CN108931247B - 一种导航方法和装置 - Google Patents

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CN108931247B CN201810307735.7A CN201810307735A CN108931247B CN 108931247 B CN108931247 B CN 108931247B CN 201810307735 A CN201810307735 A CN 201810307735A CN 108931247 B CN108931247 B CN 108931247B
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Abstract

本申请公开了一种导航方法和装置，所述导航方法包括：获取惯性导航***中惯性传感器的安装角；根据所述安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，根据所述载体坐标系下的数据进行载体的定位。本申请基于惯性传感器的安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，然后基于载体坐标系下的数据进行载体的定位，消除了由于安装角带来的误差，从而提高了导航精度。

Description

一种导航方法和装置
技术领域
本申请涉及导航技术，尤指一种导航方法和装置。
背景技术
卫星导航技术的成熟使车载导航定位***进入真正的使用阶段。但是随着城市环境的日益复杂，茂密植物、隧道、城市峡谷或立交桥等特殊场景下，全球卫星导航***(GNSS，Global Navigation Satellite System)常常因为卫星信号被遮挡而无法正常定位。为了增加导航信息冗余度，引入成本低廉的微机械惯性传感器与GNSS形成组合导航等位方案，成为解决GNSS外观侧失效时可靠定位的问题的主流解决方案。
在卫星外观测失效时，车辆定位主要依靠微机械惯性传感器单独工作，受限于微机械惯性传感器的低精度，为了实现可靠精确的定位必须解决以下两个关键问题：
一、微机械惯性传感器的精确安装问题。车载用户不具备将微机械惯性传感器的三轴与车辆载体坐标系三轴完全重合安装的条件，因此能否实现完全自由安装成为卫星—惯性组合方案在车载领域广泛应用的首要问题。
二、单惯导更新误差迅速累积的问题。由于微机械惯性传感器精度较低，一旦卫星外观测失效，单惯导递推误差会迅速累积，难以长时间提供导航定位信息，严重影响到组合导航***的定位性能。
发明内容
本申请提供了一种导航方法和装置，能够提高导航精度。
本申请提供了一种导航方法，包括：
获取惯性导航***中惯性传感器的安装角；
根据所述安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，根据所述载体坐标系下的数据进行载体的定位。
可选的，所述获取惯性导航***中惯性传感器的安装角包括：
根据所述惯性传感器输出的数据确定所述载体的状态；
当所述载体处于静止状态时，确定所述载体的姿态角的初始值；
根据所述载体的姿态角的初始值更新所述载体的姿态角；
当所述载体处于转弯状态时，判断所述惯性导航***输出的姿态角的误差是否收敛，当惯性导航***输出的姿态角的误差收敛时，根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角。
可选的，所述根据惯性传感器输出的数据确定载体的状态包括：
当
Figure BDA0001621475140000021
时，确定所述载体处于静止状态；
当
Figure BDA0001621475140000022
且
Figure BDA0001621475140000023
时，确定所述载体处于直行状态；
当
Figure BDA0001621475140000024
且
Figure BDA0001621475140000025
时，确定所述载体处于转弯状态；
其中，
Figure BDA0001621475140000026
GAi为固定时间窗口内的第i个数据，Mi为前i个数据的均值，Mi－1为前(i－1)个数据的均值，λ为第一阈值，Di为前i个数据与均值的差值的均值，TDi为前i个角速度值的平方和的均值，
Figure BDA0001621475140000027
为第i组角速度值的平方和，μ为第二阈值。
可选的，所述根据载体的姿态角的初始值更新载体的姿态角包括：
根据所述姿态角的初始值计算所述惯性传感器坐标系到载体坐标系的第一旋转矩阵；
根据所述第一旋转矩阵将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换为载体坐标系下的数据；
根据所述载体坐标系下的数据和姿态角的初始值更新所述载体的姿态角。
可选的，所述根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角包括：
根据所述卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定所述惯性传感器坐标系到载体坐标系的第一旋转矩阵；
根据所述第一旋转矩阵确定所述惯性传感器的安装角。
可选的，所述根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定第一旋转矩阵包括：
根据所述卫星导航***输出的速度确定第二旋转矩阵；
根据所述组合导航***输出的速度确定第三旋转矩阵；
根据所述第二旋转矩阵和所述第三旋转矩阵确定第一旋转矩阵。
可选的，所述根据第一旋转矩阵确定惯性传感器的安装角包括：
