[发明专利]一种基于阵列天线和GPS/SINS的联合抗干扰方法

权利要求书

1.一种基于阵列天线和GPS/SINS的联合抗干扰方法，其特征是：初始化载体的位置和姿态之后，建立GPS/SINS组合导航状态方程和量测方程；GPS/SINS组合导航实时提供载体的位置和姿态，同时根据卫星星历信息计算出当前卫星的位置，从而获得卫星到载体之间的导向矢量，即卫星到达载体的方向角和俯仰角；然后，所述导向矢量作为多约束最小方差空时自适应处理算法的先验信息，在空域、时域同时抑制宽带干扰和窄带干扰。

2.根据权利要求1所述的基于阵列天线和GPS/SINS的联合抗干扰方法，其特征是具体包括如下步骤：

步骤1：初始化载体位置、速度和姿态信息；

在大地坐标系中，设定载体初始时刻的坐标：纬度L、经度λ和高度h；初始化载体在东北天坐标系中的速度：东向速度V_E、北向速度V_N和天向速度V_U；初始化载体的姿态角，包括俯仰角θ、横滚角γ和方位角ψ；然后设定载体的飞行路径为静止、直线运动或圆周运动轨迹中的一种；从而获得陀螺仪和加速度计的输出，f_E、f_N和f_U分别表示为加速度计在东向、北向和天向的输出；

步骤2：初始化导航滤波器的参数信息；

在GPS/SINS组合导航滤波器中，采用反馈校正方式；导航滤波器的状态量为姿态角误差、速度误差、位置误差、陀螺仪误差和加速度计误差，φ_E、φ_N和φ_U分别表示为载体俯仰角误差、横滚角误差和方位角误差，δV_E、δV_N和δV_U分别表示为载体的东向速度误差、北向速度误差和天向速度误差，δL、δλ和δh分别表示为载体的纬度误差、经度误差和高度误差，ε_E、ε_N和ε_U分别表示为陀螺仪在东向、北向和天向的漂移，和分别表示为加速度计在东向、北向和天向的输出误差；

步骤3：计算陀螺仪和加速度计的误差变化率；

步骤4：根据步骤1-3中的参数，计算载体姿态角误差变化率、速度误差变化率和位置误差变化率；

步骤5：引入GPS伪距量测信息，采用反馈校正方式对SINS输出信息进行校正，获得当前准确的位置和姿态；

根据GPS接收机跟踪环路所测量的码相位误差计算出卫星到载体的之间的伪距，伪距作为量测信息来更新导航滤波器的状态量，从而预测出当前SINS所量测状态量的误差，然后采用反馈校正方式对SINS输出信息进行校正，获得当前准确的位置和姿态；

步骤6：计算载体在地心地固坐标系中的坐标；

由步骤5计算出的载体位置位于大地坐标系中，即(L,λ,h)，将其转化为地心地固坐标系中，其位置坐标表示为

Xpe=[(R+h)cosLcosλ,(R+h)cosLsinλ,(R+h)sinL]T]]>

其中，R为地球半径；

步骤7：计算载体坐标系即b系到导航坐标系即n系的转换矩阵、导航坐标系到地心地固坐标系即e系的转换矩阵；

由步骤5计算出的载体姿态角，计算出载体坐标系到导航坐标系的转换矩阵为

Cbn=cosγcosψ-sinψsinθsinγ-sinψcosθsinγcosψ+cosγsinθsinψcosγsinψ+sinγsinθcosψcosψcosθsinγsinψ-cosγsinθcosψ-sinγcosθsinθcosθγcos]]>

