增强型导航定位之方法及其系统的制作方法

专利名称：增强型导航定位之方法及其系统的制作方法
全球定位系统(GPS)是一基於卫星，覆盖全球的全天候被动式无线电定位和授时系统。全球定位系统由美国国防部开发，运行和管理。该系统设计来为全球范围的空中，陆地，海洋上的装有GPS接收机的飞机，航天器，战舰，商用船只，运动车辆以及行人提供精密的位置，速度和时间信息。
全球定位系统接收设备包括一个接收天线，一个信号处理单元，以及相关的电子线路和必要的显示设备。全球定位系统接收机接收GPS卫星信号，並导出飞行体如飞机，飞弹，火箭的位置，速度和时间信息。全球定位系统定位是基于测距的原理。卫星的位置可以由卫星的星历表解算出来，而卫星到用户的距离可以由全球定位系统接收机测得的卫星信号时间延迟导出来。卫星信号以光速传播，卫星到GPS接收机的几何距离等于卫星信号时间延迟乘以光速。这样测得的几何距离叫做伪距，它包含了很多的误差，例如接收机的时钟误差。因为卫星用的是原子钟，它的误差远远小于GPS接收机的时钟误差。在三维飞行体导航系统中，这个未知的用户接收机的时钟误差也要解出来。因此应用单一的全球定位系统导航需要至少四颗GPS卫星观测量。
全球定位系统的误差源有信号传播误差，卫星时钟误差和星历表误差，以及选择可用性(SelectiveAvailability)误差。用户距离误差(URE)就是由这些误差源引起的沿用户到卫星视线上的测距误差。全球定位系统误差长时间保持稳定，这就是全球定位系统能提供长时间稳定的导航解的原因。然而全球定位系统的缺点是它很容易被有意或无意地干扰或被欺骗，在飞行体作机动飞行时GPS接收机的天线也有可能被遮挡而导致接收不到卫星信号，当卫星信号信噪比低和飞行体作大机动飞行时也可能导致卫星信号的失锁。
一惯性导航系统由一惯性测量单元，一个处理器，和一套嵌入式的导航软件组成。定位解通过数值解由飞行体的比力和转动速率建立的Newton运动方程，比力和转动速率由惯性传感器测定。惯性传感器包括加速度计和陀螺仪，它们连同相关的硬体和电子线路一起组成惯性测量单元。
惯性导航系统包括框架式和捷联式两种。在框架式惯性导航系统中加速度计和陀螺仪被固定在一框架平台上以隔离传感器，从而保证观测量和导航计算都处于一稳定的导航座标系中。可能的导航座标系包括地心惯性座标系(EarthCenteredIntertail-ECI)，地心地固座标系(EarthCenteredEarthFixed-ECEF)，北东下局部座标系(North East Down-NED)，游移方位局部座标系。在捷联惯性导航系统中，惯性传感器被钢性地连接在飞行体上，而一座标系转换矩阵则用于将表达为机体的加速度和转动观测量转换为导航座标系中相应的量，並在一稳定的导航座标系中作导航计算。这个座标系转换矩阵又被称为分析平台。框架式惯性导航系统可以比捷联式导航系统更精密，更易于校正。捷联式导航系统受制于高机动环境，例如高速率的转动。高机动可能影响惯性传感器的性能。随著新的陀螺仪和加速度计的出现，捷联式导航系统越来越占主导地位，因为它的成本低，同时性能可靠。
从原理上讲，惯性导航系统允许纯粹自动操作，在进行起点位置初始化和姿态初始对准后惯性导航系统输出连续的飞行体的位置，速度和姿态信息。除了自动化操作外，惯性导航系统的优点还包括全导航解和宽的带宽。然而惯性导航系统价格昂贵，其导航解並随时间漂移。其含义是惯性导航系统的导航误差随时间不断地增加，这种误差特性主要由惯性传感器误差源引起，例如陀螺仪漂移，加速度计偏差，和刻度因子误差。
单独的惯性导航系统和单独的全球定位系统都存在各自的缺点，这些缺点表明在一些限制条件下，例如低成本，高精度，连续导航解输出，抗干扰能力，和适应大机动等，独立的一个导航系统不能满足任务要求。
对于全球定位系统与惯性系统组成的组合导航系统来说，这两个导航系统互相辅助，利用惯性导航系统的短时导航高精度弥补全球定位系统的导航误差，利用全球定位系统的长时间的高精度导航弥补惯性导航系统的误差随时间增长的缺点。
全球定位系统和惯性导航系统的一种简单的组合方式就是应用全球定位系统接收机的位置和速度直接重调惯性系统。第二种组合方式为全球定位系统和惯性系统的级联组合。在这种组合方式中全球定位系统导出的位置和速度做为观测量，一组合Kalman滤波器融合来自惯性导航系统和全球定位接收机的导航解。第三种全球定位系统和惯性导航系统的组合方式为应用一扩展的Kalman滤波器处理全球定位系统接收机的伪距和伪距率等原始观测量以及惯性导航系统的信息，从而得到最优的惯性导航系统误差，惯性传感器误差和GPS接收机钟偏移的估计。
目前的全球定位系统和惯性导航系统的组合系统存在的缺点有1.在传统的全球定位系统和惯性导航系统的组合系统中，只有由GPS接收机导出的位置和速度信息，或GPS原始伪距和伪距率被用来同IMU观测量做组合。实际上，GPS接收机导出的GPS载波相位具有很高的距离测量精度，由於很难求解载波相位模糊值，故而GPS载波相位还未被用於求解GPS/IMU组合导航解。
2.用惯性导航系统辅助GPS接收机跟踪环路的一个隐患是这可能引起传统的GPS/INS组合导航系统的不稳定，其原因是在GPS/INS组合系统中存在一个正反馈回路，精确度不高的惯性辅助信息会增大GPS信号跟踪误差。因为组合Kalman滤波器是根据已知惯性系统的性能精调的，GPS观测量会严重地影响组合Kalman滤波器的性能，因而增大后的GPS跟踪误差又反馈回惯性系统引起惯性系统的性能进一步变坏。
3.传统的紧密型GPS/INS组合导航系统中，低精度的惯性传感器不能用于GPS接收机的载波相位跟踪辅助，因为载波跟踪回路要求高精度的外来输入的速度辅助4.传统的松散型全球定位系统和惯性导航系统的组合系统要求至少接收四颗GPS卫星信号，这是因为GPS接收机要求跟踪至少四颗GPS卫星才能导出载体的位置和速度信息。而GPS位置和速度是进行松散型全球定位系统与惯性导航系统组合所必需的观测量。这个要求限制了松散型GPS/IMU组合系统的应用范围。松散型全球定位系统和惯性导航系统的组合系统的另一个缺点是它的动态特性不好。由於没有外部传感器辅助GPS接收机的码和载波相位跟踪环路，当载体作大机动运动时GPS接收机会失去对卫星信号的跟踪。
5.由於GPS/IMU组合系统导航精度主要由GPS定位精度来保持，然而同时GPS接收机在高度上的定位精度很差，从而导致GPS/IMU组合系统在高度上的导航精度不高。
本发明的主要目的是提供一增强型导航定位方法及其系统，该方法和系统将来自一高度测量装置(如一雷达高度计)的高度观测量融入GPS/IMU组合导航定位系统，以提高GPS/IMU组合导航系统在高度上的导航精确度。
本发明的另一目的是提供一增强型导航定位方法和系统，该方法和系统将高度测量装置，如一雷达高度计，测得的高度信息融入紧密型GPS/IMU组合系统中来提高组合导航系统的高度上的导航精度。
本发明的另一目的是提供一增强型导航定位方法和系统，该方法和系统将高度测量装置，如一雷达高度计，测得的高度信息融入松散型GPS/IMU组合系统中来提高组合导航系统的高度上的导航精度。
本发明的另一个目的是提供一增强型高度测量装置辅助的导航定位方法和系统，其中来自惯性导航处理器的速度和加速度信息用於辅助GPS接收机的码和载波相位跟踪环路，以增强组合导航系统的导航性能，特别是提高系统抗干扰的能力和承受大动态的能力，防止在GPS接收机中常常碰到到的卫星信号失锁和载波相位跳周本发明的另一目的是提供一增强型高度测量装置辅助导航定位方法及其系统，其中惯性导航系统通过提供更精确的位置信息来辅助GPS卫星信号的载波相位模糊度求解。
本发明的另一目的是提供一增强型高度测量装置辅助导航定位方法及其系统，其中GPS接收机，惯性测量单元(IMU)和高度测量装置的组合导航解用於提供更精确的位置信息和误差协方差矩阵来辅助GPS卫星信号的载波相位模糊度求解。
本发明的另一目的是提供一增强型高度测量装置辅助导航定位方法及其系统，GPS卫星信号的载波相位观测值同伪距和伪距率一起用於卡尔曼滤波来提高组合导航解的导航精度。
本发明的另一目的是提供一增强型高度测量装置辅助导航定位方法及其系统，实时卡尔曼滤波器被用来最优地融合GPS原始数据，惯性导航解和高度观测量。
本发明的另一目的是提供一增强型高度测量装置辅助的导航定位方法及其系统，其中一稳健的卡尔曼滤波器用於消除组合系统中潜在的不稳定因素。
本发明的另一目的是提供一增强型高度测量装置辅助的导航定位方法及其系统，由於GPS接收机和高度测量值辅助，低精度的惯性测量传感器可以用於组合系统来获取高精度的组合导航解。
第1图是一方块图，说明一优选实现方案的增强型高度测量装置辅助导航定位方法及系统，惯性观测量，高度测量值，和GPS观测量在一中心导航处理器中作融合。
第2a图是一方块图，说明一根据第一优选实现方案的全球定位系统的处理过程，中心导航处理器用於外部辅助。
第2b图是一方块图，说明一根据第二优选实现方案的全球定位系统的处理过程，中心导航处理器用於外部辅助。
第2c图是一方块图，说明一根据第三优选实现方案的全球定位系统的处理过程。
第3a图是一方块图，说明一根据上述第一优选实现方案的全球定位系统的信号处理过程，中心导航外理器用於外部辅助。
第3b图是一方块图，说明一根据上述第二优选实现方案的全球定位系统的信号处理过程，中心导航处理器用於外部辅助。
第3c图是一方块图，说明一根据上述第三优选实现方案的全球定位系统处信号处理过程。
第4a-1图是一方块图，说明一根据上述第一优选实现方案的中心组合导航处理过程，以及它与GPS处理器，惯性测量装置和高度测量装置之间的关係。
第4a-2图是一方块图，说明一根据上述第一优选实现方案的中心组合导航处理过程，以及它与GPS处理器，惯性测量装置和雷达高度计之间的关係，並说明一数据融合模块。
第4b-1图是一方块图，说明一根据上述第二优选实现方案的中心组合导航处理过程，以及它与GPS处理器，惯性测量装置和高度测量装置之间的关係。
第4b-2图是一方块图，说明一根据上述第二优选实现方案的中心组合导航处理过程，以及它与GPS处理器，惯性测量装置和雷达高度计之间的关係，並说明一数据融合模块。
第4c-1图是一方块图，说明一根据上述第三优选实现方案的中心组合导航处理过程，以及它与GPS处理器，惯性测量装置和高度测量装置之间的关係。
第4c-2图是一方块图，说明一根据上述第三优选实现方案的中心组合导航处理过程，以及它与GPS处理器，惯性测量装置和雷达高度计之间的关係，並说明一数据融合换块。
第5图是一方块图，说明一根据上述三种优选实现方案的惯性导航处理过程，导航状态校正量来自卡尔曼滤波器。
第6图是一方块图，说明一根据上述三种优选实现方案的稳健的卡尔曼滤波器第7图是一方块图，说明一根据上述第一优选实现方案的GPS卫星信号载波相位模糊度求解，组合导航解用於辅助GPS卫星信号载波相位模糊度求解。
本发明是一增强型高度测量装置辅助的导航定位方法及其系统。该方法和系统可从根本上解决在GPS导航和惯性导航系统中遇到的各种问题，如GPS卫星信号丢失，GPS易於被干扰和欺骗，惯性导航解随时间漂移，以及高度导航数据精度差。该发明应用一卡尔曼滤波器来融合来自GPS接收机，惯性传感器和高度测量装置的原始观测量。该发明更进一步用一稳健的卡尔曼滤波器来融合GPS观测量，惯性导航解和来自高度测量装置如雷达高度计的高度观测量。该稳健的卡尔曼滤波器可从根本上消除传统GPS/IMU组合系统中存在的不稳定性。
本发明可用於航太领域的飞机和航天器的精密导航。它也可用於飞机，可复用运载火箭以及其它空中交通工具的精密进近和著陆，也可被适当修改以用於地面车辆导航和跟踪。
参考第1图，一增强型高度测量装置辅助的GPS/IMU导航定位系统包括一惯性测量装置10，一高度测量装置20，和一GPS处理器30，它们都与一中心导航处理器40相连。导航解通过一输入/输出(I/O)接口50输出。
第1，2a，3a，4a-1，4a-2，5，6，和7图说明本发明的第一优选实现方案。第一优选实现优选包括如下步骤(1)进行GPS处理，並从GPS处理器30接收GPS观测量，它们是伪距，载波相位和多卜勒频移，並将它们送给一中心导航处理器40。
(2)从惯性测量装置10接收惯性观测量，它们是机体转动角速率和比力，並将它们注入中心导航处理器40的惯性导航系统(INS)处理器41。
(3)从高度测量装置20接收高度观测量，並将它送给中心导航处理器40。
(4)用卡尔曼滤波器43融合INS处理器41的输出，高度观测量和GPS观测量。
(5)执行惯性导航处理，並将卡尔曼滤波器43的输出反馈给INS处理器41来校正INS导航解。
(6)将INS处理器41输出的速度和加速度数据注入GPS处理器30的微处理器354来辅助全球定位系统卫星信号的码和载波相位跟踪。
(7)将GPS处理器30的微处理器354的输出，INS处理器41的输出，以及卡尔曼滤波器43的输出送给一载波相位整周模糊度求解模块42来求解GPS卫星信号载波相位整周模糊值。
(8)将载波相位整周模糊值由载波相位整周模糊求解模块送给卡尔曼滤波器43以进一步提高导航精度。
(9)将导航数据由INS处理器41输出到输入/输出接口50。其它机载航空电子系统可从该输入/输出接口50获取导航数据。
