CN106199667A - Gps/sins超紧组合导航系统中的快速重定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，步骤如下：根据历书信息和本地时间预测可见卫星；根据在轨卫星的高度角，判断并剔除当前不可见的卫星，对剩下的可搜捕卫星分配通道进行二维搜索；利用外部辅助的载体位置信息，结合卫星历书或星历、本地时间信息实时解算得到辅助信息，并对载波环和码环提供辅助；完成信号捕获并进入跟踪状态以后读取本地时间，利用星历信息和SINS输出的辅助信息计算伪距，反推卫星信号的发射时间，从而解算得到当前帧计数；检测帧计数正确性，解调导航电文，利用导航测量值和导航电文进行定位解算，最终得到用户的卫星信息。本发明能够使接收机在高动态、弱信号等恶劣工作环境下信号失锁后快速重定位。

Description

GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法

技术领域

本发明涉及组合导航技术领域，特别是一种GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法。

背景技术

GPS全球定位系统通过对在轨卫星发射的无线电信号进行被动测距来得到用户的三维位置。由于在轨卫星的星座能够保证全球任意位置都有足够数量的卫星信号实现定位，使得导航定位服务能够实现全球覆盖，具有定位精度较高，覆盖范围较广且定位误差不随时间积累等优点，已经在军民领域获得了广泛的应用。GPS的缺点是动态定位误差较大，数据更新频率低，且定位精度极易受到多路径效应、遮挡等地理环境因素的影响，同时在高动态情况下容易出现信号失锁、无法定位等情况，单独使用无法满足高速、实时导航的要求。捷联惯性导航系统(Straped Inertial Navigation Systems,SINS)依靠惯性传感器实现全天候、全球性的自主三维定位、测姿和测速，是一种完全自主的导航系统，具有隐蔽性好、不受外界干扰等优点，也因此成为航空、航天和航海等领域中一种广泛使用的主要导航系统，在导航领域中占有突出的地位。但由于惯性测量器件陀螺和加速度计固有的漂移、零偏等误差具有强时间相关性，误差随时间逐步累积，所以低成本的SINS精度通常较差，且随时间发散。

目前，GPS/SINS超紧组合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。但是，在高动态、弱信号等工作环境下，载体在飞行过程中可能面临GPS信号失锁等情况，从而使超紧组合导航系统无法正常工作。

发明内容

本发明的目的在于提供一种GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，基于IMU辅助的多通道快速重定位技术，能够使接收机在高动态、弱信号等恶劣工作环境下信号失锁后快速重定位。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，包括以下步骤：

步骤1，根据历书信息和本地时间预测可见卫星：首先根据星历或历书信息，结合接收机时钟提供的本地时间解算出第i颗卫星在地心地固直角坐标系即ECEF坐标系下的位置SINS根据IMU输出的信息实时计算得到载体当前时刻的纬度L、经度λ和高度h；将载体的位置进行坐标变换得到载体在ECEF坐标系下的位置(x_u,y_u,z_u)，计算第i颗卫星相对于载体的高度角；

步骤2，根据卫星高度角信息为卫星分配多个通道：根据在轨卫星的高度角，判断并剔除当前不可见的卫星，对剩下的可搜捕卫星分配通道进行二维搜索；

步骤3，利用外部辅助的载体位置信息，结合卫星历书或星历、本地时间信息实时解算得到辅助信息，并对载波环和码环提供辅助；

步骤4，完成信号捕获并进入跟踪状态以后读取本地时间，利用星历信息和SINS输出的辅助信息计算伪距，反推卫星信号的发射时间，从而解算得到当前帧计数；

步骤5，检测帧计数正确性，解调导航电文，利用导航测量值和导航电文进行定位解算，最终得到用户的卫星信息。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：(1)在常规的惯性信息辅助捕获算法基础上，实现了基于IMU辅助的多通道快速捕获算法；(2)针对信号捕获后组合导航系统基带信号处理时间过长的问题，设计一种惯性信息辅助快速帧同步算法，使接收机在高动态、弱信号等恶劣工作环境下信号失锁后快速重定位。

附图说明

图1是本发明GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法中惯性辅助捕获算法结构图。

图2是本发明GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法中多通道辅助捕获算法流程图。

图3是本发明GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法中IMU辅助载波跟踪环路结构图。

图4是本发明GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法中IMU辅助载波环数学模型。

图5是本发明GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法中惯性信息辅助快速帧同步流程图。

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，本发明为GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，包括以下步骤：

