CN113155125A - 一种大飞机ins/gnss全球组合导航方法 - Google Patents

一种大飞机ins/gnss全球组合导航方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于导航技术领域，公开了一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，适用于大飞机全球飞行导航。本发明以地理坐标系、格网坐标系下的组合导航滤波器为基础，并基于空间直角坐标表示大飞机在高纬度地区的位置，以此建立了系统误差状态及其协方差矩阵在两个导航坐标系之间的转换关系，设计了滤波状态稳定的组合导航滤波器，解决了坐标系转换过程中的滤波状态跳变问题，并实现位置坐标在高纬度地区的平滑输出，满足了大飞机的全球飞行需求。

Description

一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法
技术领域
本发明属于导航技术领域，涉及INS/GNSS组合导航方法，特别涉及一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，适用于大飞机全球飞行导航。
背景技术
近年来，随着大飞机制造业的不断进步，大飞机正逐步具备全球飞行能力，能够完成全球不同区域、不同纬度地区的飞行，这就对大飞机的全球导航能力提出了要求。另一方面，随着近年来全球气候变暖及人类对两极地区探索的逐步加强，包含高纬度地区在内的大圆飞行为飞行航线优化设计提供了更多可能，飞机的大圆航线能够有效降低燃油消耗，这对于环境保护具有十分重要的意义。
为了保证大飞机的全球导航能力，需要借助多种导航手段，目前比较常用的手段是Inertial Navigation System/Global Navigaiton Satellite System(INS/GNSS)组合导航系统。惯性导航具有自主性强的特点，但其误差随着导航时间的增长而发散；卫星导航具有长期定位精度高、误差不累积的特点，但其易受干扰，不具有自主性。惯性导航与卫星导航构成组合导航系统能够充分利用两种导航手段的优点，因此备受航空飞行器青睐。大飞机出现之前，由于对全球导航能力的要求不高，INS/GNSS组合导航系统只需要具备中低纬度地区的导航能力即可，无需考虑高纬度地区导航能力。而目前，大飞机全球飞行能力发展的需求对现有的INS/GNSS组合导航系统的提出了新要求，但考虑到INS/GNSS组合导航系统的服役周期，尚不能将已装备的INS/GNSS组合导航系统完全替换，需要以比较小的代价实现现有系统的升级改造。
一段时间以来，国内外诸多机构、学者对大飞机全球导航方法进行了研究，但目前的研究主要关注的还是在高纬度地区的区域导航能力，忽视了大飞机飞行过程的连续性，事实上导航过程也需要在全球的不同地区之间转换。目前，在中低纬度地区，大飞机组合导航算法一般在当地水平地理坐标系下设计，在高纬度地区一般在格网坐标系下设计。当大飞机在两个地区之间连续飞行时，组合导航算法需要在不同坐标系之间转换，以实现组合导航滤波器的一致估计，避免滤波状态震荡，而这正是现有方法忽视的地方。
本发明针对目前存在的问题，提出一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，以地理坐标系、格网坐标系下的组合导航滤波器为基础，并基于空间直角坐标表示大飞机在高纬度地区的位置，以此建立了系统误差状态及其协方差矩阵在两个导航坐标系之间的转换关系，设计了滤波状态稳定的组合导航滤波器，解决了坐标系转换过程中的滤波状态跳变问题，并实现位置坐标在高纬度地区的平滑输出，满足了大飞机的全球飞行需求。
发明内容
本发明要解决的技术问题就在于：解决大飞机全球飞行过程中导航坐标系转换导致的滤波不稳定问题，实现系统误差状态的平滑过渡，提高导航精度，为大飞机安全可靠飞行提供更加准确的导航信息。
为解决上述技术问题，本发明提出的解决方案为：
一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，包括以下步骤：
(1)确定大飞机高纬度飞行区域的导航坐标系及位置表示方式，包括如下步骤：
(1.1)确定大飞机高纬度地区飞行时的导航坐标系，高纬度地区导航坐标系确定为格网坐标系，其中，格网坐标系的定义为：格网平面平行于格林尼治子午面，其与大飞机位置点处切平面的交线为格网北向，地理北向与格网北向的夹角为格网角，以顺时针为正；格网天向与当地地理坐标系天向相同，其与格网东向、北向一起构成右手直角坐标系；将格网角σ表示为
Figure BDA0003057062680000021
Figure BDA0003057062680000022
其中，表示L当地纬度，λ表示当地经度；
(1.2)将大飞机在地球坐标系e下的位置p表示为直角坐标(x，y，z)；
(2)确定大飞机在格网坐标系下的更新方程，包括姿态更新方程、速度更新方程、位置更新方程，具体实施如下：
(2.1)确定格网坐标系下的姿态更新方程为：
Figure BDA0003057062680000023
其中，
Figure BDA0003057062680000024