在第(1)步，GPS卫星在L波段射频1上广播粗捕获码(C/A)和精确码(P)，该GPS卫星信号为S11(t)=2PcCA(t)D(t)cos(ω1t+φ)+2PpP(t)D(t)sin(ω1t+φ)]]>GPS卫星在L波段射频2上广播精确码(P)，该GPS卫星信号为S12(t)=2P2P(t)D(t)cos(ω2t+φ2)]]>其中ω1是L波段上射频1的载波频率；φ是一小量，它是相位噪声和晶体振荡器漂移的和；Pc是C/A码信号功率；Pp是P码信号功率；D(t)是调制的导航数据；CA(t)是C/A码；P(t)是P码；ω2是L波段射频2的载波频率；P2是P码信号功率；φ2是一小量，它是相位噪声和晶体振荡器的漂移的和。
在第(1)步，如第2a图所示，GPS接收机的GPS天线31接收到的卫星信号为S11(t)=2PcCA(t-τ)D(t)cos[(ω1+ωd)t+φ)]+2PpP(t)D(t)sin[(ω1+ωd)t+φ)]]]>S12(t)=2P2P(t-τ)D(t)cos[(ω2+ωd)t+φ2)]]]>其中τ是码延迟；ωd是多卜勒频移。
参考第2a图，在第(1)步接收到的GPS信号由一前置放大器电路32放大。被放大了的GPS信号送给GPS处理器30的下变频器33。下变频器33转换射频(RF)信号为中频(IF)信号，中频信号再由IF采样和A/D转换器34转换为正交的I(in-phase)和Q(quadraphase)分量数据。在IF采样和A/D转换器34中，中频信号先由一低通滤波器滤波，然后被采样，最后才由模拟信号转换为数字数据。数字数据输入一信号处理器35，信号处理器35从这些数据中解调出导航数据，它们是GPS卫星星历表，大气层参数，卫星钟参数和时间信息。信号处理器35还从这些数字数据中导出伪距，载波相位和多卜勒频率。在GPS处理器30中，一振荡器电路36提供时钟信号给下变频器33，IF采样和A/D转换器34和信号处理器35。
参考第2a图，在第(1)步骤的信号处理器35输出GPS观测量给中心导航处理器40，这些GPS观测量是伪距，载波相位和多卜勒频率。在第(6)步骤信号处理器35从中心导航处理器40接收速度和加速度信息，並执行外来速度辅助的GPS码和载波相位跟踪算法。
伪距观测量从GPS接收机的码跟踪环路导出，如第3a图所示，码跟踪环路包括一相关器352，一累加器353，一微处理器354，一码的数控振荡(numericalcontrolledoscillator-NCO)器357和一码产生器356。多卜勒频移和载波相位由GPS卫星信号的载波跟踪环路得到。载波跟踪环路包括一多卜勒消去器351，一相关器352，一累加器353，一微处理器354和一载波数控振荡器355。
来自IF采样和A/D转换器34的I和Q数据由多卜勒移去器351处理，从而移去调制在GPS信号上的多卜勒频率。多卜勒频率移去器由一数字单边带调制器实现。基于频率数输入，载波NCO355以其时钟速率积累相位。每次当积累器满时产生一新的周期。来自振荡器电路26的时钟和来自微处理器254的delta频率一起驱动载波NCO355。载波NCO355输出参考信号的I和Q分量(即Iref和Qref)给多卜勒移去器351。
经多卜勒移去处理后的GPS卫星信号送入相关器352与本地产生的伪随机码作相关处理。累加器353紧跟相关器352之后，它对相关器352的输出作相关处理並滤波。累加处理即将T时间间隔中的相关后的数据累加起来，T通常取为C/A码的一个码片长。累加后的数据(I3和Q3)送给微处理器354，接著倒空累加器，这即为信号的累加-倒空滤波。
用于相关器352中作相关运算的本地码由码产生器356产生，而码产生器356则由来自振荡器电路36的时钟和来自微处理器354的delta延迟驱动。码产生器356用于产生C/A码和P码。码NCO357由振荡器电路36和微处理器354驱动，码NCO357输出的时钟再驱动累加器353。码NCO357还驱动码产生器356。
参考第3a图，在第(6)步微处理器从累加器353接收数据和从导航处理器40接收速度和加速度信息並进行环路滤波处理，信号搜捕处理，锁住检测，数据恢复和观测量处理。这种工作模式称为速度加速度辅助的载波相位跟踪和码相位跟踪。在第(1)步微处理器输出伪距，载波相位和多卜勒频率到中心导航处理器40。
在第(1)步，当GPS信号跟踪误差大于信号跟踪环路的跟踪带宽时卫星信号会丢失。跟踪环路丢失对卫星信号的跟踪主要由低的信号噪声比(SNR)和接收到的卫星信号多卜勒频移引起。前者主要由输入噪声和干扰产生，而后者则主要由飞行体的高速运动引起。一般来说，扩展跟踪环路的带宽可以该善锁相环在高机动环境中的跟踪性能。这种方法同时引入更多的噪声从而降低了GPS接收机的抗干扰的能力。利用校正后的惯性导航系统解辅助GPS接收机的跟踪环路既可提扩展跟踪环的跟踪带宽，同时又能提高其抗干扰的能力。
参考第3a图，在第(6)步被校正后的惯性导航系统的速度和加速度信息辅助GPS锁相环的目的是在足够短的时间内对中频信号的相位作精确的估计。这个中频信号的载波相位可以近似为θ1(t)＝θ10+ω10t+γ10t2+δ10t3+…
于是问题变为估计上述等式的参数。将描述飞行体运动的速度和加速度投影到卫星视线(LOS)方向上，于是中频信号的载波相位可以由视线方向上的速度和加速度表示为θ^(t)=b1VLOSt+b2ALOSt2+b3aLOSt3+···]]>其中(b1，b2，b3)是与载波频率和光速有关的常量，它们为b1=4πfcc,b2=2πfcc,b3=4πfc3c]]>VLOS，ALOS和αLOS分别对应于沿接收机到卫星的距离率，距离加速度和距离加加速度，因此辅助的GPS接收机的卫星信号跟踪性能和抗干扰的能力依赖于距离率VLOS和距离加速度ALOS的估计的精确度。视线方向上的距离率VLOS和距离加速度ALOS可以由惯性导航系统中的速度和加速度信息计算出来，並把它们注入微处理器354的环路滤波器中。
信号处理器35的码跟踪环路跟踪输入的直接序列扩展频谱信号的码相位。码跟踪环提供卫星信号时延的估计，该信号时延在微处理器354中被用来计算飞行体到卫星的距离估计，它即为伪距(pseudorange)。来自中心导航处理器40的速度和加速度信息转换为视线方向上的速度和加速度信息。视线上的速度和加速度用来辅助确定信号码的时延，从而增强GPS接收机的动态性能和抗干扰能力。
GPS提供的高度导航信息精度较差，而GPS/IMU组合导航系统的长时间精度指标主要依赖於GPS的导航精度，因此GPS/IMU组合不能改善系统在垂直方向上的导航性能，即高度上的导航精度。本发明利用一高度测量装置来弥补GPS/IMU组合系统的这一缺点。
第4a-1图说明一中心导航处理器40，它融合来自惯性测量装置的惯性观测量，来自GPS处理器30的微处理器354的GPS观测量和来自高度测量装置20的高度测量值，並给出高精度的导航信息，包括三维位置，三维速度和三维姿态。这些导航数据由INS外理器41输出到输入/输出接口50。其它机载航空电子系统可从该输入/输出接口50获取导航数据。如前所述，速度和加速度信息反馈给GPS处理器30的微处理器354来辅助GPS卫星码和载波相位跟踪。
参考第4a-1图，在第(2)步骤来自惯性测量装置10的惯性观测量送给INS处理器41，並在INS外理器41中进行惯性导航外理。这些惯性观测量是机体转动速率和比力。
参考第4a-1图，在第(3)步骤来自高度测量装置20的高度测量值送给卡尔曼滤波器43，並由卡尔曼滤波器执行组合滤波处理。
参考第4a-1图，在第(4)步骤GPS处理器30的微处理器354输出伪距，多卜勒频移，GPS卫星星历表，以及大气参数给卡尔曼滤波器。在卡尔曼滤波器中来自惯性导航系统处理器41，来自高度测量装置20的高度信息，来自载波相位整周模糊解模块42和GPS处理器30的微处理器354的数据被融合，从而导出惯性导航系统的位置误差，速度误差和姿态误差。在第(5)步骤惯性导航系统处理器41处理惯性测量值，它们是机体角数率和比力，和来自卡尔曼滤波器43的位置误差，速度误差和姿态误差，从而导出校正后的导航解。导航解包括三维位置，三维速度和三维姿态。这些导航数据一方面送入卡尔曼滤波器43用于同GPS数据和高度信息作组合，另一方面在第(9)步骤送给输入/输出接口50，以便于其他机载航空电子系统获得导航信息。
雷达高度计是一种高度测量装置，它测量由地面到飞行体的高度，此高度被称作为地面高度。第4a-2图说明利用一雷达高度计与GPS/IMU作组合导航定位处理。在第(4)步骤，由雷达高度计21测得的地面高度数据送给一数据融合模块44。一地形数据库45接收来自INS处理器41的当前飞行体的位置数据，並导出对应当前位置的地面距离海平面的高度，该高度称为地形高度。该地形高度也送给数据融合模块44。
数据融合模块44从雷达高度计21接收飞行体距离地面的地面高度数据，从地形数据库45接收当前飞行体位置对应的地面距离海平面的地形高度数据，宾作相加运算得出飞行体距离海平面的高度，该高度值称为海平面高度。该海平面高度由数据融合模块44送给卡尔曼滤波器43，並用於组建卡尔曼滤波器的观测量方程。
参考第4a-2图，在第(4)步骤GPS处理器30的微处理器354输出伪距，多卜勒频移，GPS卫星星历表，以及大气参数给卡尔曼滤波器。在卡尔曼滤波器中来自惯性导航系统处理器41，来自数据融合模块44的高度信息，来自载波相位整周模糊解模块42和GPS处理器30的微处理器354的数据被融合，从而导出惯性导航系统的位置误差，速度误差和姿态误差。在第(5)步骤惯性导航系统处理器41处理惯性测量值，它们是机体角数率和比力，和来自卡尔曼滤波器43的位置误差，速度误差和姿态误差，从而导出校正后的导航解。导航解包括三维位置，三维速度和三维姿态。这些导航数据一方面送入卡尔曼滤波器43用于同GPS数据和高度信息作组合，另一方面在第(9)步骤送给输入/输出接口50，以便于其他机载航空电子系统获得导航信息。
参考第5图，惯性导航系统处理器41包含一IMU输入/输出接口311，一IMU误差补偿模块412，一坐标转换模块413，一姿态位置速度计算模块414，一转换矩阵计算模块415和一地球和运动体转动速率计算模块416。
参考第5图，在第(5)步IMU输入/输出接口411接收来自IMU10的机体角速率和比力信号，並将它们转换为数字数据。这些数据实际上带有测量误差。带有测量误差的这些数据送给IMU误差补偿模块412。IMU误差补偿模块412同时从卡尔曼滤波器43接收传感器误差估计，並对IMU数据作IMU传感器误差消除处理。校正后的惯性数据被送给坐标转换413和转换矩阵计算模块415。更深而言之，校正后的机体转动角速率送给转换矩阵计算模块415，而校正后的比力送给坐标转换模块413。
参考第5图，在第(5)步转换矩阵计算模块415接收来自IMU误差计算模块412的机体转动角速率和来自地球和运动体速率计算模块416的地球和飞行体速率，並进行转换矩阵的计算。转换矩阵又被送给坐标转换模块413和姿态位置速度计算模块414。因为四元素方法具有高效率的数值计算和稳定性等特征，它被用在转换矩阵计算模块415中的姿态更新算法中以描述刚体的转动。从机体系到导航系的四元素微分方程为q＝[Ωb]q-[Ωn]q
其中qT＝[q0q1q2q3]是四元素参量的四个分量；Ωb是ωibb的反对称矩阵，ωibb由陀螺仪测得，它是在机体系中机体相对于惯性系的旋转速率向量。[Ωb]=0-ωbx-ωby-ωbzωbx0ωbz-ωbyωby-ωbz0ωbxωbzωby-ωbx0]]>ωibb=[ωbx,ωby,ωbz]T]]>Ωn是向量ωinn的反对称矩阵，ωinn是在导航系中导航坐标系到惯性系的旋转速率向量[Ωn]=0-ωnx-ωny-ωnzωnx0ωnz-ωnyωny-ωnz0ωnxωnzωny-ωnx0]]>ωinb=[ωnx,ωny,ωnz]T]]>如果导航坐标系是北东下(NED)坐标系，则有ωinn=(ωe+λ·)cosL-L·-(ωe+λ·)sinL]]>其中ωe是地球旋转速率，L是地理纬度，λ是地理经度。
参考第5图，在第(5)步坐标转换模块413从IMU误差计算模块412接收比力，从转换矩阵计算模块415接收转换矩阵来进行坐标变换计算，並将转换到由转换矩阵表征的坐标系中的比力送给姿态位置速度计算模块414。
参考第5图，在第(5)步姿态位置速度计算模块414从坐标转换计算模块413接收转换后的比力，从转换矩阵计算模块415接收转换矩阵，並进行姿态位置和速度更新。描述在地球表面或近地面的质点运动的方程为(t)＝α-(2ωie+ωen)×V-ωie×ωie×r其中a和V是导航坐标系中飞行体相对地球的加速度和速度，ωie是地球旋转向量，ωen是导航系相对于地球的角速率，r是飞行体相对地球中心的位置向量。
因为加速度计不区分飞行体加速度和质量之间的引力，由加速度计测量得到的比力可以表达为f＝a-g(r)其中，g(r)是地球引力和飞行体离心力之和。由此有(t)＝f-(2ωie+ωen)×V+g(r)其中，ωien=ωecosL0-ωesinL]]>ωenn=λ·cosL-L·-λsinL]]>飞行体速度由下式更新V·n=Cbnfb+MVn+gn]]>
