CN111189446A - 一种基于无线电的组合导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于惯性测量技术领域，涉及到利用无线电测向、测距信息和气压高度表信息来抑制惯性导航位置误差发散。该方案是通过建立无线电和气压高度表误差模型，利用卡尔曼滤波对无线电测向误差、气压高度表误差进行估计，对导航系统位置和姿态误差进行修正以提高定位定向系统的高程精度。

Description

一种基于无线电的组合导航方法

技术领域

本发明属于惯性测量技术领域，特别涉及一种基于无线电的组合导航方法。

背景技术

组合导航系统是载机的核心导航设备之一，可为各种载机提供速度、位置、航向以及水平姿态等信息。在卫星信息良好可用时，组合导航系统利用卫星信息进行组合，可长间工作并保证输出信息精度。但卫星信号存在容易受电子干扰，地形遮挡等缺点，当卫星信息不可用时，系统误差会随时间发散，因此需要借助外部信息来抑制导航误差发散。借助外部气压高度表信息可以对高度通道误差进行抑制，但长时间工作时气压高度表容易受外界环境影响，无法保证高程精度。无线电可以较为准确的测量出载机与无线电台的斜距和该斜距与真北夹角，因此在无线电台位置已知的时候可以推算出载机的位置。利用推算的位置可以对组合导航系统的位置误差进行修正，提高导航精度。但无线电测向、测距存在一定的测量误差，尤其是测向误差会严重影响位置推算精度。当载机距离无线电台越远时，测向误差引起的位置推算误差越大，无法保证组合导航精度。

发明内容

针对目前存在的问题，提出一种基于无线电的组合导航方法。根据无线电和气压高度表的误差特性，建立无线电和气压高度表误差模型，并利用卡尔曼滤波器对无线电和气压高度表误差进行估计，从而达到提高系统精度的目的。

为了实现这一目的，本发明采取的技术方案是：

一种基于无线电的组合导航方法，包括五个步骤，具体如下：

步骤一、坐标系定义

a)捷联惯导系统载体坐标系(OX_bY_bZ_b)

采用“前--上--右”坐标系。坐标原点选取载体的质心，OXb轴沿惯导系统纵轴方向且向前为正，OYb轴沿惯导系统竖轴方向且向上为正，OZb轴沿惯导系统横轴方向且向右为正。

b)地理坐标系(OX_gY_gZ_g)

采用“北--天--东”坐标系。坐标原点选取惯导系统的质心，OX_g轴沿地理南北方向，指北为正；OY_g轴沿地理天方向，指天为正；OZ_g轴沿地理东西方向，指东为正。

d)导航坐标系(OX_nY_nZ_n)

选取地理坐标系为导航坐标系。

步骤二、无线电与高度表误差模型及载机位置推算

(1)无线电误差模型参数主要包括测距误差和测向误差，建立无线电误差模型如下：

S′＝S+ΔS

θ′＝θ+Δθ

其中，S′表示无线电测距信息，S表示无线电地面站与载机间的真实距离，

ΔS表示无线电测距误差；θ′表示无线电测向信息，θ表示无线电天线与北向的真实夹角，Δθ表示无线电测向误差。

利用无线电测向、测距信息和载机高度信息可对载机位置进行推算。推算公式如下：

式中，Lat_cal表示推算出的载机纬度；Lat_ls表示无线电地面站纬度，Lat_real表示载机真实纬度；S_hor表示测距信息在水平方向的分量； R_M＝R₀·(1-2e+3esin²Lat_cal)，表示地球子午圈曲率半径，R_N＝R₀·(1+e·sin²L)，表示地球卯酉圈曲率半径：其中：R₀＝6378137.0(m)，e＝1/298.257223563；h_ins表示系统实时输出高度；Lon_cal表示推算出的载机经度；Lon_ls表示无线电地面站经度， Lon_real表示载机真实经度。由于无线电测距信息较为准确，结合上式测距误差引起的位置较小，因此可忽略测距误差影响，得

(2)建立气压高度表误差模型

气压高度表误差模型参数主要包括刻度系数误差和常值误差，建立气压高度表误差模型如下：

h_real＝(1+δh_AC)h_altim+Δh

其中，h_altim表示气压高度表输出的高度，h_real表示高度真值，δh_AC表示气压高度表刻度系数误差，Δh表示气压高度表高度常值误差。

步骤三、构建量测值与量测方程

利用载体推算位置与系统输出位置构造观测量：

式中，lat_ins表示系统输出纬度，δlat表示纬度误差；lon_ins表示系统输出经度，δlon表示经度误差；Z(lat)表示纬度观测量，Z(lon)表示经度观测量。

