造模块构造耦合量测方程，修正 模块对耦合状态方程和耦合量测方程进行组合滤波，并修正微惯性测量组合的误差。该系 统通过将芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行耦合以组成组合导航，实现 了在只要有可见卫星的情况下，即可通过该组合导航系统进行组合导航，不仅提高了时间 信息的准确性，还大大改善了组合导航的可用性和精确度。
[0017] 在本发明的一个实施例中，所述耦合系统还包括:惯性导航定位模块，用于在所述 判断模块判断所述当前可见卫星的个数为〇时，通过所述微惯性测量组合进行导航定位。
[0018] 在本发明的一个实施例中，所述初始对准模块包括:时间对准单元，用于通过所述 卫星导航系统进行定位计算以获取接收机钟差恢复出卫星导航系统时，并根据所述卫星导 航系统时对所述芯片级原子钟进行时间初始对准;位置对准单元，用于控制所述卫星导航 系统启动工作并进行卫星导航定位，得到所述卫星导航系统接收机的经度、炜度和高程，并 将所述经度、炜度和高程赋值给所述芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统耦合 初始位置;姿态对准单元，用于通过所述微惯性测量组合测量俯仰角和滚转角，并根据预先 输入的偏航角、所述俯仰角和滚转角对所述芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系 统进行姿态初始对准。
[0019] 在本发明的一个实施例中，所述时间同步模块具体用于:利用所述微惯性测量组 合的数据序列，采用线性插值外推方法估计所述卫星导航系统当前时刻的惯性导航信息。
[0020] 在本发明的一个实施例中，所述耦合状态方程构造模块具体用于：以所述芯片级 原子钟提供精确时钟为辅助，选用状态变量为XINS，并根据所述微惯性测量组合和卫星导航 系统所提供的数据序列以及所述状态变量构造所述耦合状态方程；其中， [涨押Φ ▽ ε SSFu热FJ，其中，派=[知況满]为MEMS INS炜度、经 度和高程误差，δν=[δνΕ δνΝ δνυ]为所述MEMS INS东向、北向和天向速度误差，Φ = [α β γ]为俯仰、滚转和偏航姿态角误差，ν = Vy 为所述MIMU三轴加速度计零偏，ε = [εχ εΥ εζ]为所述微惯性测量组合中三轴陀螺零偏，SSFa=[SSFax SSFay SSFaz]为所述微 惯性测量组合中三轴加速度计的标度因数误差，SSFg= RSFgx SSFgy SSFgz]为所述微惯性 测量组合中三轴陀螺的标度因数误差。
[0021]在本发明的一个实施例中，所述耦合量测方程构造模块包括:计算单元，用于计算 所述当前可见卫星与所述接收机之间的距离误差和距离变化率误差；构造单元，用于选用 观测变量Z，并根据所述观测变量Z将所述距离误差和距离变化率进行组合以构造所述耦合 量测方程;其中，
[0023] 其中，δρ为当前可见卫星与接收机之间的距离误差构造的矢量，内》为当前可见卫 星与接收机之间的距离变化率误差构造的矢量，Ν为可见卫星的数目。
[0024] 本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变 得明显，或通过本发明的时间了解到。
【附图说明】
[0025] 本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得 明显和容易理解，其中，
[0026] 图1为根据本发明一个实施例的芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统 的耦合方法的流程图；
[0027] 图2为根据本发明一个实施例的时空初始对准的流程图；
[0028] 图3为根据本发明一个实施例的构造耦合量测方程的流程图；
[0029] 图4为根据本发明一个具体实施例的芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航 系统的耦合方法的流程图；
[0030] 图5为根据本发明一个实施例的时间同步的示意图；
[0031 ]图6为根据本发明一个实施例的卡尔曼滤波方法的流程图；
[0032]图7根据本发明一个实施例的芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的 耦合系统的结构示意图。
【具体实施方式】
[0033] 下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终 相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附 图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0034] 下面参考附图描述本发明实施例的芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系 统的耦合方法及系统。
