CN110988955A - 一种导航定位的方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种导航定位的方法及装置，方法包括：通过接收机天线获取的N个卫星在不同时刻的载波相位，确定接收机天线的历元间载波相位的N个差值，通过接收机天线的传感器获取接收机天线的运动信息，根据历元间载波相位的N个差值以及运动信息确定接收机天线的第一位置信息。本发明将接收机天线的历元间载波相位的差值与传感器获取的接收机天线的运动信息相结合，无需依赖外部基准站或昂贵的设备，借助毫米精度级别载波相位观测量进行组合定位，能够稳定的提高组合导航定位的精度，提高了导航定位的可靠性和可用性。

Description

一种导航定位的方法及装置

技术领域

本发明涉及通信技术领域，尤其涉及一种导航定位的方法及装置。

背景技术

近年来，随着四大全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)的建设完善，GNSS信号的覆盖范围越来越广，信号精度也越来越高，不同星座卫星信号之间的兼容互操作能够有效提高GNSS终端的观测到的几何结构，提高了信号可用性，有利于提高用户的定位精度和稳定性，但是单纯的卫星导航定位技术不能解决卫星信号失锁即检测不到卫星信号状况下的导航定位问题，并且在可用卫星减少时导航定位精度会下降，从而在此基础上衍生出了组合导航定位技术。

标准的GNSS单点定位终端也就是不依靠外部基准站，以其成本低而应用广泛，但是由于伪距测量精度低以及技术上不可突破的瓶颈导致导航定位精度不足的弊端日渐凸显。具体表现为：

1、10米级定位精度不能满足更高精度要求的应用。

2、复杂环境下由于可用卫星数目较少导致无法定位时使得定位丧失连续性。

基于此，现有的高精度组合导航一般是采用双频载波相位差分定位技术(Real-time kinematic，RTK)与惯性导航定位技术(inertial navigation system，INS)组合或者精密单点定位技术(precise point positioning，PPP)与INS组合这两种方式实现。

然而，RTK/INS组合所需要的高精度双频RTK板卡或者高精度陀螺，有着动辄上万的成本价格，不利于这种组合导航技术的市场化，其技术实现一般是通过位置域的松组合方式实现，也就是依赖结果，而不关注观测过程，这样的组合方式也不能保证定位的稳定性，并且需要外部高精度基准站的差分数据进行协助解算而不能单站独立完成解算，用户需要将自己实时位置上传给差分数据分发中心来获取外部差分数据，无论从数据安全隐私性还是传输可靠性方面都存在无法避免的问题。

PPP/INS组合导航技术目前处于研究阶段，且技术原理上PPP从米级收敛到厘米级定位时间过长导致其工程化困难未走向实际的市场化。

从上述内容可以看出，如何实现低成本、高可靠性、高可用性、隐私性的高精度组合导航定位技术仍是当下亟待解决的问题。

发明内容

本发明实施例提供一种导航定位的方法及装置，用于解决如何实现高可靠性、高可用性的高精度组合导航定位的问题。

第一方面，本发明实施例提供一种导航定位的方法，包括：

通过接收机天线获取的N个卫星在不同时刻的载波相位，确定所述接收机天线的历元间载波相位的N个差值；

通过所述接收机天线的传感器获取所述接收机天线在所述历元间的运动信息；

根据所述历元间载波相位的N个差值以及所述运动信息确定所述接收机天线的第一位置信息。

上述方案，将接收机天线的历元间载波相位的差值与传感器获取的接收机天线的运动信息相结合，无需依赖外部基准站或昂贵的设备，借助毫米精度级别载波相位观测量进行组合定位，能够稳定的提高组合导航定位的精度，提高了导航定位的可靠性和可用性。

