CN1372127A - 改进的定位和数据集成方法及其系统 - Google Patents

Abstract

一个改进的定位和数据综合处理方法和系统能够实质上解决在个人手持应用、空中、地面和水路交通工具的系统集成中遇到的问题,一个综合的全球定位系统/惯性测量单元由可选的其它装置所增强,以便得到用户位置、速度、姿态和机体加速度和旋转信息,并且把这些数据分配到其它机载系统,例如在飞机应用情况下的飞行管理系统、飞行控制系统、自动相关监视系统、驾驶员座舱显示器、增强的地面邻近报警系统、气象雷达和卫星通信系统。

Description

改进的定位和数据集成方法及其系统

技术领域

本发明涉及定位和数据集成方法与系统，尤其涉及用于例如空中、地面以及水路交通工具的个人手持的一种改进的定位和数据集成方法与系统，其采用集成的全球定位系统/惯性测量单元，以可选的其它导航装置协助，得到交通工具的位置、速度、姿态和机体加速度和旋转信息，并且把这些数据传播到交通工具机载的(onboard)其它系统，例如在飞机应用的情况下，把这些数据传播到飞行管理系统、飞行控制系统、自动相关监视系统、驾驶员座舱显示系统、增强的地面接近报警器系统、气象雷达、和卫星通信系统。

背景技术

在用于个人手持应用和各种交通工具的定位和数据集成方法与系统的综合设计中的共同难题是其复杂性日益增加，这些系统包括飞机的航空电子系统、商业飞机航空电子系统，例如多路无线收发、导航系统、飞行管理系统、飞行控制系统和飞机座舱显示系统。每一个系统都具有专用的控制，要求飞行员的注意力，特定是在危险条件的飞行过程中。

而且，当飞行员对专用控制的利用度受到驾驶员座舱空间约束的限制时该任务将被复杂化。

飞行管理系统(FMS)包括飞行导航管理、飞行计划和集成的轨道产生器和制导法规。一个飞行交通工具的FMS结合测量系统和机载的惯性参考系统起作用，以便导航该交通工具沿着轨道和偏离轨道的航线选择、终点和靠近操作。如今，先进的飞行交通工具配备有计算飞行航线的飞行管理计算机和沿着这些飞行航线行驶该交通工具的集总控制系统，因此最小化了直接运营成本。

使用该FMS执行该制导功能。在某些应用中，航行控制规则和某些自动飞行航线轨迹控制规则(尤其是用于四维控制和横向旋转的控制规则)也包括在该FMS中。用这种方法，它们被紧密与该制导功能结合。在靠近和着陆阶段，由该FMS通过该飞行航线的计算获得交通工具的最佳位置。由于交叉跟踪误差和相对位置偏移对制导精确度的敏感，要求精确的制导和控制。因此，在该FMS中的制导功能的精确度极大地确定该交通工具的靠近和降落以及其它关键任务段的性能。但是，不是该FMS，而是该自动飞行控制系统(FCS)应该包括针对操作和故障考虑的关键功能，因为例如高频带传送内部回路的那些关键功能通常由一个自动FCS操作。因此，期望避免把这些功能结合在FMS中，即使它们能够利用该FMS中的单独处理程序所操作。

假定快速控制回路是100Hz而慢速控制回路是50Hz操作，则作为该主方案的50Hz的选择将每20ms地更新该主要设计。传感器是以200Hz输入的。如果其被选择作为一个次要方案，则该次要方案是5ms。其它50Hz的子系统是制导命令、FCS数据输入、FCS数据输出和启动/伺服命令。以每一主方案，传感器输入被更新四次而快速控制回路被计算两次。该慢控制回路、制导指令、FCS数据输入、FCS数据输出和启动/伺服指令被更新一次。

飞行管理系统和飞行控制系统以及其它航空电子系统的复杂性的增加，要求航空电子系统的综合设计或集成的航空电子系统。例如，可以预料该新一代的商业飞机将使用集成的模块航空电子工控制系统，其将成为这些飞机的航空电子体系的一个集成部分。该集成的模块航空电子组件将实现该综合的航空电子控制系统，以便共用这种功能，如处理、输入输出、存储和供电产生。新一代客机的飞行机座将结合先进的特征，例如平板屏幕而不是阴极射线管(CRT)，其将显示飞行、导航和引擎信息。

惯性传感器、显示器、以及VLSI/VHSIC(超大规模集成/超高速集成的芯片)的先进技术将使得有可能把用于商业航空飞机的导航系统设计成全数字的惯性参考系统(IRS)。该IRS与一个通常的传输飞机飞行管理系统接口。来自该系统的主要输出是用于输入到一个传输飞行控制系统的线性加速度、角速率、间距/旋转姿态和东-北向垂直速度数据。

一个惯性导航系统包括一种机载的惯性测量单元、处理器和一个嵌入的导航软件。通过使用从机载的惯性传感器获得的交通工具的具体的推力和旋转速率的测量数值而数字求解牛顿(Newton)方程式，获得该定位方案。机载的惯性传感器包含加速计和相关硬件一起的回转仪，而电子仪器包括该惯性测量单元。

惯性导航系统可以用一个平衡环或捷联结构机械地实现。在一个平衡环惯性导航系统中，加速计和回转仪安装在一个换向平台上，以便使传感器与交通工具的旋转隔离，并且保持一个稳定导航座标方案中的测量以及导航计算。可能的导航方案包括地球居中的惯性(ECI)导航系统、地球居中的地球定位(ECEF)导航系统、利用北、东、下(NED)向中的坐标轴局部等级的导航系统、以及利用漫游方位角的局部等级的导航系统。在一个捷联惯性导航系统中，该惯性传感器固定安装到该交通工具机体框架上，并且一个坐标结构变换矩阵(分析操作平台)被用于把机体表示的加速度和旋转测量变换到一个导航结构，以便执行在该稳定导航结构中的导航计算。对比捷联惯性导航系统，该平衡环惯性导航系统的校准要精确和更容易得多。捷联惯性导航系统能够承受更高的动态条件(例如高速率旋转操纵)，其能够增强惯性传感器性能。但是，随着更新的回转仪和加速计的使用，捷联惯性导航系统由于其低成本和可靠性而成为主要的机械。

在初始化起始位置和开始一个校准程序之后，惯性导航系统在原理上能实现全然独立操作并且输出交通工具的连续位置、速度和姿态的数据。除了独立操作之外，惯性导航系统的优点包括完整的导航方案和宽带宽。但是，一个惯性导航系统是昂贵的并且在一个扩展的时间期上受到漂移的影响。这意味着其位置误差随时间而增加。这种误差传播特性主要是由惯性传感器误差源引起的，例如由加速计偏置和定标因数误差引起。

用于飞机的一个航空电子系统的定位和数据集成方法和系统的综合设计的革新方法和系统在一个在先专利申请中公开，标题是＂Vehicle Positioning andData Integrating Method and System Thereof＂(1999年8月13日，申请号：09/374，480)。虽然前面的申请虽然能够应用在水、陆交通工具以及用于空、陆和水交通工具的其它所载系统，但是最好提供如何实现把该在先申请的技术用于水、陆交通工具以及个人手持应用的具体实施例。

发明内容

本发明的一个主要目的是提供一个改进的定位和数据集成方法与系统，其中的一个控制板管理该导航数据和惯性传感器数据，并且将其分配到其它用于空中、地面和水路的交通工具的所载系统。

本发明的另一目的是提供用于手持应用的一个改进的定位和数据集成方法以及系统，其中一个控制板管理该导航数据和惯性传感器数据，并且将该导航数据和惯性传感器数据分配到一个显示装置和无线通信装置。

本发明的另一目的是提供用于航空、地面和水路交通工具的一个改进的定位和数据集成方法以及系统，其中下列装置的一个或多个与全球定位系统/惯性测量单元综合导航系统结合，以便增强该定位方案和控制性能而适应于各种应用：高度测量装置、北向测定器、速度产生器、地域数据库、以及一个目标检测系统接口。

本发明的另一目的是提供一个用于航空交通工具的通用的交通工具定位和数据集成方法以及系统，其中飞行管理系统从一个由高度测量单元增强的全球定位系统/惯性的测量单元综合导航系统获得交通工具的定位、速度、姿态和时间数据，以便执行飞行管理操作。

本发明的另一目的是提供一个用于航空交通工具的通用的交通工具定位和数据集成方法以及系统，其中飞行控制系统从一个由高度测量单元增强的全球定位系统/惯性的测量单元综合导航系统获得交通工具的姿态和速度、以及交通工具的机体加速度以及旋转数据，以便执行交通工具的飞行控制。

本发明的另一目的是提供一个用于航空交通工具的通用的交通工具定位和数据集成方法以及系统，其中自动相关监视系统从一个由高度测量单元增强的全球定位系统/惯性的测量单元综合导航系统获得交通工具的定位和时间数据，以便报告交通工具的位置。

本发明的另一目的是提供一个用于航空交通工具的通用的交通工具定位和数据集成方法以及系统，其中驾驶员座舱显示器从一个由高度测量单元增强的全球定位系统/惯性的测量单元综合导航系统获得交通工具的定位、姿态、朝向、速度、和时间数据，以便显示导航信息。

本发明的另一目的是提供一个用于航空交通工具的通用的交通工具定位和数据集成方法以及系统，其中增强的地面接近报警系统从一个由高度测量单元增强的全球定位系统/惯性的测量单元综合导航系统获得交通工具的定位、速度、和姿态数据，以便查询地域数据，并且预测该转运路径。

本发明的另一目的是提供一个用于航空交通工具的通用的交通工具定位和数据集成方法以及系统，其中气象雷达从一个由高度测量单元增强的全球定位系统/惯性的测量单元综合导航系统获得交通工具的平台姿态以及机体加速度数据，以便稳定该气象雷达天线。

本发明的另一目的是提供一个用于航空交通工具的通用的交通工具定位和数据集成方法以及系统，其中该卫星通信系统从一个由高度测量单元增强的全球定位系统/惯性的测量单元综合导航系统获得交通工具的定位和姿态数据，以便把该通信天线指向该卫星。

通过综合地使用现有技术的惯性传感器、全球定位系统技术、以姿态测量增强的集成全球定位系统/惯性测量单元和先进的总线与计算技术，本发明实质上能够解决在航空电子系统中遇到的各种问题。本发明兼顾了有关现代航空电子系统设计与制造的多种要求：低成本、高精度、可靠、小尺寸与重量、低功耗、容易运行和维护以及容易改进。

附图说明

图1示出根据本发明的一个通用导航和控制箱的方框图，配备有一个飞行管理系统、一个飞行控制系统、一个自动相关监视、一个飞机座舱显示器、一个增强的地面接近报警系统、一个气象雷达和一个卫星通信系统。

图2根据本发明的一个通用导航和控制箱的方框图。

图3是根据本发明的一个通用导航和控制箱的结构的方框图。

图4是示出根据本发明的在该通用导航和控制箱内的导航和传感器数据流、以及在控制板和其它控制系统系统之间的数据流的方框图。

图5a是根据本发明第一最佳实施例的利用来自导航处理电路板的外部协助的全球定位系统处理器的一个方框图。

图5b是根据本发明第二最佳实施例的利用来自导航处理电路板的外部协助的全球定位系统处理器的一个方框图。

图5c是根据本发明第三最佳实施例的没有外部协助的全球定位系统处理器的一个方框图。

图6a是根据本发明第一最佳实施例的利用来自该导航处理电路板的外部协助的该全球定位系统处理器的信号处理器的一个方框图。

图6b是根据本发明第二最佳实施例的利用来自该导航处理电路板的外部协助的该全球定位系统处理器的信号处理器的一个方框图。

图6c是本发明第三最佳实施例的利用来自该导航处理电路板的外部协助的该全球定位系统处理器的信号处理器的一个方框图。

图7是根据本发明的一个模拟信号接口的一个方框图。

图8是根据本发明的一个串行信号接口的一个方框图。

图9是根据本发明的一个脉冲信号接口的一个方框图。

图10是根据本发明的一个并行数字信号接口的一个方框图。

图11是表示根据本发明的用于一个测定气压装置的高度接口与预处理电路板的一个方框图。

图12是表示根据本发明的用于一个雷达高度计的高度接口与预处理电路板的一个方框图。

图13被根据上述本发明第一最佳实施例的该导航处理电路板的集成导航处理的一个方框图，包括全球定位系统、惯性传感器和高度测量装置。

图14被根据上述本发明第二最佳实施例的该导航处理电路板的集成导航处理的一个方框图，示出一个数据合成模块，包括全球定位系统、惯性传感器和雷达高度计图。

图15被根据上述本发明第三最佳实施例的该导航处理电路板的集成导航处理的一个方框图，示出一个数据合成模块，包括全球定位系统、惯性传感器和雷达高度计。

图16是根据上述本发明两个最佳实施例的该导航处理电路板的惯性导航系统处理的一个方框图。

图17是根据上述本发明两个最佳实施例的该导航处理电路板的可靠的卡尔曼(Kalman)过滤器实施方案的一个方框图。

图18是根据本发明上述第一最佳实施例的利用惯性导航系统协助的该导航处理电路板的全球定位系统卫星信号载波相位模糊分辨率的一个方框图。

图19是根据本发明的一个没有可选其它装置的通用导航和控制箱的方框图。

图20是根据本发明的一个具有可选其它装置的通用导航和控制箱的方框图。

图21是根据本发明的一个具有可选其它装置的通用导航和控制箱的方框图。

图22是示出速度产生器的可选方案的一个方框图。

图23被根据上述本发明第一最佳实施例的该导航处理电路板的集成导航处理的一个方框图，包括全球定位系统、惯性传感器和其它可选装置。

图24被根据上述本发明第二最佳实施例的该导航处理电路板的集成导航处理的一个方框图，示出一个数据合成模块，包括全球定位系统、惯性传感器和其它可选装置。

图25被根据上述本发明第三最佳实施例的该导航处理电路板的集成导航处理的一个方框图，示出一个数据合成模块，包括全球定位系统、惯性传感器和其它可选装置。

图26是根据本发明用于手持应用的一个通用导航和控制箱的方框图。

图27是根据本发明用于手持应用的一个具有其它可选装置的通用导航和控制箱的方框图。

图28是该航空数据传感器和航空数据接口与处理电路板的一个方框图。

图29是示出目的目标检测系统的可选方案的一个方框图。

具体实施方式

本发明提供了一个改进的通用定位和数据集成方法与系统，其中的一个控制板管理该导航数据和惯性传感器数据，并且将其分配到其它用于空中、地面和水路的交通工具的所载系统。

本发明的方法和系统能够被用于手持应用，其中一个控制板管理该导航数据和惯性传感器数据，并且把该导航数据和惯性传感器数据分配到一个显示装置和无线通信装置。

本发明的方法和系统与一个全球定位系统/惯性测量单元(GPS/IMU)综合导航系统一起使用，其中下列装置与该全球定位系统/惯性测量单元综合导航系统结合，以便增强该定位方案和控制性能，以便适应各种的应用：高度测量装置、北向测定器、速度产生器、地域数据库和一个目标检测系统接口。