按照公式
Figure BDA0001621475140000031
计算安装横滚角；
按照公式
Figure BDA0001621475140000032
计算安装俯仰角；
按照公式
Figure BDA0001621475140000033
计算安装航向角；
其中，
Figure BDA0001621475140000034
为所述第一旋转矩阵。
可选的，所述根据载体坐标系下的数据进行载体的定位包括：
在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据所述载体坐标系下的数据进行所述载体的定位；
在所述卫星导航***观测失效时，根据所述载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
可选的，当所述载体处于静止状态时，所述虚拟观测量是以三轴速度均为0的完整约束而构建的；
当所述载体处于直行状态或转弯状态时，所述虚拟观测量是以横向速度和纵向速度为0的非完整约束而构建的。
本发明实施例提出了一种导航方法，包括：
在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据载体坐标系下的数据进行所述载体的定位；
在所述卫星导航***观测失效时，根据所述载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
可选的，当所述载体处于静止状态时，所述虚拟观测量是以三轴速度均为0的完整约束而构建的；
当所述载体处于直行状态或转弯状态时，所述虚拟观测量是以横向速度和纵向速度为0的非完整约束而构建的。
本发明实施例提出了一种导航装置，包括：
获取模块，用于获取惯性导航***中惯性传感器的安装角；
第一导航模块，用于根据所述安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，根据所述载体坐标系下的数据进行载体的定位。
本发明实施例提出了一种导航装置，包括：
第二导航模块，用于在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据载体坐标系下的数据进行所述载体的定位；
在所述卫星导航***观测失效时，根据所述载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
本发明实施例提出了一种导航装置，包括处理器和计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有指令，当所述指令被所述处理器执行时，实现上述任一种导航方法。
本发明实施例提出了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一种导航方法的步骤。
与相关技术相比，本申请包括：获取惯性导航***中惯性传感器的安装角；根据所述安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，根据所述载体坐标系下的数据进行载体的定位。本申请基于惯性传感器的安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，然后基于载体坐标系下的数据进行载体的定位，消除了由于安装角带来的误差，从而提高了导航精度。
本申请的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本申请而了解。本申请的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
附图说明
附图用来提供对本申请技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本申请的技术方案，并不构成对本申请技术方案的限制。
图1为本申请导航方法的流程图；
图2为本申请实际行驶轨迹过程中三轴陀螺仪和加速度计输出的数据示意图；
图3为本申请实际的陀螺仪输出的另一数据的示意图；
图4为本申请另一种导航方法的流程图；
图5为本申请导航装置的结构组成示意图。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本申请的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机***中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
参见图1，本申请提出了一种导航方法，包括：
步骤100、获取惯性导航***中惯性传感器的安装角。包括：
根据惯性导航***中惯性传感器输出的数据确定载体的状态；
当载体处于静止状态时，确定载体的姿态角的初始值；
根据所述载体的姿态角的初始值更新所述载体的姿态角；
当载体处于转弯状态时，判断惯性导航***输出的姿态角的误差是否收敛，当惯性导航***输出的姿态角的误差收敛时，根据卫星导航***(如GNSS、或北斗***、或伽利略***等)输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角。
本申请中，惯性传感器可以是微机械惯性传感器。载体包括：导弹、飞机、卫星、坦克、车辆、舰船等。
本申请中，惯性传感器输出的数据包括：陀螺仪测量得到的角速度值和加速度计测量得到的加速度值。
本申请中，当
Figure BDA0001621475140000061
时，确定载体处于静止状态；当
Figure BDA0001621475140000062
且
Figure BDA0001621475140000063