表示格网坐标系相对于载体坐标系b的方向余弦矩阵，
Figure BDA0003057062680000025
表示载体坐标系相对于惯性坐标系i的旋转角速度，
Figure BDA0003057062680000026
表示格网坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度；
(2.2)确定格网坐标系下的速度vG的更新方程为：
Figure BDA0003057062680000027
其中，
Figure BDA0003057062680000028
Figure BDA0003057062680000029
式中，fb表示载体坐标系下表示的比力，gG表示格网坐标系下表示的重力矢量，
Figure BDA00030570626800000210
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度在格网坐标系下的投影，
Figure BDA00030570626800000211
表示格网坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度在格网坐标系下的投影，
Figure BDA00030570626800000212
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度在地球坐标系下的投影，ωie表示地球旋转角速度，Rx为格网东向的曲率半径，Ry为格网北向的曲率半径，τf为扭曲半径，
Figure BDA00030570626800000213
表示格网东向速度，
Figure BDA00030570626800000214
表示格网北向速度；
(2.3)确定格网坐标系下的位置更新方程为：
Figure BDA0003057062680000031
式中，
Figure BDA0003057062680000032
表示地球坐标系e与格网坐标系G之间的方向余弦矩阵；
(3)确定大飞机在格网坐标系下的姿态误差方程、速度误差方程、位置误差方程，具体实施如下：
确定姿态误差φG的方程如下：
Figure BDA0003057062680000033
其中，
Figure BDA0003057062680000034
表示格网坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure BDA0003057062680000035
表示载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差；
确定速度误差δvG的方程如下：
Figure BDA0003057062680000036
其中，
Figure BDA0003057062680000037
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure BDA0003057062680000038
表示格网坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度误差，δfb表示比力误差；
确定位置误差δp的方程如下：
Figure BDA0003057062680000039
式中，
Figure BDA00030570626800000310
表示
Figure BDA00030570626800000311
的误差矩阵；
(4)确定大飞机导航参数在地理坐标系与格网坐标系之间的转换关系并进行转换，导航参数的转换包括姿态转换、速度转换、位置转换；
其中，大飞机姿态参数在地理坐标系、格网坐标系之间的转换关系为：
Figure BDA00030570626800000316
Figure BDA00030570626800000312
式中，
Figure BDA00030570626800000313
表示地理坐标系n与载体坐标系b之间的方向余弦矩阵，
Figure BDA00030570626800000314
表示地理坐标系与格网坐标系之间的方向余弦矩阵；
大飞机速度参数在地理坐标系、格网坐标系之间的转换关系为：
Figure BDA00030570626800000317
Figure BDA00030570626800000315
式中，vn表示地理坐标系下表示的速度；
大飞机位置参数在格网坐标系、地理坐标系之间的转换关系为：
Figure BDA0003057062680000041
式中，RN为卯酉圈曲率半径，f为椭圆扁率，h为大飞机相对于水平面的高度；
离开高纬度地区时，纬度、经度、高度通过迭代近似逼近求解，包括初始化与迭代计算两个步骤，首先初始化如下：
h＝0
RN＝Re
Figure BDA0003057062680000042
式中，Re表示地球长半轴；
初始化结束后，按照如下过程迭代计算：
Figure BDA0003057062680000043
L＝arctan([z+e2RNsinL]/R)
Figure BDA0003057062680000044
Figure BDA0003057062680000045