其中，Cbn是从机体系到导航系的方向余弦矩阵，并有Vn=VnveVd,fb=fbxfbyfbz,gn=00gd]]>M=0-(2ωe+λ·)sinLL·(2ωe+λ·)sinL0(2ωe+λ·)cosL-L·-(2ωe+λ·)cosL0]]>由WGS-84椭球体的一般公式可以导出gd=g0[1-2(1+f+m)ha+(52m-f)sin2L]]]>(m=ωie2a2b/GM)]]>其中，g0是中赤道的重力加速度，f是椭球体扁平率，h是高度，a是长半轴，b是短半轴，GM是地球重力常数。
用于地理坐标更新的差分方程为L·=VnRM+h,λ·=Ve(RN+h)cosL,h·=-vd]]>其中，RM是经线方向上曲率半径，RN是主垂线半径。
参考第5图，在第(5)步由卡尔曼滤波器43计算得到的位置和速度误差被姿态位置速度计算模块414用来校正。第一种方法是将卡尔曼滤波器43得到的姿态误差送给姿态位置速度计算模块414来进行直接的姿态校正。第二种方法是在进行姿态计算之前，将由卡尔曼滤波器43得到的姿态误差送给转换矩阵计算模块415进行姿态校正。
参考第5图，在第(4)步校正后的惯性解送给卡尔曼滤波器43，用它们来生成卡尔曼滤波器的观测值。参考第4a-1，4a-2图，在第(7)步校正后的惯性解同时送给载波相位整周模糊解模块42来辅助确定GPS卫星载波相位整周模糊值。参考第4a-1，4a-2图，在第(6)步校正后的速度和加速度送给GPS处理器30的微处理器354来辅助GPS卫星信号的载波相位和码跟踪。参考第5图，在第(9)步姿态，位置和速度信息也送给输入/输出接口50。它为其它机载航空电子系统提供导航数据。
参考第5图，在第(5)步由姿态位置速度计算模块414得到的姿态，位置和速度送给地球和运动体速率计算模块416来计算地球旋转速率和飞行体旋转速率。这些速率值再送给转换矩阵计算模块415。
在统计特性已知情况下，卡尔曼滤波器产生最优解。这些最优解是无偏的，在线性无偏估计值中它们具有最小的方差。估计的质量只有当数学模型正确的情况下能得到保证，任何与模型之间的失配都可能导致滤波器性能变坏。
在增强的GPS/IMU组合定位与导航系统中，一稳健的卡尔曼滤波器可用于位置姿态计算。该稳健的卡尔曼滤波器足够的稳定，以保证可在不同的动态环境下工作。如果动态环境改变了，或者是传感器发生故障，例如GPS卫星信号故障或惯性传感器故障，该滤波器能检测，识别和隔离故障。
一稳健滤波器能对一组过程和观测模型提供次优解。纯粹的卡尔曼滤波器不够稳健是因为它是通过精调后对某一特殊的过程和观测模型提供最优解。滤波器的完整性是用于保证从误差协方差预测的导航性能接近真实估计的误差特性。另外，滤波器的发散通常由变化的过程或观测模型或传感器故障引起。
本发明用残差监视的方法来获得稳健的卡尔曼滤波器，该滤波器用于GPS原始数据，惯性数据和来自高度测量装置的高度测量值的融合。当合适的冗余可用时，残差监视方法的一个好处就是当滤波器模型正确时残差序列的统计特性分布是已知的。这样，可以很容易地用特性分布试验于观测量残差来生成故障检测方案。同样的统计特性可用于评价滤波器的调谐，当检测到发散时调整协方差的大小。第6图给出了一包含残差监视功能的稳健的卡尔曼滤波器的实现。
如图6所示，在第(4)步一GPS误差补偿模块437从GPS处理器30搜集GPS原始观测量，包括伪距，载波相位，和多卜勒频移，从状态向量更新模块439接收位置和速度校正来进行GPS误差补偿。校正后的GPS原始数据送给预处理模块435。
参考第5图，在第(4)步预处理模块435从GPS处理器30接收GPS卫星星历表，从GPS误差补偿模块437接收校正的GPS原始数据，包括伪距，载波相位和多卜勒频移，从惯性导航处理器41接收惯性导航解，並进行状态传输矩阵的计算，同时将它和前述状态向量送给一协方差传播模块432。预处理模块435计算观测矩阵，並根据计算得到的观测矩阵和观测模型计算当前观测向量。观测矩阵及当前观测向量送给一观测量残差计算模块438。
参考第5图，在第(4)步状态向量预测模块436从预处理模块435接收状态传输矩阵和前一时刻状态向量，並进行当前状态预测。预测的当前向量送给观测量残差计算模块438。
参考第5图，在第(4)步观测量残差计算模块438从状态向量预测模块336接收预测的当前状态向量，从预处理模块435接收观测矩阵和当前观测向量。通过预测的当前状态向量与观测矩阵之乘积与当前观测向量相减得到观测量残差。观测量残差送给残差监视模块431和状态向量更新模块439。
参考第5图，在第(4)步残差监视模块431进行残差判别，判别的准则是观测量残差的平方被残差方差相除后的值是否大于一给定门限值。如果观测量残差的平方被残差方差相除后的值大于该给定门限，则当前的观测量可能导致卡尔曼滤波器的发散。如果这样，残差监视模块431计算一新的系统协方差，或拒绝接收当前的观测量。如果观测量残差的平方被残差方差相除后的值小于该给定门限，则当前的观测量应用于卡尔曼滤波，尔不需改变系统当前的协方差来获取当前的导航解。系统协方差送给协方差传播模块432。
参考第5图，在第(4)步协方差传播模块432从残差监视模块431接收系统协方差，从预处理模块435接收状态传输矩阵，以及前一时刻的估计误差的协方差，並计算当前估计误差的协方差。计算得到的估计误差的协方差送给最优增益计算模块433参考第5图，在第(4)步最优增益计算模块433从协方差传播模块432接收估计误差的协方差，並计算最优增益。该最优增益送给协方差更新模块433，同时也送给状态向量更新模块439。协方差更新模块434更新估计误差的协方差，並将它送给协方差传播模块432。
参考第5图，在第(4)步状态向量更新模块439从最优增益计算模块433接收最优增益，从观测量残差计算模块438接收观测量残差，並计算状态向量的当前估计值，它们包括位置，速度和姿态误差。这些误差值送给GPS误差补偿模块437和惯性导航处理器41。
应用GPS载波相位观测量可以获得比应用伪距观测量更高的定位精度，这是因为GPSL1广播频率为1575.42MHz，其对应的载波波长为19厘米，然尔C/A码的一个码片长约300米。然尔高精度的GPS载波相位定位是基于载波相位模糊值已经已知的前提下。载波相位模糊值依赖于GPS接收机和GPS卫星。在理想的假设下，即没有观测误差，接收机和卫星的位置都精确已知，则该相位模糊可以由一简单的算术方法得到。因为各种误差的存在，如卫星星历表误差，卫星钟偏差，大气传播延迟误差，多路径效应，接收机钟差，以及接收机噪声，不可能得到精确的从GPS接收机到卫星的精确几何距离。该不精确几何距离叫做伪距。
IMU辅助载波相位模糊度求解和周跳检测的好处在于来自校正过的惯性导航解的精确飞行体的位置和速度信息可用于辅助确定初始的整周模糊值和收索空间。另外，惯性导航系统辅助信号跟踪加强了接收机锁定GPS卫星信号的能力，这样就减少了信号失锁和周跳发生的可能性。
参考第4a-1和4a-2图，在第(7)步载波相位整周模糊解模块42从惯性导航处理器41接收位置和速度数据，从GPS处理器30的微处理器354接收接收载波相位和多卜勒频移观测量，从卡尔曼滤波器43接收协方差矩阵，来求解GPS卫星信号整周模糊值。在整周模糊值确定后，它被送给卡尔曼滤波器来进一步提高GPS观测量精度和组合导航解的精度。
IMU辅助GPS卫星信号载波相位整周模糊解由第7图给出，它包括一几何距离计算模块421，最小方差调整模块422，一卫星钟模型423，一电离层模型424，一对流层模型425，一卫星预报模块426，和一收索空间确定模块427。
GPS卫星信号载波相位模糊度的一个基本特征是当保持卫星信号跟踪不间断的情况下，它不随时间改变。载波相位观测量模型为Φ=1λρ+fΔδ+N+dephλ-dtonoλ+dtropλ+ϵ]]>其中，Ф是测得的载波相位；λ是信号波长；ρ是接收机到卫星之间的真实几何距离；f是信号频率；Δδ＝δS-δR是钟误差；δS是卫星钟偏移；δR是接收机钟误差；N是载波相位整周模糊值；deph是星历表误差引入的距离测量误差；diono是由电离层引入的传播误差；dtrop是由对流层引入的传播误差；ε是相位测量噪声。
当双频数据可用时，双频载波相位观测量可用来消除几乎所有的电离层误差。而且IMU辅助载波相位模糊解用于由双频载波相位观测量形成的宽道信号。宽道信号可以表达为Фw＝ФL1-ФL2其中，ФL1是L1通道载波相位观测值；ФL2是L2通道载波相位观测值。相应的宽道信号频率和相位模糊值为fw＝fL1-fL2，Nw＝NL1-NL2载波相位模糊度解的问题更进一步由于卫星信号失锁带来的周跳尔变得复杂化。为保证高精度的导航解，周跳必须检测出来並被修复。有三种原因带来周跳。第一是由于树木，建筑物，桥梁和山脉等对卫星信号的遮挡，这是最为常见的一种引起周跳的原因。第二种引起周跳的原因是低的信噪比(SNR)，它主要来自于坏的电离层环境，多路径影响，接收机高动态运动或低卫星仰角。第三种引起周跳的原因是接收机振荡器。在本发明中，IMU辅助也用于周跳的检测和修复。
参考第6图，在第(7)步卫星预报模块426从GPS处理器30接收可见GPS卫星的星历表数据，並进行卫星位置计算。计算出来的卫星位置信息送给几何距离计算模块421。几何距离计算模块421同时接收来自惯性导航处理器41的飞行体精确位置信息，並由此计算从GPS接收机到卫星之间的几何距离。这个几何距离与由GPS处理器30的码跟踪环路导出的伪距不一样。该计算出来的几何距离送入最小方差调整模块422。
参考第7图，在第(7)步对流层模型425从GPS处理器得到时间标志；並应用一内置的对流层传播延迟模型计算GPS卫星信号的对流层时延，计算出来的对流层时延送给最小方差调整模块422。
参考第7图，在第(7)步电离层模型424从GPS处理器得到时间标志和电离层参数；並由一内置的电离层传播延迟模型计算由电离层引入的时延，计算出来的电离层时延送给最小方差调整模块422。
参考第7图，在第(7)步卫星钟模型423接收GPS卫星钟参数；並计算卫星钟校正量，计算出来的卫星钟校正量送给最小方差调整模块422。
参考第7图，在第(7)步收索空间确定模块427从卡尔曼滤波器43接收观测向量的协方差矩阵，基于该协方差矩阵，收索空间确定模块427导出观测量误差，並确定GPS卫星载波相位整周模糊收索空间。该载波相位整周模糊收索空间也送给最小方差调整模块422。
参考第7图，在第(7)步最小平方调整模块422从几何距离计算模块421接收从飞行体到GPS卫星之间的几何距离，从对流层模型425接收对流层时延，从电离层模型424接收电离层时延，从卫星钟模型423接收卫星钟校正量，由此计算初始的收索原点。最小平方调整模块422也从收索空间确定模块427接收载波相位整周模糊收索空间，然后用一标准的最小平方调整来确定这个载波相位模糊值。
如上所述为本发明的第一优选实现方案，它可称为高度测量装置辅助全耦合GPS/IMU导航定位方法和系统。该导航定位方法和系统用一卡尔曼滤波器融合GPS伪距，载波相位，多卜勒频率，惯性观测量和高度观测值。该组合方式要求GPS接收机提供载波相位观测值，由此增加了GPS处理器的复杂性和成本。本发明的第一优选实现方案将校正后的惯性导航解即速度和加速度反馈给GPS处理器来辅助GPS卫星信号的码和载波相位跟踪。校正后的惯性导航同时也用於辅助GPS卫星信号整周模糊度求解。来自高度测量装置的高度观测量用於提高系统的垂直导航精度。雷达高度计是一种高度测量装置。本发明的第一优选实现方案用一数据融合模块和一地形数据库来处理由雷达高度计得来的地面高度数据，並由数据融合模块输出海平面高度数据给卡尔曼滤波器。该卡尔曼滤对该海平面高度和GPS观测量，INS导航解作组合滤波处理。
高度观测量值也可用於紧密型GPS/IMU组合系统以提高其垂直导航精度。本发明的第二优选实现方案用卡尔曼滤波器融合GPS伪距和多卜勒频率，惯性观测量和来自高度测量装置的高度观测量。与第一优选实现方案不同的是，在本实现方案中GPS载波相位没有用於组合导航外理。
第1，2b，3b，4b-1，4b-2，5，6图说明本发明的第二优选实现方案。本发明的第二优选实现方案包含如下步骤(1)执行GPS处理，从GPS处理器30接收GPS观测量，它们是伪距和多卜勒频移，並将它们送给中心导航外理器40。
(2)从惯性测量装置10接收惯性观测量，它们是机体转动角速率和比力，並将它们注入中心导航外理器40的INS外理器41。
(3)从高度测量装置20接收高度观测量，並将它送给中心导航外理器40。
(4)在卡尔曼滤波器43中融合INS处理器41的输出，高度观测量值和GPS伪距，多卜勒频率。
(5)执行INS处理，並将卡尔曼滤波器43的输出反馈给INS外理器41来校正INS导航解。
(6)将导航数据从INS处理器41送给输入/输出接口50。其它的机体航空电子系统可从该输入/输出接口50获取导航数据。在第(5)步之后，可附加如下一步(5a)将INS处理器41的速度和加速度输出注入GPS处理器30的微处理器354，並执行GPS卫星信号的码辅助跟踪。参考第2b，3b，4b-1和4b-2图，在第(1)步本发明的第二优选实现方案，除了不进行GPS载波相位跟踪和速度加速度辅助GPS载波相位跟踪外，执行与第一优选实现方案相同的工作。中心导航处理器40只从GPS外理器30接收伪距和多卜勒信息，而没有GPS载波相位。
