CN109099911A - 一种航空系统导航定位的方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空系统导航定位的方法及系统，用以解决传统天文定位精度受限于水平基准的精度，很难实现高精度定位的问题。该方法包括：建立基于地心惯性系的惯导系统；对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息。本发明充分利用惯导系统和天文导航系统的量测信息获得高精度的数字水平基准，解决现有传统天文导航定位受水平基准制约的问题，导航精度高。

Description

一种航空系统导航定位的方法及系统

技术领域

本发明涉及航天系统导航技术领域，尤其涉及一种航空系统导航定位的方法及系统。

背景技术

天文导航系统是利用自然星体与实践有关的位置信息，借助被动光电探测设备，通过解算确定载体航向、在台和位置的导航设备。

惯性/天文紧组合导航系统作为一个完全自主的黄金组合系统一直以来受到各国的高度重视。现有的惯性/天文紧组合导航系统中，主要利用利用空间六分仪或地平仪直接敏感地平、六分仪观测水平线或者由惯导系统提供水平基准，然后采用高度差法定位，即观测两颗及以上恒星的高度角和方位角后迭代求解，提供给组合导航系统的量测是载体位置。

地平仪(如红外地平仪)的精度目前只能达到0.02°，最终定位精度约为1-3km，利用空间六分仪，天文导航可以得到较高的定位精度，但是该设备过于复杂且成本过高，不利于大范围使用，而且地平仪和空间六分仪只能在太空使用，无法用于大气层内的飞行器及舰船。

目前，国内外惯导平台的水平精度的最高水平为4-8，一般为20-40，基于惯导水平的天文导航的定位精度只能达到海里级。传统天文定位精度受限于水平基准的精度，很难实现高精度定位，可见受水平基准限制已成天文导航技术向高精度方向发展的瓶颈。

发明内容

本发明要解决的技术问题目的在于提供一种航空系统导航定位的方法及系统，用以解决传统天文定位精度受限于水平基准的精度，很难实现高精度定位的问题。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种航空系统导航定位的方法，包括步骤：

建立基于地心惯性系的惯导系统；

对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；

根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息。

上述方案中，还包括步骤：

对所述惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。

上述方案中，所述对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果的步骤，具体包括：

利用陀螺仪量测输出的载体相对于惯性空间的转动角速度和加速度计的量测输出的载体相对于惯性空间的比力，获取惯导设备的的输出数据；

对所述输出数据进行解算获得所述地心惯性系下载体的姿态、速度、位置信息。

上述方案中，所述利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准的步骤，具体包括：

根据所述惯导系统解算出的载体在地心惯性系中位置信息得到包含位置误差的位置矩阵；

利用组合导航滤波器估计位置误差以对所述位置矩阵的误差进行校正；

通过坐标变换和误差补偿，计算得到当地地理系的水平信息；

根据所述当地地理系的水平信息构造高精度数字水平基准。

上述方案中，所述计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影的步骤，具体包括：

利用高度差法计算天文定位经纬度；

根据所述天文定位经纬度得到天文导航系统输出的位置；

结合所述天文导航系统输出的位置和高度计算输出的高度信息获得载体的位置矢量；

根据所述载体的位置矢量得到所述天文导航系统解算出的位置信息在所述惯性坐标系中的投影。

上述方案中，所述根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息的步骤，具体包括：

建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程；

通过天文导航系统的测量信息与状态量之间的关系建立组合导航系统的量测方程。

上述方案中，所述建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程的步骤，具体包括：

取组合导航系统状态量为惯导的位置误差、速度误差、姿态误差、加速度计量误差和陀螺误差；

根据惯导系统误差方程建立惯性/天文紧组合导航系统的状态方程。

上述方案中，所述通过所述天文导航系统的量测信息与状态量之间的关系得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程的步骤，具体包括：

计算惯导解算的姿态矩阵和星敏感器测量的姿态矩阵的姿态矩阵差；

根据所述姿态矩阵差得到惯性/天文紧组合导航系统的姿态量测方程；

将惯导系统解算的位置和天文导航系统解算的位置作为滤波器的量测值；

根据所述滤波器的量测值与组合导航系统状态量之间进行估计后再联立的关系得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程。