可选的，所述根据所述历元间载波相位的N个差值以及所述运动信息确定所述接收机天线的第一位置信息，包括：

根据所述历元间载波相位的N个差值，确定载波相位的观测方程组；所述观测方程组中包括每个卫星根据该卫星的历元间载波相位的差值确定的子方程；

根据所述运动信息确定所述接收机天线的状态方程；

根据所述载波相位的观测方程组以及所述状态方程确定所述接收机天线的第一位置信息。

上述方案，通过将历元间载波相位做差消除了大部分广播星历误差，同时通过联立方程组求解未知数，提高了导航定位的精度与效率。

可选的，任一卫星的子方程为：

ΔL＝Δρ-c·Δδ^s+c·Δδ_r+Δd_eph-Δd_ion+Δd_trop+Δε_L。

需要说明的是，其中，L_k、L_k-1分别为同编号卫星在本历元与上历元的载波相位，Δρ＝ρ_k-ρ_k-1，

为所述卫星在本历元到所述接收机天线的几何距离，(X_k ^s，Y_k ^s，Z_k ^s)为所述卫星在本历元的位置信息，

为所述接收机天线在本历元的位置信息，c为真空中光速，Δδ^s＝δ^s _k-δ^s _k-1，δ^s _k为所述卫星在本历元的钟差，Δδ_r＝δ_rk-δ_rk-1，δ_rk为所述接收机在本历元的钟差，Δd_eph＝d_ephk-d_ephk-1，d_ephk为在本历元轨道和卫星总误

差在信号传播方向的投影，Δd_ion＝d_ionk-d_ionk-1，d_ionk为在本历元电离层的延迟，Δd_trop＝d_tropk-d_tropk-1，d_tropk为在本历元对流层的延迟；Δε_L＝ε_Lk-ε_Lk-1；ε_Lk为在本历元载波相位的观测噪声。

可选的，所述根据所述运动信息确定所述接收机天线的状态方程，包括：

通过公式(1)确定所述接收机天线的状态方程：

公式(1)：

上述方案，(X_rk-1,Y_rk-1,Z_rk-1)为接收机天线在上历元的位置信息，Δx、Δy、Δz分别为上历元到本历元接收机天线的位置在三维方向上的增量。通过传感器测量值构造当前位置增量状态方程，提高了定位结果的可靠性。

可选的，在通过接收机天线的接收机获取的N个卫星在不同时刻的载波相位之前，所述方法还包括：

确定本历元与上历元相同编号卫星数目不少于4颗且本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值连续。

需要说明的是，在所有的参数中一共有接收机天线的三维位置

和接收机钟差δ_rk4个未知参数，因此，上述内容都建立在本历元与上历元相同编号卫星数目不少于4颗的前提下。

可选的，若本历元与上历元相同编号卫星数目少于4颗或本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值不连续，所述方法还包括：

通过接收机天线的接收机获取的M个卫星在本历元的伪距观测值，确定所述接收机天线的第二位置信息。

上述方案，在本历元与上历元相同编号卫星数目少于4颗或本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值不连续的情况下通过伪距观测值构建观测方程得到解算坐标。

可选的，通过公式(2)确定所述M个卫星中任一卫星在本历元的伪距观测值：

公式(2)：P_k＝ρ_k-c·δ_k ^s+c·δ_rk+d_ephk+d_ionk+d_tropk+ε_pk，其中，ε_pk为本历元伪距观测噪声；

根据所述伪距观测值以及所述接收机天线的状态方程确定所述接收机天线的第二位置信息。

第二方面，本发明实施例提供一种导航定位的装置，所述装置包括：

获取模块，用于通过接收机天线获取的N个卫星在不同时刻的载波相位，确定所述接收机天线的历元间载波相位的N个差值；通过所述接收机天线的传感器获取所述接收机天线在所述历元间的运动信息；

处理模块，用于根据所述历元间载波相位的N个差值以及所述运动信息确定所述接收机天线的第一位置信息。

可选的，所述处理模块具体用于：

根据所述历元间载波相位的N个差值，确定载波相位的观测方程组；所述观测方程组中包括每个卫星根据该卫星的历元间载波相位的差值确定的子方程；

根据所述运动信息确定所述接收机天线的状态方程；

根据所述载波相位的观测方程组以及所述状态方程确定所述接收机天线的第一位置信息。

可选的，所述处理模块具体用于：

任一卫星的子方程为：

ΔL＝Δρ-c·Δδ^s+c·Δδ_r+Δd_eph-Δd_ion+Δd_trop+Δε_L；其中，L_k、L_k-1分别为同编号卫星在本历元与上历元的载波相位，Δρ＝ρ_k-ρ_k-1，