构造高度观测量：

由于刻度系数误差δh_AC与常值误差Δh均未知，在用户初始装订地点、初始时刻，认为气压高度表高度常值误差为：

b＝h_real(0)-h_altim(0)＝Δh+δh_AC·h_altim(0)

h_real(0)表示初始时刻高度真值，h_altim(0)表示高度表初始时刻输出值。在后续公式推导中需用到气压高度变量h′_altim，h′_altim是在气压高度表的实测值h_altim的基础上累加装订初始时刻计算常值误差b得到，可表示为：

h′_altim＝h_altim+b

因此系统中高度观测量为：

Z(h)＝h_ins-h′_altim＝h_real(t)+δh-(h_altim(t)+b)

＝δh+δh_AC·(h_altim(t)-h_altim(0))

h_ins为定位定向系统实时输出的高程，h_real(t)为t时刻高度真值，δh为t时刻定位定向系统的高度误差，h_altim(t)为t时刻气压高度表输出值，Z(h)表示高度观测量。

滤波器量测方程形式如下：

Z＝HX+V

其中，

Z₂＝[h_ins-(h_altim+b)]

H₂＝[0_1×6 0 1 0 0_1×9 (h_altim(t)-h_altim(0)) 0_1×3]

步骤四、卡尔曼滤波

卡尔曼滤波实质上是一种递推线性最小方差滤波方法，它不要求储存过去的量测值，只要根据当时的量测值和前一时刻的估计，就可以实时地计算出所需信号的估计。

(1)误差模型

本专利所设计的组合导航方法误差主要包括2个方面：一是惯导的导航参数解算误差；二是系统的惯性器件和外部辅助器件自身误差和其受环境影响而引起的误差。采用间接法滤波，系统状态方程就是各误差方程，共选取17个系统状态：

X＝[δV_n,δV_u,δV_e,φ_n,φ_u,φ_e,δL,δh,δλ,▽_x,▽_y,▽_z,ε_x,ε_y,ε_z,δh_AC,Δθ]^T其中：

δV_n,δV_u,δV_e分别表示捷联惯导系统北向、天向、东向的速度误差；

φ_n,φ_u,φ_e分别表示捷联惯导系统导航坐标系内北、天、东三个方向的失准角；

δL,δh,δλ分别表示捷联惯导系统的纬度误差、高度误差、经度误差；

▽_x,▽_y,▽_z分别表示捷联惯导系统载体坐标系内X、Y、Z三个方向的加速度计零偏；

ε_x,ε_y,ε_z分别表示捷联惯导系统载体坐标系内X、Y、Z三个方向的陀螺漂移。

δh_AC表示高度表刻度系数误差；

Δθ表示无线电测向误差；

系统状态方程为：

式中：X为上述17个状态；W为系统白噪声向量；系数矩阵F根据误差方程求取。可表示为：

其中：

表示惯导系统从载体坐标系到导航坐标系的姿态矩阵；V_N，V_U，V_E，表示系统实时计算得到的北向速度，天向速度，东向速度；L，h，λ，表示系统实时计算得到的纬度，高度，经度；f_N、f_U、f_E：分别表示惯导系统X、Y、 Z三个方向的比力输出值转换到导航坐标系内N、U、E方向的表示值，公式如下：

其中f_bx、f_by、f_bz表示惯导系统X、Y、Z三个方向的比力值，可直接测得；ω_ie：表示地球自转角速率，ω_ie＝0.000072921165(rad/s)。

(2)卡尔曼滤波模型

建立上述误差模型后，选用卡尔曼滤波方法作为参数辨识方法，卡尔曼滤波方程采用文献《卡尔曼滤波和组合导航原理》(第一版，秦永元等编著)中的形式，具体公式如下：

状态一步预测

状态估计

滤波增益矩阵

一步预测误差方差阵

估计误差方差阵

P_k＝[I-K_kH_k]P_k,k-1

其中，I为单位矩阵，

为一步状态预测值，

为状态估计矩阵，Φ_k,k-1为状态一步转移矩阵，H_k为量测矩阵，Z_k为量测量，K_k为滤波增益矩阵，R_k为观测噪声阵，P_k,k-1为一步预测误差方差阵，P_k为估计误差方差阵，Γ_k,k-1为系统噪声驱动阵，Q_k-1为系统噪声阵。