步骤1，根据历书信息和本地时间预测可见卫星。具体如下：

(1.1)首先根据星历或历书信息，结合接收机时钟提供的本地时间解算出第i颗卫星在地心地固直角坐标系即ECEF坐标系下的位置SINS根据IMU输出的信息可以实时计算得到载体当前时刻的纬度L、经度λ和高度h。将载体的位置进行坐标变换得到载体在ECEF坐标系下的位置(x_u,y_u,z_u)，计算第i颗卫星相对于载体的高度角；

根据卫星与载体的位置信息，算得载体到第i颗卫星的向量为

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_s^i\\ y_s^i\\ z_s^i\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{x}_u\\ y_u\\ z_u\end{array}\right]$

(1.2)将ECEF坐标系下的卫星观测向量转换为载体坐标系下的卫星观测向量

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}e\\ \mathrm{\Δ}n\\ \mathrm{\Δ}u\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}-sin\mathrm{\λ}& cos\mathrm{\λ}& 0\\ -\sin L\cos \mathrm{\λ}& -\sin Lsin\mathrm{\λ}& \cos L\\ \cos Lcos\mathrm{\λ}& \cos L\sin \mathrm{\λ}& \sin L\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\end{array}\right]$

上式中，[Δx,Δy,Δz]^T是ECEF坐标系下载体到卫星的观测向量，[Δe,Δn,Δu]^T是载体坐标系下的卫星观测向量，λ、L分别为接收机的经度和纬度；

(1.3)计算第i颗卫星相对于载体的高度角

${\mathrm{\θ}}^i=arcsin\left(\frac{\mathrm{\Δ}u}{\sqrt{{\left(\mathrm{\Δ}e\right)}^2+{\left(\mathrm{\Δ}n\right)}^2+{\left(\mathrm{\Δ}u\right)}^2}}\right)$

根据在轨卫星的高度角，判断并剔除当前不可见的卫星，对剩下的可搜捕卫星分配通道进行二维搜索。

步骤2，根据卫星高度角信息为卫星分配多个通道。根据在轨卫星的高度角，判断并剔除当前不可见的卫星，对剩下的可搜捕卫星分配通道进行二维搜索，多通道辅助捕获算法流程图如图2所示。具体如下：

(2.1)初始化多通道模块，将所有通道状态设为关闭并将通道压入栈中，将所有卫星的搜捕状态设为不可见。

(2.2)判断能否通过高度角预测可见卫星。若不能预测，则将全部卫星的搜捕状态设置为可能可见，将所有通道从栈中弹出，将通道状态设置为常规时域捕获，为每颗卫星分配一个通道，进行二维搜捕，通道的状态设置为常规捕获。若可以预测，则将预测成功的卫星搜捕状态设置为预测可见，并申请使用多通道；将预测不可见的卫星的搜捕状态设置为预测不可见，并不再分配相应通道，等待高度角大到足够角度时再重新开启。

(2.3)对于预测可见的卫星，通过查询栈顶的位置判断是否有多余通道；查询的优先级由卫星的高度角大小决定。如果申请多通道成功，根据卫星高度角的大小从栈中弹出通道并将通道的搜捕卫星号设置为该颗卫星，包括最先分配给该颗卫星的通道，以及弹出的通道状态均设置为多通道捕获。

(2.4)成功捕获以后，将卫星搜捕状态改为可见，留下最先搜捕到该卫星信号的通道，将通道状态设置为信号确认。随后查找并释放该卫星之前使用的其他通道，将这些通道的状态设置为关闭并压入栈中，等待下次使用。如果超过一定时间仍未成功捕获卫星信号，则释放该颗卫星占用的所有通道，将卫星搜捕状态设置为弱信号，并重新分配一个通道改为采用非相干积分检测法捕获，此时的通道状态设置为非相干积分捕获。

步骤3，利用外部辅助的载体位置信息，结合卫星历书或星历、本地时间等信息实时解算得到辅助信息，并对载波环和码环提供辅助，可实现卫星信号的快速捕获，IMU辅助载波跟踪环路结构图如图3所示。具体如下：