参考第2b图，在第(1)步除了信号处理器35外，GPS天线31，前置放大器32，下变频器33，IF採样和A/D转换器34以及振荡器36做与第一优选实现方案相同的工作。信号处理器35从IF採样和A/D转换器接收数字化了的GPS数据，解调出调剂在GPS信号上的导航数据，如GPS卫星星历表，大气参数，卫星钟参数以及时间信息。信号处理器35同时还从这些数字化的GPS数据中导出伪距和多卜勒频率。该伪距和多卜勒频率送给中心导航外理器40。在第(5a)步，信号处理器35从中心导航处理器40接收速度和加速度用於辅助GPS卫星信号码跟踪。
参考第3b图，在第(1)步，GPS伪距由GPS码跟踪环导出来。GPS码跟踪环路包括一相关器352，一累加器353，一微外理器354，一码NCO357，和一编码器356。多卜勒频率由GPS卫星信号频率跟踪环路导出，该频率跟踪环不同於第一优选实现方案的载波相位跟踪环。频率跟踪环包括一多卜勒移去器351，一相关器352，一累加器353，一微外理器354和一载波NCO355。在频率跟踪环中微外理器354不执行载波相位检测。
参考第3b图，在第(1)步，累加器353将累加量(I3和Q3)送给微处理器354，然后将累加器353清零，此即为信号分量的累加一倒空滤波。微处理器354执行码跟踪环路滤波，码捕获处理，码镇定检测，数据恢复，以及伪距和多卜勒频率处理。在(5a)步，微处理器354从中心导航处理器40接收速度和加速度信息，並进行速度加速度辅助的码跟踪环路滤波，码捕获外理，码镇定检测，数据恢复，以及码和多卜勒频率处理。
参考第3b图，在第(1)步微处理器354输出GPS伪距和多卜勒频移给中心导航处理器40。
参考第4b-1和4b-2图，在第(2)步惯性测量装置10输出机体转动速率和比力等惯性观测量给INS外理器41。在第(3)步，高度测量装置测量飞行体高度，並将该高度数据送给中心导航外理器40。
参考第4b-1图，在第(4)步骤GPS处理器30的微处理器354输出伪距，多卜勒频移，GPS卫星星历表，以及大气参数给卡尔曼滤波器。在卡尔曼滤波器中来自惯性导航系统处理器41，来自高度测量装置20的高度信息，和来自GPS处理器30的微处理器354的数据被融合，从而导出惯性导航系统的位置误差，速度误差和姿态误差。在第(5)步骤惯性导航系统处理器41处理惯性测量值，它们是机体角数率和比力，和来自卡尔曼滤波器43的位置误差，速度误差和姿态误差，从而导出校正后的导航解。导航解包括三维位置，三维速度和三维姿态。这些导航数据一方面送入卡尔曼滤波器43用于同GPS数据和高度信息作组合，另一方面在第(6)步骤送给输入/输出接口50，以便于其他机载航空电子系统获得导航信息。
参考第4b-2图，一雷达高度计21是一种高度测量装置，它测量由地面到飞行体的高度，此高度被称作为地面高度。第4b-2图说明利用一雷达高度计与GPS/IMU作组合导航定位处理。在第(4)步骤，由雷达高度计21测得的地面高度数据送给一数据融合模块44。一地形数据库45接收来自INS处理器41的当前飞行体的位置数据，並导出对应当前位置的地形高度。该地形高度也送给数据融合模块44。数据融合模块44由此导出载体的海平面高度，並将它送给卡尔曼滤波器43，並用於组建卡尔曼滤波器的观测量方程。
参考第4b-2图，在第(4)步骤GPS处理器30的微处理器354输出伪距，多卜勒频移，GPS卫星星历表，以及大气参数给卡尔曼滤波器。在卡尔曼滤波器中来自惯性导航系统处理器41，来自数据融合模块44的高度信息，和来自GPS处理器30的微处理器354的数据被融合，从而导出惯性导航系统的位置误差，速度误差和姿态误差。在第(5)步骤惯性导航系统处理器41处理惯性测量值，它们是机体角数率和比力，和来自卡尔曼滤波器43的位置误差，速度误差和姿态误差，从而导出校正后的导航解。导航解包括三维位置，三维速度和三维姿态。这些导航数据一方面送入卡尔曼滤波器43用于同GPS数据和高度信息作组合，另一方面在第(6)步骤送给输入/输出接口50，以便于其他机载航空电子系统获得导航信息。
参考第5图，在第(5)步本发明的第二优选实现方案中INS处理器41执行与第一优选实现方案中同样的工作。
参考第6图，在第(4)步除了GPS误差补偿模块437外，第二优选实现方案中的卡尔曼滤波器43执行与第一优选实现方案中同样的工作。在第二优选实现方案中GPS误差补偿模块437从GPS处理器30接收GPS原始观测量，包括伪距和多卜勒频率，而没有载波相位数据，从状态向量更新模块439接收位置和速度校正量，並进行GPS误差补偿，校正后的GPS原始数据即伪距和多卜勒频率送给预外理模块435。
增强型高度测量装置辅助紧密型GPS/IMU组合导航方法和系统用一卡尔曼滤波器处理GPS伪距和多卜勒频率，惯性导航解和来自一高度测量装置的高度观测量，並导出惯性导航系统的导航参数误差的最优估计，惯性传感器误差的最优估计，GPS接收设备时钟偏移的最优估计。这些误差估计用於校正惯性导航系统来导出组合导航解。引入高度观测量是用於改善垂直导航精度。校正后的惯性速度和加速度反馈回GPS处理器来辅助GPS卫星信号的码跟踪。第二优选实现方案提供的这种组合模式不要求GPS载波相位，故而降低了系统复杂度和成本。由於紧密型GPS/IMU组合没有利用高精度的载波相位观测量，因而它的导航精度低於全耦合GPS/IMU组合系统的导航精度。
松散型GPS/IMU组合系统是一种最简单的GPS同IMU进行组合的方式，它将GPS接收机导出的位置和速度信息作为卡尔曼滤波器的观测量。这种组合模式不要求高速的组合滤波处理器，对GPS接收设备的要求也不高，因而具有低成本的优点。
高度观测量也可用於松散型GPS/IMU组合系统以提高其垂直导航精度。将高度观测量引入松散型GPS/IMU组合系统即为本发明的第三优选实现方案。该第三优选实现方案用一卡尔曼滤波器融合GPS位置和速度，惯性导航解以及来自高度测量装置的高度观测量。与前两种实现方案相区别的是在第三优选实现方案中没有外来信息辅助GPS卫星信号码跟踪和载波相位跟踪。而且该实现方案利用GPS位置和速度建立卡尔曼滤波器的观测量方程，而不是伪距，多卜勒频率和载波相位。
第1，2c，3c，4c-1，4c-2，5和6图说明本发明的第三优选实现方案。该第三优选实现方案包括如下步骤(1)执行GPS处理並从GPS处理器30接收GPS位置和速度信息，並将它们送给中心导航外理器40。
(2)从惯性测量装置10接收惯性观测量，它们是机体的转动速率和比力，並将它们送给中心导航外理器40的惯性导航INS外理器41。
(3)从高度测量装置20接收高度观测量，並将它送给中心导航外理器40。
(4)在卡尔曼滤波器43中融合INS处理器41的输出，高度观测量，以及GPS位置和速度。
(5)执行INS处理，並将卡尔曼滤波器43的输出反馈给INS处理器41来校正INS导航解。
(6)将导航数据由INS外理器41输出到输入/输出接口50。其它机载航空电子系统可从该输入/输出接口50获取导航解。参考第2c图，在第(1)步除了信号处理器35外，GPS天线31，前置放大器32，下变频器33，IF採样和A/D转换器34和振荡器电路36执行与第一和第二优选实现方案一样的工作。信号处理器35从IF採样和A/D转换器34接收数字化的GPS数据，並从中解调出GPS卫星星历数据，大气参数，卫星时钟参数，以及时间信息。信号处理器35同时还从这些来自IF採样和A/D转换器34的GPS数据中导出伪距和多卜勒频率。该伪距和多卜勒频率送给GPS导航处理器。信号处理器35不执行速度加速度辅助的GPS码和载波相位跟踪。
参考第2c图，在第(1)步GPS导航处理器37用作求解飞行体的位置和速度。GPS导航处理器37从信号处理器35接收伪距和多卜勒频率，並应用卡尔曼滤波方法或最小二乘法求解飞行体位置和速度。该位置和速度数据送给中心导航外理器40。
参考第3c图，在第(1)步多卜勒移去器351，相关器352，累加器353，载波NCO355，码产生器356和码NCO357做与第一和第二优选实现方案同样的工作。唯有微处理器354做不一样事。微处理器354执行码跟踪环路滤波，码捕获外理，码馈住检测，数据恢复以及伪距和多卜勒频率外理。它不接收外来的速度和加速度信息，也不执行外来速度加速度辅助的GPS信号码和载波相位跟踪。由微处理器354导出的伪距和多卜勒频率送给GPS导航处理器37。
参考第3c图，在第(1)步，累加器353将累加量(I3和Q3)送给微处理器354，然后将累加器353清零，此即为信号分量的累加一倒空滤波。微处理器354执行码跟踪环路滤波，码捕获处理，码镇定检测，数据恢复，以及伪距和多卜勒频率处理。微处理器354不执行速度加速度辅助的码跟踪环路滤波。导出的伪距和多卜勒频率送给GPS导航处理器37。
参考第3c图，在第(1)步GPS导航处理器37输出GPS位置和速度给中心导航处理器40。
参考第4c-1和4c-2图，在第(2)步惯性测量装置10输出机体转动速率和比力等惯性观测量给INS处理器41。在第(3)步，高度测量装置测量飞行体高度，並将该高度数据送给中心导航外理器40。
参考第4c-1图，在第(4)步骤GPS导航处理器37输出位置和速度伪距，GPS卫星星历表，以及大气参数给卡尔曼滤波器。在卡尔曼滤波器中来自惯性导航系统处理器41，来自高度测量装置20的高度信息，和来自GPS导航处理器37的数据被融合，从而导出惯性导航系统的位置误差，速度误差和姿态误差。在第(5)步骤惯性导航系统处理器41处理惯性测量值，它们是机体角数率和比力，和来自卡尔曼滤波器43的位置误差，速度误差和姿态误差，从而导出校正后的导航解。导航解包括三维位置，三维速度和三维姿态。这些导航数据一方面送入卡尔曼滤波器43用于同GPS数据和高度信息作组合，另一方面在第(6)步骤送给输入/输出接口50，以便于其他机载航空电子系统获得导航信息。
参考第4c-2图，一雷达高度计21是一种高度测量装置，它测量由地面到飞行体的高度，此高度被称作为地面高度。第4c-2图说明利用一雷达高度计与GPS/IMU作组合导航定位处理。在第(4)步骤，由雷达高度计21测得的地面高度数据送给一数据融合模块44。一地形数据库45接收来自INS处理器41的当前飞行体的位置数据，並导出对应当前位置的地形高度。该地形高度也送给数据融合模块44。数据融合模块44由此导出载体的海平面高度，並将它送给卡尔曼滤波器43，並用於组建卡尔曼滤波器的观测量方程。
参考第4c-2图，在第(4)步骤GPS导航处理器37输出位置和速度，GPS卫星星历表，以及大气参数给卡尔曼滤波器。在卡尔曼滤波器中来自惯性导航系统处理器41，来自数据融合模块44的高度信息，和来自GPS导航处理器37数据被融合，从而导出惯性导航系统的位置误差，速度误差和姿态误差。在第(5)步骤惯性导航系统处理器41处理惯性测量值，它们是机体角数率和比力，和来自卡尔曼滤波器43的位置误差，速度误差和姿态误差，从而导出校正后的导航解。导航解包括三维位置，三维速度和三维姿态。这些导航数据一方面送入卡尔曼滤波43用于同GPS数据和高度信息作组合，另一方面在第(6)步骤送给输入/输出接口50，以便于其他机载航空电子系统获得导航信息。
参考第5图，在第(5)步本发明的第三优选实现方案中INS处理器41执行与第一和第二优选实现方案中同样的工作。
参考第6图，在第(4)步除了GPS误差补偿模块437外，第三优选实现方案中的卡尔曼滤波器43执行与第一和第二优选实现方案中同样的工作。在第三优选实现方案中GPS误差补偿模块437从GPS导航处理器37接收GPS位置和速度数据，从状态向量更新模块439接收位置和速度校正量，並进行GPS误差补偿，校正后的GPS位置和速度数据送给预处理模块435。
增强型导航定位系统也可以与一手提电话机组合以提供手提电话使用者的位置信息。同时这个位置信息可以通过手提电话送给一信息中心控制站。手提电话使用者的位置可以显示在计算机的屏幕上。如果使用者是一架飞机，该信息中心控制站则可以是机场。GPS接收机也可以和手提电话机组合来提供携带者的位置信息，或者是运动体的位置信息。
权利要求
1 一增强型导航定位方法包括如下步骤(a)由一GPS处理器接收一组全球定位系统卫星信号，並导出运动体的位置和速度信息，以及一组全球定位系统原始观测量，包括伪距，载波相位和多卜勒频率；(b)将该GPS原始观测量由该GPS处理器送给一中心导航处理器；(c)从一惯性测量装置IMU接收一组惯性测量值，包括运动体转动角速率和比力；(d)将该惯性测量值由该IMU传给该中心导航处理器的一惯性导航系统INS处理器，並在该INS处理器计算惯性导航解，包括该运动体的位置，速度，加速度，和姿态。(e)从一高度测量装置接收一运动体高度测量值；(f)在一卡尔曼滤波器中融合来自该INS处理器的该惯性导航解，来自该GPS处理器的该GPS原始观测量，和来自该高度测量装置的该运动体高度测量值，並导出一组INS校正量和GPS校正量；(g)将该INS校正量从该卡尔曼滤波器反馈给该INS处理器，滨校正该惯性导航解；和(h)将该INS导航解从该INS处理器传给一输入/输出(I/O)接口。
2一增强型导航定位方法，如专利申请范围第1项所述，在第(g)步后更包括如下步骤将该运动体的该速度和加速度信息从该INS处理器送给该GPS处理器的一微处理器，以辅助一组全球定位系统码跟踪环路和一组全球定位系统载波相位跟踪环路用于捕获和跟踪该全球定位系统卫星信号，其中该GPS处理器的该微处理器输出该GPS原始观测量，包括该伪距，该载波相位，和该多卜勒频率。