步骤五、导航误差修正

系统组合导航过程中采用实时闭环反馈修正策略，即每1s利用卡尔曼滤波最优估计结果闭环反馈修正惯导误差。

(1)惯导位置误差修正

L′＝L-δL

h′＝h-δh

λ′＝λ-δλ

L′，h′，λ′，表示修正后的系统纬度，高度，经度。

(2)惯导速度误差修正

V′_N＝V_N-δV_N

V′_U＝V_U-δV_U

V′_E＝V_E-δV_E

V_N′，V_U′，V_E′，表示修正后的系统北向速度，天向速度，东向速度。

(3)惯导姿态误差修正

φ＝[φ_n φ_u φ_e]^T

表示修正后的系统姿态转换矩阵。

本发明的有益效果为：

本发明的有益效果是，建立无线电和气压高度表误差模型，实现在卫星无法定位时利用无线电数据对载机位置进行推算，然后利用卡尔曼滤波对无线电测向误差、高度表刻度系数误差和导航系统位置、姿态误差进行准确的的估计，并对位置和姿态误差进行修正，大幅提高导航系统定位精度。

本专利消除了无线电测向误差对无线电位置推算的影响和气压高度表刻度系数误差对高度精度影响，在卫星不可用时实现对导航系统位置误差、姿态误差的修正，提高了整体导航精度。

具体实施方式

本发明具体实施例如下：

一种基于无线电的组合导航方法，包括五个步骤，具体如下：

步骤一、坐标系定义

a)捷联惯导系统载体坐标系(OX_bY_bZ_b)

采用“前--上--右”坐标系。坐标原点选取载体的质心，OXb轴沿惯导系统纵轴方向且向前为正，OYb轴沿惯导系统竖轴方向且向上为正，OZb轴沿惯导系统横轴方向且向右为正。

b)地理坐标系(OX_gY_gZ_g)

采用“北--天--东”坐标系。坐标原点选取惯导系统的质心，OX_g轴沿地理南北方向，指北为正；OY_g轴沿地理天方向，指天为正；OZ_g轴沿地理东西方向，指东为正。

d)导航坐标系(OX_nY_nZ_n)

选取地理坐标系为导航坐标系。

步骤二、无线电与高度表误差模型及载机位置推算

(1)无线电误差模型参数主要包括测距误差和测向误差，建立无线电误差模型如下：

S′＝S+ΔS

θ′＝θ+Δθ

其中，S′表示无线电测距信息，S表示无线电地面站与载机间的真实距离，

ΔS表示无线电测距误差；θ′表示无线电测向信息，θ表示无线电天线与北向的真实夹角，Δθ表示无线电测向误差。

利用无线电测向、测距信息和载机高度信息可对载机位置进行推算。推算公式如下：

式中，Lat_cal表示推算出的载机纬度；Lat_ls表示无线电地面站纬度，Lat_real表示载机真实纬度；S_hor表示测距信息在水平方向的分量； R_M＝R₀·(1-2e+3esin²Lat_cal)，表示地球子午圈曲率半径，R_N＝R₀·(1+e·sin²L)，表示地球卯酉圈曲率半径：其中：R₀＝6378137.0(m)，e＝1/298.257223563；h_ins表示系统实时输出高度；Lon_cal表示推算出的载机经度；Lon_ls表示无线电地面站经度， Lon_real表示载机真实经度。由于无线电测距信息较为准确，结合上式测距误差引起的位置较小，因此可忽略测距误差影响，得

(2)建立气压高度表误差模型

气压高度表误差模型参数主要包括刻度系数误差和常值误差，建立气压高度表误差模型如下：

h_real＝(1+δh_AC)h_altim+Δh

其中，h_altim表示气压高度表输出的高度，h_real表示高度真值，δh_AC表示气压高度表刻度系数误差，Δh表示气压高度表高度常值误差。

步骤三、构建量测值与量测方程

利用载体推算位置与系统输出位置构造观测量：

式中，lat_ins表示系统输出纬度，δlat表示纬度误差；lon_ins表示系统输出经度，δlon表示经度误差；Z(lat)表示纬度观测量，Z(lon)表示经度观测量。