(3.1)卫星信号相对中频频率的偏移除了受卫星和载体之间的相对运动引起的多普勒效应影响外，还包括接收机时钟频漂和卫星时钟频漂。频率偏移可表示为：

Δf_carrier＝f_dopp+Δf_rec+Δf_s

上式中，Δf_s为卫星时钟频率漂移造成的频率偏差，可由时钟校正项消除。Δf_rec为接收机时钟频率漂移带来的频率偏差，时钟频率漂移速度比较缓慢，在短时间失锁的情况下可通过失锁前的频漂估计得到。f_dopp为卫星和载体之间的多普勒频移。

(3.2)将SINS输出的当前时刻载体速度变换到ECEF坐标系下，结合历书或星历解算出的第i颗卫星在ECEF坐标系下的速度计算得到载体和第i颗卫星之间在视线矢量上的相对速度为：

$v_{u\_s}^i=({\stackrel{\→}{v}}_u-{\stackrel{\→}{v}}_s)\·{\stackrel{\→}{e}}_{u\_s}^i=\left(\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_u\\ {\stackrel{\·}{y}}_u\\ {\stackrel{\·}{z}}_u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_s^i\\ {\stackrel{\·}{y}}_s^i\\ {\stackrel{\·}{z}}_s^i\end{array}\right]\right)\·\left(\begin{array}{c}\frac{x_s^i-x_u}{r}\\ \frac{y_s^i-y_u}{r}\\ \frac{z_s^i-z_u}{r}\end{array}\right)$

上式中，为卫星和载体在视距方向的单位方向矢量，r为几何距离。

(3.3)计算卫星和载体之间相对运动造成的多普勒频移：

$f_{dopp}^i=\frac{f_{L1}}{c}\·v_{u\_s}^i=\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_1}\·v_{u\_s}^i$

上式中，f_L1为GPS L1波段的载波频率，取1575.42MHz，c为光在真空中的传播速度，取299792458.0m/s，比例系数

(3.4)最终计算得到的第i颗卫星信号的载波频率为

$f_0^i=f_{IF}+f_{dopp}^i+\mathrm{\Δ}{\tilde{f}}_{rec}$

上式中，f_IF为下变频后信号的中频频率，为接收机晶振频漂带来的频率误差估计值，由程序根据当前情况和失锁前的频率漂移估计得到。为卫星相对于载体的多普勒频移。

(3.5)接收机信号捕获控制部分根据实时解算得到的载波频率一方面不断调整本地复制信号的载波频率，将调整后的中频频率作为捕获中心值；另一方面，根据载波频率与码速率之间的关系维持码相位的同步。一旦出现卫星信号，即可实现快速捕获，IMU辅助载波环数学模型如图4所示。

步骤4，完成信号捕获并进入跟踪状态以后读取本地时间，利用星历信息和SINS输出的辅助信息计算伪距，反推卫星信号的发射时间，从而解算得到当前帧计数，惯性信息辅助的快速帧同步流程图如图5所示。具体如下：

(4.1)卫星星历可以计算出卫星的位置和速度，IMU即使在卫星失锁以后仍能在一定时间内保持一定精度，通过这两者计算得到载体与卫星之间的伪距：

${\mathrm{\ρ}}_i=\sqrt{{(x_i-x_{u\_ins})}^2+{(y_i-y_{u\_ins})}^2+{(z_i-z_{u\_ins})}^2}+{\mathrm{\δt}}_u$

式中，(x_i,y_i,z_i)为卫星的位置，(x_{u_ins},y_{u_ins},z_{u_ins})为惯导提供的接收机的位置，δt_u为钟差。

(4.2)由于本地时间可由本地时钟得到，利用伪距计算公式反推卫星发射时间

ρ＝c×(t-t^(s))

式中，c为光速；t为信号的接收时刻；t^(s)为信号的发射时刻

(4.3)信号的发射时刻由一系列连续的测量值组成，计算公式为：

$t^s=TOW+(30w+b)\×0.020+(c+\frac{CP}{1023}+\frac{CDP}{1023\×2046})\×0.001\left(s\right)$

式中，TOW表示上一子帧中截短的周内时计数，乘以6以后就等于当前子帧的起始时间；W表示当前已接收到的帧内导航电文字，b表示当前导航电文字字内的比特位计数，c表示在当前比特中已经接收完整伪码周期的数量，CP表示当前码相位测量值，CDP表示当前的载波周期计数；