3一增强型导航定位方法，如专利申请范围第1项所述，在第(g)步后更包括如下步骤将来自GPS处理器的该微处理器的该GPS原始观测量，来自该INS处理器的该惯性导航解，和来自该卡尔曼滤波器的该惯性校正量和该GPS校正量送入一载波相位整周模糊求解模块来确定一组全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值；将该全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值从该载波相位模糊求解模块送给该卡尔曼滤波器来进一步提高载体的导航精度。
4一增强型导航定位方法，如专利申请范围第2项所述，在第(h)步之前更包括如下步骤将来自GPS处理器的该微处理器的该GPS原始观测量，来自该INS处理器的该惯性导航解，和来自该卡尔曼滤波器的该惯性校正量和该GPS校正量送入一载波相位整周模糊求解模块来确定一组全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值；将该全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值从该载波相位模糊求解模块送给该卡尔曼滤波器来进一步提高载体的导航精度。
5一增强型导航定位系统包括一全球定位系统GPS处理器用于提供与位置有关的信息；一惯性测量单元IMU用于提供惯性观测量，包括载体的转动角速率和比力；一高度观测量产生器用于提供载体高度观测量；一中心导航处理器，它与该GPS处理器，该IMU和该高度观测量产生器相连，並用于融合来自该GPS处理器的该与位置有关的信息，来自该IMU的该惯性观测量和来自该高度观测量产生器的该高度观测量来产生载体的导航解，包括位置，速度，和姿态；一输入/输出(I/O)接口，它与该中心导航处理器相连，用于输出该导航解。
6如专利申请范围第5项所述之一增强型导航定位系统，其中该高度观测量产生器是一高度测量装置用于提供载体在平均海平面上的高度观测量。
7如专利申请范围第5项所述之一增强型导航定位系统，其中该高度观测量产生器是一雷达高度计用于提供载体相对於地面的高度观测量。
8如专利申请范围第6项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器产生一组伪距，载波相位和多卜勒频率；其中该中心导航处理器包括一惯性导航系统INS处理器，一卡尔曼滤波器，和一载波相位整周模糊度求解模块；其中该伪距，载波相位和多卜勒频率送给该中心导航处理器，该平均海平面高度观测量送给该卡尔曼滤波器；其中该INS处理器的输出，该平均海平面高度观测量和该伪距，载波相位，多卜勒频率在该卡尔曼滤波器中作融合处理，该卡尔曼滤波器的输出被反馈给该该INS处理器来校正INS导航解，该INS导航解由该中心导航处理器输出给该I/O接口；其中该INS处理器提供速度和加速度信息用于注入该GPS处理器的一微处理器来辅助卫星信号的码和载波相位跟踪；其中该GPS处理器的该微处理器的输出，该INS处理器的输出和该卡尔曼滤波器的输出注入该载波相位整周模糊度求解模块来确定全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值；其中该载波相位整周模糊求解模块输出该载波相位模糊值给该卡尔曼滤波器以进一步提高导航定位精度；其中该INS处理器输出导航解给该I/O接口。
9如专利申请范围第8项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器的该微处理器输出该伪距，载波相位和多卜勒频率，全球定位系统卫星星历表，以及大气参数给该卡尔曼滤波器。
10如专利申请范围第9项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器处理该惯性观测量，包括机体转动角速率和比力，以及来自该卡尔曼滤波器的位置误差，速度误差和姿态误差，並导出校正的导航解。
11如专利申请范围第10项所述之一增强型导航定位系统，其中该高度测量装置将海平面高度测量值送给该卡尔曼滤波器。
12如专利申请范围第11项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器包括一IMUI/O接口，一IMU误差补偿模块，一坐标转换计算模块，一姿态位置速度计算模块，一转换矩阵计算模块，和一地球和运动体转动速率计算模块，其中该IMUI/O接口从该IMU接收该机体转动角速率和比力信号，並处理转化为数字数据，这些数字数据迭加加有该惯性传感器测量误差，该受惯性传感器测量误差污染的惯性测量值送给该IMU误差补偿模块，其中该IMU误差补偿模块接收来自该卡尔曼滤波器的传感器误差估计值，並执行IMU误差校正，该校正后的惯性数据送给该坐标转换计算模块和该转换矩阵计算模块，该比力送给该坐标转换计算模块，该转换矩阵计算模块从该IMU误差计算模块接收该机体角速率，从该地球和运载体转动速率计算模块接收一地球和运载体转动角速率，並执行转换矩阵的计算，该转换矩阵计算模块将该转换矩阵送给该坐标转换计算模块和该姿态位置速度计算模块，该转换矩阵计算模块中的一姿态更新算法利用四元素法进行姿态计算，其中该坐标转换模块从该IMU误差计算模块接收该比力，从该转动矩阵计算模块接收转动矩阵，並执行该坐标转换，该坐标转换计算模块将转换到由该转换矩阵表征的坐标系中的比力送给该姿态位置速度计算模块，其中该姿态位置速度计算模块接收从该坐标转换计算模块接收该转换后的比力，从该转换矩阵计算模块接收该转换矩阵，並更新该姿态，位置，和速度
13如专利申请范围第12项所述之一增强型导航定位系统，其中在进行该位置和速度计算之后，由卡尔曼滤波器计算得来的该位置和速度误差用在该姿态位置速度计算模块中来校正该惯性解。
14如专利申请范围第13项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该姿态位置速度计算模块，並在该姿态位置速度计算模块中执行姿态校正。
15如专利申请范围第13项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该转换矩阵计算模块，並在姿态位置速度计算模块之前执行姿态校正。
16如专利申请范围第14项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器的观测量，同时校正后的惯性解送给该载波相位整周模糊求解模块来辅助求解全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值，校正后的速度和加速度信息送给GPS处理器的该微处理器来辅助全球定位系统卫星信号的载波相位和码跟踪，其中由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
17如专利申请范围第15项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器观测量，同时校正后的惯性解送给该载波相位整周模糊求解模块来辅助求解全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值，校正后的速度和加速度信息送给GPS处理器的该微处理器来辅助全球定位系统卫星信号的载波相位和码跟踪，其中由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
18如专利申请范围第8，16或17项所述之一增强型导航定位系统，其中该卡尔曼滤波器是一稳健的卡尔曼滤波器，该卡尔曼滤波器对一大类过程和观测模型提供次优解，並用于融合GPS观测量和该惯性传感器观测量。
19如专利申请范围第18项所述之一增强型导航定位系统，其中该稳健卡尔曼滤波器包括一GPS误差补偿模块用于从该GPS处理器接收该GPS观测量，包括该伪距，载波相位和多卜勒频率，从一状态向量更新模块接收位置和速度校正量，並执行GPS误差补偿以生成校正过的GPS原始数据，並将该GPS原始数据送给一预处理模块，该预处理模块从该GPS处理器接收GPS卫星星历数据，从该GPS误差补偿模块接收该校正后的GPS原始数据，从该高度测量装置接收该运载体高度观测量，从该INS处理器接收INS导航解，该预处理模块计算状态传输矩阵，並将该状态传输矩阵连同该状态向量送给一状态向量预测模块，该计算得到的状态传输矩阵也送给一协方差传播模块，该协方差传播模块根据一计算得到的观测矩阵和一观测模型计算一观测矩阵和当前观测向量，该观测矩阵和该当前观测向量送给一观测量残差计算模块，该状态向量预测模块从该预处理模块接收该状态传输矩阵和该状态向量，並对当前时刻的状态进行预测，该预测的当前状态向量送给该观测量残差计算模块，该观测量残差计算模块从该状态向量预测模块接收预测的当前状态向量，从该预处理模块接收该测量矩阵和该当前观测向量，该观测量残差计算模块通过从该当前观测向量减去该观测矩阵与该当前状态向量预测值的乘积来计算观测量残差，该残差监视模块对从该观测量残差计算模块来的观测量残差进行判别，该协方差传播模块从该残差监视模块接收系统过程的协方差，从预处理模块接收状态传输矩阵和估计误差的协方差来计算当前估计误差的协方差，该估计误差的协方差送给一最优增益计算模块，该最优增益计算模块从该协方差计算模块接收该估计误差的当前协方差，並计算最优增益，该最优增益送给一协方差更新模块和该状态向量更新模块，该协方差更新模块更新该估计误差的协方差，並将该估计误差的协方差送给该协方差传播矩阵，该状态向量更新模块从该最优增益计算模块接收该最优增益，从该观测量残差计算模块接收该观测量残差，该状态向量更新模块计算当前状态向量的估计值，包括位置，速度和姿态误差，该位置，速度和姿态误差送给该GPS误差补偿模块和该INS处理器
20如专利申请范围第8，16或17项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块从该INS处理器接收位置和速度数据，从该GPS处理器的该微处理器接收该载波相位和多卜勒频率观测量，从该卡尔曼滤波器接收协方差矩阵来确定该全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值，並将该全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值送给该卡尔曼滤波器以进一步提高该GPS原始观测量的观测精度
21如专利申请范围第20项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块包括一几何距离计算模块，一最小平方调整模块，一卫星钟模型，一电离层模型，一对流层模型，一卫星预测模块，和一收索空间确定模块，该卫星预测模块从该GPS处理器接收可见GPS卫星的星历数据，並进行卫星位置的计算，该卫星位置送给该几何距离计算模块，该几何距离计算模块从该INS处理器接收运载体精确的位置信息，並计算由运载体到卫星之间的几何距离，该几何距离送给该最小平方调整模块，该对流层模型从该GPS处理器接收一时间标誌，並用一嵌入的对流层延迟模型计算该GPS卫星信号的对流层延迟，该对流层延迟送给该最小平方调整模块，该电离层模型从该GPS处理器接收该GPS卫星信号的时间标誌和电离层参数，並计算电离层延迟，该电离层延迟送给该最小平方调整模块，该卫星钟模型接收GPS卫星钟参数，並进行卫星钟校正的计算，该卫星钟校正量也送给该最小平方调整模块，该收索空间确定模块接收观测量误差並确定全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值收索空间，该收索空间也送给该最小平方调整模块，该最小平方调整模块从该几何距离计算模块接收从运载体到卫星之间的几何距离，从该对流层模型接收该对流层延迟，从该电离层模型接收该电离层延迟，从卫星钟模型接收该卫星钟校正量，並计算一初始的收索原点，该最小平方调整模块从该收索空间确定模块接收该整周模糊值收索空间，並用一标准的最小平方调整算法求解该载波相位整周模糊值。
22如专利申请范围第19项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块从该INS处理器接收位置和速度数据，从该GPS处理器的该微处理器接收载波相位和多卜勒频率，从该卡尔曼滤波器接收协方差矩阵来确定全球定位系统卫星信号整周模糊值，在该整周模糊值确定之后，该整周模糊值送给该卡尔曼滤波器以进一步提高GPS原始数据的测量精度。