构造高度观测量：

由于刻度系数误差δh_AC与常值误差Δh均未知，在用户初始装订地点、初始时刻，认为气压高度表高度常值误差为：

b＝h_real(0)-h_altim(0)＝Δh+δh_AC·h_altim(0)

h_real(0)表示初始时刻高度真值，h_altim(0)表示高度表初始时刻输出值。在后续公式推导中需用到气压高度变量h′_altim，h′_altim是在气压高度表的实测值h_altim的基础上累加装订初始时刻计算常值误差b得到，可表示为：

h′_altim＝h_altim+b

因此系统中高度观测量为：

Z(h)＝h_ins-h′_altim＝h_real(t)+δh-(h_altim(t)+b)

＝δh+δh_AC·(h_altim(t)-h_altim(0))

h_ins为定位定向系统实时输出的高程，h_real(t)为t时刻高度真值，δh为t时刻定位定向系统的高度误差，h_altim(t)为t时刻气压高度表输出值，Z(h)表示高度观测量。

滤波器量测方程形式如下：

Z＝HX+V

其中，

Z₂＝[h_ins-(h_altim+b)]

H₂＝[0_1×6 0 1 0 0_1×9 (h_altim(t)-h_altim(0)) 0_1×3]

步骤四、卡尔曼滤波

卡尔曼滤波实质上是一种递推线性最小方差滤波方法，它不要求储存过去的量测值，只要根据当时的量测值和前一时刻的估计，就可以实时地计算出所需信号的估计。

(1)误差模型

本专利所设计的组合导航方法误差主要包括2个方面：一是惯导的导航参数解算误差；二是系统的惯性器件和外部辅助器件自身误差和其受环境影响而引起的误差。采用间接法滤波，系统状态方程就是各误差方程，共选取17个系统状态：

X＝[δV_n,δV_u,δV_e,φ_n,φ_u,φ_e,δL,δh,δλ,▽_x,▽_y,▽_z,ε_x,ε_y,ε_z,δh_AC,Δθ]^T其中：

δV_n,δV_u,δV_e分别表示捷联惯导系统北向、天向、东向的速度误差；

φ_n,φ_u,φ_e分别表示捷联惯导系统导航坐标系内北、天、东三个方向的失准角；

δL,δh,δλ分别表示捷联惯导系统的纬度误差、高度误差、经度误差；

▽_x,▽_y,▽_z分别表示捷联惯导系统载体坐标系内X、Y、Z三个方向的加速度计零偏；

ε_x,ε_y,ε_z分别表示捷联惯导系统载体坐标系内X、Y、Z三个方向的陀螺漂移。

δh_AC表示高度表刻度系数误差；

Δθ表示无线电测向误差；

系统状态方程为：

式中：X为上述17个状态；W为系统白噪声向量；系数矩阵F根据误差方程求取。可表示为：

其中：

表示惯导系统从载体坐标系到导航坐标系的姿态矩阵；V_N，V_U，V_E，表示系统实时计算得到的北向速度，天向速度，东向速度；L，h，λ，表示系统实时计算得到的纬度，高度，经度；f_N、f_U、f_E：分别表示惯导系统X、Y、 Z三个方向的比力输出值转换到导航坐标系内N、U、E方向的表示值，公式如下：

其中f_bx、f_by、f_bz表示惯导系统X、Y、Z三个方向的比力值，可直接测得；ω_ie：表示地球自转角速率，ω_ie＝0.000072921165(rad/s)。

(2)卡尔曼滤波模型

建立上述误差模型后，选用卡尔曼滤波方法作为参数辨识方法，卡尔曼滤波方程采用文献《卡尔曼滤波和组合导航原理》(第一版，秦永元等编著)中的形式，具体公式如下：

状态一步预测

状态估计

滤波增益矩阵

一步预测误差方差阵

估计误差方差阵

P_k＝[I-K_kH_k]P_k,k-1

其中，I为单位矩阵，

为一步状态预测值，

为状态估计矩阵，Φ_k,k-1为状态一步转移矩阵，H_k为量测矩阵，Z_k为量测量，K_k为滤波增益矩阵，R_k为观测噪声阵，P_k,k-1为一步预测误差方差阵，P_k为估计误差方差阵，Γ_k,k-1为系统噪声驱动阵，Q_k-1为系统噪声阵。

