一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法

1.本发明涉及定位与导航技术领域，尤其涉及一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法。


背景技术：

2.近年来，飞行器集群协同技术日益受到国内外的关注。飞行器集群具有工作范围大、可靠性高、可同时执行多重任务、整体效率高等优点，可用于灾害勘测和救援等领域。飞行器集群技术，即多架飞行器为适应任务要求而进行的某种队形排列和任务分配的组织模式，它既包括集群飞行的队形产生、保持和变化，也包括集群飞行任务的规划和组织，是未来飞行器飞行技术发展的一个重要趋势。
3.传统飞行器集群协同定位方法的性能受到导航信号源的影响较大，只有在集群中飞行器较为密集且均匀时才能得到较好的定位精度，而对于非规则的编组集群情况下定位精度受到较大影响。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，对待辅助载体和基准信息源之间的协同定位源选择进行了优化，使得待辅助载体与基准信息源间的测距及信息交互选择更加合理，以扩大集群飞行器定位算法的适用性并提升定位精度，使其在非规则的编组的飞行器集群中也能得到良好的运用。
5.本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
6.一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
7.步骤a.1)，获取飞行器集群定位导航所需的系统数据；
8.步骤a.2)，根据待辅助飞行器滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球e0；
9.步骤a.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
10.步骤a.4)，获取误差椭球e0最大轴长所在方向和信号源自身精度，选择最接近最大轴长方向的一架基准信息源飞行器作为基准信号源飞行器，进行辅助定位解算并对原先的位置进行修正，得到新的误差椭球e1；
11.步骤a.5)，判断误差椭球e1最长轴的轴长l1大小是否已满足预设的阈值δ，若轴长l1＞δ，令e0＝e1、即将误差椭球e1作为误差椭球e0，跳转执行步骤4)；若轴长l1＜δ，输出当前辅助定位的位置信息。
12.作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，步骤a.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫
星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的gps及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
13.作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤a.2)包括如下具体步骤：
14.步骤a.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵p
pos
，定义如下：
[0015][0016][0017]
式中，e
pos
为位置误差矢量矩阵，为纬度误差，σ
λ
为经度误差，σ
β
为高度误差；
[0018]
步骤a.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σ
λ
和纬度误差高度误差σ
β
转化为直线误差(x,y,z)：
[0019][0020]
式中，r为地球半径，为飞机所在纬度；
[0021]
步骤a.2.3)，根据转换后的位置误差矢量e
p
，进一步获取位置误差协方差矩阵p
p
[0022]ep
＝[x y z]
[0023][0024]
步骤a.2.4)，求对称协方差矩阵p
p
的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
[0025][0026]
其中，axis
x
、axisy、axisz分别为椭球e0的x轴、y轴、z轴方向的轴长；
[0027][0028]
作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤a.3)包括如下具体步骤：
[0029]
步骤a.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
[0030]
步骤a.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，rn为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，li为第i个基准信息源飞行器的纬度，hi为的基准信息源飞行器的高度，为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
[0031][0032]
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ecef坐标系坐标轴平行，x轴在赤道平面内与零度子午线相交，z轴与地球自转轴平行，y轴与x轴、z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
[0033][0034]
式中，为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
[0035]
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
[0036][0037]
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
[0038][0039]
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
[0040][0041]
λ、l、h分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，rn为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
[0042]
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
[0043]
[0044][0045][0046]
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系x轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
[0047]
作为本发明一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤a.4)包括如下具体步骤：
[0048]
步骤a.4.1)，比较λ1、λ2和λ3的大小，确定误差椭球e0的最长轴，根据各基准信号源与以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系各轴的夹角αi、βi、γi，选择与椭球e0最长轴方向最近的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
[0049]
步骤a.4.2),获取待辅助飞行器和被选中信号源飞行器li间相对距离为di，待辅助飞行器和信号源飞行器li间的相对方位角信息，其中为相对视线高度角，θi为相对方位角；
[0050]
对相对距离进行分解：
[0051][0052]
其中，为相对距离di在待辅助飞行器机体坐标系x轴，y轴，z轴方向上的分解；
[0053]
将为基准信号源飞行器li在相对机体坐标系下的位置坐标分别减去分别减去得到辅助定位解算后的待辅助飞行器的坐标(x',y',z')：
[0054][0055]
步骤a.4.3)，计算得到的辅助定位解算后的待辅助飞行器的位置坐标(x',y',z')和机载传感器位置坐标(x,y,z)差值，并将其作为观测量，通过卡尔曼滤波来对待辅助飞行器机导航位置误差进行修正，修正后得到新的卡尔曼滤波协方差矩阵，根据新的协方差矩阵解算得到新的椭球e1。