为所述卫星在本历元到所述接收机天线的几何距离，(X_k ^s，Y_k ^s，Z_k ^s)为所述卫星在本历元的位置信息，

为所述接收机天线在本历元的位置信息，c为真空中光速，Δδ^s＝δ^s _k-δ^s _k-1，δ^s _k为所述卫星在本历元的钟差，Δδ_r＝δ_rk-δ_rk-1，δ_rk为所述接收机在本历元的钟差，Δd_eph＝d_ephk-d_ephk-1，d_ephk为在本历元轨道和卫星总误差在信号传播方向的投影，Δd_ion＝d_ionk-d_ionk-1，d_ionk为在本历元电离层的延迟，Δd_trop＝d_tropk-d_tropk-1，d_tropk为在本历元对流层的延迟；Δε_L＝ε_Lk-ε_Lk-1；ε_Lk为在本历元载波相位的观测噪声。

可选的，所述处理模块具体用于：通过公式(1)确定所述接收机天线的状态方程：

公式(1)：

其中，(X_rk-1,Y_rk-1,Z_rk-1)为所述接收机天线在上历元的位置信息，Δx、Δy、Δz分别为上历元到本历元所述接收机天线的位置在三维方向上的增量。

可选的，所述处理模块还用于：

确定本历元与上历元相同编号卫星数目不少于4颗且本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值连续。

可选的，若本历元与上历元相同编号卫星数目少于4颗或本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值不连续，所述处理模块还用于：

通过接收机天线的接收机获取的M个卫星在本历元的伪距观测值，确定所述接收机天线的第二位置信息。

可选的，所述处理模块具体用于：

通过公式(2)确定所述M个卫星中任一卫星在本历元的伪距观测值：

公式(2)：P_k＝ρ_k-c·δ_k ^s+c·δ_rk+d_ephk+d_ionk+d_tropk+ε_pk，其中，ε_pk为本历元伪距观测噪声；

根据所述伪距观测值以及所述接收机天线的状态方程确定所述接收机天线的第二位置信息。

第三方面，本发明实施例提供一种计算机被控设备，包括：

存储器，用于存储程序指令；

处理器，用于调用所述存储器中存储的程序指令，按照获得的程序执行上述第一方面所述的方法。

第四方面，本发明实施例提供一种计算机可读非易失性存储介质，包括计算机可读指令，当计算机读取并执行所述计算机可读指令时，使得计算机执行上述第一方面所述的方法。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简要介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种系统架构的示意图；

图2为本发明实施例提供的一种导航定位的方法的流程示意图；

图3为本发明实施例提供的一种导航定位的方法的流程示意图；

图4为本发明实施例提供的一种导航定位的方法的流程示意图；

图5为本发明实施例提供的一种导航定位的装置的结构示意图。

具体实施方式

为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明，应当理解本发明实施例以及实施例中的具体特征是对本发明技术方案的详细的说明，而不是对本发明技术方案的限定，在不冲突的情况下，本发明实施例以及实施例中的技术特征可以相互结合。

首先，对本申请中的部分用语进行解释说明，以便使本领域技术人员理解。

伪距：卫星定位过程中，用卫星发播的伪随机码与接收机天线复制码的相关技术，测定地面接收机天线到卫星之间的含有时钟误差和大地折射延迟的距离。

载波相位：接收机天线接收的卫星信号的相位相对于接收机天线产生的载波信号相位的测量值。

历元：一些天文变数作为参考的时刻点。

为了解决现有技术中的问题，本发明实施例提供一种导航定位的方法，本发明实施例提供的导航定位的方法，可以适用于如图1所示的系统架构中，该系统架构包括GNSS接收机天线100、接收机200、传感器300。

其中，GNSS接收机天线100的中心频点位于GPS的L1波段，能够接收L1波段的卫星信号并且将电磁波信号转换为电信号。

需要说明的是，接收机天线的频段也可为S、B1等，本申请实施例对此不做具体限定。

GNSS接收机天线的接收机200由射频和基带两部分构成，其特征是能够实时输出接收卫星的原始观测量信息(比如伪距、载波相位等)和导航电文，其中，导航电文是用于描述卫星运行状态参数的电文。