式中，e表示椭圆偏心率；
迭代计算3～4次即满足精度要求；
(5)完成INS/GNSS组合导航滤波器在地理坐标系与格网坐标系之间的转换，其中INS/GNSS组合导航滤波器采用闭环反馈校正方式，具体实施如下：
(5.1)分别确定地理坐标系与格网坐标系下的系统误差状态为：
地理坐标系下的系统误差状态xn(t)为
Figure BDA0003057062680000046
格网坐标系下的系统误差状态xG(t)为
Figure BDA0003057062680000047
其中，
Figure BDA0003057062680000048
分别表示地理坐标系下表示的东向、北向、垂向姿态误差，
Figure BDA0003057062680000049
分别表示格网坐标系下表示的东向、北向、垂向姿态误差，
Figure BDA00030570626800000410
分别表示地理坐标系下表示的东向、北向、垂向速度误差，
Figure BDA00030570626800000411
分别表示格网坐标系下表示的东向、北向、垂向速度误差，δL,δλ分别表示纬度、经度误差，δx,δy,δz分别表示直角坐标x,y,z的误差，
Figure BDA00030570626800000412
分别表示x、y、z轴向陀螺常值零偏，
Figure BDA00030570626800000413
分别表示x、y、z轴向加表常值零偏，
Figure BDA00030570626800000414
分别表示INS相对于GNSS天线在x，y，z三个方向的安装杆臂；
(5.2)分别确定姿态误差、速度误差、位置误差在地理坐标系与格网坐标系下间的转换关系为：
首先确定地理坐标系下姿态误差φn与格网坐标系下姿态误差φG之间的转换关系
Figure BDA0003057062680000051
式中，
Figure BDA0003057062680000052
Figure BDA0003057062680000053
其次确定地理坐标系下速度误差δvn与格网坐标系下速度误差δvG之间的转换关系
Figure BDA0003057062680000054
Figure BDA0003057062680000055
式中，
Figure BDA0003057062680000056
表示格网坐标系相对于地理坐标系方向余弦矩阵的误差；
进而确定纬度误差δL、经度误差δλ、高度误差δh与直角坐标位置误差(δx,δy,δz)的转换关系
Figure BDA0003057062680000057
陀螺常值零偏
Figure BDA0003057062680000058
加表常值零偏
Figure BDA0003057062680000059
安装杆臂误差
Figure BDA00030570626800000510
在地理坐标系与格网坐标系下保持不变；
(5.3)根据步骤(5.2)，确定地理坐标系下系统误差状态协方差矩阵Pn(t)与格网坐标系下系统误差状态协方差矩阵PG(t)的转换关系：
Figure BDA00030570626800000511
Figure BDA00030570626800000515
其中，Φ为转换系数矩阵，并且根据φG与φn之间的转换关系，δvG与δvn之间的转换关系，δx,δy,δz与δL、δλ、δh之间的转换关系，并考虑陀螺常值零偏
Figure BDA00030570626800000516
加表常值零偏
Figure BDA00030570626800000517
安装杆臂误差
Figure BDA00030570626800000518
在地理坐标系与格网坐标系下的不变性进行确定；
式中，
Figure BDA00030570626800000519
表示格网坐标系下表示的系统误差状态估计值，
Figure BDA00030570626800000520
表示地理坐标系下表示的系统误差状态估计值；
(5.4)当大飞机在中纬度、高纬度地区连续飞行时，闭环反馈INS/GNSS组合导航滤波器完成在地理坐标系与格网坐标系之间的协方差矩阵转换，转换方式按照步骤(5.3)所述，鉴于系统误差状态在每次闭环反馈校正后为0，其不需要转换。
进一步的，所述步骤(4)中导航参数在地理坐标系与格网坐标系之间转换时基于转换时刻的纬度阈值判断，且地理坐标系转换到格网坐标系、格网坐标系转换到地理坐标系两种情况下的阈值设定不同。
进一步的，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS速度信息，即在中低纬度的观测量为地理坐标系下速度误差δvn，在高纬度的观测量为格网坐标系下速度误差δvG。
进一步的，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS位置信息，即在中低纬度以δL,δλ,δh为观测量，在高纬度以δx,δy,δz为观测量。
进一步的，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS速度信息、位置信息，即在中低纬度的观测量为地理坐标系下速度误差δvn及位置误差δL,δλ,δh，在高纬度的观测量为格网坐标系下速度误差δvG及位置误差δx,δy,δz。