步骤五、导航误差修正

系统组合导航过程中采用实时闭环反馈修正策略，即每1s利用卡尔曼滤波最优估计结果闭环反馈修正惯导误差。

(1)惯导位置误差修正

L′＝L-δL

h′＝h-δh

λ′＝λ-δλ

L′，h′，λ′，表示修正后的系统纬度，高度，经度。

(2)惯导速度误差修正

V′_N＝V_N-δV_N

V′_U＝V_U-δV_U

V′_E＝V_E-δV_E

V_N′，V_U′，V_E′，表示修正后的系统北向速度，天向速度，东向速度。

(3)惯导姿态误差修正

φ＝[φ_n φ_u φ_e]^T

表示修正后的系统姿态转换矩阵。

Claims (9)

1.一种基于无线电的组合导航方法，包括五个步骤，其特征在于：步骤一，坐标系定义，步骤二，无线电与高度表误差模型及载机位置推算，步骤三，构建量测值与量测方程，步骤四，卡尔曼滤波，步骤五、导航误差修正。

2.如权利要求1所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述步骤一、坐标系定义包括，

a)捷联惯导系统载体坐标系OX_bY_bZ_b；

采用“前--上--右”坐标系；坐标原点选取载体的质心，OXb轴沿惯导系统纵轴方向且向前为正，OYb轴沿惯导系统竖轴方向且向上为正，OZb轴沿惯导系统横轴方向且向右为正；

b)地理坐标系OX_gY_gZ_g；

采用“北--天--东”坐标系；坐标原点选取惯导系统的质心，OX_g轴沿地理南北方向，指北为正；OY_g轴沿地理天方向，指天为正；OZ_g轴沿地理东西方向，指东为正；

d)导航坐标系OX_nY_nZ_n；

选取地理坐标系为导航坐标系。

3.如权利要求1所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述步骤二、无线电与高度表误差模型及载机位置推算

(1)无线电误差模型参数主要包括测距误差和测向误差，建立无线电误差模型如下：

S′＝S+ΔS

θ′＝θ+Δθ

其中，S′表示无线电测距信息，S表示无线电地面站与载机间的真实距离，

ΔS表示无线电测距误差；θ′表示无线电测向信息，θ表示无线电天线与北向的真实夹角，Δθ表示无线电测向误差；

利用无线电测向、测距信息和载机高度信息可对载机位置进行推算；推算公式如下：

式中，Lat_cal表示推算出的载机纬度；Lat_ls表示无线电地面站纬度，Lat_real表示载机真实纬度；S_hor表示测距信息在水平方向的分量；R_M＝R₀·(1-2e+3esin²Lat_cal)，表示地球子午圈曲率半径，R_N＝R₀·(1+e·sin²L)，表示地球卯酉圈曲率半径：其中：R₀＝6378137.0(m)，e＝1/298.257223563；h_ins表示系统实时输出高度；Lon_cal表示推算出的载机经度；Lon_ls表示无线电地面站经度，Lon_real表示载机真实经度；由于无线电测距信息较为准确，结合上式测距误差引起的位置较小，因此可忽略测距误差影响，得

(2)建立气压高度表误差模型

气压高度表误差模型参数主要包括刻度系数误差和常值误差，建立气压高度表误差模型如下：

h_real＝(1+δh_AC)h_altim+Δh

其中，h_altim表示气压高度表输出的高度，h_real表示高度真值，δh_AC表示气压高度表刻度系数误差，Δh表示气压高度表高度常值误差。

4.如权利要求1所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述步骤三、构建量测值与量测方程

利用载体推算位置与系统输出位置构造观测量：

式中，lat_ins表示系统输出纬度，δlat表示纬度误差；lon_ins表示系统输出经度，δlon表示经度误差；Z(lat)表示纬度观测量，Z(lon)表示经度观测量；

构造高度观测量：

由于刻度系数误差δh_AC与常值误差Δh均未知，在用户初始装订地点、初始时刻，认为气压高度表高度常值误差为：

b＝h_real(0)-h_altim(0)＝Δh+δh_AC·h_altim(0)

h_real(0)表示初始时刻高度真值，h_altim(0)表示高度表初始时刻输出值；在后续公式推导中需用到气压高度变量h′_altim，h′_altim是在气压高度表的实测值h_altim的基础上累加装订初始时刻计算常值误差b得到，可表示为：

h′_altim＝h_altim+b

因此系统中高度观测量为：

Z(h)＝h_ins-h′_altim＝h_real(t)+δh-(h_altim(t)+b)