时，确定载体处于直行状态；当
Figure BDA0001621475140000064
且
Figure BDA0001621475140000065
时，确定载体处于转弯状态。
其中，
Figure BDA0001621475140000066
GAi为固定时间窗口内的第i个数据(任意一轴角速度值，或任意一轴加速度值)，Mi为前i个数据的均值，Mi－1为前(i－1)个数据的均值，M0＝0，λ为第一阈值，Di为前i个数据与均值的差值的均值，角速度值的初始差值为D0＝1弧度(rad)，加速度值的初始差值为D0＝0.1米每秒(m/s)，TDi为前i个角速度值的平方和的均值，
Figure BDA0001621475140000067
为第i组角速度值的平方和，μ为第二阈值。
图2为实际行驶轨迹过程中三轴陀螺仪和加速度计输出的数据示意图。如图2所示，横轴为时间，纵轴为输出的数据，沿着纵轴正向的方向依次为z轴加速度曲线、y轴加速度曲线、x轴加速度曲线、z轴角速度曲线、y轴角速度曲线和x轴角速度曲线。图2中，垂直于横轴的虚线之间的时间段内载体处于静止状态。利用上述判断方式检测出的载体处于静止状态的时间段与图2示出的时间段基本吻合。
图3为实际的陀螺仪输出的另一数据的示意图。如图3所示，横轴为时间，纵轴为输出的数据，沿着纵轴正向的方向依次为第二阈值曲线、TD曲线、z轴角速度曲线、y轴角速度曲线和x轴角速度曲线。图3中，垂直于横轴的虚线之间的时间段内载体处于转弯状态。利用上述判断方式检测出的载体处于转弯状态的时间段与图3示出的时间段基本吻合。
本申请中，载体处于静止状态时，载体的航向角为0。
其中，确定载体的姿态角的初始值包括：
确定载体的姿态角中的航向角的初始值为0；
按照公式
Figure BDA0001621475140000071
计算载体的姿态角中的俯仰角的初始值；
按照公式
Figure BDA0001621475140000072
计算载体的姿态角中的横滚角的初始值；
其中，(fx，fy，fz)为微惯性传感器输出加速度值，θ为俯仰角，γ为横滚角。
其中，第一旋转矩阵为：
Figure BDA0001621475140000073
；其中，ψ为航向角。
当航向角为0时，第一旋转矩阵可以简化为：
Figure BDA0001621475140000074
其中，按照公式
Figure BDA0001621475140000075
将惯性传感器坐标系下的数据转换为载体坐标系下的数据；其中，GAb为载体坐标系下的数据，GAm为惯性传感器坐标系下的数据。
本申请中，根据载体的姿态角的初始值更新载体的姿态角包括：
根据姿态角的初始值计算惯性传感器坐标系到载体坐标系的第一旋转矩阵；其中，惯性传感器坐标系的三轴与陀螺仪三轴一致，xyz三轴分别指向右前上，载体坐标系的三轴(即xyz三轴)分别指向载体的前右下；
根据第一旋转矩阵将惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换为载体坐标系下的数据；
根据载体坐标系下的数据和姿态角的初始值更新载体的姿态角。
其中，当载体处于运动状态时，进入松组合模式，在松组合模式下，由于IMU姿态误差收敛速度远低于位置误差和速度误差收敛速度，因此需要将卫星导航***外观测进行剥离判断IMU姿态误差是否收敛。
其中，可以在卫星信号质量良好的情况下，根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角。
其中，根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角包括：
根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定第一旋转矩阵，根据第一旋转矩阵确定惯性传感器的安装角。
其中，根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定第一旋转矩阵包括：
根据卫星导航***输出的速度确定第二旋转矩阵；
根据组合导航***输出的速度确定第三旋转矩阵；
根据第二旋转矩阵和第三旋转矩阵确定第一旋转矩阵，即第一旋转矩阵为第二旋转矩阵和第三旋转矩阵的乘积。
其中，按照公式
Figure BDA0001621475140000081
确定第一旋转矩阵；其中，
Figure BDA0001621475140000082
为第二旋转矩阵，
Figure BDA0001621475140000083
为第三旋转矩阵。
其中，根据卫星导航***输出的速度确定第二旋转矩阵包括：
根据卫星导航***输出的速度确定载体的姿态角；
根据载体的姿态角确定第二旋转矩阵。
其中，根据卫星导航***输出的速度确定载体的姿态角包括：
由于载体在快速直行时一般很少发生侧滑，因此，可以确定载体的横滚角γ为0；按照公式
Figure BDA0001621475140000091
计算载体的俯仰角；按照公式
Figure BDA0001621475140000092
计算载体的航向角；其中，
Figure BDA0001621475140000093
为卫星导航***输出的速度，
Figure BDA0001621475140000094
为天向速度，
Figure BDA0001621475140000095
为东向速度，
Figure BDA0001621475140000096
为北向速度。
当横滚角γ为0时，第一旋转矩阵可以简化为：
Figure BDA0001621475140000097
因此，将上述计算得到的俯仰角和航向角代入上式即可得到第二旋转矩阵。