特别的，在高纬度地区，若GNSS输出的直角坐标(x，y，z)，则直接观测位置误差δx,δy,δz；若GNSS输出球面坐标(L,λ,h)，则首先根据步骤(4)中所述迭代获得直角坐标(x，y，z)，进而观测位置误差δx,δy,δz。
通过以上步骤可以实现大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，实现全球范围内的准确定位导航，且不会出现导航滤波器震荡问题。此外，高纬度地区位置坐标使用空间直角坐标的方式能够实现平滑输出。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
(1)本发明解决了大飞机全球飞行过程中，由于导航坐标系转换带来的组合导航滤波器震荡问题，有效提高导航精度。此外，高纬度地区位置坐标使用空间直角坐标的方式能够实现平滑输出。
(2)本发明无需改变现有机载惯性/卫星组合导航系统的算法设计结构，便于现有导航系统的升级，能够更经济的实现，工程意义重大。
(3)本发明对于其它惯性基组合导航系统全球导航方法的设计具有很大的启发意义。
附图说明
图1为本发明方法的流程示意图。
具体实施方式
以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。
如图1所示，一种大飞机INS/GNSS组合导航方法，包括以下步骤：
一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，包括以下步骤：
(1)确定大飞机高纬度飞行区域的导航坐标系及位置表示方式，包括如下步骤：
(1.1)确定大飞机高纬度地区飞行时的导航坐标系，高纬度地区导航坐标系确定为格网坐标系，其中，格网坐标系的定义为：格网平面平行于格林尼治子午面，其与大飞机位置点处切平面的交线为格网北向，地理北向与格网北向的夹角为格网角，以顺时针为正；格网天向与当地地理坐标系天向相同，其与格网东向、北向一起构成右手直角坐标系；将格网角σ表示为
Figure BDA0003057062680000071
Figure BDA0003057062680000072
其中，表示L当地纬度，λ表示当地经度；
(1.2)将大飞机在地球坐标系e下的位置p表示为直角坐标(x，y，z)；
(2)确定大飞机在格网坐标系下的更新方程，包括姿态更新方程、速度更新方程、位置更新方程，具体实施如下：
(2.1)确定格网坐标系下的姿态更新方程为：
Figure BDA0003057062680000073
其中，
Figure BDA0003057062680000074
表示格网坐标系相对于载体坐标系b的方向余弦矩阵，
Figure BDA0003057062680000075
表示载体坐标系相对于惯性坐标系i的旋转角速度，
Figure BDA0003057062680000076
表示格网坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度；
(2.2)确定格网坐标系下的速度vG的更新方程为：
Figure BDA0003057062680000077
其中，
Figure BDA0003057062680000078
Figure BDA0003057062680000079
式中，fb表示载体坐标系下表示的比力，gG表示格网坐标系下表示的重力矢量，
Figure BDA00030570626800000710
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度在格网坐标系下的投影，
Figure BDA00030570626800000711
表示格网坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度在格网坐标系下的投影，
Figure BDA00030570626800000712
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度在地球坐标系下的投影，ωie表示地球旋转角速度，Rx为格网东向的曲率半径，Ry为格网北向的曲率半径，τf为扭曲半径，
Figure BDA00030570626800000713
表示格网东向速度，
Figure BDA00030570626800000714
表示格网北向速度；
(2.3)确定格网坐标系下的位置更新方程为：
Figure BDA00030570626800000715
式中，
Figure BDA00030570626800000716
表示地球坐标系e与格网坐标系G之间的方向余弦矩阵；
(3)确定大飞机在格网坐标系下的姿态误差方程、速度误差方程、位置误差方程，具体实施如下：
确定姿态误差φG的方程如下：
Figure BDA0003057062680000081
其中，
Figure BDA0003057062680000082
表示格网坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure BDA0003057062680000083