传感器300可以为微机电系统(Microelectro Mechanical Systems，MEMS)，也可以为其他种类的传感器，本申请对此不做具体限定。传感器300可以以高频率输出接收机天线的运动信息，比如三轴角速度、加速度等信息。

需要说明的是，图1仅是本申请实施例系统架构的一种示例，本申请对此不做具体限定。

基于图1所示意的系统架构，图2为本发明实施例提供的一种导航定位方法所对应的流程示意图，如图2所示，该方法包括：

步骤201，通过接收机天线的接收机获取的N个卫星在不同时刻的载波相位，确定接收机天线的历元间载波相位的N个差值。

需要说明的是，本申请实施例中，历元间指的是本历元与上历元之间。

步骤202，通过接收机天线的传感器获取接收机天线在历元间的运动信息。

需要说明的是，传感器可以为MEMS，也可以为其他种类的传感器，本申请对此不做具体限定。运动信息包括接收机天线的三轴角速度、加速度等。

步骤203，根据历元间载波相位的N个差值以及运动信息确定接收机天线的第一位置信息。

本申请实施例在步骤201之前，还要确定本历元与上历元相同编号卫星数目不少于4颗且本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值连续。

从上述内容可以看出，本申请实施例将接收机天线的历元间载波相位的差值与传感器获取的接收机天线的运动信息相结合，无需依赖外部基准站或昂贵的设备，借助毫米精度级别载波相位观测量进行组合定位，能够稳定的提高组合导航定位的精度，提高了导航定位的可靠性和可用性。

本申请实施例在步骤203中，具体的根据如图3所示的方法流程实现。

如图3所示：

步骤301，根据历元间载波相位的N个差值，确定载波相位的观测方程组。

需要说明的是，观测方程组中包括每个卫星根据该卫星的历元间载波相位的差值确定的子方程。

步骤302，根据运动信息确定接收机天线的状态方程。

步骤303，根据载波相位的观测方程组以及状态方程确定接收机天线的第一位置信息。

本申请实施例中，任一卫星的子方程为：

ΔL＝Δρ-c·Δδ^s+c·Δδ_r+Δd_eph-Δd_ion+Δd_trop+Δε_L。

需要说明的是，ΔL＝L_k-L_k-1，L_k、L_k-1分别为同编号卫星在本历元与上历元的载波相位，Δρ＝ρ_k-ρ_k-1，

为卫星在本历元到接收机天线的几何距离，(X_k ^s，Y_k ^s，Z_k ^s)为卫星在本历元的位置信息，该位置是根据广播星历计算的，

为接收机天线在本历元的位置信息，c为真空中光速，Δδ^s＝δ^s _k-δ^s _k-1，δ^s _k为卫星在本历元的钟差，该钟差是根据广播星历计算的，Δδ_r＝δ_rk-δ_rk-1，δ_rk为接收机在本历元的钟差。

进一步的，Δd_eph＝d_ephk-d_ephk-1,d_ephk为在本历元轨道和卫星总误差在信号传播方向的投影，Δd_ion＝d_ionk-d_ionk-1，d_ionk为在本历元电离层的延迟，Δd_trop＝d_tropk-d_tropk-1，d_tropk为在本历元对流层的延迟；Δε_L＝ε_Lk-ε_Lk-1；ε_Lk为在本历元载波相位的观测噪声。

本申请实施例中，载波相位在本历元的观测方程为：

需要说明的是，λ为载波相位的波长，N表示整周模糊度参数，也就是在载波相位测量时，载波相位与基准相位之间相位差的首观测值所对应的整周未知数。

从上述内容可以看出，通过对历元间的载波相位做差，消除了参数λN带来的误差，同时通过联立方程组求解未知数，提高了导航定位的精度与效率。

本申请实施例中，由于广播星历误差和钟差在站星方向上投影具有变化缓慢特征，故认为Δd_eph＝Δd_ion＝0，同时历元间做差能够消除大部分广播星历误差，其参与影响可以认为忽略不计，则有Δd_trop＝0。