[0056]
本发明还公开了另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
[0057]
步骤b.1)，获取飞行器集群定位导航所需的传感器测量数据；
[0058]
步骤b.2)，根据待辅助飞行器卡尔曼滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球
e0；
[0059]
步骤b.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
[0060]
步骤b.4)，比较误差椭球e0三个方向的轴长大小，选择与最大轴长方向夹角最小的两个基准信息源飞行器作为主信号源飞行器，然后在剩余两个轴长方向，各选择一个与相应轴长方向夹角最小的基准信息源飞行器作为次信号源；当出现几架基准信息源飞行器与同一轴长方向夹角相近的情况，优先选择自身定位精度因子高的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
[0061]
步骤b.5)，选择任一主信号源作为主基准信息源，建立以主基准信息源为坐标原点的相对坐标系，得到其余信号源飞行器在相对坐标系下的位置坐标及距离差数据，然后根据tdoa模型，选择球面内插法进行解算得到相对坐标系解算结果和解算误差，并通过卡尔曼滤波对待辅助飞行器位置坐标进行修正。
[0062]
作为该另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，步骤b.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的gps及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
[0063]
作为该另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤b.2)包括如下具体步骤：
[0064]
步骤b.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵p
pos
，定义如下：
[0065][0066][0067]
式中，e
pos
为位置误差矢量矩阵，为纬度误差，σ
λ
为经度误差，σ
β
为高度误差；
[0068]
步骤b.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σ
λ
和纬度误差高度误差σ
β
转化为直线误差(x,y,z)：
[0069][0070]
式中，r为地球半径，为飞机所在纬度；
[0071]
步骤b.2.3)，根据转换后的位置误差矢量e
p
，进一步获取位置误差协方差矩阵p
p
[0072]ep
＝[x y z]
[0073][0074]
步骤b.2.4)，求对称协方差矩阵p
p
的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
[0075][0076]
其中，axis
x
、axisy、axisz分别为椭球e0的x轴、y轴、z轴方向的轴长；
[0077][0078]
作为该另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法进一步的优化方案，所述步骤b.3)包括如下具体步骤：
[0079]
步骤b.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
[0080]
步骤b.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，rn为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，li为第i个基准信息源飞行器的纬度，hi为的基准信息源飞行器的高度，为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
[0081][0082]
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ecef坐标系坐标轴平行，x轴在赤道平面内与零度子午线相交，z轴与地球自转轴平行，y轴与x轴、z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
[0083][0084]
式中，为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
[0085]
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
[0086]
[0087]
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
[0088][0089]
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
[0090][0091]
λ、l、h分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，rn为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
[0092]
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
[0093][0094][0095][0096]
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系x轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
[0097]
本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
[0098]
本发明公开了一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，对待辅助载体和基准信息源之间的协同定位源选择进行了优化，使得待辅助载体与基准信息源间的测距及信息交互选择更加合理；考虑到导航信号源的构型和定位精度对定位结果的影响，综合利用集群定位信息优化提高了定位精度。和未采用优化的集群飞行器定位算法相比，本发明在不规则分布的集群中能有效提升协同定位效率和精度，适合实际应用。
附图说明
[0099]
图1为本发明方法的原理流程示意图；
[0100]
图2为位置误差椭圆e0整体图；
[0101]
图3为位置误差椭球e0横剖面图；
[0102]
图4为位置误差椭球e0纵剖面图；
[0103]
图5集群飞行器位置分布图；
[0104]
图6为采用本发明方法优化后和未优化的待辅助飞行器经纬高定位误差对比图；
[0105]
图7为待辅助飞行器位置误差椭球轴长变化图；
[0106]
图8为选中的信号源飞行器编号变化图。
具体实施方式
[0107]
下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：
[0108]
本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。
[0109]
本发明方法通过对集群飞行器中待辅助载体的协同定位信号源选择进行优化，使得待辅助载体与基准信息源间的测距及信息交互选择更加精确合理，从而综合利用集群定位信息优化提高定位精度，同时增强集群飞行器定位算法对于多种集群编组情况的适应性。
[0110]
如图1所示，本发明公开了一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
[0111]
步骤a.1)，获取飞行器集群定位导航所需的系统数据；
[0112]
步骤a.2)，如图2、图3、图4所示，根据待辅助飞行器滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球e0；
[0113]
步骤a.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
[0114]
步骤a.4)，获取误差椭球e0最大轴长所在方向和信号源自身精度，选择最接近最大轴长方向的一架基准信息源飞行器作为基准信号源飞行器，进行辅助定位解算并对原先的位置进行修正，得到新的误差椭球e1；