通常，能够通过采用高精确的惯性传感器或通过以来自外部传感器的数据补偿来改进惯性导航系统(INS)的精确度。开发和制造惯性传感器的成本随着精确度改进的水平而增加。新的惯性传感器技术和电子技术的进步具有实现了低成本的惯性传感器的利用，例如机械电子-微系统(NEMS)惯性传感器。机械-电子微系统惯性传感器借助半导体工业的处理过程而在硅片上制造微小的传感器和致动器。这些新惯性传感器的精确度可能是低于传统传感器实现的精确度，但是他们具有胜过传统惯性传感器的造价、规模、重量、热稳定性和宽动态范围上的巨大优势。

本发明采用一种与一个高度测量单元耦合的集成全球定位系统/惯性测量单元，以便提供一个交通工具的高精确和连续定位、高精确的姿态确定、和平台主体加速度和旋转数据，以及时间数据输出。这些数据由一个控制板管理和分配。

本发明具有超过传统系统的许多优势。例如，本发明应用于航空交通工具的优点包括：

(1)该惯性导航系统具有高精确短期定位能力，但是受到长期的漂移的影响而导致坏的长期导航方案。该全球定位系统(GPS)具有长期的高精确导航性能。经过这两个不同系统的集成，期望获得高精确的长期和短期导航方案。

(2)集成的全球定位系统/惯性测量单元与一个高度测量单元，例如一台气压计装置或一个雷达高度计耦合，以便改进该垂直定位精确度。

(3)从一个惯性测量单元(IW)获得的速度和加速度被反馈到该全球定位系统处理器，以便协助该全球定位系统卫星信号的载波相位和码跟踪，使得增强该全球定位和惯性集成系统的性能，尤其是在重干扰电波和高动态环境的情况下。

(4)与高度测量耦合的来自一个集成全球定位系统/惯性测量单元的高精确导航方案被用于帮助该全球定位系统载波相位模糊分辨率。通过此方法，从全球定位系统处理器提取的载波相位数据能够在一个卡尔曼滤波器中混合，以便进一步改进该导航方案。

(5)回转仪和加速计提供平台主体旋转和加速度信息，它们是飞行控制系统需要的基本数据。这些数据被分配到飞行控制系统以及平台速度和姿态信息。通过此方法，该飞行控制系统不需要额外的回转仪和加速计。

(6)该机载的飞行管理系统直接从一个通用导航和控制箱的控制板获得交通工具的定位、速度姿态和时间数据，以便不需要额外的导航系统。

(7)该机载的自动相关监视系统直接从一个通用导航和控制箱的控制板获得交通工具的定位和时间数据，以便不需要额外的导航系统和一个定时时钟。

(8)该通用导航和控制箱提供交通工具的定位、速度和姿态数据，并且把这些数据分配到该增强的地面接近报警系统，以便提高其功能和性能。通过此方法，机载的增强地面接近报警系统不需要额外的导航系统来提供交通工具的定位、速度和姿态信息。

(9)从组合在一个IMU中的加速计获得主体加速度数据被一个通用导航和控制箱的控制板分布到气象雷达以及该平台姿态信息。这些数据被用于稳定该气象雷达天线系统，使得节省额外的加速计和姿态传感器。

(10)该平台定位和姿态由一个通用导航和控制箱的控制板分布到该卫星通信系统。这些数据被用于把该通信天线系统指向该通信卫星，以便节省额外的定位系统和姿态传感器。

参考图1，一个通用的导航和控制箱14被连接到一个数据总线15。该数据总线15是一个标准总线，例如MIL 1553B总线、ARINC 429总线、ARINC 629总线。一个飞行管理系统11、一个飞行控制系统12、一个自动相关监视系统13、一个飞机座舱显示器16、一个增强的地面接近报警系统17、一个气象雷达18和一个卫星通信系统19也被连接到数据总线15。在通用导航和控制箱14、飞行管理系统11、飞行控制系统12、自动相关监视系统13、飞机座舱显示器16、增强的地面接近报警系统17、一个气象雷达18和一个卫星通信系统19之间的数据传输由数据总线15负责。

参考图2，该通用导航和控制箱14包括一个惯性的测量单元20、一个高度测量装置30、和全球定位系统处理器40，分别连接到一个中心导航和控制处理器50。该中心导航和控制处理器50被连接到该数据总线15。

参考图3，该中心导航和控制处理器50包括一个IMU接口和预处理电路板60、一个高度接口并且预处理电路板70、一个导航处理电路板80、一个共享存储器卡51、一个总线仲裁器52、和一个控制板53，通过一个公用总线55互相地连接。该中心导航和控制处理器50进一步包括一个总线接口54，提供在控制板53和数据总线15之间的连接。

参考示出本发明第一最佳实施例的图1、2、3、4、5a、6a、7、8、9、10、11、12、13、16、17和18，包括如下步骤：

1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、载波相位、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到中心导航处理器50的导航处理电路板80。

2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

3)从高度测量装置30接收一个高度测量，通过高度接口和处理电路板70转换该测量值为数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且通过该公用总线55把该数据传送到导航处理电路板80和控制板53。

4)使用INS处理器81执行惯性导航系统(INS)处理。

5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81、高度测量和GPS测量的输出。

6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

7)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的信号处理器45，以便协助该全球定位系统卫星信号的编码和载波相位跟踪。

8)把该全球定位系统处理器40的信号处理器45的输出、INS处理器81的输出、卡尔曼滤波器83的输出输入到一个载波相位整数模糊分辨率模块82，以便确定该全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊数。

9)把来自该载波相位整数模糊分辨率模块82的载波相位整数值输出到卡尔曼滤波器83中，以便进一步改进该定位精度。

10)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、高度、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

11)把该平台定位、速度、姿态、朝向以及时间数据发送到该飞行管理系统11。

12)把该平台速度、姿态、机体加速度和旋转数据发送到飞行控制系统12。

13)把该平台定位和时间数据发送到自动相关监视系统13。

14)把该平台定位、速度、以及姿态数据发送到该增加的地面接近报警系统17。

15)把该平台姿态和机体加速度数据发送到气象雷达18。

16)把该平台定位和姿态数据发送到该卫星通信系统19。

在步骤(1)中，该GPS卫星以L1频带的射频(RF)发送粗略采集(C/A)码和精确度(P)码： $S_{l1}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_c}\mathrm{CA}\left(t\right)D\left(t\right)\cos ({\mathrm{\ω}}_{1}t+\mathrm{\φ})+\sqrt{{2P}_p}P\left(t\right)D\left(t\right)\sin ({\mathrm{\ω}}_{1}t+\mathrm{\φ})$ 该GPS卫星以L2频带的射频(RF)传送该精确度(P)码： $S_{l2}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_2}P\left(t\right)D\left(t\right)\cos ({\mathrm{\ω}}_{2}t+{\mathrm{\φ}}_2)$

其中，ω₁是L1的弧度角载频，φ是小相位噪声和振荡器频率漂移成份，P_c是C/A信号功率，P_p是P信号功率，D(t)是导航数据，CA(t)是C/A码，P(t)是P编码，ω₂是L2弧度角载频，P₂是该L2-P信号功率，φ₂是小相位噪声和振荡器频率漂移成份。

在步骤(1)中，如图5a所示，以全球定位系统天线41接收的RF信号分别是： $S_{l1}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_c}\mathrm{CA}(t-\mathrm{\τ})D\left(t\right)\cos [({\mathrm{\ω}}_1+{\mathrm{\ω}}_d)t+\mathrm{\φ}]+\sqrt{{2P}_p}P\left(t\right)D\left(t\right)\sin [({\mathrm{\ω}}_1+{\mathrm{\ω}}_d)t+\mathrm{\φ}]$ $S_{l2}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_2}P(t-\mathrm{\τ})D\left(t\right)\cos [({\mathrm{\ω}}_2+{\mathrm{\ω}}_d)t+{\mathrm{\φ}}_2]$

其中τ是编码延迟，ω_d是多普勒弧度角频率。

在步骤(1)中，如图5a所示，接收的GPS RF信号由一个前置放大器电路42放大。该放大的GPS RF信号被随即传到该全球定位系统处理器40的一个降频转换器43。该降频转换器43把该放大的射频(RF)信号转换到中频(IF)信号。该中频信号由一个IF取样和A/D转换器44处理，以便把该IF信号转换成该信号包络的同相(I)和正交相位(Q)成份。在该IF取样和A/D转换器44中，该属于是模拟信号的IF信号首先由一个低通滤波器滤波，然后取样，最后把该模拟信号转换到数字数据(A/D)。该数字数据被输入到一个信号处理器45中，以便提取调制在该GPS信号上的导航数据，例如GPS卫星空间位置参数、大气层参数、卫星时钟参数、和时间信息。该信号处理器45还处理来自该IF取样和A/D转换器34的数字数据，以便得到该伪距离、载波相位和多普勒频移。在全球定位系统处理器40中，振荡器电路46把时钟信号提供到降频转换器43、IF取样和A/D转换器44、和信号处理器45。

参考图5a，在步骤(1)中，信号处理机45把包括伪距离、载波相位、和多普勒频移的GPS测量数据以及时间数据输出到该导航处理电路板80。在步骤(7)中，信号处理器45从该导航处理电路板80接收该速度和加速度信息，以便执行外部速度-加速度协助编码以及载波相位跟踪。

参考图6a，在步骤(1)中从该GPS码跟踪回路得到该伪距离测量，该GPS码跟踪回路包括一个相关器452、一个累加器453、一个微处理器454、一个编码NCO(数控振荡器)457和一个编码器456。从该GPS卫星信号载波相位跟踪环路获得多普勒频移和载波相位测量，该GPS卫星信号载波相位跟踪环路包括一个多普勒效应消除器451、相关器452、累加器453、微处理器454和载波NCO(数控振荡器)455。

参考图6a，在步骤(1)中，由一个多普勒效应去除器451处理来自该IF取样和A/D转换器44的数字数据(I和Q)，以便去除调制在GPS卫星信号上的多普勒频移。载波跟踪环路使用该多普勒效应去除器451跟踪该输入信号的相位和频率。该多普勒效应的消除是以单边带调制器的数字方案实现的。该载波NCO(数控振荡器)455根据一个频率数目的输入以其时钟速率累加相位。每当累加器翻转一次，产生一个新周期。所占用的时间是一个循环期。来自振荡器电路46的时钟和来自微处理器454的增量频率驱动该载波NCO455。该载波NCO455输出基准相位的同相和正交相位成份(Iref和Qref)。该基准相位被输出到多普勒效应去除器451。

参考图6a，在步骤(1)中，多普勒效应消除处理之后的GPS卫星信号被传到相关器452，其中执行该相关处理。累加器453跟随相关器452，组成该后置相关处理并且在微处理器的处理之前滤波相关的信号分量(I2和Q2)。该累加处理是简单地在T秒钟上累加相关的取样，其中T通常是1ms的一个C/A编码出现时间周期。该累加该累加结果(I3和Q3)由该微处理器454存储和收集，和该累加器453被清除，产生该信号分量的一个累加-清除(accumulated-an-dump)滤波。

参考图6a，在步骤(1)中，使用在相关器452中的码来自编码器456，该编码器456由来自振荡器46的并且由微处理器454增量延迟的时钟驱动。编码器456负责C/A码和/或P编码的产生。累加器453由从编码NCO457产生的时钟驱动，该编码NCO457由振荡器46和微处理器454驱动。编码NCO457还驱动编码器456。

参考图6a，在步骤(7)中，微处理器454从累加器453接收数据，并且从导航处理电路板80接收速度和加速度数据，以便执行回路滤波采集处理、锁定检测、数据恢复和测量处理。此操作模式称为速度-加速度协助载波相位和码跟踪。在步骤(1)中，微处理器454把包括伪距离、载波相位、和多普勒频移的GPS测量信息以及时间信息输出到该导航处理电路板80。

参考图6a，在步骤(1)中，当该信号处理器45的信号跟踪环路中的GPS信号的跟踪误差大于该信号跟踪环路的轨迹带宽时，出现GPS卫星信号的丢失。该跟踪环路的锁定状态的丢失主要是由该接收卫星信号的低信-噪比(SNR)和多普勒频率漂移引起的。低的信-噪比可由输入噪声或干扰电波产生。多普勒频率漂移是由该交通工具的高速运动引起的。通常，该跟踪环路的带宽的扩展能够改进该锁相环(PLL)在一个高动态环境中的跟踪能力，但是能同时管化该GPS接收机的进干扰能力，因为更多的不结望的噪声信号被制许进入该GPS信号跟踪环路。利用校正INS(惯性导航系统)方案的GPS信号的协助是为了获得在跟踪环带宽和过干扰能力之间的一个最佳取舍。

参考图6a，在步骤(7)中，该校正INS速度-加速度信息协助GPS PLL环的目的是在一个足够短的估计周期上迅速和精确地估计该中频信号θ_I(t)的载波相位，并且该θ_I(t)由下式近似：

θ_I(t)＝θ_I0+ω_I0t+γ_I0t²+δ_I0t³+---

其中的问题变成估计上述方程式的参数。描述飞行交通工具动态特性的速度-加速度信息将转化为视线(LOS)速度-加速度信息。因此，该中频信号的载波相位的估计能够由LOS速度-加速度值公式化如下： $\widehat{\mathrm{\θ}}\left(t\right)=b_1{V}^{\mathrm{LOS}}t+b_2{A}^{\mathrm{LOS}}{t}^2+b_3{a}^{\mathrm{LOS}}{t}^3+\·\·\·$ 其中(b₁，b₂，b₃)是关于载频和光速的常量，并且由下式确定 $b_1=\frac{4{\mathrm{\πf}}_c}{c},b_2=\frac{2\mathrm{\π}{f}_c}{c},b_3=\frac{4\mathrm{\π}{f}_c}{3c}$