由步骤5计算出的载体位置，计算出导航坐标系到地心地固坐标系的转换矩阵为

Cne=-sinλ-sinLcosλcosLcosλcosλ-sinLsinλcosLsinλ0cosLsinL;]]>

步骤8：计算载体到卫星之间的导向矢量；

由步骤7中的转换矩阵转换矩阵求得载体坐标系到地心地固坐标系的转化矩阵

Cbe=CneCbn]]>

利用卫星星历解算出卫星在地心地固坐标系中的位置并结合公式Xpe=[(R+h)cosLcosλ,(R+h)cosLsinλ,(R+h)sinL]T]]>和Cbe=CneCbn,]]>求得载体到卫星之间的导向矢量

r→b=(Cbe)T(Xse-Xpe)]]>

步骤9：在载体坐标系中，计算卫星到达天线的方位角和俯仰角；

若将在载体坐标系中的坐标定义为则卫星到达天线的方位角α和俯仰角β分别可以表示为

α=arctan(x^,y^)]]>

β=arctan(z^,x^2+y^2)]]>

步骤10：设计圆形阵列天线结构；

6个阵元均匀分布于圆周上的圆阵，令圆半径为r，则圆周上相邻阵元间的间隔也为r，阵元间隔的选取，与时域采样间隔满足奈奎斯特定理一样，空域采样间隔d应小于卫星载波波长λ的1/2，由卫星信号频率f=1575.42×10⁶MHz，所以阵元间距为

d≤λ2=12·cfl1=12·3×1081575.42×106=12·0.19=0.095m=9.5cm]]>

其中，c为光速；

步骤11：计算卫星信号到达天线各阵元之间的时间延迟；

根据步骤9中的α=arctan(x^,y^),]]>β=arctan(z^,x^2+y^2),]]>将α和β表示单位矢量

e(α,β)=(sinαcosβ,cosαcosβ,sinβ)^T

因此，卫星信号到达第i个天线阵元与到第一个参考阵元之间的时间差τ_i可以表示为

τ_i=e^T·(x_i-x₁)/c i=1,2,…M-1

其中，M代表天线阵元数目；

步骤12：建立阵列天线接收信号模型

设阵列天线接收到了P个卫星信号，Q个干扰信号，则天线接收到的信号模型表示为

U(t)=Σk=1Pa(αk,βk,Ts)sk(t)+Σk=P+1P+Qa(αk,βk,Ts)jk-P(t)+n(t)]]>

其中，s(t)和j(t)分别表示接收到的卫星信号和干扰信号，a(α_k,β_k,T_s)是第k个目标信号的导向矢量，T_s是时域延迟线间隔，α_k和β_k分别表示为第k个目标信号到达阵列天线的方位角和俯仰角，n(t)表示高斯白噪声、它的功率谱密度表示为N₀/2；

a(α_k,β_k,T_s)表示空时二维目标矢量，即时间矢量a_s(T_s)和空间方向矢量a_s(α_k,β_k)的克罗奈克积，并表示为：

a(αk,βk,Ts)=a(αk,βk)⊗as(Ts)]]>

令每个射频通道的时间延迟单元数目为N，则

as(αk,βk)=1e-j2πfτ1···e-j2πfτM-1]]>

at=1e-j2πfT···e-j2πf(N-1)Ts]]>

f表示卫星信号频率，T_s表示延迟单元的时间间隔、其值应该小于信号带宽；

步骤13：计算天线阵列权值矢量；

采用多约束最小方差空时自适应处理算法对可视卫星信号进行约束，然后使得阵列输出功率最小，阵列的最优权值的表达如下：

ω=argminωHRUωsubjectto:ωHA=FT]]>

其)中，ω表示阵列的权值矢量，H表示矩阵的共轭转置，R_U是输入信号的阵列协方差矩阵、表示为

R_U=E{UU^H}

A表示卫星信号的约束矩阵，F表示与A相对应的约束矢量，A和F分别表示为

A=[a(α₁,β₁,T_s),a(α₂,β₂,T_s)…a(α_P,β_P,T_s)]

f^T=[1,1…1]_1×p

采用拉格朗日乘子法，阵列权值矢量ω表示为

ω=RU-1A(AHRU-1A)-1f]]>

在获得阵列权值之后，得到阵列的输出表达是为

y(t)=ω^HU(t)。