基于此，ΔL＝Δρ-c·Δδ^s+c·Δδ_r+Δd_eph-Δd_ion+Δd_trop+Δε_L可以化简为如下过程：

在上式中ρ_k-1为上历元接收机天线与卫星几何距离为已知量，卫星钟差历元差也为已知量，接收机钟差历元差可用单点定位钟差代替，未知量是本历元卫星的三维位置，也就是说，一共三个参数，上述式子可以化为：

本申请实施例在步骤302中，具体的，通过公式(1)确定所述接收机天线的状态方程：

公式(1)：

公式(1)也就是当前位置增量状态方程。

进一步的，基于上述内容根据导航电文中给出的参数使用模型来求解，在所有的参数中一共有接收机天线的三维位置

和接收机钟差δ_rk4个未知参数，因此，上述内容都建立在本历元与上历元相同编号卫星数目不少于4颗的前提下。

同时，上述内容还需满足本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值连续的条件，其中，载波相位观测值是可用的，最后通过载波相位的观测方程组和状态方程构建扩展卡尔曼滤波可以得到当前位置的最优解。

若本历元与上历元相同编号卫星数目少于4颗或本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值不连续，则通过接收机天线的接收机获取的M个卫星在本历元的伪距观测值，确定所线的第二位置信息。

具体的，通过公式(2)确定卫星在本历元的伪距观测值：

公式(2)：P_k＝ρ_k-c·δ_k ^s+c·δ_rk+d_ephk+d_ionk+d_tropk+ε_pk。

需要说明的是，ε_pk为本历元伪距观测噪声，最后根据伪距观测值以及接收机天线的状态方程确定接收机天线的第二位置信息。

上述方案，当本历元卫星数目大于4颗时，则可根据伪距观测值组成观测方程。然后解算。比如通过最小二乘方法进行迭代可以求解出接收机天线位置和接收机钟差，本申请实施例对解算方式不做具体限定。最后通过载波相位的观测方程组和状态方程构建扩展卡尔曼滤波可以得到当前位置的最优解。

本申请实施例中，若本历元卫星信号完全失锁或者卫星数目不足以定位时，此时将进入纯惯性导航推算模式，利用传感器计算载体三维位置的增量，并与上历元载体三维位置进行叠加解算得到载体推算位置，具体通过公式(1)完成。

基于上文的介绍，举一个具体的例子，图4为本申请实施例提供的导航定位的方法的流程示意图，下面结合图4对本发明实施例导航定位的整体实现过程进行描述。

如图4所示：

步骤401，获取接收机天线原始观测量以及传感器测量值。

需要说明的是，接收机天线原始观测量包括伪距、载波相位等，传感器测量接收机天线的运动信息，包括三轴角速度、加速度等。

步骤402，判断本历元卫星数目是否大于4颗，若是，执行步骤403，否则执行步骤404。

步骤403，进行单点定位。

步骤404，采用惯性导航。

步骤405，判断本历元与上历元相同编号的卫星数量是否大于4颗，若是，执行步骤406，否则执行步骤407。

步骤406，在单点定位的基础上结合历元间载波相位差值进行定位。

步骤407，根据伪距以及传感器测量值确定接收机天线位置。

本申请实施例在步骤403中，首先利用当前伪距观测值进行标准单点定位得到普通精度的定位结果。

具体的，在步骤404中，若当前历元卫星信号失去锁定则启用惯性导航模式。

进一步的，在步骤406中，在单点定位基础上以高精度历元间载波相位变化量即本历元载波相位减去上历元载波相位作为观测值建立观测方程，同时使用MEMS传感器数据获得的位置增量构建状态方程来描述接收机天线的运动状态，最后由观测方程和状态方程构建卡尔曼滤波器采用扩展卡尔曼滤波估计载接收机天线的位置。

上述方案，通过层层推进的策略对不同的观测情况进行分类处理，在确定卫星数目满足要求后首先通过测量精度为米级的伪距观测值构建观测方程得到精度为10米左右的解算坐标，继续判定连续两个历元载波相位观测值是否连续并且相同编号卫星数是否继续满足，若满足条件则使用测量精度毫米级别的载波相位构建历元间载波相位差值作为观测方程，使用传感器测量值构建状态方程进行扩展卡尔曼滤波估计位置坐标，若不满足条件，则使用伪距观测方程与传感器状态方程进行扩展卡尔曼滤波进行最优估计得到折中精度坐标；当卫星数目不达标无法进行普通定位时，则在上历元基础上进行惯性导航推算本历元坐标。