一种航空系统导航定位的系统，包括：

惯导设备，用于量测惯性导航数据并将惯导数据送入导航计算机；

星敏感器，用于量测天文导航信息并将导航数据送入导航计算机；

导航计算机，用于将导航解算结果发送至上位机；

高度计，用于测量飞行器的高度；

上位机，用于对所述导航计算机进行控制。

上述方案中于，所述导航计算机包括：

建立模块，用于建立基于地心惯性系的惯导系统；

解算模块，用于对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

构造模块，用于利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；

判断模块，用于根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

输出模块，用于根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息；

验证模块，用于对所述惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。

本发明与传统的技术相比，有如下优点：

本发明充分利用惯导系统和天文导航系统的量测信息获得高精度的数字水平基准，解决现有传统天文导航定位受水平基准制约的问题，导航精度高。

附图说明

图1为本发明一实施例中航空系统导航定位的方法的流程示意图；

图2为本发明一实施例中地心惯性系i下的惯导系统导航算法的流程示意图；

图3为本发明另一实施例中航空系统导航定位的方法的流程示意图；

图4为本发明提出的紧组合方法与传统松方法姿态误差对比曲线；

图5为本发明提出的紧组合方法与传统松方法位置误差对比曲线。

图6为本发明一实施例中航空系统导航定位的系统的结构示意图。

具体实施方式

以下是本发明的具体实施例并结合附图，对本发明的技术方案作进一步的描述，但本发明并不限于这些实施例。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与本发明的技术领域技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。

本发明实施例提出一种基于高精度数字水平的惯性/天文紧组合导航方法和系统，充分利用惯导系统和天文导航系统的量测信息获得高精度的数字水平基准，解决现有传统天文导航定位受水平基准制约，导航精度不准的问题。

本发明提供的惯性/天文紧组合导航系统，包括惯导设备、星敏感器、导航计算机、高度计和上位机。惯导设备和星敏感器将数据送入导航计算机，导航计算机进行处理后将导航结算结果送入上位机实时显示，上位机同时对导航计算机进行控制。惯导设备包括陀螺仪和加速度计，星敏感器为大视场星敏感器，将PC机或Windows的嵌入式模块作为导航计算机。

请参阅图1，为本发明一实施例中航空系统导航定位的方法的流程示意图，将分别对各个步骤进行说明。

S101、建立基于地心惯性系的惯导系统。

惯导系统，即惯性导航系统，是一种不依赖外部信息，也不向外部辐射能量的自主式导航系统。其工作环境不仅包括空中、地面，还可以在水下。惯导的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，且把它变换到导航坐标系中，就能够在导航坐标系中的速度、姿态和位置等信息。

不同于一般的利用高度差原理进行天文定位的导航将当地地理坐标系t作为导航坐标系n的方法，本发明将地心惯性系i选作n系，这样星敏感器测量的高精度姿态信息可以直接用于估计校正载体的姿态误差以及陀螺误差，提高姿态精度，而且，建立的惯性/天文紧组合导航系统模型具有简单直观等优点。

S103、对惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果。

其中，步骤S103具体包括：

利用个陀螺仪量测出的载体相对于惯性空间的转动角速和加速度计的量测输出的载体相对于惯性空间的比力，获取惯导设备的输出数据；

对输出数据进行解算获得地心惯性系下载体的姿态、速度、位置信息。

利用陀螺仪量测输出的载体相对于惯性空间的转动角速度和加速度计的量测输出的载体相对于惯性空间的比力其中上标“～”表示量测值。获取到惯导器件的输出数据后，进行导航解算获得地心惯性系i下载体的姿态，速度，位置，信息，一路用于组合导航，另一路用于构造数字水平基准。

地心惯性系i下惯导设备的导航方程可表示为：

其中，rⁱ是从地心坐标系原点至载体的位置矢量；vⁱ是速度矢量；f^b是比力矢量；gⁱ是地球引力加速度矢量；是载体的姿态矩阵；是航天器角速度的反对称阵，并且 定义如下：

请参见图2，为本发明实施例中地心惯性系i下的惯导系统导航算法的流程示意图。解算出的地心惯性系i下载体的位置rⁱ＝(x y z)^T和载体相对于地心惯性系i的姿态矩阵惯导系统结算的结果用于构造高精度数字水平基准。

S105、利用惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准。

其中，步骤S105具体包括：

根据惯导系统结算出的载体在地心惯性系中位置信息得到包含位置误差的位置矩阵；

利用组合导航滤波器估计位置误差以对位置矩阵的误差进行校正；

通过坐标变换和误差补偿，计算得到当地地理系的水平信息；

根据当地地理系的水平信息构造高精度数字水平基准。

具体的，惯导系统相对于平台惯导系统，没有物理平台，是通过计算进行姿态变幻得到数字平台，本发明实施例利用地心惯性系下的惯导解算结果以及组合导航滤波器输出的导航误差估计，通过一系列的坐标变换和误差补偿，计算得到当地地理系的水平信息，也就是构造出了高精度的数字水平基准。