[0115]
步骤a.5)，判断误差椭球e1最长轴的轴长l1大小是否已满足预设的阈值δ，若轴长l1＞δ，令e0＝e1、即将误差椭球e1作为误差椭球e0，跳转执行步骤4)；若轴长l1＜δ，输出当前辅助定位的位置信息。
[0116]
步骤a.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，如图5所示，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的gps及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
[0117]
所述步骤a.2)包括如下具体步骤：
[0118]
步骤a.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵p
pos
，定义如下：
[0119]
[0120][0121]
式中，e
pos
为位置误差矢量矩阵，为纬度误差，σ
λ
为经度误差，σ
β
为高度误差；
[0122]
步骤a.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σ
λ
和纬度误差高度误差σ
β
转化为直线误差(x,y,z)：
[0123][0124]
式中，r为地球半径，为飞机所在纬度；
[0125]
步骤a.2.3)，根据转换后的位置误差矢量e
p
，进一步获取位置误差协方差矩阵p
p
[0126]ep
＝[x y z]
[0127][0128]
步骤a.2.4)，求对称协方差矩阵p
p
的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
[0129][0130]
其中，axis
x
、axisy、axisz分别为椭球e0的x轴、y轴、z轴方向的轴长；
[0131][0132]
所述步骤a.3)包括如下具体步骤：
[0133]
步骤a.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
[0134]
步骤a.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，rn为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，li为第i个基准信息源飞行器的纬度，hi为的基准信息源飞行器的高度，为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
[0135][0136]
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ecef坐标系坐标轴平行，x轴在赤道平面内与零度子午线相交，z轴与地球自转轴平行，y轴与x轴、z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
[0137][0138]
式中，为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
[0139]
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
[0140][0141]
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
[0142][0143]
式中，为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：
[0144][0145]
λ、l、h分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，rn为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
[0146]
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
[0147][0148][0149][0150]
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系x轴的夹角；
(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
[0151]
所述步骤a.4)包括如下具体步骤：
[0152]
步骤a.4.1)，比较λ1、λ2和λ3的大小，确定误差椭球e0的最长轴；根据各基准信号源与以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系各轴的夹角αi、βi、γi，选择与椭球e0最长轴方向最近的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
[0153]
步骤a.4.2),获取待辅助飞行器和被选中信号源飞行器li间相对距离为di，待辅助飞行器和信号源飞行器li间的相对方位角信息，其中为相对视线高度角，θi为相对方位角。
[0154]
对相对距离进行分解，
[0155][0156]
其中，为相对距离di在待辅助飞行器机体坐标系x轴，y轴，z轴方向上的分解。
[0157]
将为基准信号源飞行器li在相对机体坐标系下的位置坐标分别减去分别减去得到辅助定位解算后的待辅助飞行器的坐标(x',y',z')。
[0158][0159]
步骤a.4.3)，计算得到的辅助定位解算后的待辅助飞行器的位置坐标(x',y',z')和机载传感器位置坐标(x,y,z)差值，并将其作为观测量，通过卡尔曼滤波来对待辅助飞行器机导航位置误差进行修正，修正后得到新的卡尔曼滤波协方差矩阵，根据新的协方差矩阵解算得到新的椭球e1。
[0160]
本发明还公开了另一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，包括以下步骤：
[0161]
步骤b.1)，获取飞行器集群定位导航所需的传感器测量数据；
[0162]
步骤b.2)，根据待辅助飞行器卡尔曼滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球e0；
[0163]
步骤b.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；
[0164]
步骤b.4)，比较误差椭球e0三个方向的轴长大小，选择与最大轴长方向夹角最小的两个基准信息源飞行器作为主信号源飞行器，然后在剩余两个轴长方向，各选择一个与相应轴长方向夹角最小的基准信息源飞行器作为次信号源；当出现几架基准信息源飞行器与同一轴长方向夹角相近的情况，优先选择自身定位精度因子高的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；
[0165]
步骤b.5)，选择任一主信号源作为主基准信息源，建立以主基准信息源为坐标原点的相对坐标系，得到其余信号源飞行器在相对坐标系下的位置坐标及距离差数据，然后根据tdoa模型，选择球面内插法进行解算得到相对坐标系解算结果和解算误差，并通过卡尔曼滤波对待辅助飞行器位置坐标进行修正。
[0166]
步骤b.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的gps及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。
[0167]
所述步骤b.2)包括如下具体步骤：
[0168]
步骤b.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵p
pos
，定义如下：
[0169][0170][0171]
式中，e
pos
为位置误差矢量矩阵，为纬度误差，σ
λ
为经度误差，σ
β
为高度误差；
[0172]
步骤b.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σ
λ
和纬度误差高度误差σ
β
转化为直线误差(x,y,z)：
[0173][0174]
式中，r为地球半径，为飞机所在纬度；
[0175]
步骤b.2.3)，根据转换后的位置误差矢量e
p