由于已知信号发射时间，由上式可解算得到位计数、字计数、子帧计数及Z计数，从而实现快速帧同步。

步骤5，检测帧计数正确性，解调导航电文，利用导航测量值和导航电文进行定位解算，最终得到用户的卫星信息。具体如下：

(5.1)判断帧计数是否正确，若正确，进入稳定跟踪状态，若不正确，退出帧同步状态。

(5.2)若设卫星i的坐标为(x_i,y_i,z_i)，接收机到该卫星的伪距为ρ_i，接收机的坐标(x_u,y_u,z_u)，卫星时钟与接收机本地时钟钟差为δt_u。则可以列出以下等式：

${\mathrm{\ρ}}_i=\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}+{\mathrm{\δt}}_u$

其中，卫星的位置(x_i,y_i,z_i)和卫星与接收机的伪距为ρ_i都是已知量，通过导航电文中的信息求得；接收机的坐标(x,y,z)和钟差δt_u为未知量，收机获取4颗以上的卫星的导航电文，则列出四个方程，从而解算出接收机的位置；

由于方程组是非线性的，本发明采用牛顿迭代及其线性化方法对方程组进行求解，其具体步骤如下：

第1步，设置方程初始解。迭代前给方程组的4个未知数设定一个初始值。初始值的设置分为两种情况，若是首次定位，则全部设为0。若已经成功定位，则将上一次的结果设置为本次迭代的初始值。

第2步，线性化方程组。对上式进行泰勒展开可得：

${\mathrm{\ρ}}_i-{\mathrm{\ρ}}_i(x,y,z,{\mathrm{\δt}}_u)=\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂x}\·\mathrm{\Δ}x+\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂y}\·\mathrm{\Δ}y+\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂z}\·\mathrm{\Δ}z+1\·{\mathrm{\δt}}_u$

其中：

$\begin{array}{c}\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂x}=\frac{-(x_i-x)}{\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}}=\frac{-(x_i-x)}{r_i}\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂y}=\frac{-(y_i-y)}{\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}}=\frac{-(y_i-y)}{r_i}\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂z}=\frac{-(z_i-z)}{\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}}=\frac{-(z_i-z)}{r_i}\end{array}$

将上式写成矩阵形式可得：

$G\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\δ}{t}_u\end{array}\right]=b$

其中

$G=\left[\begin{array}{cccc}\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_1}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_1}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_1}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_2}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_2}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_2}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_3}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_3}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_3}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_4}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_4}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_4}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\end{array}\right]$

$b=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ρ}}_1-r_1(k-1)-\mathrm{\δ}{t}_{u,k-1}\\ {\mathrm{\ρ}}_2-r_2(k-1)-{\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\\ {\mathrm{\ρ}}_3-r_3(k-1)-{\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\\ {\mathrm{\ρ}}_4-r_4(k-1)-{\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\end{array}\right]$

在这里，δt_u,k-1和r_i(k-1)表示第k-1次迭代求出的钟差和接收机与对应卫星的距离。k＝1表示第1步中设置的初始值。

第3步，利用最小二乘法公式求解方程组：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\δ}{t}_u\end{array}\right]={\left(G^{T}G\right)}^{-1}{G}^{T}b$

第4步，更新非线性方程组的根：

$\left[\begin{array}{c}{x}_k\\ y_k\\ z_k\\ {\mathrm{\δt}}_{u,k}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_{k-1}\\ y_{k-1}\\ z_{k-1}\\ {\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\δ}{t}_u\end{array}\right]$

第5步，判断牛顿迭代收敛性。每次迭代，第3步的结果会越来越小，当其矢量长度值小于一定门限的时候，说明方程组的解已经收敛，则停止迭代，最后一次迭代第4步的值即为接收机的位置坐标和时钟钟差，否则重返第2步。一般情况下3至5次迭代即可收敛。

综上所述，本发明能够使接收机在高动态、弱信号等恶劣工作环境下信号失锁后快速重定位。

Claims (6)

1.一种GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，根据历书信息和本地时间预测可见卫星：首先根据星历或历书信息，结合接收机时钟提供的本地时间解算出第i颗卫星在地心地固直角坐标系即ECEF坐标系下的位置SINS根据IMU输出的信息实时计算得到载体当前时刻的纬度L、经度λ和高度h；将载体的位置进行坐标变换得到载体在ECEF坐标系下的位置(x_u,y_u,z_u)，计算第i颗卫星相对于载体的高度角；

