[发明专利]一种弹载惯性/卫星紧组合导航方法

权利要求书

1.一种弹载惯性/卫星紧组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤： 

步骤1，SINS初始对准，初始化速度、位置； 

步骤2，导航计算机分别接收GNSS数据和SINS数据； 

步骤3，导航计算机进行SINS导航解算，得到载体的速度、位置、姿态信息；导航计算机判断GNSS是否发送完所有通道信息，若发送完则计算与各通道对应的卫星高度角、方位角信息； 

步骤4，判断可见卫星个数，若可见卫星大于4颗，则通过分布式最佳精度因子选星法选出4颗可见卫星作为导航星；若可见卫星少于4颗，则将所有可见卫星选为导航星； 

步骤5，对导航卫星的伪距测量误差进行补偿；根据导航卫星的速度、位置信息，以及SINS的速度、位置信息，确定载体相对每颗导航卫星的伪距、伪距率信息； 

步骤6，对组合导航的系统状态进行判别，并根据GNSS、IMU的工作状态选择匹配的导航策略，构建系统状态方程，并根据可见卫星的个数构建系统量测方程； 

步骤7，根据系统状态方程和系统量测方程，采用卡尔曼滤波信息融合法进行滤波，并根据滤波结果，对由通讯延时引起的滞后误差，通过基于状态转移的误差补偿方法对系统进行校正得到最终的导航结果。 

2.根据权利要求1所述的弹载惯性/卫星紧组合导航方法，其特征在于，步骤2中所述导航计算机分别接收GNSS数据和SINS数据，具体如下： 

(2.1)导航计算机接收GNSS数据 

在紧组合导航系统中，GNSS接收机输出多个卫星的信息，每颗卫星信息通过一个通道输出，每个通道的信息包含：通道号，卫星编号，卫星工作状态，世界标准时间，接收机地心地固直角坐标系下的X、Y、Z轴位置和速度，伪距、伪距率量测值，卫星在地心地固直角坐标系下的X、Y、Z轴位置和速度；导航计算机依次接收、存储每个卫星对应的通道信息； 

(2.2)导航计算机接收SINS数据 

IMU输出载体加速度、角速度信息，导航计算机接收IMU输出信息，进行导航解算。 

3.根据权利要求1所述的弹载惯性/卫星紧组合导航方法，其特征在于，步骤3中所述导航计算机进行SINS导航解算，得到载体的速度、位置、姿态信息；导航计算机 判断GNSS是否发送完所有通道信息，若发送完则计算与各通道对应的卫星高度角、方位角信息，具体如下： 

(3.1)采用传统四元数法进行捷联惯导系统姿态更新解算，其中四元数微分方程表达式为： 

其中，Ω为载体坐标系相对导航系下的角速率构成的反对称矩阵，Q为四元数； 

通过龙格-库塔求解四元数微分方程，然后由四元数求得姿态矩阵，由姿态矩阵求解载体的三个姿态角； 

(3.2)进行捷联惯导系统速度解算，速度微分方程如下： 

其中，Vⁿ、分别为导航系下载体的速度矢量、速度矢量变化率，为载体坐标系到导航坐标系的姿态转换矩阵，f^b为加速度计在载体坐标系下的输出值，为地球自转角速率在导航系下的投影，为导航系相对地球系的旋转角速率，gⁿ为当地重力加速度矢量； 

(3.3)进行捷联惯导系统位置解算，载体的位置微分方程如下： 

分别为导航系下载体的纬度、经度和高度的变化率，V_E，V_N，V_U分别为导航系下载体的东向、北向和天向速度，R_M为椭球子午圈上各点的曲率半径，R_N为卯酉圈上各点的曲率半径，L，λ，h分别为导航系下载体的纬度、经度和高度； 

(3.4)导航计算机通过通道标志，判断GNSS是否发送完所有通道信息：若没有接收完，则继续接收；若接收完则计算与各通道对应的卫星高度角、方位角信息；计算方法如下： 

其中，[Δe Δn Δu]^T为导航坐标系中载体到卫星的观测向量，[Δx Δy Δz]^T为地心地固直角坐标系中载体到该卫星的观测向量， 

其中，[X Y Z]^T为卫星在地心地固直角坐标系中的位置，[x y z]^T为载体在地心地固直角坐标系中位置，则卫星的高度角θ、方位角α分别如下： 

α＝arctan(Δe/Δn) 

其中，0≤θ≤π/2、0≤α≤2π。