[发明专利]一种弹载惯性/卫星紧组合导航方法

说明书

技术领域

本发明涉及组合导航技术领域，特别是一种弹载惯性/卫星紧组合导航方法。 

背景技术

卫星/惯性组合导航系统结合卫星导航、惯性导航的优点，具有定位精度高，稳定性强等特点，因此在军事领域及民用领域都被广泛应用。组合导航的模式有很多种，主要分为松组合、紧组合、深组合三类：松组合方式直接利用全球卫星导航系统(GNSS,Global Navigation Satellite System)和捷联惯性导航系统(SINS,Strapdown Inertial Navigation System)接收机输出的位置和速度信息进行组合；深组合方式的核心是利用卫星/惯性组合的导航结果辅助接收机的环路进行跟踪与捕获；紧组合方式利用GNSS接收机输出的伪距、伪距率信息和由SINS输出的位置与速度信息解算得到的伪距、伪距率信息进行组合。 

目前我国在主战飞机上仍以松组合实验为主，但是载体在诸如高动态飞行、接收机信号遮挡等情况下，GNSS接收机接收到卫星数目很容易少于四颗，此时松组合系统将工作在纯惯导状态，导航精度随时间下降。 

发明内容

本发明的目的在于提供一种高精度的弹载惯性/卫星紧组合导航方法，基于惯性/卫星的伪距、伪距率无缝组合导航，从而有效抑制导航精度的发散。 

实现本发明目的的技术解决方案为：一种弹载惯性/卫星紧组合导航方法，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。 

本发明与现有技术相比，其显著优点是：(1)由于采用GNSS输出的原始伪距、伪距率信息，不存在滤波器串联，从而消除了量测输出的时间相关性；(2)紧组合滤波器在收星数少于四颗的情况下动态调整系统相关变量维数，使系统工作在组合导航状态，实现无缝导航；(3)采用分布式最佳精度因子选星算法，既避免了选星对捷联解算的影响，又提供了最佳导航卫星组合；(4)采用容错组合，在组合前判别系统状态并进行导航策略的选择，可使组合导航系统具备无人干预下的自主运行状态判别、自主故障诊断、自主误差修正能力，从而大大提高了组合导航系统的容错性能；(5)基于状态转移矩阵，将通讯延时滞后误差递推至当前时刻，对当前系统进行补偿，大大的提高了组合导航系统的导航精度。 

附图说明

图1是本发明弹载惯性/卫星紧组合导航方法的流程图。 

图2是本发明弹载惯性/卫星紧组合导航方法的选星运行时序示意图。 

图3是本发明弹载惯性/卫星紧组合导航方法的容错组合导航流程图。 

图4是本发明弹载惯性/卫星紧组合导航方法的系统维数变化示意图。 

图5是本发明弹载惯性/卫星紧组合导航方法的滞后误差补偿方法原理图。 

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。 

结合图1，本发明弹载惯性/卫星紧组合导航方法，步骤如下： 

步骤1，SINS初始对准，初始化速度、位置，具体如下： 

采用动基座传递对准技术，实现姿态、位置、速度的快速，精确初始化。 

步骤2，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