施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任 一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技 术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结 合和组合。
[0166] 尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例 性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述 实施例进行变化、修改、替换和变型。
【主权项】
1. 一种忍片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的禪合方法，其特征在于，包括 W下步骤： 对所述忍片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行时空初始对准； 开始进行导航循环，并分别获取所述忍片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统 的数据序列，并对所述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； 获取当前可见卫星的个数，并判断所述当前可见卫星的个数是否为0; 如果所述当前可见卫星的个数不为0,则W所述忍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禪合状态方程； 根据所述当前可见卫星与接收机之间的距离和距离变化率误差构造禪合量测方程； 对所述禪合状态方程和禪合量测方程进行组合滤波，并修正所述微惯性测量组合的误 差。2. 如权利要求1所述的禪合方法，其特征在于，还包括： 如果所述当前可见卫星的个数为0，则通过所述微惯性测量组合进行导航定位。3. 如权利要求1所述的禪合方法，其特征在于，所述对所述忍片级原子钟、微惯性测量 组合和卫星导航系统进行时空初始对准，包括： 通过所述卫星导航系统进行定位计算W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忍片级原子钟进行时间初始对准； 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、缔度和高程，并将所述经度、缔度和高程赋值给所述忍片级原子钟、微惯性测量组 合和卫星导航系统禪合初始位置； 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 角和滚转角对所述忍片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行姿态初始对准。4. 如权利要求1所述的禪合方法，其特征在于，所述对所述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，包括： 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。5. 如权利要求1所述的禪合方法，其特征在于，W所述忍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禪合状态方程，包括： W所述忍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W及所述状态变量构造所述禪合状态方程；其 中，其中，编二[琢说漁]为MEMS INS缔度、经度和高程误差，δν=[δγΕ 5vn δνυ]为所述 MEMS INS东向、北向和天向速度误差，Φ = [α β 丫]为俯仰、滚转和偏航姿态角误差， V = V,, Vj为所述MIMUS轴加速度计零偏，ε = [εχ εγ εζ]为所述微惯性测量组合 中Ξ轴巧螺零偏，SSFa=[SSFax 5SFay SSFaz]为所述微惯性测量组合中Ξ轴加速度计的标 度因数误差，SSFg=[SSFgx 5SFgy SSFgz]为所述微惯性测量组合中Ξ轴巧螺的标度因数误 差D6. 如权利要求1所述的禪合方法，其特征在于，所述根据所述当前可见卫星与接收机之 间的距离误差和距离变化率误差构造禪合量测方程，包括： 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； 选用观测变量Z，并根据所述观测变量到尋所述距离误差和距离变化率误差进行组合W 构造所述禪合量测方程;其中，其中，如为所述当前可见卫星与所述接收机之间的距离误差构造的矢量，贫白为所述当 前可见卫星与接收机之间的距离变化率误差构造的矢量，N为可见卫星的数目。7. -种忍片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的禪合系统，其特征在于，包 括： 初始对准模块，用于对所述忍片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进行时空 初始对准； 数据获取模块，用于开始进行导航循环，并分别获取所述忍片级原子钟、微惯性测量组 合和卫星导航系统的数据序列； 时间同步模块，用于对所述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； 卫星个数获取模块，用于获取当前可见卫星的个数； 判断模块，用于判断所述当前可见卫星的个数是否为0; 禪合状态方程构造模块，用于在所述判断模块判断所述当前可见卫星的个数不为0时， W所述忍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 供的数据序列构造禪合状态方程； 禪合量测方程构造模块，用于根据所述当前可见卫星与接收机之间的距离和距离变化 率误差构造禪合量测方程； 修正模块，用于对所述禪合状态方程和禪合量测方程进行组合滤波，并修正所述微惯 性测量组合的误差。8. 如权利要求7所述的禪合系统，其特征在于，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0时，通过所 述微惯性测量组合进行导航定位。9. 如权利要求7所述的禪合系统，其特征在于，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W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忍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、缔度和高程，并将所述经度、缔度和高程赋值给所述忍片级原 子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统禪合初始位置； 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忍片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统进 行姿态初始对准。10. 如权利要求7所述的禪合系统，其特征在于，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。11. 如权利要求7所述的禪合系统，其特征在于，所述禪合状态方程构造模块具体用于： W所述忍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W及所述状态变量构造所述禪合状态方程；其 中，其中，嫌二1^:游筑溫INS缔度、经度和高程误差，δν=[δγΕ 5vn δνυ]为所述 MEMS INS东向、北向和天向速度误差，Φ = [α β 丫]为俯仰、滚转和偏航姿态角误差， V = [V, V, 为所述MIMUS轴加速度计零偏，ε = [εχ εγ εζ]为所述微惯性测量组合 中Ξ轴巧螺零偏，SSFa= [SSFax 5SFay SSFaz]为所述微惯性测量组合中Ξ轴加速度计的标 度因数误差，SSFg=[SSFgx 5SFgy SSFgz]为所述微惯性测量组合中Ξ轴巧螺的标度因数误 差。12. 如权利要求7所述的禪合系统，其特征在于，所述禪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 误差进行组合W构造所述禪合量测方程;其中，其中，如为所述当前可见卫星与所述接收机之间的距离误差构造的矢量，0'戶为所述当 前可见卫星与接收机之间的距离变化率误差构造的矢量，N为可见卫星的数目。
【专利摘要】本发明公开了一种芯片级原子钟、微惯性测量组合和卫星导航系统的耦合方法及系统，其中该方法包括：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；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；判断获取的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，构造耦合状态方程和耦合量测方程，并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。该方法能够提高卫星导航系统信息的可用性，进一步提高导航系统的精确度。
【IPC分类】G01S19/47
【公开号】CN105549058
【申请号】CN201610044506
【发明人】尤政, 马林, 刘天一, 师帅, 曹浪
【申请人】清华大学
【公开日】2016年5月4日
【申请日】2016年1月22日