，进一步获取位置误差协方差矩阵p
p
[0176]ep
＝[x y z]
[0177][0178]
步骤b.2.4)，求对称协方差矩阵p
p
的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：
[0179][0180]
其中，axis
x
、axisy、axisz分别为椭球e0的x轴、y轴、z轴方向的轴长；
[0181][0182]
所述步骤b.3)包括如下具体步骤：
[0183]
步骤b.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；
[0184]
步骤b.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，rn为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，li为第i个基准信息源飞行器的纬度，hi为的基准信息源飞行器的高度，为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：
[0185][0186]
建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ecef坐标系坐标轴平行，x轴在赤道平面内与零度子午线相交，z轴与地球自转轴平行，y轴与x轴、z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：
[0187][0188]
式中，为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(xe,ye,ze)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；
[0189]
将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：
[0190][0191]
θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
[0192][0193]
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵如下：
[0194][0195]
λ、l、h分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，rn为卯酉圈半径，e为地球偏心率；
[0196]
得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：
[0197][0198][0199][0200]
αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系x轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。
[0201]
为了验证本发明所提出的一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法的有效性，进行模拟仿真分析。如图6所示，仿真结果，经过信号源选择优化后，集群飞行器协同定位精度基本优于随机选取信号源进行定位的情况。如图7所示，为待辅助飞行器位置误差椭球轴长变化情况；如图8所示，为选中的信号源飞行器编号变化情况。
[0202]
本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
[0203]
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤a.1)，获取飞行器集群定位导航所需的系统数据；步骤a.2)，根据待辅助飞行器滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球e0；步骤a.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；步骤a.4)，获取误差椭球e0最大轴长所在方向和信号源自身精度，选择最接近最大轴长方向的一架基准信息源飞行器作为基准信号源飞行器，进行辅助定位解算并对原先的位置进行修正，得到新的误差椭球e1；步骤a.5)，判断误差椭球e1最长轴的轴长l1大小是否已满足预设的阈值δ，若轴长l1＞δ，令e0＝e1、即将误差椭球e1作为误差椭球e0，跳转执行步骤4)；若轴长l1＜δ，输出当前辅助定位的位置信息。2.根据权利要求1所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，步骤a.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的gps及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。3.根据权利要求2所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤a.2)包括如下具体步骤：步骤a.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵p
pos
，定义如下：，定义如下：式中，e
pos
为位置误差矢量矩阵，为纬度误差，σ
λ
为经度误差，σ
β
为高度误差；步骤a.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σ
λ
和纬度误差高度误差σ
β
转化为直线误差(x,y,z)：式中，r为地球半径，为飞机所在纬度；步骤a.2.3)，根据转换后的位置误差矢量e
p
，进一步获取位置误差协方差矩阵p
p
e
p
＝[x y z]步骤a.2.4)，求对称协方差矩阵p
p
的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴
长：其中，axis
x
、axis
y
、axis
z
分别为椭球e0的x轴、y轴、z轴方向的轴长。4.根据权利要求3所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤a.3)包括如下具体步骤：步骤a.3.1)，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；步骤a.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，r
n
为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λ
i
为第i个基准信息源飞行器的经度，l
i
为第i个基准信息源飞行器的纬度，h
i
为的基准信息源飞行器的高度，为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ecef坐标系坐标轴平行，x轴在赤道平面内与零度子午线相交，z轴与地球自转轴平行，y轴与x轴、z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：式中，为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(x
e
,y
e
,z
e
)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：
为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：λ、l、h分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，r
n
为卯酉圈半径，e为地球偏心率；得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：上的坐标：上的坐标：α
i
为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系y轴的夹角；β
i
为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系z轴的夹角；γ
i