V^LOS、A^LOS和a^LOS对应于沿着该卫星和接收机之间的LOS的距离变化率、距离加速度和距离加速度变化率。因此，该协助PLL环的跟踪和抗干扰的能力密切取决于V^LOS和A^LOS估计。该V^LOS和A^LOS能够从出自INS处理器81的速度和加速度信息计算，然后被结合到微处理器454中的环路滤波器中。

参考图6a，在步骤(1)中，信号处理器45的码跟踪回路跟踪该输入定向序列扩展频谱信号的码阶段。该码跟踪回路提供需要时移的幅值的一个估计值，以便最大化在输入信号和内部产生的标点码之间的相关性。由微处理器454使用延时信息计算一个最初交通工具-卫星距离估计被称之为伪距离。在步骤(7)中，来自导航处理电路板80的速度和加速度的信息是转变成LOS速度和加速度(V^LOS和A^LOS)，被用于精确地估计该编码延迟。通过此方法，提高该动态特性和抗干扰的能力。

IMU接口和预处理电路板60包括一个模拟信号接口61、一个串行信号接口62、一个脉冲信号接口63和/或一个并行数字信号接口64，它们安装在惯性测量单元20和公用总线55之间。它们被用于把从惯性测量单元20获得的IMU信号变换成机体加速度和旋转的数字数据，然后通过该公用总线55把该变换的数字数据传送到该导航处理电路板80和该控制板53。

在许多应用中，该IMU的输出是模拟信号，尤其用于低性能的INM，常常与一个GPS接收机一起使用，以便形成一个集成系统。如图7所示，模拟信号接口61是一个多信道A/D转换器电路板，用于把模拟INU信号转换成数字数据，其包括连接到该惯性测量单元20的一个多信道低通滤波器611、一个连接在该多信道低通滤波器611和该公用总线55之间的多信道A/D转换器电路612和连接到该公用总线55的一个DMA接口614。该模拟接口61还包括连接在该多信道A/D转换器电路612和该DMA接口614之间的一个定时电路613。

参考图7，在步骤(2)中，来自该惯性测量单元20的该模拟IMU信号由该多信道低通滤波器611滤波。滤波的模拟IMU信号被送到该多信道A/D转换电路612。该定时电路提供用于该多信道A/D转换器电路612的采样频率。该多信道A/D转换器电路612取样和数字化该滤波的模拟IMU信号。定时电路613还触发该DMA接口614。在该多信道A/D转换器A/D转换电路612的取样和数字化操作以后，该DMA接口通过该公用总线55通知该导航处理电路板80和控制板53，以便获得在该公用总线55上的IMU数据。在该导航处理电路板80和该控制板53接收该DMA信号之后，该多信道A/D转换器电路612在该公用总线55上输出该数字化的IMU数据。

因为大部分IMU生产商趋于把高性能的微处理器嵌入到该IMU中以便形成一个所谓的＂智能＂IMU，其中该IMU输出信号由该微处理器通过一个标准串行总线，例如RS422/485、1533总线等发送，如图8所示，所以该串行信号接口62是一个用于接收串行IMU数据的多信道RS-485通信控制电路板，其包括连接在该惯性测量单元20和该公用总线55之间的一个RS-485接口电路621以及连接在该RS-485接口621和该公用总线55之间的一个中断电路622。

参考图8，在步骤(2)中，该RS-485接口电路621从该惯性测量单元20接收串行IMU信号。一旦完成该接收操作，该RS485接口电路就通知该中断电路622。该中断电路随即通过公用总线55告诉该导航处理电路板80和该控制板53该IMU数据被准备好。在通过该公用总线55从中断接口622接收由导航处理电路板80和控制板53发送的中断信号之后，该RS-485接口电路在该公用总线55输出该IMU数据。该导航处理电路板80和该控制板53获得该IMU数据，该数据是来自该公用总线55的机体速率和加速度。

由于事实上大部分高性能回转仪和加速计都提供脉冲输出，所以RLG和FOG是天然的数字传感器，并且许多高性能的机电回转仪和加速计具有一个脉冲调制强制再均衡回路。如图9所示，该脉冲信号接口63是用于接收脉冲IMU信号的一个多信道频率/数字转换电路电路板63，其包括一个连接到该惯性测量单元20的Inc/Dec脉冲分离电路631、一个总线接口电路633和连接到该公用总线55的中断电路634。该多信道频率/数字转换电路电路板63还包括一个连接在Inc/Dec脉冲间隔电路631和总线接口电路633之间的多信道频率/数字电路。

参考图9，在步骤(2)中，脉冲IMU信号通过该In/Dec脉冲分离电路631从惯性测量单元20转到多信道频率/数字电路632，其中该Inc/Dec脉冲分离电路631调整该脉冲IMU信号。该多信道频率/数字电路632把该已调整的脉冲IMU信号转换成数字数据。一旦该转换结束，该数字IMU数据被传到该总线接口电路633。该总线接口633把该数字IMU转换成公用总线兼容的数字数据，并且把它们输出到公用总线55。该总线接口电路633触发该中断电路634以便产生中断信号。该中断电路随即通过公用总线55告诉该导航处理电路板80和该控制板53该IMU数据被准备好。

某些IMU具有嵌入的逻辑电路或微处理器，能够输出并行数字信号甚至实现一个标准并行总线。如图10所示，该并行数字信号接口64包括连接在该惯性测量单元20和该公用总线55之间的一个总线接口电路641、和一个连接在该总线接口电路641和公用总线55之间的中断电路642。

参考图10，在步骤(2)中，通过该总线接口电路641从该惯性测量单元20接收并行IMU信号并且转换成该公用总线兼容的数据。在接收该并行的IMU数据之后，总线接口电路641触发该中断电路642，以便产生中断信号，其被用于通过该公用总线55通知该导航处理电路板80和控制板53该IMU数据被准备好。该总线接口电路641把IMU输出到公用总线55，并且该导航处理电路板80和控制板53从该公用总线55接收该IMU数据。

根据该IMU输出信号的可能的类型，设计不同的类型的信号转换电路，以便生产机体加速度和旋转的数字数据。这些信号转换电路被设计为一系列可选的模块，以便适应各种原始的IMU信号输出。在此设计中，整个通用导航和控制箱是可重新构型的。

公知的是，全球定位系统具有不良的垂直定位精度。全球定位和惯性导航系统集成方案的长期精确度主要取决于全球定位系统的性能。其意味着该全球定位和惯性集成导航系统不能改进该垂直定位性能。在本发明中，结合了一个高度测量装置以便改进此不足。

有许多不同的高度测量装置，例如气压装置31和雷达高度计32。该高度接口和处理电路板70包括一个气压装置接口71和一个雷达高度计接口72。它们被用于把一个气压装置31或雷达高度计32的测量变换成在平均海拨(MSL)上的平台高度的数字数据。

配备气压装置的许多飞机提供该飞机在该MSL上的高度。如图11所示，气压装置接口71是一个多信道A/D转换器电路板，用于把模拟高度信息转换成数字数据，其包括连接到该惯性气压装置31的一个低通滤波器711、一个连接在该多信道低通滤波器711和该公用总线55之间的一个A/D转换器电路712和连接到该公用总线55的一个DMA接口714。气压装置接口71还包括连接在该A/D转换器电路712和DMA接口714之间的一个定时电路713。

参考图11，在步骤(3)中，来自气压计装置31的模拟高度信号由低通滤波器711滤波。该滤波的模拟高度信号被送到A/D转换器712。定时电路713提供用于该A/D转换器712的采样频率。A/D转换器712取样和数字化该滤波的模拟高度信号。定时电路713还触发该DMA接口714。在该A/D转换器712的取样和数字化操作以后，该DMA接口通过该公用总线55通知该导航处理电路板80和控制板53，以便获得在该公用总线55上的高度数据。在该导航处理电路板80和该控制板53接收该DMA信号之后，该转换器712在该公用总线55上输出该数字化的高度数据。

配备雷达高度计的许多飞机还提供该飞机在该地域上的高度。由雷达高度计产生的高度被称作地域高度。如图12所示，雷达高度计接口72包括连接在该雷达高度计32和公用总线55之间的一个数据合成模块721，以及连接在该数据结合模块721和该公用总线之间的一个地域数据库722。该地域数据库722通过该公用总线55从该导航处理电路板80接收定位信息。根据当前位置，数据库查询在该MSL上的地域海拔高度并且输出其到该数据合成模块721。该数据合成模块721组合来自雷达高度计32的地域高度和来自地域数据库722的地域高度，以便产生在该MSL上的飞机高度。

根据本发明的第一最佳实施例，导航处理电路板80在图13中示出，其中来自测量单元20、全球定位系统处理器40的信号处理器45和高度测量装置30的测量被混合，以便得到包括3维定位、3维速度以及3维姿态的高精度的导航信息。这些数据从该INS处理器81输出并且通过公用总线55传到控制板53。如上所述，此速度和加速度信息还被反馈到该全球定位系统处理器40的信号处理器45，以便帮助该全球定位系统卫星信号编码以及载波相位跟踪。

参考图13，在步骤(2)中，由一个INS处理器81收集出自该IMU接口和预处理电路板60的表示机体速率以及加速度的IMU度量，以便执行惯性导航处理。

参考图4，在步骤(2)中，通过该公用总线55把出自该IMU接口和预处理电路板60的表示机体速率和加速度的该IMU送到控制板53。

参考图13，在步骤(3)中，通过一个卡尔曼滤波器83收集出自该姿态接口和处理电路板70的高度测量，以便执行集成滤波处理。

参考图4，在步骤(3)中，通过该公用总线55，出自该高度接口和处理电路板70的该高度测量被送到控制板53。

参考图13，在步骤(5)中，全球定位系统处理器40的微处理器454把伪距离、多普勒频移、全球定位系统卫星空间位置参数以及大气参数输出到卡尔曼滤波器83，其中综合来自INS处理器81高度接口和处理电路板70、载波相位整数模糊分辨率模块42以及全球定位系统处理器40的微处理器454的数据，以便得到定位误差、速度误差和姿态误差。在步骤(4)中，该INS处理器81处理该惯性测量，即机体角速率和加速度以及出自该卡尔曼滤波器83的定位误差、速度误差、和姿态误差，以便得到校正的导航方案。该导航方案包括3维定位、3维速度和3维姿态。这些数据被输出到卡尔曼滤波器83。另一方面，在步骤(10)中，这些数据还通过公用总线55传到控制板53。

如图16所示，INS处理器81包括一个IMU误差补偿模块811、一个坐标变换计算模块812、一个姿态定位速度计算模块813、一个变换矩阵计算模块814和一个地球和交通工具速率计算模块815。

参考图16，在步骤(4)中，该IMU误差补偿模块811从IMU接口和预处理电路板60收集该机体角速率和加速度数据。这些数据由于惯性传感器测量误差而恶化。该IMU误差补偿模块811接收从该卡尔曼滤波器83获得的该传感器误差估计以便执行关于该的IMU数据的IMU误差缓和。校正的惯性数据被送到坐标变换计算模块812和变换矩阵计算模块814，其中该机体角速率送到该变换矩阵计算模块814而该加速度812被送到坐标变换计算模块812。

参考图16，在步骤(4)中，变换矩阵计算模块814从该IMU误差计算模块811接收该机体角速率以及从地球和交通工具速率计算模块815接收地球和交通工具速率，以便执行变换矩阵计算。该变换矩阵计算模块814把计算的变换矩阵送到坐标变换计算模块812和姿态定位速度计算模块813。由于四元数方法的优化的数字和稳定特性，在此变换矩阵计算模块814中的姿态更新算法使用该四元数方法。在机体结构和局部导航结构之间的相关四元数的差分方程是： $\stackrel{\·}{q}=1/2\left[{\mathrm{\Ω}}_b\right]q-1/2\left[{\mathrm{\Ω}}_n\right]q$ 其中，q^T＝[q₀q₁q₂q₃]是一个四元数参数的一个四成份矢量，Ω_b是该矢量的转置对称矩阵。Ω_ib ^b是由回转仪检测并且是相对于该机体结构中的惯性结构(i)的该机体结构(b)的旋转速率矢量。 $\left[{\mathrm{\Ω}}_b\right]=\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bx}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{by}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bz}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bx}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{by}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{by}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bz}}& 0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bx}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{by}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bx}}& 0\end{array}\right]{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ib}}^b={[{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bx}},{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{by}},{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{bz}}]}^T$

Ω_n是该矢量ω_in ⁿ的转置对称矩阵，它是相对于该导航结构中的惯性结构的该局部导航结构(n)的旋转速率向量。 $\left[{\mathrm{\Ω}}_n\right]=\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ny}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nz}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ny}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ny}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nz}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nz}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ny}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}}& 0\end{array}\right]{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{in}}^b={[{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nx}},{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ny}},{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{nz}}]}^T$

如果该导航结构是本地、水平北、东和向下(NED)导航结构，则：

其中ω_e是地球的旋转速率，L是测地纬度，而λ是经度。

参考图16，在步骤(4)中，坐标变换模块812从该IMU误差计算模块811收集具体的力以及从该变换矩阵计算模块814收集变换矩阵，以便执行该坐标变换。该坐标变换计算把变换成由该变换矩阵表示的坐标系的加速度发送到姿态位置速度计算模块813。

参考图16，在步骤(4)中，该姿态定位速度计算模块813从该坐标变换计算模块812接收该变换的加速度以及从该变换矩阵计算模块814接收该变换矩阵，以便执行该姿态、定位、速度的更新。描述在地球表面或接近地球表面之上的一个点质量的运动的通常导航方程式具有下面的形式： $\stackrel{\·}{V}\left(t\right)=a-({2\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}})\×V-{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}\×{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}\×r$

其中，a和V是在该导航结构中该交通工具相对于地球的加速度和速度，ω_ie是地球旋转矢量，ω_en是导航结构相对于地球的角速率，r是该交通工具相对于地球中心的位置矢量。因为该加速计不对交通工具的加速度和质量吸引重力作区别，所以由该加速计检测的该具体的矢量f是：

f＝a-g(r)

