛(wèi)星相對定位誤差

3.2 著艦飛行試驗(yàn)

設(shè)置艦船以5 m/s航行，無人直升機(jī)在進(jìn)行自主著艦。圖9為自主著艦試驗(yàn)中差分衛(wèi)星定位模式，其中0為不定位；1為偽距差分；2為浮點(diǎn)解；3為定點(diǎn)解。通過統(tǒng)計(jì)可知，衛(wèi)星載波相位差分固定率為98.14%。圖10和圖11分別為以載波相位差分后處理定位結(jié)果為基準(zhǔn)，計(jì)算得到的實(shí)時(shí)相對定位誤差，統(tǒng)計(jì)水平定位誤差為0.0051 m(RMS)，垂向定位誤差0.0191 m(RMS)。

圖9 自主著艦試驗(yàn)中差分衛(wèi)星定位模式

圖10 自主著艦試驗(yàn)中相對位置水平方向誤差

圖11 自主著艦試驗(yàn)中相對位置垂向誤差

4 結(jié)束語

本文設(shè)計(jì)了一種基于RTK定位的差分衛(wèi)星引導(dǎo)系統(tǒng)，通過RTK定位算法和軟硬件系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)，實(shí)時(shí)計(jì)算艦船和無人直升機(jī)的相對位置，經(jīng)過艦面靜態(tài)試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了該系統(tǒng)可以滿足無人直升機(jī)全自主著艦時(shí)對著艦精度、實(shí)時(shí)性和穩(wěn)定性的要求。