利用该惯导系统测量得到的比力及角速度解算出地心惯性系i下飞行器的位置rⁱ＝(x y z)^T，那么载体在赤道坐标系中的投影为P(r，α_d，δ_d)，则：

δ_d＝arcsin(z)；

其中，α_d∈(0，2π)，δ_d∈(-π/2，π/2)。

惯导解算出的载体在地理坐标系t中的位置为：

λ_INS＝α_d+t_G，L_INS＝δ_d；

其中，t_G为春分点的格林尼治时角，大小与位置无关。

根据解算的位置(L_INS，λ_INS)可以得到由地球固联坐标系e到t系的位置矩阵

位置矩阵包含位置误差带来的误差，可以用组合导航滤波器估计位置误差，对位置矩阵的误差进行校正。假设滤波器估计的位置误差为δPⁱ＝[δx δy δz]^t，是位置误差在i系下的投影，不能直接位置矩阵进行校正，下面将其换算到e系。

根据球面天文学，坐标在天球上的微小变化，是由观测点的微小位移，或者天体在空间位置的微小变化造成的，通常可以用球面坐标对空间位置的关系推得的微分公式足够精确地表示。对于一个载体，在赤道坐标系中的投影P(r，α_d，δ_d)在与其相联系的直角坐标系中的坐标为：x＝rcosαcosδ，y＝rsinαcosδ，z＝rsinδ，将其微分得：

d_r＝cosδ_dcosα_dδx+cosδ_dsina_dδy+sinδ_dd_z；

载体在天球中的位置(α_d，δ_d)与在e系中位置(L，λ)的关系为：

λ＝α_d+t_G，L＝δ_d；

两边微分得：

e系下的估计位置误差δP＝[-δL δλcosL_INS δλsinL_INS]^T，对位置矩阵误差进行校正：

根据惯导输出得到i系到b系的姿态矩阵其中包含惯导解算的姿态误差带来的误差，假设滤波器估计的姿态误差角为对惯导输出的捷联姿态矩阵进行校正：

导航当前时刻为t，那么由i系到e系的坐标变换矩阵为：

接着根据坐标变换关系，得到了b系到t的坐标变换矩阵，也就是高精度的数字水平基准：

S107、根据高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在惯导系统中的投影。

其中，所述计算得到天文导航系统解算出的位置信息在惯导系统中的投影的步骤具体包括：

利用高度差法计算天文定位经纬度；

根据天文定位经纬度得到天文导航系统输出的位置；

结合天文导航系统输出的位置和高度计算输出的高度信息获得载体的位置矢量；

根据载体的位置矢量得到天文导航系统解算出的位置信息在惯性坐标系中的投影。

天文导航系统的大视场星敏感器工作时能同时探测到3颗以上的恒星目标，输出载体相对于惯性空间的姿态矩阵

星敏感器同时还观测两颗以上的恒星星光矢量，利用构造的高精度水平基准获得星光矢量的高度角后，用高度差法进行天文定位。

自然天体的运动规律是固定不变的，因此星光矢量在某个时刻在固定坐标系的中位置是可以精确得到的。在地球上，只要载体的纬度L和经度λ已知，根据球面三角公式，恒星在当地地理系t中的高度角H和方位角A与恒星在天球中的坐标和地理位置间存在以下关系：

sinH＝sinL·sinDec+cosL·cosDec·cosLHA；

其中，恒星的格林时角GHA和赤纬Dec可以查询星历获得。地方时角LHA可由下面公式求得：

求取反三角函数可以得到高度角H和方位角A，

H＝arcsin(sinLsinDec+cosLcosDeccosLHA)；

高度差法定位的过程：选取两颗导航星，星敏感器观测天体得到观测高度角H_o1、H_o2，选择一个假定位置AP(可由惯导系统提供)，求天体在AP的计算高度角H_c1、H_c2和计算方位角A_c1、A_c1。天文导航系统的观测高度角和计算高度角的高度角差值为：

ΔH_i＝H_o1-H_c1，i＝1，2；

引入辅助量：

观测点的经纬度可通过下式求得：

利用解析高度差法计算天文定位经纬度，一般经过1-2次迭代就快速收敛到足够高的精度，收敛速度取决于假定位置AP和真实位置之间差多少。

通过以上步骤，利用星敏感器观测两个或两个以上的恒星的天文角度信息就得到天文导航系统输出的位置(L_CNS，λ_CNS)，结合高度计输出的高度信息，可以获得载体的位置矢量