步骤2，根据卫星高度角信息为卫星分配多个通道：根据在轨卫星的高度角，判断并剔除当前不可见的卫星，对剩下的可搜捕卫星分配通道进行二维搜索；

步骤3，利用外部辅助的载体位置信息，结合卫星历书或星历、本地时间信息实时解算得到辅助信息，并对载波环和码环提供辅助；

步骤4，完成信号捕获并进入跟踪状态以后读取本地时间，利用星历信息和SINS输出的辅助信息计算伪距，反推卫星信号的发射时间，从而解算得到当前帧计数；

步骤5，检测帧计数正确性，解调导航电文，利用导航测量值和导航电文进行定位解算，最终得到用户的卫星信息。

2.根据权利要求1所述的GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，其特征在于，步骤1中所述根据历书信息和本地时间预测可见卫星，具体如下：

(1.1)首先根据星历或历书信息，结合接收机时钟提供的本地时间解算出第i颗卫星在地心地固直角坐标系即ECEF坐标系下的位置SINS根据IMU输出的信息实时计算得到载体当前时刻的纬度L、经度λ和高度h；将载体的位置进行坐标变换得到载体在ECEF坐标系下的位置(x_u,y_u,z_u)，根据卫星与载体的位置信息，算得载体到第i颗卫星的向量如下：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_s^i\\ y_s^i\\ z_s^i\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{x}_u\\ y_u\\ z_u\end{array}\right]$

(1.2)将ECEF坐标系下的卫星观测向量转换为载体坐标系下的卫星观测向量

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}e\\ \mathrm{\Δ}n\\ \mathrm{\Δ}u\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}-sin\mathrm{\λ}& cos\mathrm{\λ}& 0\\ -\sin L\cos \mathrm{\λ}& -\sin Lsin\mathrm{\λ}& \cos L\\ \cos Lcos\mathrm{\λ}& \cos L\sin \mathrm{\λ}& \sin L\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\end{array}\right]$

上式中，[Δx,Δy,Δz]^T是ECEF坐标系下载体到卫星的观测向量，[Δe,Δn,Δu]^T是载体坐标系下的卫星观测向量，λ、L分别为接收机的经度和纬度；

(1.3)计算第i颗卫星相对于载体的高度角θⁱ

${\mathrm{\θ}}^i=arcsin\left(\frac{\mathrm{\Δ}u}{\sqrt{{\left(\mathrm{\Δ}e\right)}^2+{\left(\mathrm{\Δ}n\right)}^2+{\left(\mathrm{\Δ}u\right)}^2}}\right)$

根据在轨卫星的高度角，判断并剔除当前不可见的卫星，对剩下的可搜捕卫星分配通道进行二维搜索。

3.根据权利要求1所述的GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，其特征在于，步骤2中所述根据卫星高度角信息为卫星分配多个通道，具体如下：

(2.1)初始化多通道模块，将所有通道状态设为关闭并将通道压入栈中，将所有卫星的搜捕状态设为不可见；

(2.2)判断能否通过高度角预测可见卫星：若不能预测，则将全部卫星的搜捕状态设置为可能可见，将所有通道从栈中弹出，将通道状态设置为常规时域捕获，为每颗卫星分配一个通道，进行二维搜捕，通道的状态设置为常规捕获；若可以预测，则将预测成功的卫星搜捕状态设置为预测可见，并申请使用多通道；将预测不可见的卫星的搜捕状态设置为预测不可见，并不再分配相应通道，等待高度角大到足够角度时再重新开启；

(2.3)对于预测可见的卫星，通过查询栈顶的位置判断是否有多余通道；查询的优先级由卫星的高度角大小决定；如果申请多通道成功，根据卫星高度角的大小从栈中弹出通道并将通道的搜捕卫星号设置为该颗卫星，包括最先分配给该颗卫星的通道，以及弹出的通道状态均设置为多通道捕获；

(2.4)成功捕获以后，将卫星搜捕状态改为可见，留下最先搜捕到该卫星信号的通道，将通道状态设置为信号确认；随后查找并释放该卫星之前使用的其他通道，将这些通道的状态设置为关闭并压入栈中，等待下次使用；如果超过时间仍未成功捕获卫星信号，则释放该颗卫星占用的所有通道，将卫星搜捕状态设置为弱信号，并重新分配一个通道改为采用非相干积分检测法捕获，此时的通道状态设置为非相干积分捕获。