其中，g(r)是地球重力和该交通工具所在位置离心力的组合。因此， $\stackrel{\·}{V}\left(t\right)=f-({2\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}+{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{en}})\×V+g\left(r\right)$

其中，

该交通工具速度通过下式更新： ${\stackrel{\·}{V}}^n=C_b^n{f}^b+{\mathrm{MV}}^n+g^n$

其中，C_b ⁿ是从机体结构到导航结构的方向余弦矩阵，并且： $V^n=\left[\begin{array}{c}{v}_n\\ v_e\\ v_d\end{array}\right],f^b=\left[\begin{array}{c}{f}_{\mathrm{nx}}\\ f_{\mathrm{by}}\\ f_{\mathrm{bz}}\end{array}\right],g^n=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ g_d\end{array}\right],$

使用针对该WGS-84椭圆球体的正交重力公式产生下列表达式： $g_d=g_0[1-2(1+f+m)\frac{h}{2}+(\frac{5}{2}m-f)\mathrm{si}{n}^{2}L]$ $(m={\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ie}}^2{a}^{2}b/\mathrm{GM})$

其中g₀是赤道重力，f是椭圆扁率，h是高度，a是半主轴值，b是半短轴值，GM是地球引力常数。

针对测量纬度L、经度λ、高度h的位置更新的差分方程由下式给定： $\stackrel{\·}{L}=\frac{V_n}{R_M+h},\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}=\frac{V_n}{(R_N+h)\cos L},\stackrel{\·}{h}=-{\mathrm{\υ}}_d$

其中，R_M是子午线曲率的半径，R_N是最初垂直位置中的半径。

参考图16，在步骤(4)中，在计算该定位和速度以后，由卡尔曼滤波器83计算的定位和速度误差被使用在姿态定位速度计算模块813，以便校正该惯性的方案。针对该姿态校正，能够应用两个方法。第一方案是把由卡尔曼滤波器83计算的姿态误差发送到该姿态位置速度计算模块813，以便在该姿态位置速度计算模块813中执行姿态校正。第二方案是把由卡尔曼滤波器83计算的姿态误差发送到该变换矩阵计算模块814，以便在该姿态定位速度计算模块813之前执行姿态校正。

参考图16，在步骤(5)中，从这姿态定位速度计算模块813获得的该校正的惯性方案被传到卡尔曼滤波器83，以便构成该卡尔曼滤波器83的测量。参考图13，在步骤(8)中，校正的惯性导航方案也被发送到该载波相位整数模糊分辨率模块82，以便帮助该全球定位系统卫星运载工具相位整数模糊定位。参考图13，在步骤(7)中，校正的速度和加速度被传到该全球定位系统处理器40的微处理器454，以便帮助该全球定位系统卫星信号载波相位和码跟踪。参考图16，在步骤(10)中，该姿态、定位和速度信息通过该公用总线55被送到控制板53。

参考图16，在步骤(4)中，由该姿态定位速度计算模块813计算的该姿态、定位和速度被送到该地球和交通工具速率计算模块815，以便计算地球旋转和该交通工具旋转速率。计算的地球和交通工具速率被送到该变换矩阵计算模块814。

已经公知，卡尔曼滤波器83利用很好定义的统计属性生产最佳估计。该估计是未加偏置的，并且在该线性无偏估计的等级之内具有最小值的变化。但是只要保持奠定该数学模型的假设就保证该估计的质量。在该模型中的任何错误的规定都可能使滤波的结果无效，并且使得根据该错误的规定的任何结论无效。

在通用交通工具导航和控制板中，一个用于定位和姿态的卡尔曼滤波器的可选模式是一个健全的卡尔曼滤波器。这种健全的卡尔曼滤波器是足够稳定以在一个以上的动态环境中运转。如果该动态特性急剧地变化，或如果出现传感器故障，例如出现GPS卫星信号故障或惯性传感器信号故障，则该滤波器必须检测、校正和隔离该故障状态。

该健全卡尔曼滤波器具有特性是其在处理和测量模式的大等级之上提供接近最佳的性能。纯粹的卡尔曼滤波器是不健全的，因为其只针对一个特定的处理和度量模式优化。如果该滤波器是不正确的，则该滤波器协方差可能报告不同于实际能够实现的精确度。滤波器完整性的目的在于保证从该误差协方差预测的性能接近于该实际估计误差统计。此外，滤波器的偏差通常是由改变处理或测量模式或一个传感器故障引起。

本发明使用一个余项监视方法以便获得一个健全卡尔曼滤波器，其被用于混合该全球定位系统数据、惯性传感器测量数据和来自一个高度测量装置的高度测量数据。当存在适当的冗余度时，余项监视方案能有效地检测硬和软故障以及滤波器偏差。该余项监视方案的一个好处是，当该滤波器模式是正确之时，此余项序列的统计分布是已知的。因此，容易使用关于该测量余数的分布测试而产生一个测量编辑和偏差检测方案。同一个统计可用于评定该滤波器调谐并且当检测到偏差时调整该协方差的规模。图17示出一个包括余项监视器功能的该健全卡尔曼滤波器的实施方案。

参考图17，在步骤(5)中，一个GPS误差补偿模块837收集该GPS原生测量数据，包括来自全球定位系统处理器40的伪距离、载波相位、和多普勒频率，以及来自一个更新状态向量模块839的定位和速度校正，以便执行GPS误差补偿。该校正的GPS原始数据送到该预处理模块835。

参考图17，在步骤(5)中，一个预处理模块835从高度接口和处理电路板30接收该高度测量数据，从全球定位系统处理器40接收GPS卫星空间位置参数，从GPS误差补偿模块837接收包括伪距离、载波相位和多普勒频率的该校正的GPS原始数据，以及从INS处理器81接收INS导航方案。该预处模块835执行该状态过渡矩阵的计算，并且将该计算以及前面的状态向量发送到一个状态向量预测模块836。该计算的状态过渡矩阵还被发送到一个协方差传播模块832。该预处理模块835根据该计算的测量矩阵和该测量模式计算该测量矩阵和该当前测量矢量。该测量矩阵和该计算的当前测量矢量被转到一个计算测量余项模块838。

参考图17，在步骤(5)中，该状态向量预测模块836从该预处理模块835接收该状态过渡矩阵和先前的状态向量，以便执行当前时期的状态。该预测的当前状态矢量被传到该计算测量余项模块838。

参考图17，在步骤(5)中，该计算测量余项模块838从该状态向量预测模块836接收该预测的当前状态矢量，以及从该预处理模块835接收该测量矩阵和当前测量矢量。通过从该当前测量矢量减去该测量矩阵和该预测的当前状态矢量的乘积，该计算测量余项模块838计算该测量余项。该测量余项被送到一个余项监视模块831以及该更新状态向量模块839。

参考图17，在步骤(5)中，该余项监视模块831执行一个关于从该计算测量余项模块838接收的该测量余项的识别。该识别规程是，该测量余项被该剩余方差所除的平方是否大于一个给定阈值。如果测量余项被该剩余方差所除的平方大于此给出阈值，则该当前测量可以导致该卡尔曼滤波器的偏差。当出现此情况时，该余数管程模块831计算一个新的系统处理的协方差，即拒绝该当前测量。如果测量余项被该剩余方差所除的平方小于此给出的阈值，则该当前测量能被该卡尔曼滤波器使用而不改变当前系统处理的协方差，以便获得该当前导航方案。该系统处理的协方差被送到协方差传播模块832。

参考图17，在步骤(5)中协方差传播模块832收集来自余项监视模块831的系统处理的协方差、来自预处理模块835的状态过渡矩阵以及估计误差的先前的协方差，以便计算该估计误差的当前协方差。该估计误差的计算的当前协方差被送到一个计算优化增益模块833。

参考图17，在步骤(5)中，该计算优化增益模块833从该协方差计算模块832接收该估计误差的当前协方差，以便计算该优化增益。此优化增益被传到一个协方差更新模块834以及更新状态向量模块839。此协方差更新模块834更新该估计误差的协方差并且将其发送到协方差传播模块832。

参考图17，在步骤(5)中，该更新状态向量模块839从该该计算优化增益模块833接收该该优化增益，并且从该计算测量余项模块838接收该测量余项。该更新状态向量模块839计算包括定位、速度并且姿态误差的状态向量当前估计值，并且将它们发送到GPS误差补偿模块837和INS处理器81。

如公知的那样，GPS通过使用载波相位测量获得比仅使用伪距离测量更精确的定位。这是因为，在全球定位系统卫星L1的157542MHz的广播频率，其载波的一个周期只有19厘米，而相比较该C/A码的一个周期是大约300米。利用GPS载波相位测量的定位的高精度是在以已经解决了该相位模糊为前提条件的基础上。利用相位测量所固有的该模糊性都取决于全球定位系统接收机又取决于卫星。在假设没有载波相位跟踪误差和已知该接收机和卫星的真实位置的理想条件下，该含糊性能通过一种简单数学计算即时决定。但是，由于存在卫星空间位置参数错误、卫星时钟偏置、大气传播延迟、多路效应、接收机时钟误差和来自GPS码跟踪回路的距离测量中的接收机噪声，我们只能得到从接收机到卫星的一个非精确几何距离，其称作一个编码伪距离。

该IMU协助相位模糊分辩能力和周期滑动检测的优点在于可以从校正INS方案得到该精确交通工具坐标和速度，以便协助确定该原始含糊性和搜索量。另外，该INS协助信号跟踪增强了接收机控制该全球定位系统卫星信号的能力，因此减小信号损失或周期滑动的可能性。

参考图13，在步骤(8)中，该载波相位整数模糊分辨率模块82收集来自INS处理器81的位置和速度数据、来自全球定位系统处理器40的微处理器454的载波相位和多普勒频移测量数据、来自该卡尔曼滤波器83的协方差矩阵，以便确定该全球定位系统卫星信号整数模糊数字。在确定载波相位模糊性以后，在步骤(9)中，该载波相位模糊性数字被传到这卡尔曼滤波器83，以便进一步改进该全球定位系统原始数据的测量精确度。

参考图18，该IMU协助全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊分辨率82包括一个几何距离计算模块821、一个最小平方调节模块822、一个卫星时钟模块823、一个电离层模块824、一个对流层模块825、一个卫星预测模块826、和一个搜索空间确定模块827。

全球定位系统卫星信号载波相位模糊的一个基本特点是，只要跟踪被持续保持就不存在时间相关性。该载波相位测量能够表示为： $\mathrm{\Φ}=\frac{1}{\mathrm{\λ}}\mathrm{\ρ}+\mathrm{f\Δ\δ}+N+\frac{d_{\mathrm{eph}}}{\mathrm{\λ}}-\frac{d_{\mathrm{iono}}}{\mathrm{\λ}}+\frac{d_{\mathrm{trop}}}{\mathrm{\λ}}+\mathrm{\ϵ}$ 其中，Φ是测量的载波相位dλ是信号波长：ρ是接收机与卫星之间的真实的几何距离；f是信号频率；

是时钟误差，δ^s是卫星时钟偏置，δ_R是接收机误差；N是载波相位整数模糊性；d_eph是由空间位置参数误差引发的距离误差；d_iono是由电离层引发的传播误差；d_trop是由对流层引发的传播误差；ε是相位噪声。

当可得到双重频率时(使用一个L1和L2双重频率全球定位系统接收机)，该双重频率载波相位测量可用于消除几乎全部该电离层误差，其电离层误差是由距离测量原因引起的主要误差。此外，该IMU协助载波相位模糊分辨率还被加到形成在双重频率载波相位测量之间的宽路(wide-lane)信号。该宽路信号能够被表示成：

Φ_W＝Φ_L1-Φ_L2其中，Φ_L1是L1信道载波相位测量；Φ_L2是L2信道载波相位测量。该对应的宽路频率和相位模糊性是：

f_W＝f_L1-f_L2，N_W＝N_L1-N_L2。

由于每当对卫星的锁定被丢失(此现象被称作一个周期滑动)时都需要重新确定该模糊性，所以对载波相位模糊性的确定问题被进一步复杂化。该周期滑动必须被检测并且被修正，以便保持高精度的导航方案。能够辨别周期滑动的三个原因。首先是由树木、建筑物、桥梁、山等原因引起的卫星信号的障碍。这是最常见的原因。周期滑动的第二个原因是由于恶劣的电离层条件、多路径、高接收器动态特性或低卫星仰角引起的低信噪比(SNR)。第三个原因是接收机振荡器。在本发明中，该IMU协助也被用于该周期滑动检测和修正。

参考图18，在步骤(8)中，卫星预测模块826从该全球定位系统处理器40收集可见全球定位系统卫星的空间位置参数，以便执行卫星位置计算。该预测的卫星位置在传到该几何距离计算模块821。该几何距离计算模块821从该INS处理器81接收该交通工具的精确位置信息。根据此卫星和交通工具的位置信息，由该几何距离计算模块821计算在该卫星和该交通工具之间的几何距离，其不同于由全球定位系统处理器40的码跟踪回路获得的伪距离。得出的几何距离被送到最小平方调节模块822。

参考图18，在步骤(8)中，对流层模块825从全球定位系统处理器826收集时间标志，并且使用嵌入的对流层延迟模型计算该全球定位系统卫星信号的对流层延迟。该计算的对流层延迟被送到最小平方调节模块822。

参考图18，在步骤(8)中，电离层模块824从该全球定位系统处理器40收集该时间标志及其由该全球定位系统卫星广播的电离层参数。使用这些电离层数据和嵌入的电离层时延模块，该电离层的模块824计算由该电离层引入的最小延时。该计算的电离层时延被送到最小平方调节模块822。

参考图18，在步骤(8)中，该卫星时钟模块823收集该全球定位系统卫星时钟参数，以便执行该卫星时钟校正计算。该卫星时钟校正也被送到该最小平方调节模块822。

参考图18，在步骤(8)中，该搜索空间确定模块827从卡尔曼滤波器83接收该测量矢量的协方差矩阵。根据该协方差矩阵，该搜索空间确定模块827导出该测量误差，并且确定该全球定位系统卫星载波相位整数模糊搜索空间。该计算的载波相位模糊搜索空间被送到最小平方调节模块822。