为了进行后续的滤波计算，需要将惯导系统和天文导航系统的位置信息转换到同一坐标系下，这里将地理位置(L_CNS，λ_CNS)投影到惯性系。

根据载体在天球中的位置与在e系中位置的关系，可知：

此时载体在赤道坐标系中的投影在与其相联系的直角坐标系中的坐标为：

因此天文导航系统解算出的位置信息在惯性系中的投影为：

S109、根据投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息。

其中，步骤S109，具体包括：

建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程；

通过天文导航系统的测量信息与状态量之间的关系建立组合导航系统的量测方程。

其中，所述建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程的步骤，具体包括：

取组合导航系统状态量为惯导的位置误差、度误差、姿态误差、加速度计量误差和陀螺误差；

根据惯导系统误差方程状态量建立惯性/天文紧组合导航系统的状态方程。

具体的，建立i系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程。将i系下惯导系统误差方程作为组合导航系统的状态方程。假设速度误差、加速度计量测误差、姿态误差以及地球引力加速度计算误差分别为δf^b、φ，且 取系统状态量为：惯导的位置误差、速度误差、姿态误差、加速度计误差、陀螺误差，即：

建立惯性/天文紧组合导航系统的状态方程为：

X＝f(X(t))＝FX+w(t)；

式中：E[w(t)w(t)^T＝Q为状态模型噪声的协方差阵；

其中非零元素为：

F12＝I_3×3；

其中，所述通过所述状态方程得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程的步骤，具体包括：

计算惯导解算的姿态矩阵和星敏感器测量的姿态矩阵的姿态矩阵差；

根据所述姿态矩阵差得到惯性/天文紧组合导航系统的姿态量测方程；

将惯导系统解算的位置和天文导航系统解算的位置作为滤波器的量测值；

根据滤波器的量测值和组合导航系统状态量之间的关系得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程。

具体的，惯性/天文紧组合导航系统量测信息包括姿态量测和位置量测。

惯导解算的姿态矩阵和星敏感器测量的姿态矩阵的差为：

其中，V_a是星敏感器的噪声矩阵。

取组合导航系统的姿态量测值：

量测方程为：

Z₁＝H₁X+V₁；

其中，H₁＝[0_3×6 I_3×3 0_3×6]，V₁主要来源于星敏感器姿态误差，视为方差阵为R₁的零均值高斯白噪声。

同时，将惯导系统解算的位置和天文导航系统解算的位置的差作为滤波器的量测值：

其中，H₂＝[I_3×3 0_3×12]，V₂主要来源于星敏感器位置误差，视为方差阵为R₂的零均值高斯白噪声。

Z₁作为滤波器的姿态量测信息，对惯导系统的陀螺漂移和姿态误差进行估计；Z₂作为组合导航系统的位置量测信息，对惯导系统的加速度计零偏、速度误差、位置误差进行估计。联立得到组合导航系统的量测方程：

这样，系统的量测信息包括天文系统的位置信息和载体相对于惯性空间的高精度姿态信息，最终所有的导航参数，包括位置、速度、姿态、陀螺漂移和加速度计偏置都能被估计出来，实现全面最优组合导航。

请参阅图3，为本发明另一实施例中航空系统导航定位的方法的流程示意图，所述方法包括：

S301、建立基于地心惯性系的惯导系统；

S303、对惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

S305、利用惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；

S307、根据高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

S309、根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息；

S311、对惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。

具体的，通过仿真结果对一种基于高精度数字水平基准的惯性/天文紧组合导航方法和装置的性能和导航精度进行了验证。图4为本发明提出的紧组合方法与传统松方法姿态误差对比曲线；图5为本发明提出的紧组合方法与传统松方法位置误差对比曲线。本发明一种基于高精度数字水平基准的惯性/天文紧组合导航方法在构造数字水平基准时考虑了惯导水平姿态误差和位置误差对水平的影响，本质上是一种位置加姿态匹配的组合模式。从仿真结果可以看出，图4中紧组合模式下系统姿态误差能够快速收敛并稳定在较高精度，惯导水平基准的误差得到补偿后，可以提高天文导航系统定位精度，保证系统得到较高的定位精度。而传统松组合方法是一种位置组合模式，天文定位对惯导姿态误差和陀螺漂移的估计校正作用并不显著，因此姿态误差较大。图5中，紧组合模式的定位精度稳定在百米左右；而传统松组合模式下，天文定位的精度依赖于惯导提供的水平基准精度，从图4的结果知道传统惯性/天文松组合导航系统的姿态精度较差，进而影响组合导航定位的精度。

