[發(fā)明專利]一種基于單站點(diǎn)的飛行器定位系統(tǒng)及方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201810399733.5
• 申請(qǐng)日: 2018-04-27
• 公開（公告）號(hào): CN108680941B
• 公開（公告）日: 2020-06-30
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 傅隨道;曹振新
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 東南大學(xué)
• 主分類號(hào): G01S19/47
• 分類號(hào): G01S19/47
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 柏尚春

本發(fā)明公開了一種基于單站點(diǎn)的飛行器定位系統(tǒng)及定位方法，其中定位系統(tǒng)包括飛行器飛行控制模塊、相位測(cè)量模塊、慣性陀螺儀、衛(wèi)星導(dǎo)航定位模塊以及處理模塊；所述相位測(cè)量模塊包括位于飛行器上不同位置的兩根天線；所述飛行器飛行控制模塊用于控制所述飛行器沿非直線飛行；所述處理模塊包括目標(biāo)信號(hào)方位角計(jì)算單元和目標(biāo)信號(hào)距離計(jì)算單元，所述目標(biāo)信號(hào)距離計(jì)算單元根據(jù)飛行器獲知的目標(biāo)信號(hào)方位角以及衛(wèi)星導(dǎo)航定位模塊測(cè)量的飛行器位置，計(jì)算出飛行器距離目標(biāo)信號(hào)的距離。本發(fā)明無(wú)須考慮飛行器運(yùn)動(dòng)造成的接收信號(hào)多普勒頻偏效應(yīng)，本發(fā)明在僅需單條短基線的前提下，結(jié)合飛行器現(xiàn)有硬件設(shè)備即可實(shí)現(xiàn)高精度信源定位，具有巨大的應(yīng)用價(jià)值。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及信號(hào)定位技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于單站點(diǎn)的飛行器定位方法。

背景技術(shù)

運(yùn)動(dòng)單站短基線無(wú)源定位技術(shù)是一種可以應(yīng)用于小型飛行器的高精度信號(hào)定位技術(shù)。該技術(shù)利用單站短基線在飛行器做S形機(jī)動(dòng)飛行的條件下測(cè)量接收信號(hào)相位差，同時(shí)結(jié)合飛行器通用設(shè)備獲得飛行器飛行機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)角以及飛行器位置信息，利用定位算法計(jì)算信號(hào)模糊度，獲得信號(hào)方位和距離信息完成信號(hào)測(cè)向。

傳統(tǒng)信號(hào)定位技術(shù)可以分為多站和單站。多站定位技術(shù)雖然在定位精度和實(shí)時(shí)性方面占據(jù)優(yōu)勢(shì)，但是因其設(shè)備復(fù)雜、架設(shè)時(shí)間長(zhǎng)、占地大且站間時(shí)頻同步要求極高。單站結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易于快速部署。常規(guī)的單站定位技術(shù)要求基線長(zhǎng)度為探測(cè)信號(hào)波長(zhǎng)的十倍、百倍甚至更高，同時(shí)為解信號(hào)模糊度需要采用多基線技術(shù)、虛擬基線技術(shù)，這都對(duì)天線布陣提出了很高的要求。目前飛行器上大多采用運(yùn)動(dòng)單站長(zhǎng)基線干涉儀定位方法，該方法利用飛行器非直線運(yùn)動(dòng)，測(cè)量飛行軌跡上多個(gè)位置的信號(hào)數(shù)據(jù)以及飛行器自身參數(shù)，利用飛行軌跡的多個(gè)位置構(gòu)建虛擬基線實(shí)現(xiàn)信號(hào)測(cè)向。但該方法會(huì)由于飛行器自身運(yùn)動(dòng)過程中的運(yùn)動(dòng)以及姿態(tài)變化產(chǎn)生信號(hào)復(fù)雜的非線性變化導(dǎo)致測(cè)向誤差，同時(shí)還需要外輻射源建立校正模型，造成系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、成本較高。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，而提供一種簡(jiǎn)化系統(tǒng)復(fù)雜度、提高整體可靠性的基于單站點(diǎn)的飛行器定位系統(tǒng)及方法。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：

一種基于單站點(diǎn)的飛行器定位系統(tǒng)，包括飛行器飛行控制模塊、相位測(cè)量模塊、慣性陀螺儀、衛(wèi)星導(dǎo)航定位模塊以及處理模塊；所述相位測(cè)量模塊包括位于飛行器上不同位置的兩根天線；

所述飛行器飛行控制模塊用于控制所述飛行器沿非直線飛行；

所述相位測(cè)量模塊分用于測(cè)量?jī)筛炀€相位差θ_m0；所述慣性陀螺儀用于測(cè)量飛行器機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)角θ_b0；所述衛(wèi)星導(dǎo)航定位模塊用于測(cè)量飛行器位置(x₀，y₀，z₀)；

所述處理模塊包括目標(biāo)信號(hào)方位角計(jì)算單元和目標(biāo)信號(hào)距離計(jì)算單元，所述目標(biāo)信號(hào)方位角計(jì)算單根據(jù)所述相位測(cè)量模塊測(cè)量的兩根天線相位差θ_m0以及慣性陀螺儀測(cè)量的飛行器機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)角θ_b0，得到目標(biāo)信號(hào)方位角；所述目標(biāo)信號(hào)距離計(jì)算單元根據(jù)飛行器獲知的目標(biāo)信號(hào)方位角以及衛(wèi)星導(dǎo)航定位模塊測(cè)量的飛行器位置(x₀，y₀，z₀)，計(jì)算出飛行器距離目標(biāo)信號(hào)的距離。

目標(biāo)信號(hào)方位角計(jì)算單元得到目標(biāo)信號(hào)方位角的方法是：