参考图18，在步骤(8)中，该最小平方调节模块822从该几何距离计算模块821收集从该交通工具到全球定位系统卫星的几何距离，从该对流层模块825收集对流层延迟，从该电离层模块824收集该电离层时延，以及从该卫星时钟模块823收集该卫星时钟校正，以便计算该初始搜索起源。该最小平方调节模块822还从该搜索空间确定模块827接收该搜索空间。一个标准的最小平方调节算法被加到该初始搜索起源和该搜索空间，以便固定该载波相位模糊性。

参考图3，该总线接口55提供在该通用导航和控制箱与该数据总线15之间的一个接口。参考图1、3和4，在步骤(11)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位、速度、姿态、朝向和时间数据发送到飞行管理系统11。

参考图1、3和4，在步骤(12)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台速度、姿态、机体加速度和旋转数据发送到飞行控制系统12。

参考图1、3和4，在步骤(13)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位和时间数据发送到自动相关监视13。

参考图1、3和4，在步骤(14)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位、速度和姿态数据发送到该增强地面接近报警系统17。

参考图1、3和4，在步骤(15)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台姿态和机体加速度数据发送到气象雷达18。

参考图1、3和4，在步骤(16)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位和姿态数据发送到卫星通信系统19。

如上所述的本发明的第一最佳实施例被称作通用导航和控制箱，使用了增强的全球定位系统/惯性测量单元定位与高度测量的充分耦合，其中伪距离的全球定位系统测量、载波相位、具有惯性测量的多普勒频移以及高度测量在一个卡尔曼滤波器中混合。

该通用导航和控制箱也可以通过使用全球定位系统/惯性测量单元与集成高度测量的紧密耦合而实施。这就是本发明的第二最佳实施例，其中一个卡尔曼滤波器被用于混合该伪距离和多普勒频移的全球定位系统测量、惯性测量和来自一个高度测量装置的高度测量。不同于本发明的第一最佳实施例，在本方法中，该全球定位系统卫星信号载波相位不是以集成机制采用。

参考图1、2、3、4、5b、6b、7、8、9、10、11、12、14、16和17，示出的本发明的第二最佳实施例包括如下步骤：

1)执行GPS处理和从一全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

2)从惯性测量单元20接收惯性测量，它们是机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

3)从高度测量装置30接收一个高度测量，通过高度接口和处理电路板70转换该测量值为数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且通过该公用总线55把该数据传送到导航处理电路板80和控制板53。

4)使用一个INS处理器81执行INS处理。

5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81、高度测量和GPS测量的输出。

6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

7)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、高度、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

8)把该平台定位、速度、姿态、朝向以及时间数据发送到该飞行管理系统11。

9)把该平台速度、姿态、机体加速度和旋转数据发送到飞行控制系统12。

10)把该平台定位和时间数据发送到自动相关监视系统13。

11)把该平台定位、速度、以及姿态数据发送到该增加的地面接近报警系统17。

12)把该平台姿态和机体加速度数据发送到气象雷达18。

13)把该平台定位和姿态数据发送到该卫星通信系统19。

步骤(6)以后，可以添加附加步骤：

(6a)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的微处理器454，以便协助该全球定位系统卫星信号的码跟踪，如图6b所示。

参考图5b、6b和14，除了载波相位跟踪和速度-加速度协助载波相位跟踪之外，在步骤(1)中，本发明的第二最佳实施例与本发明的第一最佳实施例做的事情相同。除去载波相位的测量，导航处理电路板80只从全球定位系统处理器40接收伪距离和多普勒频移。

参考图5b，除了信号处理器45之外，在步骤(1)中，全球定位系统天线41、前置放大器42、降频转换器43、IF取样和A/D转换器44以及振荡器46与本发明第一最佳实施例的操作相同。信号处理器45从IF取样和A/D转换器44接收该数字化数据，以便提取调制在该GPS信号上的导航数据，例如GPS卫星空间位置参数、大气参数、卫星时钟参数和时间信息。信号处理器45还处理来自IF取样和A/D转换器44的数字数据，以便得出伪距离和多普勒频移。提取的伪距离和多普勒频移被送到导航处理电路板80。在步骤(6a)中，信号处理器45从该导航处理电路板80接收该速度和加速度信息，以便执行码跟踪协助。

参考图6b，在步骤(1)中从该GPS码跟踪回路得到该伪距离测量，该GPS码跟踪回路包括相关器452、累加器453、微处理器454、码NCO(数控振荡器)457和一个编码器456。从GPS卫星信号频率跟踪环路获得多普勒频移，该跟踪环路不同于本发明第一最佳实施例的载波相位跟踪环路。该频率跟踪环路包括一个多普勒效应消除器451、相关器452、累加器453、微处理器454和载波NCO(数控振荡器)455，其中这台微处理器454不执行载波相位检测。

参考图6b，在步骤(1)中，该多普勒效应去除器451、相关器452、累加器453、载波NCO 455、编码器456和码NCO 457的作用与本发明第一最佳实施例相同。本发明第二最佳实施例的微处理器454的操作不同。

参考图6b，在步骤(1)中，微处理器454存储并且收集来自累加器453的累加值(I3和Q3)，累加器453被清除，产生该信号成分的一个累加-清除滤波。微处理器454执行码跟踪环路滤波、码采集处理、码锁定检测、数据恢复和伪距离以及多普勒频移处理。在步骤(6a)中，微处理器454从导航处理电路板80接收速度和加速度信息，以便执行外部协助码跟踪环路滤波、码采集处理、码锁定检测、数据恢复和以及伪距离和多普勒频移处理。

参考图6b，在步骤(1)中，微处理器454把该伪距离和多普勒频移输出到导航处理电路板80。

参考图14，在步骤(2)中，IMU接口和预处理电路板60把机体速率和加速度的惯性测量输出到导航处理电路板80的INS处理器81。在步骤(3)中，高度接口和处理电路板把高度测量输出到该导航处理电路板80的卡尔曼滤波器83。

参考图14，在步骤(5)中，全球定位系统处理器40的微处理器454把伪距离、多普勒频移、全球定位系统卫星空间位置参数以及大气参数输出到卡尔曼滤波器83，其中综合来自INS处理器81、高度接口和处理电路板70、和全球定位系统处理器40的微处理器454的数据，以便得到定位误差、速度误差和姿态误差。在步骤(4)中，该INS处理器81处理该惯性测量，即机体角速率和加速度以及出自该卡尔曼滤波器83的定位误差、速度误差、和姿态误差，以便得到校正的导航方案。该导航方案包括3维定位、3维速度和3维姿态。这些数据被输出到卡尔曼滤波器83。另一方面，在步骤(7)中，这些数据还通过公用总线55传到控制板53。

参考图16，在步骤(4)中，本发明第二最佳实施例的INS处理器81起的作用与本发明第一最佳实施例相同。

参考图17，在步骤(5)中，除了该卡尔曼滤波器83的误差补偿模块837之外，本发明第二最佳实施例的健全卡尔曼滤波器的操作与本发明第一最佳实施例相同。该GPS误差补偿模块837从该全球定位处理器40收集除载波相位以外的伪距离和多普勒频移的GPS原始测量，并且从更新状态向量模块839收集定位和速度校正，以便执行GPS误差补偿。伪距离和多普勒频移的该校正的GPS原始数据送到该预处理模块835。

参考图3，该总线接口55提供在该通用导航和控制箱与该数据总线15之间的一个接口。参考图1、3和4，在步骤(8)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位、速度、姿态、朝向和时间数据发送到飞行管理系统11。

参考图1、3和4，在步骤(9)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台速度、姿态、机体加速度和旋转数据发送到飞行控制系统12。

参考图1、3和4，在步骤(10)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位和时间数据发送到自动相关监视器13。

参考图1、3和4，在步骤(11)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位、速度、和姿态数据发送到增强地面接近报警系统17。

参考图1、3和4，在步骤(12)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台姿态和机体加速度数据发送到气象雷达18。

参考图1、3和4，在步骤(13)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位和姿态数据发送到卫星通信系统19。

全球定位系统和惯性导航系统的松弛耦合集成是最简单的集成模式，其使用该全球定位系统得到的定位速度作为一个卡尔曼滤波器中的测量。这种集成模式不需要高速集成处理器和复杂全球定位系统处理器。这将得到性价比的优势。

该通用导航和控制箱也可以通过使用全球定位系统/惯性测量单元与集成高度测量的松弛耦合而实现，其得到本发明的第三最佳实施例。本发明的第三最佳实施例使用一个卡尔曼滤波器来混合该全球定位系统得到的位置和速度、惯性测量和来自一个高度测量装置的高度测量。不同于本发明第一和第二最佳实施例，在本方法中，全球定位系统卫星信号码跟踪和/或载波相位跟踪不由外部INS方案协助。同样不同于本发明第一和第二最佳实施例，本方法在该卡尔曼滤波器中使用全球定位系统得到的位置和速度，而不使用多普勒频移和/或载波相位。

参考图1、2、3、4、5c、6c、7、8、9、10、11、12、15、16和17，示出的本发明的第三最佳实施例包括如下步骤：

1)执行GPS处理和从一台全球定位系统处理器40接收GPS导航方案，包括位置和速度，并且把它们传送导航处理电路板80。

2)从惯性测量单元20接收一个惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到一个导航处理电路板80和控制板53。

3)从高度测量装置30接收一个高度测量，通过高度接口和处理电路板70转换该测量值为数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且通过该公用总线55把该数据传送到中心导航处理电路板80和控制板53。

4)使用一个INS处理器81执行INS处理。

5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81、高度测量和GPS测量的输出。

6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

7)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、高度、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

8)把该平台定位、速度、姿态、朝向以及时间数据发送到该飞行管理系统11。

9)把该平台速度、姿态、机体加速度和旋转数据发送到飞行控制系统12。

10)把该平台定位和时间数据发送到自动相关监视系统13。

11)把该平台定位、速度、以及姿态数据发送到该增加的地面接近报警系统17。

12)把该平台姿态和机体加速度数据发送到气象雷达18。

13)把该平台定位和姿态数据发送到该卫星通信系统19。

参考图5c，除了信号处理器45之外，在步骤(1)中，全球定位系统天线41、前置放大器42、降频转换器43、IF取样和A/D转换器44以及振荡器电路46与本发明第一和第二最佳实施例的操作相同。信号处理器45从IF取样和A/D转换器44接收该数字化数据，以便提取调制在该GPS信号上的导航数据，例如GPS卫星空间位置参数、大气参数、卫星时钟参数和时间信息。信号处理器45还处理来自IF取样和A/D转换器44的数字数据，以便得出伪距离和多普勒频移。本信号处理器45不实行码和/或载波相位跟踪的速度和加速度协助。

参考图5c，在步骤(1)中，全球定位系统导航处理器47被用于计算该平台的位置和速度。该全球定位系统导航处理器47从信号处理器45接收伪距离和多普勒频移，并且执行卡尔曼滤波或最小平方算法，以便得到位置和速度。提取的位置和速度被送到导航处理电路板80。

参考图6c，在步骤(1)中从该GPS码跟踪回路得到该伪距离测量，该GPS码跟踪回路包括一个相关器452、一个累加器453、一个微处理器454、一个编码NCO(数控振荡器)457和一个编码器456。从GPS卫星信号频率跟踪环路获得多普勒频移，该跟踪环路不同于本发明第一最佳实施例的载波相位跟踪环路。该频率跟踪环路包括一个多普勒效应消除器451、相关器452、累加器453、微处理器454和载波NCO(数控振荡器)455，其中该微处理器454不执行载波相位检测。

参考图6c，在步骤(1)中，该多普勒效应去除器451、相关器452、累加器453、载波NCO 455、编码器456和码NCO 457的作用与本发明第一和第二最佳实施例相同。本发明第三最佳实施例的微处理器454的操作不同。

参考图6c，在步骤(1)中，微处理器454存储并且收集来自累加器453的累加值(I3和Q3)，累加器453被清除，产生该信号成分的一个累加-清除滤波。微处理器454执行码跟踪环路滤波、码采集处理、码锁定检测、数据恢复和伪距离以及多普勒频移处理。微处理器454不接收外部速度和加速度信息，以便执行外部协助码跟踪环路滤波和/或载波相位跟踪环路滤波。从微处理器454获得的伪距离和多普勒频移被送到全球定位系统导航处理器47。

参考图6c，在步骤(1)中，微处理器454把该位置和速度输出到导航处理电路板80。

参考图15，在步骤(2)中，IMU接口和预处理电路板60把机体速率和加速度的惯性测量输出到导航处理电路板80的INS处理器81。在步骤(3)中，高度接口和处理电路板把高度测量输出到该导航处理电路板80的卡尔曼滤波器83。

参考图15，在步骤(5)中，全球定位系统处理器40的全球定位系统导航处理器47把位置和速度输出到卡尔曼滤波器83，其中集成来自INS处理器81、高度接口和处理电路板70、和全球定位系统处理器40的微处理器454的数据，以便得到定位误差、速度误差和姿态误差。在步骤(4)中，该INS处理器81处理该惯性测量，即机体角速率和加速度以及出自该卡尔曼滤波器83的定位误差、速度误差、和姿态误差，以便得到校正的导航方案。该导航方案包括3维定位、3维速度和3维姿态。这些数据被输出到卡尔曼滤波器83。另一方面，在步骤(7)中，这些数据还通过公用总线55传到控制板53。

参考图16，在步骤(4)中，本发明第三最佳实施例的INS处理器81起的作用与本发明第一和第二最佳实施例相同。

参考图17，在步骤(5)中，除了该卡尔曼滤波器83的GPS误差补偿模块837之外，本发明第三最佳实施例的健全卡尔曼滤波器的起作用与本发明第一和第二最佳实施例相同。该GPS误差补偿模块837从该该全球定位系统导航处理器47收集GPS得到的位置和速度，并且从更新状态向量模块839收集位置和速度校正，以便执行GPS误差补偿。该校正的GPS位置和速度送到该预处理模块835。

参考图1、3和4，总线接口55提供一个在通用导航和控制箱及其该数据总线15之间的接口。在步骤(8)中，控制板53通过总线接口54和数据总线15把平台位置、速度、姿态、朝向和数据发送到飞行管理系统11。

参考图1、3和4，在步骤(9)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台速度、姿态、机体加速度和旋转数据发送到飞行控制系统12。