请参见图6，为本发明一实施例中航空系统导航定位的系统的结构示意图，所述航空系统导航定位的系统包括：

惯导设备61，用于量测惯性数据并将惯性数据送入导航计算机；

星敏感器62，用于量测天文导航信息并将导航数据送入导航计算机；

导航计算机63，用于将导航解算结果发送至上位机；

高度计64，用于测量飞行器的高度；

上位机65，用于对导航计算机进行控制。

具体的，惯导设备61和星敏感器62将数据送入导航计算机63，导航计算机63进行处理后将导航解算结果送入上位机65实时显示，上位机65同时对导航计算机63进行控制，惯导设备61包括陀螺仪和加速度计，星敏感器62为大视场星敏感器，将PC机或Windows的嵌入式模块作为导航计算机。

其中，导航计算机63包括：

建立模块631，用于建立基于地心惯性系的惯导系统；

解算模块632，用于对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

构造模块633，用于利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；

判断模块634，用于根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

输出模块635，用于根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息；

验证模块636，用于对惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。

上述实施例基于高精度数字水平基准的惯性/天文紧组合导航方法和系统的优点在于：

(1)利用惯导设备和星敏感器提供的信息，构造了一种新的高精度的数字水平，无需单独的水平基准就可以使天文导航系统得到高精度的定位结果。

(2)利用较少的传感器(惯导设备和星敏感器)对载体进行高精度的定姿定位，实现全面最优导航。

(3)本发明实施例提供的方法和系统所需元减少、成本低、系统结构简单、导航精度高，且不易受外界影响，自主性强。

以上各实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中各个技术所有可能组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

本文中所描述的具体实施例仅仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。

Claims (10)

1.一种航空系统导航定位的方法，其特征在于，包括步骤：

建立基于地心惯性系的惯导系统；

对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；

根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息。

2.根据权利要求1所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，还包括步骤：

对所述惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。

3.根据权利要求1所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果的步骤，具体包括：

利用陀螺仪量测输出的载体相对于惯性空间的转动角速度和加速度计的量测输出的载体相对于惯性空间的比力，获取惯导设备的的输出数据；

对所述输出数据进行解算获得所述地心惯性系下载体的姿态、速度、位置信息。

4.根据权利要求3所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准的步骤，具体包括：

根据所述惯导系统解算出的载体在地心惯性系中位置信息得到包含位置误差的位置矩阵；

利用组合导航滤波器估计位置误差以对所述位置矩阵的误差进行校正；

通过坐标变换和误差补偿，计算得到当地地理系的水平信息；

根据所述当地地理系的水平信息构造高精度数字水平基准。

5.根据权利要求4所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影的步骤，具体包括：

利用高度差法计算天文定位经纬度；

根据所述天文定位经纬度得到天文导航系统输出的位置；

结合所述天文导航系统输出的位置和高度计算输出的高度信息获得载体的位置矢量；

根据所述载体的位置矢量得到所述天文导航系统解算出的位置信息在惯性坐标系中的投影。

6.根据权利要求5所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息的步骤，具体包括：

建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程；

通过天文导航系统的测量信息与状态量之间的关系建立组合导航系统的量测方程。

7.根据权利要求6所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程的步骤，具体包括：

取组合导航系统状态量为惯导的位置误差、速度误差、姿态误差、加速度计量误差和陀螺误差；

根据惯导系统误差方程建立惯性/天文紧组合导航系统的状态方程。

8.根据权利要求6所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述通过所述天文导航系统的量测信息与状态量之间的关系得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程的步骤，具体包括：

计算惯导解算的姿态矩阵和星敏感器测量的姿态矩阵的姿态矩阵差；

根据所述姿态矩阵差得到惯性/天文紧组合导航系统的姿态量测方程；

将惯导系统解算的位置和天文导航系统解算的位置作为滤波器的量测值；

根据所述滤波器的量测值与组合导航系统状态量之间进行估计后再联立的关系得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程。

9.一种航空系统导航定位的系统，其特征在于，包括：

惯导设备，用于量测惯性导航数据并将惯导数据送入导航计算机；

星敏感器，用于量测天文导航信息并将导航数据送入导航计算机；

导航计算机，用于将导航解算结果发送至上位机；

高度计，用于测量飞行器的高度；

上位机，用于对所述导航计算机进行控制。

10.根据权利要求9所述的一种航空系统导航定位的系统，其特征在于，所述导航计算机包括：

建立模块，用于建立基于地心惯性系的惯导系统；

解算模块，用于对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

构造模块，用于利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；

判断模块，用于根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

输出模块，用于根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息；

验证模块，用于对所述惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。