表示载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差；
确定速度误差δvG的方程如下：
Figure BDA0003057062680000084
其中，
Figure BDA0003057062680000085
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure BDA0003057062680000086
表示格网坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度误差，δfb表示比力误差；
确定位置误差δp的方程如下：
Figure BDA0003057062680000087
式中，
Figure BDA0003057062680000088
表示
Figure BDA0003057062680000089
的误差矩阵；
(4)确定大飞机导航参数在地理坐标系与格网坐标系之间的转换关系并进行转换，导航参数的转换包括姿态转换、速度转换、位置转换；
其中，大飞机姿态参数在地理坐标系、格网坐标系之间的转换关系为：
Figure BDA00030570626800000810
Figure BDA00030570626800000811
式中，
Figure BDA00030570626800000812
表示地理坐标系n与载体坐标系b之间的方向余弦矩阵，
Figure BDA00030570626800000813
表示地理坐标系与格网坐标系之间的方向余弦矩阵；
大飞机速度参数在地理坐标系、格网坐标系之间的转换关系为：
Figure BDA00030570626800000814
Figure BDA00030570626800000815
式中，vn表示地理坐标系下表示的速度；
大飞机位置参数在格网坐标系、地理坐标系之间的转换关系为：
Figure BDA00030570626800000816
式中，RN为卯酉圈曲率半径，f为椭圆扁率，h为大飞机相对于水平面的高度；
离开高纬度地区时，纬度、经度、高度通过迭代近似逼近求解，包括初始化与迭代计算两个步骤，首先初始化如下：
h＝0
RN＝Re
Figure BDA0003057062680000091
式中，Re表示地球长半轴；
初始化结束后，按照如下过程迭代计算：
Figure BDA0003057062680000092
L＝arctan([z+e2RNsinL]/R)
Figure BDA0003057062680000093
Figure BDA0003057062680000094
式中，e表示椭圆偏心率；
迭代计算3～4次即满足精度要求；
(5)完成INS/GNSS组合导航滤波器在地理坐标系与格网坐标系之间的转换，其中INS/GNSS组合导航滤波器采用闭环反馈校正方式，具体实施如下：
(5.1)分别确定地理坐标系与格网坐标系下的系统误差状态为：
地理坐标系下的系统误差状态xn(t)为
Figure BDA0003057062680000095
格网坐标系下的系统误差状态xG(t)为
Figure BDA0003057062680000096
其中，
Figure BDA0003057062680000097
分别表示地理坐标系下表示的东向、北向、垂向姿态误差，
Figure BDA00030570626800000916
分别表示格网坐标系下表示的东向、北向、垂向姿态误差，
Figure BDA0003057062680000098
分别表示地理坐标系下表示的东向、北向、垂向速度误差，
Figure BDA0003057062680000099
分别表示格网坐标系下表示的东向、北向、垂向速度误差，δL,δλ分别表示纬度、经度误差，δx,δy,δz分别表示直角坐标x,y,z的误差，
Figure BDA00030570626800000910
分别表示x、y、z轴向陀螺常值零偏，
Figure BDA00030570626800000911
分别表示x、y、z轴向加表常值零偏，
Figure BDA00030570626800000912
分别表示INS相对于GNSS天线在x，y，z三个方向的安装杆臂；
(5.2)分别确定姿态误差、速度误差、位置误差在地理坐标系与格网坐标系下间的转换关系为：
首先确定地理坐标系下姿态误差φn与格网坐标系下姿态误差φG之间的转换关系
Figure BDA00030570626800000913
式中，
Figure BDA00030570626800000914
Figure BDA00030570626800000915
其次确定地理坐标系下速度误差δvn与格网坐标系下速度误差δvG之间的转换关系
Figure BDA0003057062680000101
Figure BDA0003057062680000102
式中，
Figure BDA0003057062680000103
表示格网坐标系相对于地理坐标系方向余弦矩阵的误差；
进而确定纬度误差δL、经度误差δλ、高度误差δh与直角坐标位置误差(δx,δy,δz)的转换关系