参考图1、3和4，在步骤(10)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台定位和时间数据发送到自动相关监视器13。

参考图1、3和4，在步骤(11)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台位置、速度、姿态数据发送到增强地面接近报警系统17。

参考图1、3和4，在步骤(12)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台姿态和机体加速度数据发送到气象雷达18。

参考图1、3和4，在步骤(13)中，该控制板53通过该总线接口54和数据总线15把该平台位置和姿态数据发送到卫星通信系统19。

在某些应用中，包括水陆交通工具，提供精确的高度测量是不重要的。因此参考图19，该通用导航和控制箱14能够免除此高度测量装置30和相关的高度接口与处理电路板70。该卡尔曼滤波器83仅混合INS处理器80和GPS测量的输出。

因此，本发明的第一最佳实施例的一个第一可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、载波相位、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到中心导航处理器50的导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)使用INS处理器81执行惯性导航系统(INS)处理。

(4)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81、和GPS测量的输出。

(5)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(6)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的信号处理器45，以便协助该全球定位系统卫星信号的编码和载波相位跟踪。

(7)把该全球定位系统处理器40的信号处理器45的输出、INS处理器81的输出、卡尔曼滤波器83的输出输入到一个载波相位整数模糊分辨率模块82，以便确定该全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊数。

(8)把来自该载波相位整数模糊分辨率模块82的载波相位整数值输出到卡尔曼滤波器83中，以便进一步改进该定位精度。

(9)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

因此，本发明的第二最佳实施例的一个第一可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，其是机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(4)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81、高度测量和GPS测量的输出。

(5)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(6)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

(7)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的微处理器454，以便协助该全球定位系统卫星信号的编码跟踪。

因此，本发明的第三最佳实施例的一个第一可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS导航方案，包括位置、和速度、以及时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到一个导航处理电路板80和控制板53。

(3)使用一台INS处理器81执行INS处理。

(4)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81和GPS测量的输出。

(5)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(6)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

参考图20、23、24和25，为了进一步改进该通用导航和控制箱14的朝向测量精确度，该通用导航和控制箱14还包括一个北向测定器31，以便提供该通用导航和控制箱14的载波的朝向测量，通过北向测定器接口和处理电路板90以及公用总线55而用于该导航处理电路板80的卡尔曼滤波器83。

最佳的北向测定器31是一种磁传感器，例如一个磁力计和磁通量阀，检测地球的磁场，以便测量用户的朝向角。

磁力计31是一个传感器，测量相对于该通用导航和控制箱14的机体结构的环绕磁场。为了从这种磁数据提供一个朝向计算，必须知道该通用导航和控制箱14的倾斜和旋转。从导航处理电路板80的INS处理器81获得该这些角度。从机体结构来的测量的磁场分量被随即转变成水平结构。通过计算该水平结构成份的比值的反正切，能够获得该磁朝向角。

为了实现高精确的朝向测量，必须将该磁场测量误差模型化，并且在该通用导航和控制箱14被投入正常操作之前必须将该误差校准到一个高精确度。局部磁场是地球磁场和在此磁力计31邻近的磁扰动的取和。从装置安装产生的靠近此磁力计31的磁扰动能够被模型化为一个不对准/定标因数干扰，以及一个确定或偏置干扰。

通过求解由执行要素矩阵的最小二乘方曲线拟合产生的一套线性方程式，能校准这两个误差。需要的输入数据能够通过旋转该整个交通工具产生，其中该磁力计被置于具有已知的倾斜、旋转和朝向的几个不同位置。产生数据能够被处理，以便获得定标因数和不对准的一个3×3矩阵和磁偏置的一个3×1矢量。只要此补偿被用于获得的每个磁测量，产生的朝向测量即可是高精确的，并且免除装置安装的影响。

因此，本发明的第一最佳实施例的一个第二可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、载波相位、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到中心导航处理器50的导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(4)使用INS处理器81执行惯性导航系统(INS)处理。

(5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81、GPS测量、以及磁朝向角。

(6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(7)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的信号处理器45，以便协助该全球定位系统卫星信号的编码和载波相位跟踪。

(8)把该全球定位系统处理器40的信号处理器45的输出、INS处理器81的输出、卡尔曼滤波器83的输出输入到一个载波相位整数模糊分辨率模块82，以便确定该全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊数。

(9)把来自该载波相位整数模糊分辨率模块82的载波相位整数值输出到卡尔曼滤波器83中，以便进一步改进该定位精度。

(10)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

因此，本发明的第二最佳实施例的一个第二可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从一台全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，其是机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(4)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量以及磁朝向角。

(6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(7)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

(8)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的微处理器454，以便协助该全球定位系统卫星信号的码跟踪。

本发明的第三最佳实施例的一个第二可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理并且从该全球定位系统处理器40接收GPS导航方案，包括位置和速度及其时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(4)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量和磁朝向角。

(6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(7)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

参考图20、23、24和25，为了补偿当不能获得该GPS信号时的INS定位数据误差的漂移，该通用导航和控制箱14还包括速度产生器32，以便提供相对于地面或水路的该通用导航和控制箱14的载波的速度测量，经过该速度产生器接口和处理电路板91以及公用总线55而用于该导航处理电路板80的卡尔曼滤波器83。

该速度产生器32被用于产生该用户相对于地面或水路的速度测量。参考图22，根据多普勒效应原理的最佳速度产生器32包括：

●一个RF(射频)速度产生器3201，包括一个雷达；

●一个声速产生器3202，包括一个声纳，和

●一个激光速度产生器3203，包括一个激光雷达。

根据多普勒效应，速度产生器32能够通过检测多普勒频率而提供用户对于地面的该用户的相对速度测量。当由一个动着的目标反射时，该多普勒效应是来自速度产生器32的电波辐射的频率移动。在本发明的情况下，从反射无线电波、激光或声波的用户和地面的相对运动生产多普勒频移。

如果该用户和地面之间距离减小，则电波被压缩。波长被缩短而频率增加。如果距离增加，则效果恰好相反。来自地面的返射波的电波的多普勒频率能够被计算为： $f_d=2\frac{v_R\cos L}{\mathrm{\λ}}$

其中

f_d＝该地面返射波的多普勒频率，Hz

V_R＝该用户的速度，英尺(米)/每秒

L＝V_R和到该地段(patch)视线之间的角度

λ＝传输波长，与V_R单元相同。

参考图22，速度产生器32进一步包括里程表接口3204，使得当本发明的系统被用于一种地面交通工具时，该速度产生器32能够从该交通工具中安装的里程表输入里程表测量数据。该里程表测量值能够被变换为该用户相对于地面的相对速度测量值。

参考图22，速度产生器32进一步包括水路交通工具测速仪接口3205，使得当本发明的系统被用于一种水路交通工具时，该速度产生器32能够从该水路交通工具中安装的测速仪输入速度测量数据。

因此，本发明的第一最佳实施例的一个第三可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、载波相位、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到中心导航处理器50的导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成机体结构中的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(4)使用INS处理器81执行惯性导航系统(INS)处理。

(5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(7)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的信号处理器45，以便协助该全球定位系统卫星信号的编码和载波相位跟踪。

(8)把该全球定位系统处理器40的信号处理器45的输出、INS处理器81的输出、卡尔曼滤波器83的输出输入到一个载波相位整数模糊分辨率模块82，以便确定该全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊数。

(9)把来自该载波相位整数模糊分辨率模块82的载波相位整数值输出到卡尔曼滤波器83中，以便进一步改进该定位精度。

(10)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

因此，本发明的第二最佳实施例的一个第三可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理并且从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、多普勒频移和时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(8)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(9)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(10)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(11)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

(9)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的微处理器454，以便协助该全球定位系统卫星信号的码跟踪。

本发明的第三最佳实施例的一个第三可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理并且从该全球定位系统处理器40接收GPS导航方案，包括位置和速度及其时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到一个导航处理电路板80和控制板53。

(3)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(4)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(5)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(6)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(7)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

在某些应用中，北向测定器31和速度产生器32能够与该全球定位系统处理器40和惯性测量单元20结合在一起。

因此，本发明的第一最佳实施例的一个第四可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、载波相位、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到中心导航处理器50的导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80，

(4)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(5)使用INS处理器81执行惯性导航系统(INS)处理。

(6)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据、磁朝向角和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(7)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(8)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的信号处理器45，以便协助该全球定位系统卫星信号的码和载波相位跟踪。

(9)把该全球定位系统处理器40的信号处理器45的输出、INS处理器81的输出、卡尔曼滤波器83的输出输入到一个载波相位整数模糊分辨率模块82，以便确定该全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊数。

(10)把来自该载波相位整数模糊分辨率模块82的载波相位整数值输出到卡尔曼滤波器83中，以便进一步改进该定位精度。

(11)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。本发明的第二最佳实施例的一个第四可选实施例包括下列步骤：

本发明的第二最佳实施例的第四替换实施例包括以下步骤：

(1)执行GPS处理并且从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、多普勒频移和时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，其包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(4)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(5)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(6)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据、磁朝向角和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(7)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(8)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

(9)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的微处理器454，以便协助该全球定位系统卫星信号的码跟踪。

本发明的第三最佳实施例的一个第四可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理并且从该全球定位系统处理器40接收GPS导航方案，包括位置和速度及其时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，其包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(4)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(5)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(6)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据、磁朝向角和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(7)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(8)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、朝向和时间的数据从INS处理器81输出到控制板53。

因此，本发明的第一最佳实施例的一个第五可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理和从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、载波相位、多普勒频移、和时间，并且把它们传送到中心导航处理器50的导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)从高度测量装置30接收一个高度测量，通过高度接口和处理电路板70转换该测量值为数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且通过该公用总线55把该数据传送到导航处理电路板80和控制板53。

(4)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(5)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(6)使用INS处理器81执行惯性导航系统(INS)处理。

(7)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据、高度测量数据、磁朝向和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(8)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(9)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的信号处理器45，以便协助该全球定位系统卫星信号的码和载波相位跟踪。

(10)把该全球定位系统处理器40的信号处理器45的输出、INS处理器81的输出、卡尔曼滤波器83的输出输入到一个载波相位整数模糊分辨率模块82，以便确定该全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊数。

(11)把来自该载波相位整数模糊分辨率模块82的载波相位整数值输出到卡尔曼滤波器83中，以便进一步改进该定位精度。

(12)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、高度、朝向和时间从INS处理器81输出到控制板53。

本发明的第二最佳实施例的一个第五可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理并且从该全球定位系统处理器40接收GPS测量，包括伪距离、多普勒频移和时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，其包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到该导航处理电路板80和控制板53。

(3)从高度测量装置30接收一个高度测量，通过高度接口和处理电路板70转换该测量值为数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且通过该公用总线55把该数据传送到导航处理电路板80和控制板53。

(4)通过该公用总线55从磁力计3I接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(5)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(6)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(7)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据、高度测量数据、磁朝向角和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(8)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(9)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、高度、朝向和时间从INS处理器81输出到控制板53。

(10)把来自INS处理器81的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器40的微处理器454，以便协助该全球定位系统卫星信号的码跟踪。

本发明的第三最佳实施例的一个第五可选实施例包括下列步骤：

(1)执行GPS处理并且从该全球定位系统处理器40接收GPS导航方案，包括位置和速度及其时间，并且把它们传送到导航处理电路板80。

(2)从惯性测量单元20接收惯性测量，其包括机体角速率和特定的受力，由IMU接口和预处理电路板60将它们转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过公用总线55把它们发送到一个导航处理电路板80和控制板53。

(3)从高度测量装置30接收一个高度测量，通过高度接口和处理电路板70转换该测量值为数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且通过该公用总线55把该数据传送到导航处理电路板80和控制板53。

(4)通过该公用总线55从磁力计31接收地球的磁矢量测量以及从该导航电路板80接收倾斜和滚动角，由该北向测定器接口和处理电路板90使用地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，以及通过公用总线55把该磁朝向角发送到导航处理电路板80。

(5)从速度产生器31接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，由速度产生器接口和处理电路板91把原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的机体结构的速度数据，并且通过公用总线55把该机体结构相对于地面或水路的该速度数据发送到导航处理电路板80。

(6)使用一个INS处理器81执行INS处理。

(7)在一个卡尔曼滤波器83中混合该INS处理器81的输出、GPS测量数据、高度测量数据、磁朝向角和该机体结构中相对于地面或水路的速度数据。

(8)把该卡尔曼滤波器83的输出反馈到INS处理器81，以便校正该INS导航方案。

(9)通过该公用总线55把属于是导航数据的平台速度、定位、高度、朝向和时间从INS处理器81输出到控制板53。

为了获得对于一个飞行控制系统所需要的真实气流速度和气压高处测量数据，该通用导航和控制箱14进一步包括空气数据传感器33。参考图28，该空气数据传感器33进一步包括一个提供静压和空速压力测量的空速静压传感器3301，及其一个提供动态压力和自由气流空气温度测量数据的动态压力传感和探测器3302。该空气数据接口和处理电路板93使用空气数据方程式计算该气压高度对于控制板53的真实气流速度测量数据。

在本发明应用于飞机的情况下，重要的是该飞机能够避免水/陆冲突。因此，该通用导航和控制箱14还包括一个地域数据库34。地域数据库34能够提供用户当前位置的环绕地域的高度。所提供的该用户当前位置的环绕地域的高度进一步与由地域数据库接口和处理电路板93通过公用总线55从导航处理电路板80提供的用户高度比较，以便确定是否存在潜在的地域冲突。如果存在潜在的地域冲突，则该地域数据库接口和处理电路板93把该地域冲突报警信息发送到控制板53。该控制板53把地域冲突报警信息发出到飞机座舱显示器16。参考图12，该地域数据库722能够借助于从该地域数据库接口和处理电路板93接收地域数据而被替换。

在本发明应用于交通工具的情况下，重要的是该飞机有能力避免运动靠近物体的冲突。因此，该通用导航和控制箱14还包括一个目标检测系统35。

目标检测系统35被用于获得靠近目的的位置数据。该目标检测系统提供已经在附近发现一个目标的警告。该目标检测系统35不必标识该目标的详细特征，虽然有时能够那么做。其简单地警告在附近存在值得进一步注意的一个目标。