23如专利申请范围第22项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块包括一几何距离计算模块，一最小平方调整模块，一卫星钟模型，一电离层模型，一对流层模型，一卫星预测模块，和一收索空间确定模块，该卫星预测模块从该GPS处理器接收可见GPS卫星的星历数据，並进行卫星位置的计算，该卫星位置送给该几何距离计算模块，该几何距离计算模块从该INS处理器接收运载体精确的位置信息，並计算由运载体到卫星之间的几何距离，该几何距离送给该最小平方调整模块，该对流层模型从该GPS处理器接收一时间标誌，並用一嵌入的对流层延迟模型计算该GPS卫星信号的对流层延迟，该对流层延迟送给该最小平方调整模块，该电离层模型从该GPS处理器接收该GPS卫星信号的时间标誌和电离层参数，並计算电离层延迟，该电离层延迟送给该最小平方调整模块，该卫星钟模型接收GPS卫星钟参数，並进行卫星钟校正的计算，该卫星钟校正量也送给该最小平方调整模块，该收索空间确定模块接收观测量误差並确定全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值收索空间，该收索空间也送给该最小平方调整模块，该最小平方调整模块从该几何距离计算模块接收从运载体到卫星之间的几何距离，从该对流层模型接收该对流层延迟，从该电离层模型接收该电离层延迟，从卫星钟模型接收该卫星钟校正量，並计算一初始的收索原点，该最小平方调整模块从该收索空间确定模块接收该整周模糊值收索空间，並用一标准的最小平方调整算法求解该载波相位整周模糊值。
24如专利申请范围第6项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器产生一组伪距和多卜勒频率；其中该中心导航处理器包括一惯性导航系统INS处理器和一卡尔曼滤波器；其中该伪距和多卜勒频率送给该中心导航处理器，该平均海平面高度观测量送给该卡尔曼滤波器；其中该INS处理器的输出，该平均海平面高度观测量和该伪距，多卜勒频率在该卡尔曼滤波器中作融合处理，该卡尔曼滤波器的输出被反馈给该INS处理器来校正INS导航解，该INS导航解由该中心导航处理器输出给该I/O接口；其中该INS处理器提供速度和加速度信息用于注入该GPS处理器的一微处理器来辅助卫星信号的码和载波相位跟踪；其中该INS处理器输出导航解给该I/O接口。
25如专利申请范围第24项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器的该微处理器输出该伪距和多卜勒频率，全球定位系统卫星星历表，以及大气参数给该卡尔曼滤波器。
26如专利申请范围第25项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器处理该惯性观测量，包括机体转动角速率和比力，以及来自该卡尔曼滤波器的位置误差，速度误差和姿态误差，並导出校正的导航解。
27如专利申请范围第26项所述之一增强型导航定位系统，其中该高度测量装置将海平面高度测量值送给该卡尔曼滤波器。
28如专利申请范围第27项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器包括一IMUI/O接口，一IMU误差补偿模块，一坐标转换计算模块，一姿态位置速度计算模块，一转换矩阵计算模块，和一地球和运动体转动速率计算模块，其中该IMUI/O接口从该IMU接收该机体转动角速率和比力信号，並处理转化为数字数据，这些数字数据迭加加有该惯性传感器测量误差，该受惯性传感器测量误差污染的惯性测量值送给该IMU误差补偿模块，其中该IMU误差补偿模块接收来自该卡尔曼滤波器的传感器误差估计值，並执行IMU误差校正，该校正后的惯性数据送给该坐标转换计算模块和该转换矩阵计算模块，该比力送给该坐标转换计算模块，该转换矩阵计算模块从该IMU误差计算模块接收该机体角速率，从该地球和运载体转动速率计算模块接收一地球和运载体转动角速率，並执行转换矩阵的计算，该转换矩阵计算模块将该转换矩阵送给该坐标转换计算模块和该姿态位置速度计算模块，该转换矩阵计算模块中的一姿态更新算法利用四元素法进行姿态计算，其中该坐标转换模块从该IMU误差计算模块接收该比力，从该转动矩阵计算模块接收转动矩阵，並执行该坐标转换，该坐标转换计算模块将转换到由该转换矩阵表征的坐标系中的比力送给该姿态位置速度计算模块，其中该姿态位置速度计算模块接收从该坐标转换计算模块接收该转换后的比力，从该转换矩阵计算模块接收该转换矩阵，並更新该姿态，位置，和速度
29如专利申请范围第28项所述之一增强型导航定位系统，其中在进行该位置和速度计算之后，由卡尔曼滤波器计算得来的该位置和速度误差用在该姿态位置速度计算模块中来校正该惯性解。
30如专利申请范围第29项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该姿态位置速度计算模块，並在该姿态位置速度计算模块中执行姿态校正。
31如专利申请范围第30项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该转换矩阵计算模块，並在姿态位置速度计算模块之前执行姿态校正。
32如专利申请范围第29，30或31项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器的观测量，校正后的速度和加速度信息送给GPS处理器的该微处理器来辅助全球定位系统卫星信号的载波相位和码跟踪，其中由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
33如专利申请范围第24，30或31项所述之一增强型导航定位系统，其中该卡尔曼滤波器是一稳健的卡尔曼滤波器，该卡尔曼滤波器对一大类过程和观测模型提供次优解，並用于融合GPS观测量和该惯性传感器观测量。
34如专利申请范围第33项所述之一增强型导航定位系统，其中该稳健卡尔曼滤波器包括一GPS误差补偿模块用于从该GPS处理器接收该GPS观测量，包括该伪距和多卜勒频率，从一状态向量更新模块接收位置和速度校正量，並执行GPS误差补偿以生成校正过的GPS原始数据，並将该GPS原始数据送给一预处理模块，该预处理模块从该GPS处理器接收GPS卫星星历数据，从该GPS误差补偿模块接收该校正后的GPS原始数据，从该高度测量装置接收该运载体高度观测量，从该INS处理器接收INS导航解，该预处理模块计算状态传输矩阵，並将该状态传输矩阵连同该状态向量送给一状态向量预测模块，该计算得到的状态传输矩阵也送给一协方差传播模块，该协方差传播模块根据一计算得到的观测矩阵和一观测模型计算一观测矩阵和当前观测向量，该观测矩阵和该当前观测向量送给一观测量残差计算模块，该状态向量预测模块从该预处理模块接收该状态传输矩阵和该状态向量，並对当前时刻的状态进行预测，该预测的当前状态向量送给该观测量残差计算模块，该观测量残差计算模块从该状态向量预测模块接收预测的当前状态向量，从该预处理模块接收该测量矩阵和该当前观测向量，该观测量残差计算模块通过从该当前观测向量减去该观测矩阵与该当前状态向量预测值的乘积来计算观测量残差，该残差监视模块对从该观测量残差计算模块来的观测量残差进行判别，该协方差传播模块从该残差监视模块接收系统过程的协方差，从预处理模块接收状态传输矩阵和估计误差的协方差来计算当前估计误差的协方差，该估计误差的协方差送给一最优增益计算模块，该最优增益计算模块从该协方差计算模块接收该估计误差的当前协方差，並计算最优增益，该最优增益送给一协方差更新模块和该状态向量更新模块，该协方差更新模块更新该估计误差的协方差，並将该估计误差的协方差送给该协方差传播矩阵，该状态向量更新模块从该最优增益计算模块接收该最优增益，从该观测量残差计算模块接收该观测量残差，该状态向量更新模块计算当前状态向量的估计值，包括位置，速度和姿态误差，该位置，速度和姿态误差送给该GPS误差补偿模块和该INS处理器。
35如专利申请范围第6项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器产生GPS位置数据；其中该中心导航处理器与该GPS处理器，该IMU和该高度测量装置相连，该中心导航处理器包括一惯性导航系统INS处理器和一卡尔曼滤波器；其中该GPS位置数据送给该中心导航处理器，该平均海平面高度观测量送给该卡尔曼滤波器；其中该INS处理器的输出，该平均海平面高度观测量和该GPS位置数据在该卡尔曼滤波器中作融合处理，该卡尔曼滤波器的输出被反馈给该INS处理器来校正INS导航解，该INS导航解由该中心导航处理器输出给该I/O接口；
36如专利申请范围第35项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器的一GPS导航处理器输出该GPS位置数据，全球定位系统卫星星历表，以及大气参数给该卡尔曼滤波器。
37如专利申请范围第36项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器处理该惯性观测量，包括机体转动角速率和比力，以及来自该卡尔曼滤波器的位置误差，速度误差和姿态误差，並导出校正的导航解。
38如专利申请范围第37项所述之一增强型导航定位系统，其中该高度测量装置将海平面高度测量值送给该卡尔曼滤波器。
39如专利申请范围第38项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器包括一IMUI/O接口，一IMU误差补偿模块，一坐标转换计算模块，一姿态位置速度计算模块，一转换矩阵计算模块，和一地球和运动体转动速率计算模块，其中该IMUI/O接口从该IMU接收该机体转动角速率和比力信号，並处理转化为数字数据，这些数字数据迭加加有该惯性传感器测量误差，该受惯性传感器测量误差污染的惯性测量值送给该IMU误差补偿模块，其中该IMU误差补偿模块接收来自该卡尔曼滤波器的传感器误差估计值，並执行IMU误差校正，该校正后的惯性数据送给该坐标转换计算模块和该转换矩阵计算模块，该比力送给该坐标转换计算模块，该转换矩阵计算模块从该IMU误差计算模块接收该机体角速率，从该地球和运载体转动速率计算模块接收一地球和运载体转动角速率，並执行转换矩阵的计算，该转换矩阵计算模块将该转换矩阵送给该坐标转换计算模块和该姿态位置速度计算模块，该转换矩阵计算模块中的一姿态更新算法利用四元素法进行姿态计算，其中该坐标转换模块从该IMU误差计算模块接收该比力，从该转动矩阵计算模块接收转动矩阵，並执行该坐标转换，该坐标转换计算模块将转换到由该转换矩阵表征的坐标系中的比力送给该姿态位置速度计算模块，其中该姿态位置速度计算模块接收从该坐标转换计算模块接收该转换后的比力，从该转换矩阵计算模块接收该转换矩阵，並更新该姿态，位置，和速度
40如专利申请范围第39项所述之一增强型导航定位系统，其中在进行该位置和速度计算之后，由卡尔曼滤波器计算得来的该位置和速度误差用在该姿态位置速度计算模块中来校正该惯性解。
41如专利申请范围第40项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该姿态位置速度计算模块，並在该姿态位置速度计算模块中执行姿态校正。
42如专利申请范围第40项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该转换矩阵计算模块，並在姿态位置速度计算模块之前执行姿态校正。
43如专利申请范围第41或42项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器的观测量，由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
44如专利申请范围第43项所述之一增强型导航定位系统，其中该卡尔曼滤波器是一稳健的卡尔曼滤波器，该卡尔曼滤波器对一大类过程和观测模型提供次优解，並用于融合GPS观测量和该惯性传感器观测量。
45如专利申请范围第44项所述之一增强型导航定位系统，其中该稳健卡尔曼滤波器包括一GPS误差补偿模块用于从该GPS处理器接收该GPS位置数据，从一状态向量更新模块接收位置和速度校正量，並执行GPS误差补偿以生成校正过的GPS位置数据，並将该GPS位置数据送给一预处理模块，该预处理模块从该GPS处理器接收GPS卫星星历数据，从该GPS误差补偿模块接收该校正后的GPS位置数据，从该高度测量装置接收该运载体高度观测量，从该INS处理器接收INS导航解，该预处理模块计算状态传输矩阵，並将该状态传输矩阵连同该状态向量送给一状态向量预测模块，该计算得到的状态传输矩阵也送给一协方差传播模块，该协方差传播模块根据一计算得到的观测矩阵和一观测模型计算一观测矩阵和当前观测向量，该观测矩阵和该当前观测向量送给一观测量残差计算模块，该状态向量预测模块从该预处理模块接收该状态传输矩阵和该状态向量，並对当前时刻的状态进行预测，该预测的当前状态向量送给该观测量残差计算模块，该观测量残差计算模块从该状态向量预测模块接收预测的当前状态向量，从该预处理模块接收该测量矩阵和该当前观测向量，该观测量残差计算模块通过从该当前观测向量减去该观测矩阵与该当前状态向量预测值的乘积来计算观测量残差，该残差监视模块对从该观测量残差计算模块来的观测量残差进行判别，该协方差传播模块从该残差监视模块接收系统过程的协方差，从预处理模块接收状态传输矩阵和估计误差的协方差来计算当前估计误差的协方差，该估计误差的协方差送给一最优增益计算模块，该最优增益计算模块从该协方差计算模块接收该估计误差的当前协方差，並计算最优增益，该最优增益送给一协方差更新模块和该状态向量更新模块，该协方差更新模块更新该估计误差的协方差，並将该估计误差的协方差送给该协方差传播矩阵，该状态向量更新模块从该最优增益计算模块接收该最优增益，从该观测量残差计算模块接收该观测量残差，该状态向量更新模块计算当前状态向量的估计值，包括位置，速度和姿态误差，该位置，速度和姿态误差送给该GPS误差补偿模块和该INS处理器。