为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系x轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。5.根据权利要求4所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤a.4)包括如下具体步骤：步骤a.4.1)，比较λ1、λ2和λ3的大小，确定误差椭球e0的最长轴，根据各基准信号源与以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系各轴的夹角α
i
、β
i
、γ
i
，选择与椭球e0最长轴方向最近的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；步骤a.4.2),获取待辅助飞行器和被选中信号源飞行器l
i
间相对距离为d
i
，待辅助飞行器和信号源飞行器l
i
间的相对方位角信息，其中为相对视线高度角，θ
i
为相对方位角；对相对距离进行分解：其中，为相对距离d
i
在待辅助飞行器机体坐标系x轴，y轴，z轴方向上的分解；将为基准信号源飞行器l
i
在相对机体坐标系下的位置坐标分别减去
得到辅助定位解算后的待辅助飞行器的坐标(x',y',z')：步骤a.4.3)，计算得到的辅助定位解算后的待辅助飞行器的位置坐标(x',y',z')和机载传感器位置坐标(x,y,z)差值，并将其作为观测量，通过卡尔曼滤波来对待辅助飞行器机导航位置误差进行修正，修正后得到新的卡尔曼滤波协方差矩阵，根据新的协方差矩阵解算得到新的椭球e1。6.一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤b.1)，获取飞行器集群定位导航所需的传感器测量数据；步骤b.2)，根据待辅助飞行器卡尔曼滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球e0；步骤b.3)，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；步骤b.4)，比较误差椭球e0三个方向的轴长大小，选择与最大轴长方向夹角最小的两个基准信息源飞行器作为主信号源飞行器，然后在剩余两个轴长方向，各选择一个与相应轴长方向夹角最小的基准信息源飞行器作为次信号源；当出现几架基准信息源飞行器与同一轴长方向夹角相近的情况，优先选择自身定位精度因子高的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；步骤b.5)，选择任一主信号源作为主基准信息源，建立以主基准信息源为坐标原点的相对坐标系，得到其余信号源飞行器在相对坐标系下的位置坐标及距离差数据，然后根据tdoa模型，选择球面内插法进行解算得到相对坐标系解算结果和解算误差，并通过卡尔曼滤波对待辅助飞行器位置坐标进行修正。7.根据权利要求6所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，步骤b.1)中所述的飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的gps及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差。8.根据权利要求7所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤b.2)包括如下具体步骤：步骤b.2.1)，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵p
pos
，定义如下：，定义如下：式中，e
pos
为位置误差矢量矩阵，为纬度误差，σ
λ
为经度误差，σ
β
为高度误差；步骤b.2.2)，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σ
λ
和纬度误差高度误差σ
β
转化为直线误差(x,y,z)：
式中，r为地球半径，为飞机所在纬度；步骤b.2.3)，根据转换后的位置误差矢量e
p
，进一步获取位置误差协方差矩阵p
p
e
p
＝[x y z]步骤b.2.4)，求对称协方差矩阵p
p
的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长：其中，axis
x
、axis
y
、axis
z
分别为椭球e0的x轴、y轴、z轴方向的轴长；9.根据权利要求8所述的用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，所述步骤b.3)包括如下具体步骤：步骤b.3.1)，获得每个基准信息源飞行器与待辅助定位飞行器的相对距离；步骤b.3.2)，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，r
n
为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λ
i
为第i个基准信息源飞行器的经度，l
i
为第i个基准信息源飞行器的纬度，h
i
为的基准信息源飞行器的高度，为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下：建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ecef坐标系坐标轴平行，x轴在赤道平面内与零度子午线相交，z轴与地球自转轴平行，y轴与x轴、z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下：式中，为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，(x
e
,y
e
,z
e
)为待辅助飞行器地球坐标系坐标；将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对
坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下：θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下：标系矩阵，具体如下：为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下：λ、l、h分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，r
n
为卯酉圈半径，e为地球偏心率；得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标：上的坐标：上的坐标：α
i
为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系y轴的夹角；β
i
为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系z轴的夹角；γ
i
为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系x轴的夹角；(x,y,z)为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标。

技术总结
本发明公开了一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，对待辅助载体的协同导航信息源选择进行了优化，使得待辅助载体与基准信息源间的相对测量及信息交互选择更加合理；通过分割待辅助载体协方差矩阵获取位置误差矩阵，根据误差矩阵求解实际导航位置的误差椭球，获取误差椭球的轴长和方向。本方法优化了协同定位信号源的选择，能够减少协同信息计算处理量，加快协同定位解算；考虑到信号源构型和精度对定位结果的影响，高效利用集群定位信息优化提高了定位精度。和未采用优化的随机信号源选择协同定位算法相比，本发明在不规则分布的集群中能有效提升协同定位效率和精度，适合实际应用。适合实际应用。适合实际应用。


技术研发人员：王融 何辉 熊智 刘建业 赵静欣 张慧媛 赵惟成 刘瑶凯
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2022.07.08
技术公布日：2023/6/4