Figure BDA0003057062680000104
陀螺常值零偏
Figure BDA0003057062680000105
加表常值零偏
Figure BDA0003057062680000106
安装杆臂误差
Figure BDA0003057062680000107
在地理坐标系与格网坐标系下保持不变；
(5.3)根据步骤(5.2)，确定地理坐标系下系统误差状态协方差矩阵Pn(t)与格网坐标系下系统误差状态协方差矩阵PG(t)的转换关系：
Figure BDA0003057062680000108
Figure BDA00030570626800001012
其中，Φ为转换系数矩阵，并且根据φG与φn之间的转换关系，δvG与δvn之间的转换关系，δx,δy,δz与δL、δλ、δh之间的转换关系，并考虑陀螺常值零偏
Figure BDA00030570626800001013
加表常值零偏
Figure BDA00030570626800001014
安装杆臂误差
Figure BDA00030570626800001015
在地理坐标系与格网坐标系下的不变性进行确定；
式中，
Figure BDA00030570626800001016
表示格网坐标系下表示的系统误差状态估计值，
Figure BDA00030570626800001017
表示地理坐标系下表示的系统误差状态估计值；
(5.4)当大飞机在中纬度、高纬度地区连续飞行时，闭环反馈INS/GNSS组合导航滤波器完成在地理坐标系与格网坐标系之间的协方差矩阵转换，转换方式按照步骤(5.3)所述，鉴于系统误差状态在每次闭环反馈校正后为0，其不需要转换。
进一步的，所述步骤(4)中导航参数在地理坐标系与格网坐标系之间转换时基于转换时刻的纬度阈值判断，且地理坐标系转换到格网坐标系、格网坐标系转换到地理坐标系两种情况下的阈值设定不同。
进一步的，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS速度信息，即在中低纬度的观测量为地理坐标系下速度误差δvn，在高纬度的观测量为格网坐标系下速度误差δvG。
进一步的，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS位置信息，即在中低纬度以δL,δλ,δh为观测量，在高纬度以δx,δy,δz为观测量。
进一步的，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS速度信息、位置信息，即在中低纬度的观测量为地理坐标系下速度误差δvn及位置误差δL,δλ,δh，在高纬度的观测量为格网坐标系下速度误差δvG及位置误差δx,δy,δz。
特别的，在高纬度地区，若GNSS输出的直角坐标(x，y，z)，则直接观测位置误差δx,δy,δz；若GNSS输出球面坐标(L,λ,h)，则首先根据步骤(4)中所述迭代获得直角坐标(x，y，z)，进而观测位置误差δx,δy,δz。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)确定大飞机高纬度飞行区域的导航坐标系及位置表示方式，包括如下步骤：
(1.1)确定大飞机高纬度地区飞行时的导航坐标系，高纬度地区导航坐标系确定为格网坐标系，其中，格网坐标系的定义为：格网平面平行于格林尼治子午面，其与大飞机位置点处切平面的交线为格网北向，地理北向与格网北向的夹角为格网角，以顺时针为正；格网天向与当地地理坐标系天向相同，其与格网东向、北向一起构成右手直角坐标系；将格网角σ表示为
Figure FDA0003057062670000011
Figure FDA0003057062670000012
其中，表示L当地纬度，λ表示当地经度；
(1.2)将大飞机在地球坐标系e下的位置p表示为直角坐标(x，y，z)；
(2)确定大飞机在格网坐标系下的更新方程，包括姿态更新方程、速度更新方程、位置更新方程，具体实施如下：
(2.1)确定格网坐标系下的姿态更新方程为：
Figure FDA0003057062670000013
其中，
Figure FDA0003057062670000014
表示格网坐标系相对于载体坐标系b的方向余弦矩阵，
Figure FDA0003057062670000015
表示载体坐标系相对于惯性坐标系i的旋转角速度，
Figure FDA0003057062670000016
表示格网坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度；
(2.2)确定格网坐标系下的速度vG的更新方程为：
Figure FDA0003057062670000017
其中，
Figure FDA0003057062670000018
Figure FDA0003057062670000019
式中，fb表示载体坐标系下表示的比力，gG表示格网坐标系下表示的重力矢量，
Figure FDA00030570626700000110
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度在格网坐标系下的投影，