通过获得目标特征来实现目标检测，其特征足够区别目标背景或其所被含在其中的围绕环境。例如，该目标检测系统35能够警告有一架飞机出现，但可能不涉及是波音747或空中客车320。

目标检测系统接口和处理电路板94跟踪目标的运动及其距离。利用这两个已知参数，制订适当的逻辑以便提供冲突避免计划。

参考图29，该目标检测系统35可以是一个成像器3501或传感器3502。该传感器3502包括雷达、激光、激光雷达、红外线以及图像，能够执行环绕观察的全部/局部覆盖。

成像器3501可以是一个静态和/或动态成像器，包括LDRI(激光动态范围传感器)成像器。

参考图29，目标检测系统35还可以是一个数据链路3503，从友好的交通工具接收位置数据，以便避免与该友好交通工具的潜在冲突。

本发明的目标检测系统接口和处理电路板94实质上实现下列特点：

(1)该目标检测系统接口和处理电路板94在一个确定的时间段利用可能靠近的目标确定该目标邻近状态。

(2)该目标检测系统接口和处理电路板94从目标检测系统35接收靠近目标定位信息。该定位信息包括当前时间段和该时期的位置、速度矢量。

(3)该目标检测系统接口和处理电路板94计算并且确定该靠近目标区域(AOZ)。该AAZ被定义为该靠近目标的可触及空间。

(4)目标检测系统接口和处理电路板94从该导航处理电路板80接收该主机定位信息。该定位信息包括间段、和该时期的位置、以及速度矢量。

(5)在当前定位信息的条件下，下该目标检测系统接口和处理电路板94在随后的计算时期计算并且确定主机可能达到的区域。

确定的逻辑关系被用于计算两个区域的相交集，并且应用确定的判据来确定该主机交通工具的警告状态。

通过控制板53把该警告状态输出到驾驶员座舱显示器16。

根据如下基本要求设计数据链路3503：

组注册：靠近该空间的任何交通工具必须注册到冲突避免通信系统中以便获得通信资源。

组取消注册：离开该空间的任何交通工具必须被从通信系统取消注册，为了释放通信资源。

程序数据交换：以此数据交换逻辑，在此空间中的每一交通工具平等共享另一交通工具的信息。该信息包括：交通工具的实时动态状态和机动参数。

根据国际标准组织(ISO)的定义，任何通信网络都能够被分成7层。该ISO开发的开放用于数据网络的系统互连(OSI)通信协议促进了多重供应商设备互操作性。

作为目标检测系统接口35的一个实施例的上述数据链路被设计为三层系统。该最低层是物理网络结构。中间层提供基本管理设施，以便存取该最低层和最高层的资源。该应用逻辑被应用在最高通信层。

较低的两层涉及具体的网络系统。该应用层设计包括5个子模块：输入数据包管理、输出数据包管理、数据包处理逻辑、数据包组合逻辑和在线交通工具寄存器表格。

输入数据包管理

此模块被用于从较低层接收该数据包。其缓存、分析和分类该输入数据的数据包。

数据包处理逻辑

此模块编译该数据包数据并且使得它们可供该应用的更高层使用。

在线交通工具寄存表格

此模块管理用于组会员的寄存表格。在该空间中这通信社区中的每个交通工具都保持在该寄存器表格中的内容。此表格被用于对在此组中的全部会员的通信状态的掌握。此表格对于通信系统管理来说是关键的。

输出数据包管理

此模块负责该传出数据包的发送缓存、优先级管理。通常此模块准备用于较低层的数据包。

数据包组合逻辑

此模块把来自较高层的指令变换成用于通信系统中的广播的数据包。

在某些应用中，例如一个手持导航器的应用中，一个用户需要和其它用户交换用户的位置信息。所以，通用导航和控制箱14还包括一个无线通信装置36。

在某些应用中，例如在一个手持导航器的应用，用户需要利用用户位置信息通过访问地域数据库而显示位置和环境信息。所以，通用导航和控制箱14还包括一个显示装置37。

Claims (78)

1.一个定位和数据综合方法，包括步骤：

(a)执行GPS处理和从一个全球定位系统处理器接收GPS测量数据，包括伪距离、载波相位、多普勒频移、和时间，并且把所说的GPS测量数据传送到中心导航处理器的导航处理电路板；

(b)从一个惯性测量单元接收包括机体角速率和特定受力的惯性测量数据，由一个IMU接口和预处理电路板把所说的惯性的测量数据转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过一个公用总线把所说的机体加速度和旋转数字数据发送到所说的导航处理电路板和一个控制板；

(c)使用一个INS处理器执行一个惯性导航系统(INS)处理；

(d)在一个卡尔曼滤波器中混合所说的INS处理器的输出和所说的GPS测量数据；

(e)把所说的卡尔曼滤波器的一个输出反馈到所说的INS处理器，以便校正一个INS导航方案；

(f)把来自所说INS处理器的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器的信号处理器，以便协助所说的全球定位系统卫星信号的码和载波相位跟踪；

(i)把所说的全球定位系统处理器的信号处理器的输出、所说的INS处理器的输出、所说的卡尔曼滤波器的输出输入到一个载波相位整数模糊分辨率模块，以便确定所说的全球定位系统卫星信号载波相位整数模糊数；

(j)把来自所说的载波相位整数模糊分辨率模块的所说的载波相位整数值输出到所说的卡尔曼滤波器中，以便进一步改进所说的定位精度；和

(k)通过所说的公用总线把属于是导航数据的平台速度、定位、高度、朝向和时间数据从所说的INS处理器输出到所说的控制板。

2.如权利要求1的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

通过所说的公用总线从一个磁力计接收地球的磁矢量测量以及从一个导航电路板接收倾斜和滚动角，

由一个北向测定器接口和处理电路板使用所说的地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，并且

通过所说的公用总线把所说的磁朝向角发送到所说的导航处理电路板。

3.如权利要求2的定位和数据综合方法，其中，该步骤(d)还包括在所说的卡尔曼滤波器中混合所说的磁朝向角的一个步骤。

4.如权利要求1的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个速度产生器接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，

由一个速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的所说的机体结构的速度数据，并且

通过所说的公用总线把该机体结构相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

5.如权利要求4的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括一个在所说的卡尔曼滤波器中混合所说的机体结构相对于地面或水路的速度数据的步骤。

6.如权利要求3的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个速度产生器接收正比于机体结构相对于地面或水路速度的原始信号测量数据，

由一个速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成相对于地面或水路的所说的机体结构的速度数据，并且

通过所说的公用总线把该机体结构相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

7.如权利要求6的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括一个在所说的卡尔曼滤波器中混合所说的机体结构相对于地面或水路的速度数据的步骤。

8.如权利要求3的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

9.如权利要求8的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括一个在所说的卡尔曼滤波器中混合所说的机体结构相对于地面或水路的高度测量数据的步骤。

10.如权利要求9的定位和数据综合方法，其中在该步骤(k)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

11.如权利要求5的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

12.如权利要求11的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中的所说的高度测量数据一个步骤。

13.如权利要求12的定位和数据综合方法，其中在该步骤(k)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

14.如权利要求7的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

15.如权利要求14的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中的所说的高度测量数据一个步骤。

16.如权利要求15的定位和数据综合方法，其中在该步骤(k)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

17.一个定位和数据综合方法，包括步骤：

(a)执行GPS处理并且从一个全球定位系统处理器接收GPS测量数据，包括伪距离、多普勒频移和时间，并且把所说的GPS测量数据传送到导航处理电路板。

(b)从一个惯性测量单元接收包括机体角速率和特定受力的惯性测量数据，由一个IMU接口和预处理电路板把所说的惯性的测量数据转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过一个公用总线把所说的机体加速度和旋转数字数据发送到所说的导航处理电路板和一个控制板；

(c)在一个INS处理器中执行INS处理；

(d)在一个卡尔曼滤波器中混合所说的INS处理器的输出和所说的GPS测量数据；

(e)把所说的卡尔曼滤波器的一个输出反馈到所说的INS处理器，以便校正一个INS导航方案；

(g)通过所说的公用总线把包括平台速度、定位、高度、朝向和时间数据的所说的导航数据从所说的INS处理器输出到所说的控制板。

(h)把来自INS处理器的速度和加速度数据输入到全球定位系统处理器的一个微处理器，以便协助全球定位系统卫星信号的码跟踪。

18.如权利要求17的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

通过所说的公用总线从一个磁力计接收地球的磁矢量测量以及从一个导航电路板接收倾斜和滚动角，

由一个北向测定器接口和处理电路板使用所说的地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，

并且通过所说的公用总线把所说的磁朝向角发送到所说的导航处理电路板。

19.如权利要求18的定位和数据综合方法，其中，该步骤(d)还包括在所说的卡尔曼滤波器中混合所说的磁朝向角的一个步骤。

20.如权利要求17的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个速度产生器接收正比于机体结构中的相对地面或水路的速度的原始信号测量数据，

由一个速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成在所说的机体结构中的相对于地面或水路的速度数据，并且

通过所说的公用总线把该机体结构中的相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

21.如权利要求20的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中的所说的速度数据一个步骤。

22.如权利要求19的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包活步骤：

从一个速度产生器接收正比于机体结构中的相对地面或水路的速度的原始信号测量数据，

由一个速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成在所说的机体结构中的相对于地面或水路的速度数据，并且

通过所说的公用总线把该机体结构中的相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

23.如权利要求22的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中的所说的速度数据一个步骤。

24.如权利要求19的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

25.如权利要求24的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中所说的高度测量数据的一个步骤。

26.如权利要求25的定位和数据综合方法，其中在步骤(g)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线也从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

27.如权利要求21的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

28.如权利要求27的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中所说的高度测量数据的一个步骤。

29.如权利要求28的定位和数据综合方法，其中在步骤(g)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线也从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

30.如权利要求23的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

31.如权利要求30的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中所说的高度测量数据的一个步骤。

32.如权利要求31的定位和数据综合方法，其中在步骤(g)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线也从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

33.一个定位和数据综合方法，包括步骤：

(a)执行GPS处理并且从一个全球定位系统处理器接收GPS导航方案，包括位置和速度以及时间，并且把所说的导航方案传送到一个导航处理电路板；

(b)从一个惯性测量单元接收包括机体角速率和特定受力的惯性测量数据，由一个IMU接口和预处理电路板把所说的惯性的测量转换成机体加速度和旋转的数字数据，并且通过一个公用总线把所说的机体加速度和旋转数字数据发送到所说的导航处理电路板和一个控制板；

(c)使用一INS处理器执行INS处理；

(d)在一个卡尔曼滤波器中混合所说的INS处理器的输出和所说的GPS测量数据；

(e)把所说的卡尔曼滤波器的一个输出反馈到所说的INS处理器，以便校正一个INS导航方案；以及

(f)通过所说的公用总线把包括平台速度、位置、朝向和时间数据的导航数据从所说的INS处理器输出到所说的控制板。

34.如权利要求33的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

通过所说的公用总线从一个磁力计接收地球的磁矢量测量以及从一个导航电路板接收倾斜和滚动角，

由一个北向测定器接口和处理电路板使用所说的地球磁矢量测量和倾斜以及滚动角而计算该磁朝向角，并且

通过所说的公用总线把所说的磁朝向角发送到所说的导航处理电路板。

35.如权利要求34的定位和数据综合方法，其中，该步骤(d)还包括在所说的卡尔曼滤波器中混合所说的磁朝向角的一个步骤。

36.如权利要求33的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个速度产生器接收正比于机体结构中的相对地面或水路的速度的原始信号测量数据，

由一个速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成在所说的机体结构中的相对于地面或水路的速度数据，并且

通过所说的公用总线把该机体结构中的相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

37.如权利要求36的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中所说的速度数据的一个步骤。

38.如权利要求35的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个速度产生器接收正比于机体结构中的相对地面或水路的速度的原始信号测量数据，

由一个速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成在所说的机体结构中的相对于地面或水路的速度数据，并且

通过所说的公用总线把该机体结构中的相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

39.如权利要求38的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中所说的速度数据的一个步骤。

40.如权利要求35的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

41.如权利要求40的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中所说的高度测量数据的一个步骤。

42.如权利要求41的定位和数据综合方法，其中在步骤(f)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线也从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

43.如权利要求37的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

44.如权利要求43的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在相对于地面或水路的所说的机体结构中所说的高度测量数据的一个步骤。

45.如权利要求44的定位和数据综合方法，其中在步骤(f)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线也从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个姿态数据。

46.如权利要求39的定位和数据综合方法，在该步骤(b)以后，还包括步骤：

从一个高度测量装置接收一个高度测量数据，

通过高度接口和处理电路板把所说的测量数据转换为一个数字数据类型的平均海拨(MSL)高度，并且

通过所说的公用总线把所说的MSL高度传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

47.如权利要求46的定位和数据综合方法，其中该步骤(d)还包括，在所说的卡尔曼滤波器中混合在所说的机体结构中的相对于地面或水路的高度测量数据的一个步骤。

48.如权利要求47的定位和数据综合方法，其中在步骤(f)中，所说的导航数据还包括通过所说的公用总线也从所说的INS处理器输出到所说的控制板的一个高度数据。

49.一个通用导航和控制箱，包括：

一个惯性测量单元(IMU)，用于用于包括机体角速率和特定受力的惯性测量数据；

一个全球定位系统(GPS)处理器，用于提供包括伪距离、载波相位和多普勒频移的GPS测量数据；

一个中心导航和控制处理器，用于处理所说的GPS测量数据和所说的惯性测量数据以便得到一个导航方案，其连接到所说的GPS处理器、所说的IMU和一个数据总线，包括通过所说的公用总线互相连接在一起的一个IMU接口和预处理电路板、一个导航处理电路板、一个用于存储数据的共享存储器卡、一个用于监视和管理一个公用总线和一个数据总线的总线仲裁器和一个用于控制该数据流的一个控制板；其中：

所说的导航处理电路板连接到所说的GPS处理器和一个数据总线，用于接收所说的GPS测量数据，所说的IMU接口和预处理电路板连接到所说的IMU，用于把从所说的IMU接收的所说的惯性测量数据转换成机体加速度和旋转数字数据，该数字数据通过所说的公用总线送到所说的导航处理电路板和所说的控制板，和