46如专利申请范围第7项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器产生一组伪距，载波相位和多卜勒频率；其中该中心导航处理器包括一惯性导航系统INS处理器，一数据融合模块，一地形数据库，一卡尔曼滤波器，和一载波相位整周模糊度求解模块；其中该伪距，载波相位和多卜勒频率送给该中心导航处理器，该地面高度观测量送给该数据融合模块，该惯性观测量送入该INS处理器；其中该INS处理器的输出，该数据融合模块的输出和该伪距，载波相位，多卜勒频率在该卡尔曼滤波器中作融合处理，该卡尔曼滤波器的输出被反馈给该INS处理器来校正INS导航解，该INS导航解由该中心导航处理器输出给该I/O接口；其中该INS处理器提供速度和加速度信息用于注入该GPS处理器的一微处理器来辅助卫星信号的码和载波相位跟踪；其中该GPS处理器的该微处理器的输出，该INS处理器的输出和该卡尔曼滤波器的输出注入该载波相位整周模糊度求解模块来确定全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值；其中该载波相位整周模糊求解模块输出该载波相位模糊值给该卡尔曼滤波器以进一步提高导航定位精度；其中该INS处理器输出导航解给该I/O接口。
47如专利申请范围第46项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器的该微处理器输出该伪距，载波相位和多卜勒频率，全球定位系统卫星星历表，以及大气参数给该卡尔曼滤波器。
48如专利申请范围第47项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器处理该惯性观测量，包括机体转动角速率和比力，以及来自该卡尔曼滤波器的位置误差，速度误差和姿态误差，並导出校正的导航解。
49如专利申请范围第48项所述之一增强型导航定位系统，其中该雷达高度计将该地形高度测量值送给该数据融合模块，该INS处理器将运载体的位置信息送给该地形数据库，该地形数据库执行数据库查询，並导出地面相对於海平面的高度，並将该地面相对於海平面的高度送给该数据融合模块，该数据融合模块从该雷达高度计接收该地形高度测量值和该地面相对於海平面的高度，並导出运载体相对於平均海平面的高度，该相对於平均海平面的高度送给该卡尔曼滤波器。
50如专利申请范围第49项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器包括一IMUI/O接口，一IMU误差补偿模块，一坐标转换计算模块，一姿态位置速度计算模块，一转换矩阵计算模块，和一地球和运动体转动速率计算模块，其中该IMUI/O接口从该IMU接收该机体转动角速率和比力信号，並处理转化为数字数据，这些数字数据迭加有该惯性传感器测量误差，该受惯性传感器测量误差污染的惯性测量值送给该IMU误差补偿模块，其中该IMU误差补偿模块接收来自该卡尔曼滤波器的传感器误差估计值，並执行IMU误差校正，该校正后的惯性数据送给该坐标转换计算模块和该转换矩阵计算模块，该比力送给该坐标转换计算模块，该转换矩阵计算模块从该IMU误差计算模块接收该机体角速率，从该地球和运载体转动速率计算模块接收一地球和运载体转动角速率，並执行转换矩阵的计算，该转换矩阵计算模块将该转换矩阵送给该坐标转换计算模块和该姿态位置速度计算模块，该转换矩阵计算模块中的一姿态更新算法利用四元素法进行姿态计算，其中该坐标转换模块从该IMU误差计算模块接收该比力，从该转动矩阵计算模块接收转动矩阵，並执行该坐标转换，该坐标转换计算模块将转换到由该转换矩阵表征的坐标系中的比力送给该姿态位置速度计算模块，其中该姿态位置速度计算模块接收从该坐标转换计算模块接收该转换后的比力，从该转换矩阵计算模块接收该转换矩阵，並更新该姿态，位置，和速度
51如专利申请范围第50项所述之一增强型导航定位系统，其中在进行该位置和速度计算之后，由卡尔曼滤波器计算得来的该位置和速度误差用在该姿态位置速度计算模块中来校正该惯性解。
52如专利申请范围第51项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该姿态位置速度计算模块，並在该姿态位置速度计算模块中执行姿态校正。
53如专利申请范围第51项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该转换矩阵计算模块，並在姿态位置速度计算模块之前执行姿态校正。
54如专利申请范围第52项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器的观测量，同时校正后的惯性解送给该载波相位整周模糊求解模块来辅助求解全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值，校正后的速度和加速度信息送给GPS处理器的该微处理器来辅助全球定位系统卫星信号的载波相位和码跟踪，其中由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
55如专利申请范围第53项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器观测量，同时校正后的惯性解送给该载波相位整周模糊求解模块来辅助求解全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值，校正后的速度和加速度信息送给GPS处理器的该微处理器来辅助全球定位系统卫星信号的载波相位和码跟踪，其中由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
56如专利申请范围第46，54或55项所述之一增强型导航定位系统，其中该卡尔曼滤波器是一稳健的卡尔曼滤波器，该卡尔曼滤波器对一大类过程和观测模型提供次优解，並用于融合GPS观测量和该惯性传感器观测量。
57如专利申请范围第56项所述之一增强型导航定位系统，其中该稳健卡尔曼滤波器包括一GPS误差补偿模块用于从该GPS处理器接收该GPS观测量，包括该伪距，载波相位和多卜勒频率，从一状态向量更新模块接收位置和速度校正量，並执行GPS误差补偿以生成校正过的GPS原始数据，並将该GPS原始数据送给一预处理模块，该预处理模块从该GPS处理器接收GPS卫星星历数据，从该GPS误差补偿模块接收该校正后的GPS原始数据，从该数据融合模块接收该运载体高度观测量，从该INS处理器接收INS导航解，该预处理模块计算状态传输矩阵，並将该状态传输矩阵连同该状态向量送给一状态向量预测模块，该计算得到的状态传输矩阵也送给一协方差传播模块，该协方差传播模块根据一计算得到的观测矩阵和一观测模型计算一观测矩阵和当前观测向量，该观测矩阵和该当前观测向量送给一观测量残差计算模块，该状态向量预测模块从该预处理模块接收该状态传输矩阵和该状态向量，並对当前时刻的状态进行预测，该预测的当前状态向量送给该观测量残差计算模块，该观测量残差计算模块从该状态向量预测模块接收预测的当前状态向量，从该预处理模块接收该测量矩阵和该当前观测向量，该观测量残差计算模块通过从该当前观测向量减去该观测矩阵与该当前状态向量预测值的乘积来计算观测量残差，该残差监视模块对从该观测量残差计算模块来的观测量残差进行判别，该协方差传播模块从该残差监视模块接收系统过程的协方差，从预处理模块接收状态传输矩阵和估计误差的协方差来计算当前估计误差的协方差，该估计误差的协方差送给一最优增益计算模块，该最优增益计算模块从该协方差计算模块接收该估计误差的当前协方差，並计算最优增益，该最优增益送给一协方差更新模块和该状态向量更新模块，该协方差更新模块更新该估计误差的协方差，並将该估计误差的协方差送给该协方差传播矩阵，该状态向量更新模块从该最优增益计算模块接收该最优增益，从该观测量残差计算模块接收该观测量残差，该状态向量更新模块计算当前状态向量的估计值，包括位置，速度和姿态误差，该位置，速度和姿态误差送给该GPS误差补偿模块和该INS处理器
58如专利申请范围第46，54或55项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块从该INS处理器接收位置和速度数据，从该GPS处理器的该微处理器接收该载波相位和多卜勒频率观测量，从该卡尔曼滤波器接收协方差矩阵来确定该全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值，並将该全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值送给该卡尔曼滤波器以进一步提高该GPS原始观测量的观测精度。
59如专利申请范围第57项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块包括一几何距离计算模块，一最小平方调整模块，一卫星钟模型，一电离层模型，一对流层模型，一卫星预测模块，和一收索空间确定模块，该卫星预测模块从该GPS处理器接收可见GPS卫星的星历数据，並进行卫星位置的计算，该卫星位置送给该几何距离计算模块，该几何距离计算模块从该INS处理器接收运载体精确的位置信息，並计算由运载体到卫星之间的几何距离，该几何距离送给该最小平方调整模块，该对流层模型从该GPS处理器接收一时间标誌，並用一嵌入的对流层延迟模型计算该GPS卫星信号的对流层延迟，该对流层延迟送给该最小平方调整模块，该电离层模型从该GPS处理器接收该GPS卫星信号的时间标誌和电离层参数，並计算电离层延迟，该电离层延迟送给该最小平方调整模块，该卫星钟模型接收GPS卫星钟参数，並进行卫星钟校正的计算，该卫星钟校正量也送给该最小平方调整模块，该收索空间确定模块接收观测量误差並确定全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值收索空间，该收索空间也送给该最小平方调整模块，该最小平方调整模块从该几何距离计算模块接收从运载体到卫星之间的几何距离，从该对流层模型接收该对流层延迟，从该电离层模型接收该电离层延迟，从卫星钟模型接收该卫星钟校正量，並计算一初始的收索原点，该最小平方调整模块从该收索空间确定模块接收该整周模糊值收索空间，並用一标准的最小平方调整算法求解该载波相位整周模糊值。
60如专利申请范围第56项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块从该INS处理器接收位置和速度数据，从该GPS处理器的该微处理器接收载波相位和多卜勒频率，从该卡尔曼滤波器接收协方差矩阵来确定全球定位系统卫星信号整周模糊值，在该整周模糊值确定之后，该整周模糊值送给该卡尔曼滤波器以进一步提高GPS原始数据的测量精度。
61如专利申请范围第59项所述之一增强型导航定位系统，其中该载波相位整周模糊求解模块包括一几何距离计算模块，一最小平方调整模块，一卫星钟模型，一电离层模型，一对流层模型，一卫星预测模块，和一收索空间确定模块，该卫星预测模块从该GPS处理器接收可见GPS卫星的星历数据，並进行卫星位置的计算，该卫星位置送给该几何距离计算模块，该几何距离计算模块从该INS处理器接收运载体精确的位置信息，並计算由运载体到卫星之间的几何距离，该几何距离送给该最小平方调整模块，该对流层模型从该GPS处理器接收一时间标誌，並用一嵌入的对流层延迟模型计算该GPS卫星信号的对流层延迟，该对流层延迟送给该最小平方调整模块，该电离层模型从该GPS处理器接收该GPS卫星信号的时间标誌和电离层参数，並计算电离层延迟，该电离层延迟送给该最小平方调整模块，该卫星钟模型接收GPS卫星钟参数，並进行卫星钟校正的计算，该卫星钟校正量也送给该最小平方调整模块，该收索空间确定模块接收观测量误差並确定全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值收索空间，该收索空间也送给该最小平方调整模块，该最小平方调整模块从该几何距离计算模块接收从运载体到卫星之间的几何距离，从该对流层模型接收该对流层延迟，从该电离层模型接收该电离层延迟，从卫星钟模型接收该卫星钟校正量，並计算一初始的收索原点，该最小平方调整模块从该收索空间确定模块接收该整周模糊值收索空间，並用一标准的最小平方调整算法求解该载波相位整周模糊值。
62如专利申请范围第7项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器产生一组伪距和多卜勒频率；其中该中心导航处理器包括一惯性导航系统INS处理器，一数据融合模块，一地形数据库，和一卡尔曼滤波器；其中该伪距和多卜勒频率送给该中心导航处理器，该地形高度测量值送给该数据融合模块，该惯性测量值送给该INS处理器；其中该INS处理器的输出，该数据融合模块的输出和该伪距，多卜勒频率在该卡尔曼滤波器中作融合处理，该卡尔曼滤波器的输出被反馈给该INS处理器来校正INS导航解，该INS导航解由该中心导航处理器输出给该I/O接口；其中该INS处理器提供速度和加速度信息用于注入该GPS处理器的一微处理器来辅助卫星信号的码和载波相位跟踪；其中该INS处理器输出导航解给该I/O接口。