Figure FDA00030570626700000111
表示格网坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度在格网坐标系下的投影，
Figure FDA00030570626700000112
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度在地球坐标系下的投影，ωie表示地球旋转角速度，Rx为格网东向的曲率半径，Ry为格网北向的曲率半径，τf为扭曲半径，
Figure FDA00030570626700000113
表示格网东向速度，
Figure FDA00030570626700000114
表示格网北向速度；
(2.3)确定格网坐标系下的位置更新方程为：
Figure FDA0003057062670000021
式中，
Figure FDA0003057062670000022
表示地球坐标系e与格网坐标系G之间的方向余弦矩阵；
(3)确定大飞机在格网坐标系下的姿态误差方程、速度误差方程、位置误差方程，具体实施如下：
确定姿态误差φG的方程如下：
Figure FDA0003057062670000023
其中，
Figure FDA0003057062670000024
表示格网坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure FDA0003057062670000025
表示载体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差；
确定速度误差δvG的方程如下：
Figure FDA0003057062670000026
其中，
Figure FDA0003057062670000027
表示地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度误差，
Figure FDA0003057062670000028
表示格网坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度误差，δfb表示比力误差；
确定位置误差δp的方程如下：
Figure FDA0003057062670000029
式中，
Figure FDA00030570626700000210
表示
Figure FDA00030570626700000211
的误差矩阵；
(4)确定大飞机导航参数在地理坐标系与格网坐标系之间的转换关系并进行转换，导航参数的转换包括姿态转换、速度转换、位置转换；
其中，大飞机姿态参数在地理坐标系、格网坐标系之间的转换关系为：
Figure FDA00030570626700000212
Figure FDA00030570626700000213
式中，
Figure FDA00030570626700000214
表示地理坐标系n与载体坐标系b之间的方向余弦矩阵，
Figure FDA00030570626700000215
表示地理坐标系与格网坐标系之间的方向余弦矩阵；
大飞机速度参数在地理坐标系、格网坐标系之间的转换关系为：
Figure FDA00030570626700000216
Figure FDA00030570626700000217
式中，vn表示地理坐标系下表示的速度；
大飞机位置参数在格网坐标系、地理坐标系之间的转换关系为：
Figure FDA00030570626700000218
式中，RN为卯酉圈曲率半径，f为椭圆扁率，h为大飞机相对于水平面的高度；
离开高纬度地区时，纬度、经度、高度通过迭代近似逼近求解，包括初始化与迭代计算两个步骤，首先初始化如下：
h＝0
RN＝Re
Figure FDA0003057062670000031
式中，Re表示地球长半轴；
初始化结束后，按照如下过程迭代计算：
Figure FDA0003057062670000032
L＝arctan([z+e2RNsin L]/R)
Figure FDA0003057062670000033
Figure FDA0003057062670000034
式中，e表示椭圆偏心率；
迭代计算3～4次即满足精度要求；
(5)完成INS/GNSS组合导航滤波器在地理坐标系与格网坐标系之间的转换，其中INS/GNSS组合导航滤波器采用闭环反馈校正方式，具体实施如下：
(5.1)分别确定地理坐标系与格网坐标系下的系统误差状态为：
地理坐标系下的系统误差状态xn(t)为
Figure FDA0003057062670000035
格网坐标系下的系统误差状态xG(t)为
Figure FDA0003057062670000036
其中，
Figure FDA0003057062670000037
分别表示地理坐标系下表示的东向、北向、垂向姿态误差，
Figure FDA0003057062670000038
分别表示格网坐标系下表示的东向、北向、垂向姿态误差，
Figure FDA0003057062670000039
分别表示地理坐标系下表示的东向、北向、垂向速度误差，
Figure FDA00030570626700000310