4.根据权利要求1所述的GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，其特征在于，步骤3中所述利用外部辅助的载体位置信息，结合卫星历书或星历、本地时间信息实时解算得到辅助信息，并对载波环和码环提供辅助，具体如下：

(3.1)卫星信号相对中频频率的偏移除了受卫星和载体之间的相对运动引起的多普勒效应影响外，还包括接收机时钟频漂和卫星时钟频漂，频率偏移表示为：

Δf_carrier＝f_dopp+Δf_rec+Δf_s

上式中，Δf_s为卫星时钟频率漂移造成的频率偏差，能够由时钟校正项消除；Δf_rec为接收机时钟频率漂移带来的频率偏差，f_dopp为卫星和载体之间的多普勒频移；

(3.2)将SINS输出的当前时刻载体速度变换到ECEF坐标系下，结合历书或星历解算出的第i颗卫星在ECEF坐标系下的速度计算得到载体和第i颗卫星之间在视线矢量上的相对速度为：

$v_{u\_s}^i=({\stackrel{\→}{v}}_u-{\stackrel{\→}{v}}_s)\·{\stackrel{\→}{e}}_{u\_s}^i=\left(\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_u\\ {\stackrel{\·}{y}}_u\\ {\stackrel{\·}{z}}_u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_s^i\\ {\stackrel{\·}{y}}_s^i\\ {\stackrel{\·}{z}}_s^i\end{array}\right]\right)\·\left(\begin{array}{c}\frac{x_s^i-x_u}{r}\\ \frac{y_s^i-y_u}{r}\\ \frac{z_s^i-z_u}{r}\end{array}\right)$

上式中，为卫星和载体在视距方向的单位方向矢量，r为几何距离；

(3.3)计算卫星和载体之间相对运动造成的多普勒频移

$f_{dopp}^i=\frac{f_{L1}}{c}\·v_{u\_s}^i=\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_1}\·v_{u\_s}^i$

上式中，f_L1为GPS L1波段的载波频率，取1575.42MHz，c为光在真空中的传播速度，取299792458.0m/s，比例系数

(3.4)最终计算得到的第i颗卫星信号的载波频率为

$f_0^i=f_{IF}+f_{dopp}^i+\mathrm{\Δ}{\tilde{f}}_{rec}$

上式中，f_IF为下变频后信号的中频频率，为接收机晶振频漂带来的频率误差估计值，为卫星相对于载体的多普勒频移；

(3.5)接收机信号捕获控制部分根据实时解算得到的载波频率一方面不断调整本地复制信号的载波频率，将调整后的中频频率作为捕获中心值；另一方面，根据载波频率与码速率之间的关系维持码相位的同步。

5.根据权利要求1所述的GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，其特征在于，步骤4中所述完成信号捕获并进入跟踪状态以后读取本地时间，利用星历信息和SINS输出的辅助信息计算伪距，反推卫星信号的发射时间，从而解算得到当前帧计数，具体如下：

(4.1)卫星星历计算出卫星的位置和速度，通过卫星星历和IMU计算得到载体与卫星之间的伪距：

${\mathrm{\ρ}}_i=\sqrt{{(x_i-x_{u\_ins})}^2+{(y_i-y_{u\_ins})}^2+{(z_i-z_{u\_ins})}^2}+{\mathrm{\δt}}_u$

式中，(x_i,y_i,z_i)为卫星的位置，(x_{u_ins},y_{u_ins},z_{u_ins})为惯导提供的接收机的位置，δt_u为钟差；

(4.2)由于本地时间由本地时钟得到，利用伪距计算公式反推卫星发射时间ρ

ρ＝c×(t-t^(s))

式中，c为光速；t为信号的接收时刻；t^(s)为信号的发射时刻

(4.3)信号的发射时刻由一系列连续的测量值组成，计算公式为：

$t^s=TOW+(30w+b)\×0.020+(c+\frac{CP}{1023}+\frac{CDP}{1023\×2046})\×0.001\left(s\right)$

式中，TOW表示上一子帧中截短的周内时计数，乘以6以后就等于当前子帧的起始时间；W表示当前已接收到的帧内导航电文字，b表示当前导航电文字字内的比特位计数，c表示在当前比特中已经接收完整伪码周期的数量，CP表示当前码相位测量值，CDP表示当前的载波周期计数；