63如专利申请范围第61项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器的该微处理器输出该伪距和多卜勒频率，全球定位系统卫星星历表，以及大气参数给该卡尔曼滤波器。
64如专利申请范围第62项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器处理该惯性观测量，包括机体转动角速率和比力，以及来自该卡尔曼滤波器的位置误差，速度误差和姿态误差，並导出校正的导航解。
65如专利申请范围第63项所述之一增强型导航定位系统，其中该雷达高度计将该地形高度测量值送给该数据融合模块，该INS处理器将运载体的位置信息送给该地形数据库，该地形数据库执行数据库查询，並导出地面相对於海平面的高度，並将该地面相对於海平面的高度送给该数据融合模块，该数据融合模块从该雷达高度计接收该地形高度测量值和该地面相对於海平面的高度，並导出运载体相对於平均海平面的高度，该相对於平均海平面的高度送给该卡尔曼滤波器。
66如专利申请范围第64项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器包括一IMUI/O接口，一IMU误差补偿模块，一坐标转换计算模块，一姿态位置速度计算模块，一转换矩阵计算模块，和一地球和运动体转动速率计算模块，其中该IMUI/O接口从该IMU接收该机体转动角速率和比力信号，並处理转化为数字数据，这些数字数据迭加加有该惯性传感器测量误差，该受惯性传感器测量误差污染的惯性测量值送给该IMU误差补偿模块，其中该IMU误差补偿模块接收来自该卡尔曼滤波器的传感器误差估计值，並执行IMU误差校正，该校正后的惯性数据送给该坐标转换计算模块和该转换矩阵计算模块，该比力送给该坐标转换计算模块，该转换矩阵计算模块从该IMU误差计算模块接收该机体角速率，从该地球和运载体转动速率计算模块接收一地球和运载体转动角速率，並执行转换矩阵的计算，该转换矩阵计算模块将该转换矩阵送给该坐标转换计算模块和该姿态位置速度计算模块，该转换矩阵计算模块中的一姿态更新算法利用四元素法进行姿态计算，其中该坐标转换模块从该IMU误差计算模块接收该比力，从该转动矩阵计算模块接收转动矩阵，並执行该坐标转换，该坐标转换计算模块将转换到由该转换矩阵表征的坐标系中的比力送给该姿态位置速度计算模块，其中该姿态位置速度计算模块接收从该坐标转换计算模块接收该转换后的比力，从该转换矩阵计算模块接收该转换矩阵，並更新该姿态，位置，和速度
67如专利申请范围第65项所述之一增强型导航定位系统，其中在进行该位置和速度计算之后，由卡尔曼滤波器计算得来的该位置和速度误差用在该姿态位置速度计算模块中来校正该惯性解。
68如专利申请范围第66项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该姿态位置速度计算模块，並在该姿态位置速度计算模块中执行姿态校正。
69如专利申请范围第66项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该转换矩阵计算模块，並在姿态位置速度计算模块之前执行姿态校正。
70如专利申请范围第66，67或68项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器的观测量，校正后的速度和加速度信息送给GPS处理器的该微处理器来辅助全球定位系统卫星信号的载波相位和码跟踪，其中由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
71如专利申请范围第61，67或68项所述之一增强型导航定位系统，其中该卡尔曼滤波器是一稳健的卡尔曼滤波器，该卡尔曼滤波器对一大类过程和观测模型提供次优解，並用于融合GPS观测量和该惯性传感器观测量。
72如专利申请范围第70项所述之一增强型导航定位系统，其中该稳健卡尔曼滤波器包括一GPS误差补偿模块用于从该GPS处理器接收该GPS观测量，包括该伪距和多卜勒频率，从一状态向量更新模块接收位置和速度校正量，並执行GPS误差补偿以生成校正过的GPS原始数据，並将该GPS原始数据送给一预处理模块，该预处理模块从该GPS处理器接收GPS卫星星历数据，从该GPS误差补偿模块接收该校正后的GPS原始数据，从该高度测量装置接收该运载体高度观测量，从该INS处理器接收INS导航解，该预处理模块计算状态传输矩阵，並将该状态传输矩阵连同该状态向量送给一状态向量预测模块，该计算得到的状态传输矩阵也送给一协方差传播模块，该协方差传播模块根据一计算得到的观测矩阵和一观测模型计算一观测矩阵和当前观测向量，该观测矩阵和该当前观测向量送给一观测量残差计算模块，该状态向量预测模块从该预处理模块接收该状态传输矩阵和该状态向量，並对当前时刻的状态进行预测，该预测的当前状态向量送给该观测量残差计算模块，该观测量残差计算模块从该状态向量预测模块接收预测的当前状态向量，从该预处理模块接收该测量矩阵和该当前观测向量，该观测量残差计算模块通过从该当前观测向量减去该观测矩阵与该当前状态向量预测值的乘积来计算观测量残差，该残差监视模块对从该观测量残差计算模块来的观测量残差进行判别，该协方差传播模块从该残差监视模块接收系统过程的协方差，从预处理模块接收状态传输矩阵和估计误差的协方差来计算当前估计误差的协方差，该估计误差的协方差送给一最优增益计算模块，该最优增益计算模块从该协方差计算模块接收该估计误差的当前协方差，並计算最优增益，该最优增益送给一协方差更新模块和该状态向量更新模块，该协方差更新模块更新该估计误差的协方差，並将该估计误差的协方差送给该协方差传播矩阵，该状态向量更新模块从该最优增益计算模块接收该最优增益，从该观测量残差计算模块接收该观测量残差，该状态向量更新模块计算当前状态向量的估计值，包括位置，速度和姿态误差，该位置，速度和姿态误差送给该GPS误差补偿模块和该INS处理器。
73如专利申请范围第7项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器产生GPS位置数据；其中该中心导航处理器与该GPS处理器，该IMU和该雷达高度计相连，该中心导航处理器包括一惯性导航系统INS处理器，一数据融合模块，一地形数据库，和一卡尔曼滤波器；其中该GPS位置数据送给该中心导航处理器，该地形高度数据送给该数据融合模块，该惯性观测量送给INS处理器；其中该INS处理器的输出，该数据融合模块的输出和该GPS位置数据在该卡尔曼滤波器中作融合处理，该卡尔曼滤波器的输出被反馈给该INS处理器来校正INS导航解，该INS导航解由该中心导航处理器输出给该I/O接口；
74如专利申请范围第72项所述之一增强型导航定位系统，其中该GPS处理器的一GPS导航处理器输出该GPS位置数据，全球定位系统卫星星历表，以及大气参数给该卡尔曼滤波器。
75如专利申请范围第73项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器处理该惯性观测量，包括机体转动角速率和比力，以及来自该卡尔曼滤波器的位置误差，速度误差和姿态误差，並导出校正的导航解。
76如专利申请范围第74项所述之一增强型导航定位系统，其中该雷达高度计将该地形高度测量值送给该数据融合模块，该INS处理器将运载体的位置信息送给该地形数据库，该地形数据库执行数据库查询，並导出地面相对於海平面的高度，並将该地面相对於海平面的高度送给该数据融合模块，该数据融合模块从该雷达高度计接收该地形高度测量值和该地面相对於海平面的高度，並导出运载体相对於平均海平面的高度，该相对於平均海平面的高度送给该卡尔曼滤波器。
77如专利申请范围第75项所述之一增强型导航定位系统，其中该INS处理器包括一IMUI/O接口，一IMU误差补偿模块，一坐标转换计算模块，一姿态位置速度计算模块，一转换矩阵计算模块，和一地球和运动体转动速率计算模块，其中该IMUI/O接口从该IMU接收该机体转动角速率和比力信号，並处理转化为数字数据，这些数字数据迭加加有该惯性传感器测量误差，该受惯性传感器测量误差污染的惯性测量值送给该IMU误差补偿模块，其中该IMU误差补偿模块接收来自该卡尔曼滤波器的传感器误差估计值，並执行IMU误差校正，该校正后的惯性数据送给该坐标转换计算模块和该转换矩阵计算模块，该比力送给该坐标转换计算模块，该转换矩阵计算模块从该IMU误差计算模块接收该机体角速率，从该地球和运载体转动速率计算模块接收一地球和运载体转动角速率，並执行转换矩阵的计算，该转换矩阵计算模块将该转换矩阵送给该坐标转换计算模块和该姿态位置速度计算模块，该转换矩阵计算模块中的一姿态更新算法利用四元素法进行姿态计算，其中该坐标转换模块从该IMU误差计算模块接收该比力，从该转动矩阵计算模块接收转动矩阵，並执行该坐标转换，该坐标转换计算模块将转换到由该转换矩阵表征的坐标系中的比力送给该姿态位置速度计算模块，其中该姿态位置速度计算模块接收从该坐标转换计算模块接收该转换后的比力，从该转换矩阵计算模块接收该转换矩阵，並更新该姿态，位置，和速度
78如专利申请范围第76项所述之一增强型导航定位系统，其中在进行该位置和速度计算之后，由卡尔曼滤波器计算得来的该位置和速度误差用在该姿态位置速度计算模块中来校正该惯性解。
79如专利申请范围第77项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该姿态位置速度计算模块，並在该姿态位置速度计算模块中执行姿态校正。
80如专利申请范围第77项所述之一增强型导航定位系统，其中由该卡尔曼滤波器计算得出的姿态误差送给该转换矩阵计算模块，並在姿态位置速度计算模块之前执行姿态校正。
81如专利申请范围第78或79项所述之一增强型导航定位系统，其中由该姿态位置速度计算模块得来的校正后的惯性解送给该卡尔曼滤波器来建立该卡尔曼滤波器的观测量，由姿态位置速度计算模块计算得来的速度送给该地球和运载体转动速率计算模块来计算地球转动速率和运载体转动速率，该地球转动速率和运载体转动速率送给该转换矩阵计算模块，其中该姿态，位置和速度信息送给该I/O接口。
82如专利申请范围第80项所述之一增强型导航定位系统，其中该卡尔曼滤波器是一稳健的卡尔曼滤波器，该卡尔曼滤波器对一大类过程和观测模型提供次优解，並用于融合GPS观测量和该惯性传感器观测量。
83如专利申请范围第81项所述之一增强型导航定位系统，其中该稳健卡尔曼滤波器包括一GPS误差补偿模块用于从该GPS处理器接收该GPS位置数据，从一状态向量更新模块接收位置和速度校正量，並执行GPS误差补偿以生成校正过的GPS位置数据，並将该GPS位置数据送给一预处理模块，该预处理模块从该GPS处理器接收GPS卫星星历数据，从该GPS误差补偿模块接收该校正后的GPS位置数据，从该高度测量装置接收该运载体高度观测量，从该INS处理器接收INS导航解，该预处理模块计算状态传输矩阵，並将该状态传输矩阵连同该状态向量送给一状态向量预测模块，该计算得到的状态传输矩阵也送给一协方差传播模块，该协方差传播模块根据一计算得到的观测矩阵和一观测模型计算一观测矩阵和当前观测向量，该观测矩阵和该当前观测向量送给一观测量残差计算模块，该状态向量预测模块从该预处理模块接收该状态传输矩阵和该状态向量，並对当前时刻的状态进行预测，该预测的当前状态向量送给该观测量残差计算模块，该观测量残差计算模块从该状态向量预测模块接收预测的当前状态向量，从该预处理模块接收该测量矩阵和该当前观测向量，该观测量残差计算模块通过从该当前观测向量减去该观测矩阵与该当前状态向量预测值的乘积来计算观测量残差，该残差监视模块对从该观测量残差计算模块来的观测量残差进行判别，该协方差传播模块从该残差监视模块接收系统过程的协方差，从预处理模块接收状态传输矩阵和估计误差的协方差来计算当前估计误差的协方差，该估计误差的协方差送给一最优增益计算模块，该最优增益计算模块从该协方差计算模块接收该估计误差的当前协方差，並计算最优增益，该最优增益送给一协方差更新模块和该状态向量更新模块，该协方差更新模块更新该估计误差的协方差，並将该估计误差的协方差送给该协方差传播矩阵，该状态向量更新模块从该最优增益计算模块接收该最优增益，从该观测量残差计算模块接收该观测量残差，该状态向量更新模块计算当前状态向量的估计值，包括位置，速度和姿态误差，该位置，速度和姿态误差送给该GPS误差补偿模块和该INS处理器。
全文摘要
一增强型导航定位方法和系统包括如下步骤:从一惯性传感器接收惯性测量值,从一全球定位系统处理器接收全球定位系统原始观测量,从一高度测量装置接收高度测量值,并进行组合波,速度和加速度信息被反馈给全球定位系统卫星信号跟踪环路,并用组合解辅助求解全球定位系统卫星信号载波相位整周模糊值。本发明提供一高精度的稳健的导航定位方法和系统。全球定位系统保证长时间的定位精度,惯性测量值保证短时间的导航定位精度,一高度测量装置,例如雷达高度计则用于提高在垂直方向上的导航精度。本发明可用于飞机导航,太空梭导航,以及卫星定轨,它还可用于飞机精密进近与著陆。
文档编号G01C21/00GK1361409SQ0013773
公开日2002年7月31日 申请日期2000年12月23日 优先权日2000年12月23日
发明者林清芳 申请人:林清芳