分别表示格网坐标系下表示的东向、北向、垂向速度误差，δL,δλ分别表示纬度、经度误差，δx,δy,δz分别表示直角坐标x,y,z的误差，
Figure FDA00030570626700000311
分别表示x、y、z轴向陀螺常值零偏，
Figure FDA00030570626700000312
分别表示x、y、z轴向加表常值零偏，
Figure FDA00030570626700000313
分别表示INS相对于GNSS天线在x，y，z三个方向的安装杆臂；
(5.2)分别确定姿态误差、速度误差、位置误差在地理坐标系与格网坐标系下间的转换关系为：
首先确定地理坐标系下姿态误差φn与格网坐标系下姿态误差φG之间的转换关系
Figure FDA00030570626700000314
式中，
Figure FDA0003057062670000041
Figure FDA0003057062670000042
其次确定地理坐标系下速度误差δvn与格网坐标系下速度误差δvG之间的转换关系
Figure FDA0003057062670000043
式中，
Figure FDA0003057062670000044
表示格网坐标系相对于地理坐标系方向余弦矩阵的误差；
进而确定纬度误差δL、经度误差δλ、高度误差δh与直角坐标位置误差(δx,δy,δz)的转换关系
Figure FDA0003057062670000045
陀螺常值零偏
Figure FDA0003057062670000046
加表常值零偏
Figure FDA0003057062670000047
安装杆臂误差
Figure FDA0003057062670000048
在地理坐标系与格网坐标系下保持不变；
(5.3)根据步骤(5.2)，确定地理坐标系下系统误差状态协方差矩阵Pn(t)与格网坐标系下系统误差状态协方差矩阵PG(t)的转换关系：
Figure FDA0003057062670000049
Pn(t)＝Φ-1PG(t)Φ-T
其中，Φ为转换系数矩阵，并且根据φG与φn之间的转换关系，δvG与δvn之间的转换关系，δx,δy,δz与δL、δλ、δh之间的转换关系，并考虑陀螺常值零偏
Figure FDA00030570626700000410
加表常值零偏
Figure FDA00030570626700000411
安装杆臂误差
Figure FDA00030570626700000412
在地理坐标系与格网坐标系下的不变性进行确定；
式中，
Figure FDA00030570626700000413
表示格网坐标系下表示的系统误差状态估计值，
Figure FDA00030570626700000414
表示地理坐标系下表示的系统误差状态估计值；
(5.4)当大飞机在中纬度、高纬度地区连续飞行时，闭环反馈INS/GNSS组合导航滤波器完成在地理坐标系与格网坐标系之间的协方差矩阵转换，转换方式按照步骤(5.3)所述，鉴于系统误差状态在每次闭环反馈校正后为0，其不需要转换。
2.如权利要求1所述的一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，其特征在于，所述步骤(4)中导航参数在地理坐标系与格网坐标系之间转换时基于转换时刻的纬度阈值判断，且地理坐标系转换到格网坐标系、格网坐标系转换到地理坐标系两种情况下的阈值设定不同。
3.如权利要求1所述的一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，其特征在于，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS速度信息，即在中低纬度的观测量为地理坐标系下速度误差δvn，在高纬度的观测量为格网坐标系下速度误差δvG。
4.如权利要求1所述的一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，其特征在于，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS位置信息，即在中低纬度以δL,δλ,δh为观测量，在高纬度以δx,δy,δz为观测量。
5.如权利要求1所述的一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，其特征在于，所述步骤(5)中INS/GNSS组合导航滤波器的观测量为GNSS速度信息、位置信息，即在中低纬度的观测量为地理坐标系下速度误差δvn及位置误差δL,δλ,δh，在高纬度的观测量为格网坐标系下速度误差δvG及位置误差δx,δy,δz。
6.如权利要求4或5所述的一种大飞机INS/GNSS全球组合导航方法，其特征在于，在高纬度地区，若GNSS输出的直角坐标(x，y，z)，则直接观测位置误差δx,δy,δz；若GNSS输出球面坐标(L,λ,h)，则首先根据步骤(4)中所述迭代获得直角坐标(x，y，z)，进而观测位置误差δx,δy,δz。
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