本申请实施例中，由于伪距观测量测量精度为米级，单点定位的输出精度有限，在初步实现组合导航定位的基础上进一步借助毫米精度级别载波相位观测量建立观测方程，稳定的提高了组合导航的定位精度、提高了导航定位的可靠性。

基于相同的技术构思，图5示例性的示出了本发明实施例提供的导航定位的装置的结构，该装置可以执行导航定位的方法的流程。

如图5所示，该装置包括：

获取模块501，用于通过接收机天线的接收机获取的N个卫星在不同时刻的载波相位，确定所述接收机天线的历元间载波相位的N个差值；通过所述接收机天线的传感器获取所述接收机天线的运动信息；

处理模块502，用于根据所述历元间载波相位的N个差值以及所述运动信息确定所述接收机天线的第一位置信息。

可选的，所述处理模块502具体用于：

根据所述历元间载波相位的N个差值，确定载波相位的观测方程组；所述观测方程组中包括每个卫星根据该卫星的历元间载波相位的差值确定的子方程；

根据所述运动信息确定所述接收机天线的状态方程；

根据所述载波相位的观测方程组以及所述状态方程确定所述接收机天线的第一位置信息。

可选的，所述处理模块502具体用于：

任一卫星的子方程为：

ΔL＝Δρ-c·Δδ^s+c·Δδ_r+Δd_eph-Δd_ion+Δd_trop+Δε_L；其中，L_k、L_k-1分别为同编号卫星在本历元与上历元的载波相位，Δρ＝ρ_k-ρ_k-1，

为所述卫星在本历元到所述接收机天线的几何距离，(X_k ^s，Y_k ^s，Z_k ^s)为所述卫星在本历元的位置信息，

为所述接收机天线在本历元的位置信息，c为真空中光速，Δδ^s＝δ^s _k-δ^s _k-1，δ^s _k为所述卫星在本历元的钟差，Δδ_r＝δ_rk-δ_rk-1，δ_rk为所述接收机在本历元的钟差，Δd_eph＝d_ephk-d_ephk-1,d_ephk为在本历元轨道和卫星总误差在信号传播方向的投影，Δd_ion＝d_ionk-d_ionk-1，d_ionk为在本历元电离层的延迟，Δd_trop＝d_tropk-d_tropk-1，d_tropk为在本历元对流层的延迟；Δε_L＝ε_Lk-ε_Lk-1；ε_Lk为在本历元载波相位的观测噪声。

可选的，所述处理模块502具体用于：通过公式(1)确定所述接收机天线的状态方程：

公式(1)：

可选的，所述处理模块502还用于：

确定本历元与上历元相同编号卫星数目不少于4颗且本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值连续。

可选的，若本历元与上历元相同编号卫星数目少于4颗或本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值不连续，所述处理模块还用于：

通过接收机天线的接收机获取的N个卫星在本历元的伪距观测值，确定所述接收机天线的第二位置信息。

可选的，所述处理模块502具体用于：

通过公式(2)确定所述卫星在本历元的伪距观测值：

公式(2)：P_k＝ρ_k-c·δ_k ^s+c·δ_rk+d_ephk+d_ionk+d_tropk+ε_pk，其中，ε_pk为本历元伪距观测噪声；

根据所述伪距观测值以及所述接收机天线的状态方程确定所述接收机天线的第二位置信息。

基于相同的技术构思，本发明实施例还提供了一种计算被控设备，包括：

存储器，用于存储程序指令；

处理器，用于调用所述存储器中存储的程序指令，按照获得的程序执行上述导航定位的方法。

基于相同的技术构思，本发明实施例还提供了一种计算机可读非易失性存储介质，包括计算机可读指令，当计算机读取并执行所述计算机可读指令时，使得计算机执行上述导航定位的方法。