[0035] 图1为根据本发明一个实施例的芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统 的耦合方法。
[0036] 如图1所示，该芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的耦合方法可以包 括：
[0037] S11，对芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行时空初始对准。
[0038] 需要说明的是，在本发明的实施例中，芯片级原子钟可以为微惯性测量组合和卫 星导航系统提供精确时钟信号。芯片级原子钟通常可提供10MHz标准CMOS电平，该信号可通 过转换电路变换为正弦信号，为微惯性测量组合和卫星导航系统中的采集电路提供时钟基 准。并且，考虑到随着芯片级原子钟的出现和商业化，原子钟的体积、功耗和价格大幅度下 降，精确时钟获取更加便利，因此，为了提高时间信息的准确性，本发明考虑了将芯片级原 子钟耦合到组合导航系统中。
[0039]在通过组合导航系统进行导航之前，可先对芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫 星导航系统进行耦合以组成组合导航。其中，在耦合的过程中，可先进行时空初始对准。具 体地，在本发明的一个实施例中，如图2所示，对芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航 系统进行时空初始对准具体包括：
[0040] S111，通过卫星导航系统进行定位计算以获取接收机钟差恢复出卫星导航系统 时，并根据接卫星导航系统时对芯片级原子钟进行时间初始对准。
[0041] 具体而言，初始状态卫星导航系统GNSS启动工作，实现卫星导航定位，接收机钟差 通过定位计算过程得到，芯片级原子钟与GNSS同步。其中，在本发明的实施例中，时间初始 对准不限于上述GNSS同步方法，例如，还可以使用外部授时设备或授时基准站提供基准时 间?目息。
[0042] S112,控制卫星导航系统启动工作并进行卫星导航定位，得到卫星导航系统接收 机的经度、炜度和高程，并将经度、炜度和高程赋值给芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫 星导航系统耦合初始位置。
[0043]具体地，初始状态卫星导航系统启动工作，实现卫星导航定位，得到卫星导航系统 接收机的经度、炜度和高程，将经度、炜度和高程赋值给芯片级原子钟、微惯性测量组合和 卫星导航系统耦合初始位置，以完成位置对准。
[0044] S113,通过微惯性测量组合测量俯仰角和滚转角，并根据预先输入的偏航角、俯仰 角和滚转角对芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行姿态初始对准。
[0045]其中，航向角由外部输入。
[0046] 由此，可通过时间初始对准、位置初始对准和姿态初始对准，以完成导航循环前执 行时空初始对准。
[0047] S12,开始进行导航循环，并分别获取芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航 系统的数据序列，并对微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列进行时间同步。
[0048] 其中，在本发明的一个实施例中，对微惯性测量组合和卫星导航系统的数据序列 进行时间同步具体包括:利用微惯性测量组合的数据序列，采用线性插值外推方法估计卫 星导航系统当前时刻的惯性导航信息。
[0049] S13,获取当前可见卫星的个数，并判断当前可见卫星的个数是否为0。
[0050] S14,如果当前可见卫星的个数为0,则通过微惯性测量组合进行导航定位。
[0051] S15,如果当前可见卫星的个数不为0,则以芯片级原子钟提供精确时钟为辅助，通 过所述微惯性测量组合和卫星导航系统所提供的数据序列构造耦合状态方程。
[0052]其中，在本发明的一个实施例中，以芯片级原子钟提供精确时钟为辅助，通过微惯性 测量组合和卫星导航系统所提供的数据序列构造耦合状态方程具体包括:以芯片级原子钟提 供精确时钟为辅助，选用状态变量为x INS，并根据微惯性测量组合和卫星导航系统所提供的 数据序列以及状态变量构造耦合状态方程，其中，Φ V ε dsr；]， 其中，激=[知说欲]为MEMS INS炜度、经度和高程误差，δν=[δνΕ δνΝ SVU]SMEMS INS(