＝δh+δh_AC·(h_altim(t)-h_altim(0))

h_ins为定位定向系统实时输出的高程，h_real(t)为t时刻高度真值，δh为t时刻定位定向系统的高度误差，h_altim(t)为t时刻气压高度表输出值，Z(h)表示高度观测量；

滤波器量测方程形式如下：

Z＝HX+V

其中，

Z₂＝[h_ins-(h_altim+b)]

H₂＝[0_1×6 0 1 0 0_1×9 (h_altim(t)-h_altim(0)) 0_1×3]。

5.如权利要求1所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述步骤四、卡尔曼滤波，

卡尔曼滤波实质上是一种递推线性最小方差滤波方法，它不要求储存过去的量测值，只要根据当时的量测值和前一时刻的估计，就可以实时地计算出所需信号的估计；

(1)误差模型

本专利所设计的组合导航方法误差主要包括2个方面：一是惯导的导航参数解算误差；二是系统的惯性器件和外部辅助器件自身误差和其受环境影响而引起的误差；采用间接法滤波，系统状态方程就是各误差方程，共选取17个系统状态：

其中：

δV_n,δV_u,δV_e分别表示捷联惯导系统北向、天向、东向的速度误差；

φ_n,φ_u,φ_e分别表示捷联惯导系统导航坐标系内北、天、东三个方向的失准角；

δL,δh,δλ分别表示捷联惯导系统的纬度误差、高度误差、经度误差；

分别表示捷联惯导系统载体坐标系内X、Y、Z三个方向的加速度计零偏；

ε_x,ε_y,ε_z分别表示捷联惯导系统载体坐标系内X、Y、Z三个方向的陀螺漂移；

δh_AC表示高度表刻度系数误差；

Δθ表示无线电测向误差；

系统状态方程为：

式中：X为上述17个状态；W为系统白噪声向量；系数矩阵F根据误差方程求取；可表示为：

其中：

表示惯导系统从载体坐标系到导航坐标系的姿态矩阵；V_N，V_U，V_E，表示系统实时计算得到的北向速度，天向速度，东向速度；L，h，λ，表示系统实时计算得到的纬度，高度，经度；f_N、f_U、f_E：分别表示惯导系统X、Y、Z三个方向的比力输出值转换到导航坐标系内N、U、E方向的表示值，公式如下：

其中f_bx、f_by、f_bz表示惯导系统X、Y、Z三个方向的比力值，可直接测得；ω_ie：表示地球自转角速率，ω_ie＝0.000072921165(rad/s)；

(2)卡尔曼滤波模型

建立上述误差模型后，选用卡尔曼滤波方法作为参数辨识方法，卡尔曼滤波方程采用文献《卡尔曼滤波和组合导航原理》(第一版，秦永元等编著)中的形式，具体公式如下：

状态一步预测

状态估计

滤波增益矩阵

一步预测误差方差阵

估计误差方差阵

P_k＝[I-K_kH_k]P_k,k-1

其中，I为单位矩阵，

为一步状态预测值，

为状态估计矩阵，Φ_k,k-1为状态一步转移矩阵，H_k为量测矩阵，Z_k为量测量，K_k为滤波增益矩阵，R_k为观测噪声阵，P_k,k-1为一步预测误差方差阵，P_k为估计误差方差阵，Γ_k,k-1为系统噪声驱动阵，Q_k-1为系统噪声阵。

6.如权利要求1所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述步骤五、导航误差修正

系统组合导航过程中采用实时闭环反馈修正策略，即每1s利用卡尔曼滤波最优估计结果闭环反馈修正惯导误差；

具体包括惯导位置误差修正，惯导速度误差修正和惯导姿态误差修正。

7.如权利要求6所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述惯导位置误差修正，

L′＝L-δL

h′＝h-δh

λ′＝λ-δλ

L′，h′，λ′，表示修正后的系统纬度，高度，经度。

8.如权利要求6所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述惯导速度误差修正，

V′_N＝V_N-δV_N

V′_U＝V_U-δV_U

V′_E＝V_E-δV_E

V_N′，V_U′，V_E′，表示修正后的系统北向速度，天向速度，东向速度。

9.如权利要求6所述的一种基于无线电的组合导航方法，其特征在于：所述惯导姿态误差修正，

φ＝[φ_n φ_u φ_e]^T

表示修正后的系统姿态转换矩阵。