最后应说明的是：本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本发明是参照根据本发明的方法、被控设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理被控设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理被控设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理被控设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种导航定位的方法，其特征在于，包括：

通过接收机天线获取的N个卫星在不同时刻的载波相位，确定所述接收机天线的历元间载波相位的N个差值；

通过所述接收机天线的传感器获取所述接收机天线在所述历元间的运动信息；

根据所述历元间载波相位的N个差值以及所述运动信息确定所述接收机天线的第一位置信息。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述历元间载波相位的N个差值以及所述运动信息确定所述接收机天线的第一位置信息，包括：

根据所述历元间载波相位的N个差值，确定载波相位的观测方程组；所述观测方程组中包括每个卫星根据该卫星的历元间载波相位的差值确定的子方程；

根据所述运动信息确定所述接收机天线的状态方程；

根据所述载波相位的观测方程组以及所述状态方程确定所述接收机天线的第一位置信息。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，任一卫星的子方程为：

ΔL＝Δρ-c·Δδ^s+c·Δδ_r+Δd_eph-Δd_ion+Δd_trop+Δε_L；

其中，ΔL＝L_k-L_k-1，L_k、L_k-1分别为同编号卫星在本历元与上历元的载波相位，Δρ＝ρ_k-ρ_k-1，

为所述卫星在本历元到所述接收机天线的几何距离，(X_k ^s，Y_k ^s，Z_k ^s)为所述卫星在本历元的位置信息，

为所述接收机天线在本历元的位置信息，c为真空中光速，Δδ^s＝δ^s _k-δ^s _k-1，δ^s _k为所述卫星在本历元的钟差，Δδ_r＝δ_rk-δ_rk-1，δ_rk为所述接收机在本历元的钟差，Δd_eph＝d_ephk-d_ephk-1，d_ephk为在本历元轨道和卫星钟差在信号传播方向的投影，Δd_ion＝d_ionk-d_ionk-1，d_ionk为在本历元电离层的延迟，Δd_trop＝d_tropk-d_tropk-1，d_tropk为在本历元对流层的延迟；Δε_L＝ε_Lk-ε_Lk-1；ε_Lk为在本历元载波相位的观测噪声。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述运动信息确定所述接收机天线的状态方程，包括：

通过公式(1)确定所述接收机天线的状态方程：

公式(1)：

其中，(X_rk-1,Y_rk-1,Z_rk-1)为所述接收机天线在上历元的位置信息，Δx、Δy、Δz分别为上历元到本历元所述接收机天线的位置在三维方向上的增量。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在通过接收机天线的接收机获取的N个卫星在不同时刻的载波相位之前，所述方法还包括：

确定本历元与上历元相同编号卫星数目不少于4颗且本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值连续。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，若本历元与上历元相同编号卫星数目少于4颗或本历元与上历元同编号卫星的载波相位观测值不连续，所述方法还包括：

通过接收机天线的接收机获取的M个卫星在本历元的伪距观测值，确定所述接收机天线的第二位置信息。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过公式(2)确定所述M个卫星中任一卫星在本历元的伪距观测值：

公式(2)：P_k＝ρ_k-c·δ_k ^s+c·δ_rk+d_ephk+d_ionk+d_tropk+ε_pk，其中，ε_pk为本历元伪距观测噪声；

根据所述伪距观测值以及所述接收机天线的状态方程确定所述接收机天线的第二位置信息。

8.一种导航定位的装置，其特征在于，所述装置包括：

获取模块，用于通过接收机天线获取的N个卫星在不同时刻的载波相位，确定所述接收机天线的历元间载波相位的N个差值；通过所述接收机天线的传感器获取所述接收机天线在所述历元间的运动信息；

处理模块，用于根据所述历元间载波相位的N个差值以及所述运动信息确定所述接收机天线的第一位置信息。

9.一种计算设备，其特征在于，包括：

存储器，用于存储程序指令；

处理器，用于调用所述存储器中存储的程序指令，按照获得的程序执行权利要求1至8任一项所述的方法。

10.一种计算机可读非易失性存储介质，其特征在于，包括计算机可读指令，当计算机读取并执行所述计算机可读指令时，使得计算机执行如权利要求1至8任一项所述的方法。

Images