由于已知信号发射时间，由上式解算得到位计数、字计数、子帧计数及Z计数，从而实现帧同步。

6.根据权利要求1所述的GPS/SINS超紧组合导航系统中的快速重定位方法，其特征在于，步骤5中所述检测帧计数正确性，解调导航电文，利用导航测量值和导航电文进行定位解算，最终得到用户的卫星信息，具体如下：

(5.1)判断帧计数是否正确，若正确则进入稳定跟踪状态，若不正确则退出帧同步状态；

(5.2)若设卫星i的坐标为(x_i,y_i,z_i)，接收机到该卫星的伪距为ρ_i，接收机的坐标(x_u,y_u,z_u)，卫星时钟与接收机本地时钟钟差为δt_u，则列出以下等式：

${\mathrm{\ρ}}_i=\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}+{\mathrm{\δt}}_u$

其中，卫星的位置(x_i,y_i,z_i)和卫星与接收机的伪距为ρ_i都是已知量，通过导航电文中的信息求得；接收机的坐标(x,y,z)和钟差δt_u为未知量，收机获取4颗以上的卫星的导航电文，则列出四个方程，从而解算出接收机的位置；

采用牛顿迭代及线性化方法对方程组进行求解，其具体步骤如下：

第1步，设置方程初始解：迭代前给方程组的4个未知数设定一个初始值，初始值的设置分为两种情况：若是首次定位，则全部设为0；若已经成功定位，则将上一次的结果设置为本次迭代的初始值；

第2步，线性化方程组，对上式进行泰勒展开得：

${\mathrm{\ρ}}_i-{\mathrm{\ρ}}_i(x,y,z,{\mathrm{\δt}}_u)=\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂x}\·\mathrm{\Δ}x+\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂y}\·\mathrm{\Δ}y+\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂z}\·\mathrm{\Δ}z+1\·{\mathrm{\δt}}_u$

其中：

$\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂x}=\frac{-(x_i-x)}{\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}}=\frac{-(x_i-x)}{r_i}$

$\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂y}=\frac{-(y_i-y)}{\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}}=\frac{-(y_i-y)}{r_i}$

$\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_i}{\∂z}=\frac{-(z_i-z)}{\sqrt{{(x_i-x_u)}^2+{(y_i-y_u)}^2+{(z_i-z_u)}^2}}=\frac{-(z_i-z)}{r_i}$

将上式写成矩阵形式得：

$G\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\δ}{t}_u\end{array}\right]=b$

其中

$G=\left[\begin{array}{cccc}\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_1}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_1}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_1}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_2}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_2}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_2}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_3}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_3}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_3}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\\ \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_4}{\∂x}{|}_{x_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_4}{\∂y}{|}_{y_{k-1}}& \frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_4}{\∂z}{|}_{z_{k-1}}& 1\end{array}\right]$

$b=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ρ}}_1-r_1(k-1)-\mathrm{\δ}{t}_{u,k-1}\\ {\mathrm{\ρ}}_2-r_2(k-1)-{\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\\ {\mathrm{\ρ}}_3-r_3(k-1)-{\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\\ {\mathrm{\ρ}}_4-r_4(k-1)-{\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\end{array}\right]$

此处，δt_u,k-1表示第k-1次迭代求出的钟差，r_i(k-1)表示第k-1次迭代求出的接收机与对应卫星的距离；k＝1表示第1步中设置的初始值；

第3步，利用最小二乘法公式求解方程组：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\δ}{t}_u\end{array}\right]={\left(G^{T}G\right)}^{-1}{G}^{T}b$

第4步，更新非线性方程组的根：

$\left[\begin{array}{c}{x}_k\\ y_k\\ z_k\\ {\mathrm{\δt}}_{u,k}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_{k-1}\\ y_{k-1}\\ z_{k-1}\\ {\mathrm{\δt}}_{u,k-1}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}x\\ \mathrm{\Δ}y\\ \mathrm{\Δ}z\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\δ}{t}_u\end{array}\right]$

第5步，判断牛顿迭代收敛性：当矢量长度值小于门限的时候，说明方程组的解已经收敛，则停止迭代，最后一次迭代第4步的值即为接收机的位置坐标和时钟钟差；否则重返第2步。