所说的总线接口连接在所说控制板和所说的数据总线之间。

50.如权利要求49的通用导航和控制箱，还包括一个北向测定器，通过一个北向测定器接口和处理电路板以及所说的公用总线提供所说的通用导航和控制箱的一个载波的朝向测量数据，用于所说的导航处理电路板。

51.如权利要求50的通用导航和控制箱，其中所说的北向测定器是用于检测地球的磁场以便测量所说的载波的一个朝向角的磁传感器，其中通过所说的公用总线从所说的磁传感器接收地球的磁矢量测量数据，并且从所说的导航电路板接收倾斜和旋转角，以便由所说的北向测定器接口和处理电路板使用所说的地球的磁矢量测量数据和倾斜及旋转角计算所说的磁朝向角，并且通过所说的公用总线把所说的磁朝向角发送到所说的导航处理电路板。

52.如权利要求49的通用导航和控制箱，进一步包括一个速度产生器，用于通过一个速度产生器接口和处理电路板及其所说的公用总线提供相对于所说的地面或水路的所说的通用导航和控制箱的一个载波的速度测量数据，用于所说的导航处理电路板。

53.如权利要求52的通用导航和控制箱，其中所说的速度产生器生产正比于机体结构中的相对地面或水路的速度的原始信号测量数据，并且由所说的速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成一个机体结构中的相对于地面或水路的速度数据，并且通过所说的公用总线把该机体结构中的相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

54.如权利要求50的通用导引和控制箱，进一步包括一个速度产生器，用于通过一个速度产生器接口和处理电路板及其所说的公用总线提供相对于所说的地面或水路的所说的通用导航和控制箱的所说载波的速度测量数据，用于所说的导航处理电路板。

55.如权利要求51的通用导引和控制箱，进一步包括一个速度产生器，用于通过一个速度产生器接口和处理电路板及其所说的公用总线提供相对于所说的地面或水路的所说的通用导航和控制箱的所说载波的速度测量数据，用于所说的导航处理电路板。

56.如权利要求55的通用导引和控制箱，其中所说的速度产生器生产正比于机体结构中的相对地面或水路的速度的原始信号测量数据，并且由所说的速度产生器接口和处理电路板把所说的原始信号测量数据转换成一个机体结构中的相对于地面或水路的速度数据，并且通过所说的公用总线把该机体结构中的相对于地面或水路的所说的速度数据发送到所说的导航处理电路板。

57.如权利要求50的通用导引和控制箱，进一步包括一个用于提供交通工具高度测量数据的高度测量装置和一个姿态接口和处理电路板，其电路板连接到所说的姿态测量装置，用于把从所说的高度测量装置接收的所说的高度测量数据转换为数字数据类型的平均海拨高度，通过所说的公用总线传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

58.如权利要求51的通用导引和控制箱，进一步包括一个用于提供交通工具高度测量数据的高度测量装置和一个姿态接口和处理电路板，其电路板连接到所说的姿态测量装置，用于把从所说的高度测量装置接收的所说的高度测量数据转换为数字数据类型的平均海拨高度，通过所说的公用总线传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

59.如权利要求52的通用导航和控制箱，进一步包括一个用于提供交通工具高度测量数据的高度测量装置和一个姿态接口和处理电路板，其电路板连接到所说的姿态测量装置，用于把从所说的高度测量装置接收的所说的高度测量数据转换为数字数据类型的平均海拨高度，通过所说的公用总线传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

60.如权利要求53的通用导引和控制箱，进一步包括一个用于提供交通工具高度测量数据的高度测量装置和一个姿态接口和处理电路板，其电路板连接到所说的姿态测量装置，用于把从所说的高度测量装置接收的所说的高度测量数据转换为数字数据类型的平均海拨高度，通过所说的公用总线传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

61.如权利要求54的通用导引和控制箱，进一步包括一个用于提供交通工具高度测量数据的高度测量转置和一个姿态接口和处理电路板，其电路板连接到所说的姿态测量装置，用于把从所说的高度测量装置接收的所说的高度测量数据转换为数字数据类型的平均海拨高度，通过所说的公用总线传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

62.如权利要求55的通用导引和控制箱，进一步包括一个用于提供交通工具高度测量数据的高度测量装置和一个姿态接口和处理电路板，其电路板连接到所说的姿态测量装置，用于把从所说的高度测量装置接收的所说的高度测量数据转换为数字数据类型的平均海拨高度，通过所说的公用总线传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

63.如权利要求56的通用导引和控制箱，进一步包括一个用于提供交通工具高度测量数据的高度测量装置和一个姿态接口和处理电路板，其电路板连接到所说的姿态测量装置，用于把从所说的高度测量装置接收的所说的高度测量数据转换为数字数据类型的平均海拨高度，通过所说的公用总线传送到所说的导航处理电路板和所说的控制板。

64.如权利要求58的通用导引和控制箱，进一步包括由一个空速管静压传感器组成的一个空气数据传感器，提供静压和空速管压力测量数据，和一个提供动态压力和自由气流温度测量数据的动态压力传感器和探测器，以及一个空气数据接口和处理电路板，使用一个空气数据方程式而用于计算对所说控制板的气压高度和实际气流速度测量数据。

65.如权利要求60的通用导引和控制箱，进一步包括由一个空速管静压传感器组成的一个空气数据传感器，提供静压和空速管压力测量数据，和一个提供动态压力和自由气流温度测量数据的动态压力传感器和探测器，以及一个空气数据接口和处理电路板，使用一个空气数据方程式而用于计算对所说控制板的气压高度和实际气流速度测量数据。

66.如权利要求63的通用导引和控制箱，进一步包括由一个空速管静压传感器组成的一个空气数据传感器，提供静压和空速管压力测量数据，和一个提供动态压力和自由气流温度测量数据的动态压力传感器和探测器，以及一个空气数据接口和处理电路板，使用一个空气数据方程式而用于计算对所说控制板的气压高度和实际气流速度测量数据。

67.如权利要求58的通用导引和控制箱，还包括提供一个当前位置的环绕地域的一个高度的地域数据库，其中所说的提供的所说的当前位置的环境地域的高度被进一步由一个地域数据库接口和处理电路板与通过所说的公用总线从所说的导航处理电路板来的所说的载波的一个高度比较，以便确定是否存在潜在的地域冲突。

68.如权利要求60的通用导引和控制箱，还包括提供一个当前位置的环绕地域的一个高度的地域数据库，其中所说的提供的所说的当前位置的环境地域的高度被进一步由一个地域数据库接口和处理电路板与通过所说的公用总线从所说的导航处理电路板来的所说的载波的一个高度比较，以便确定是否存在潜在的地域冲突。

69.如权利要求63的通用导引和控制箱，还包括提供一个当前位置的环绕地域的一个高度的地域数据库，其中所说的提供的所说的当前位置的环境地域的高度被进一步由一个地域数据库接口和处理电路板与通过所说的公用总线从所说的导航处理电路板来的所说的载波的一个高度比较，以便确定是否存在潜在的地域冲突。

70.如权利要求54的通用导引和控制箱，还包括一个目标一个目标检测系统，用于获得靠近目标的位置数据并且提供一个目标已经在附近被发现的警告，和一个目标检测系统接口和处理电路板，用于在每一个当前时段中利用一个潜在的正在靠近的目标来确定一个目标的接近状态，并且从所说的目标检测系统接收正在靠近目标的定位信息，包括所说的当前时间段和在所说的当前时间段的一个位置、速度矢量。

71.如权利要求55的通用导引和控制箱，还包括一个目标一个目标检测系统，用于获得靠近目标的位置数据并且提供一个目标已经在附近被发现的警告，和一个目标检测系统接口和处理电路板，用于在每一个当前时段中利用一个潜在的正在靠近的目标来确定一个目标的接近状态，并且从所说的目标检测系统接收正在靠近目标的定位信息，包括所说的当前时间段和在所说的当前时间段的一个位置、速度矢量。

72.如权利要求56的通用导引和控制箱，还包括一个目标一个目标检测系统，用于获得靠近目标的位置数据并且提供一个目标已经在附近被发现的警告，和一个目标检测系统接口和处理电路板，用于在每一个当前时段中利用一个潜在的正在靠近的目标来确定一个目标的接近状态，并且从所说的目标检测系统接收正在靠近目标的定位信息，包括所说的当前时间段和在所说的当前时间段的一个位置、速度矢量。

73.如权利要求51、53、56、58、60或63的通用导航和控制箱，其中所说的中心导航和控制处理器被有选择地通过所说的数据总线连接到飞行管理系统、飞行控制系统、自动相关监视系统、驾驶员座舱显示器、增加d地面邻近报警系统、气象雷达和卫星通信系统。

74.如权利要求73的通用导航和控制箱，其中所说的IMU接口和预处理电路板包括一个模拟信号接口，该模拟信号接口是一个用于把模拟IMU信号转换成数字数据的多信道A/D转换器电路板，其包括一个连接到该惯性测量单元的多信道低通滤波器、连接在该多信道低通滤波器该公用总线之间的一个多信道A/D转换器电路、和连接到该公用总线的一个DMA接口，其中所说的模拟接口还包括连接在该多信道A/D转换器电路和该DMA接口之间的一个定时电路；

其中来自所说的IMU的模拟IMU信号由所说的多信道低通滤波器滤波，滤波的模拟IMU信号被送到所说的多信道A/D转换器电路，所说的定时电路提供一个用于所说的多信道A/D转换器电路的采样频率，所说的多信道A/D转换器电路取样并数字化所说的已滤波的模拟IMU信号，所说的定时电路还触发所说的DMA接口；

其中在所说多信道A/D转换器电路的取样和数字化操作之后，所说的DMA接口通过所说的公用总线通知所说的导航处理电路板和所说的控制板，以便在所说的公用总线上得到IMU数据；

其中在所说的导航处理电路板和所说的控制板接收该DMA信号之后，所说的多信道A/D转换器电路在所说的公用总线上输出所说的数字化的IMU数据。

75.如权利要求73的通用导航和控制箱，其中所说的IMU接口和预处理电路板包括一个串行信号接口，其是用于接收串行IMU数据的一个多信道RS-485通信控制电路板，包括连接在所说的IMU和所说的公用总线之间的一个RS-485接口电路，和连接在所说的RS-485接口电路和所说的公用总线之间的一个中断电路；

其中所说的RS-485接口电路从所说的IMU接收所说的串行IMU信号；

其中一旦完成接收操作，所说的RS-485接口电路通知所说的中断电路，所说的中断电路随即通过所说的公用总线命令所说的导航处理电路板和所说的控制板该所说的IMU数据被准备好了；

其中在由所说的导航处理电路板和所说的控制板通过所说的公用总线从所说的中断接口接收中断信号之后，所说的RS-485接口电路在所说的公用总线上输出所说的IMU数据，其中所说的导航处理电路板和所说的控制板从所说的公用总线获得所说的IMU数据，该数据是机体速率和加速度数据。

76.如权利要求73的通用导航和控制箱，其中所说的IMU接口和预处理电路板包括一个脉冲信号接口，该脉冲信号接口是用于接收脉冲IMU信号的一个多信道频率/数字转换电路板，包括连接到所说的IMU的一个Inc/Dec脉冲分离电路、分别连接到所说的公用总线的一个总线接口电路和一个中断电路；其中所说的多信道频率/数字转换电路电路板还包括一个连接在所说的Inc/Dec脉冲分离电路和总线接口电路之间的多信道频率/数字电路；

其中通过所说的Inc/Dec脉冲分离电路，所说的脉冲IMU信号从所说的IMU传送到所说的多信道频率/数字电路，其中所说的Inc/Dec脉冲分离电路调整所说的脉冲IMU信号，所说的多信道频率/数字电路把所说的已调整的脉冲IMU信号转换成数字数据；

其中一旦完成该转换，所说的数字IMU数据被传送到所说的总线接口电路，其中所说的总线接口把所说的数字IMU数据转换成公用总线兼容的数字数据，并且将它们输出到所说的公用总线；

其中所说的总线接口电路触发所说的中断电路以便产生中断信号，所说的中断信号通过所说的公用总线通知所说的导航处理电路板和所说的控制板该所说的IMU数据准备好了。

77.如权利要求73的通用导航和控制箱，其中所说的IMU接口和预处理电路板包括一个并行数字信号接口，包括连接在所说的IMU和所说的公用总线之间的一个总线接口电路，以及连接在所说的总线接口电路和所说的公用总线之间的一个中断电路；

其中所说的并IMU号由所说的总线接口电路从所说的IMU接收并且转换成公用总线兼容的数据；

其中在接收所说的并行IMU数据之后，所说的总线接口电路触发所说的中断电路，以便产生中断信号，被用于通过所说的公用总线通知所说的导航处理电路板和所说的控制板该所说的IMU数据准备好了；

其中所说的总线接口电路把所说的IMU数据输出到所说的公用总线，并且所说的导航处理电路板和所说的控制板从所说的公用总线接收所说的IMU数据。

78.如权利要求73的通用导航和控制箱，所说的控制板控制导航数据并且将其分配到其它航空电子系统；

其中所说的控制板从所说的IMU接口和预处理电路板接收所说的机体加速度和旋转数据，通过所说的公用总线从所说的高度接口和处理电路板接收所说的交通工具高度数据，并且通过所说的公用总线从所说的导航电路板接收所说的交通工具位置、速度、姿态和时间数据；

其中所说的控制板通过所说的总线接口和所说的数据总线把交通工具位置、速度、姿态、和时间数据发送到所说的飞行管理系统；

其中所说的控制板通过所说的总线接口和所说的数据总线把所说的交通工具速度、姿态和数字机体加速度和旋转数据发送到所说的飞行控制系统；

其中所说的控制板通过所说的总线接口和所说的数据总线把所说的交通工具位置和时间数据发送到所说的自动相关监视系统；

其中所说的控制板通过所说的总线接口和所说的数据总线把所说的交通工具位置、速度、姿态和时间数据发送到所说的驾驶员座舱显示器；

其中所说的控制板通过所说的总线接口和所说的数据总线把所说的交通工具位置、速度和姿态数据发送到所说的增强地面邻近报警器系统；

其中所说的控制板通过所说的总线接口和所说的数据总线把所说的交通工具姿态和机体加速度数据发送到所说的气象雷达；

其中所说的控制板通过所说的总线接口和所说的数据总线把所说的交通工具位置和姿态数据发送到所说的卫星通信系统。

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