其中，根据组合导航***输出的速度确定第三旋转矩阵包括：
根据组合导航***输出的速度确定载体的姿态角；
根据载体的姿态角确定第三旋转矩阵。
其中，根据组合导航***输出的速度确定载体的姿态角包括：
确定载体的横滚角γ为0；按照公式
Figure BDA0001621475140000098
计算载体的俯仰角；按照公式
Figure BDA0001621475140000099
计算载体的航向角；其中，
Figure BDA00016214751400000910
为GNSS输出的速度，
Figure BDA00016214751400000911
为天向速度，
Figure BDA00016214751400000912
为东向速度，
Figure BDA00016214751400000913
为北向速度。
当横滚角γ为0时，第一旋转矩阵可以简化为：
Figure BDA00016214751400000914
因此，将上述计算得到的俯仰角和航向角代入上式即可得到第三旋转矩阵。
其中，根据第一旋转矩阵确定惯性传感器的安装角包括：
按照公式
Figure BDA0001621475140000101
计算安装横滚角；
按照公式
Figure BDA0001621475140000102
计算安装俯仰角；
按照公式
Figure BDA0001621475140000103
计算安装航向角。
其中，
Figure BDA0001621475140000104
为第一旋转矩阵，
Figure BDA0001621475140000105
为第一旋转矩阵的第3行第1列的元素，其他以此类推。
步骤101、根据安装角将惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，根据载体坐标系下的数据进行载体的定位。
本申请中，根据载体坐标系下的数据进行载体的定位包括：
在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据载体坐标系下的数据进行载体的定位。
在卫星导航***观测失效时，根据载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
具体的，当载体处于静止状态时，虚拟观测量是以三轴速度均为0的完整约束而构建的；
当载体处于直行状态或转弯状态时，虚拟观测量是以横向速度(即载体坐标系的右向速度)和纵向速度(即载体坐标系的下向速度)为0的非完整约束而构建的。
本申请在卫星导航***观测失效时，构建虚拟观测量代替卫星导航***的观测量进行载体的定位，有效的抑制了惯性导航***工作时导航状态误差的快速积累。
实践证明，通过对比惯性传感器完全自由安装(即陀螺仪三轴与载体坐标系三轴存在安装角)时的定位结果和固定安装(即陀螺仪三轴与载体坐标系三轴不存在安装角)时的定位结果可知，完全自由安装时的定位精度与固定安装时的定位精度相当，并且可以在卫星导航***观测完全失效时(如地库场景)维持一定的定位精度。
参见图4，本申请提出了一种导航方法，包括：
步骤400、在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据载体坐标系下的数据进行所述载体的定位。
步骤401、在所述卫星导航***观测失效时，根据所述载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
具体的，当载体处于静止状态时，虚拟观测量是以三轴速度均为0的完整约束而构建的；
当载体处于直行状态或转弯状态时，虚拟观测量是以横向速度(即载体坐标系的右向速度)和纵向速度(即载体坐标系的下向速度)为0的非完整约束而构建的。
本申请在卫星导航***观测失效时，构建虚拟观测量代替卫星导航***的观测量进行载体的定位，有效的抑制了惯性导航***工作时导航状态误差的快速积累。
参见图5，本申请提出了一种导航装置，包括：
获取模块，用于获取惯性导航***中惯性传感器的安装角；
第一导航模块，用于根据所述安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，根据所述载体坐标系下的数据进行载体的定位。
可选的，所述获取模块具体用于：
根据所述惯性传感器输出的数据确定所述载体的状态；
当所述载体处于静止状态时，确定所述载体的姿态角的初始值；
根据所述载体的姿态角的初始值更新所述载体的姿态角；
当所述载体处于转弯状态时，判断所述惯性导航***输出的姿态角的误差是否收敛，当惯性导航***输出的姿态角的误差收敛时，根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角。
其中，可以在卫星信号质量良好的情况下，根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角。
可选的，获取模块具体用于采用以下方式实现根据惯性传感器输出的数据确定载体的状态：
当
Figure BDA0001621475140000121
时，确定所述载体处于静止状态；
当
Figure BDA0001621475140000122
且
Figure BDA0001621475140000123
时，确定所述载体处于直行状态；
当
Figure BDA0001621475140000124
且
Figure BDA0001621475140000125
时，确定所述载体处于转弯状态；
其中，
Figure BDA0001621475140000126
GAi为固定时间窗口内的第i个数据，Mi为前i个数据的均值，Mi－1为前(i－1)个数据的均值，λ为第一阈值，Di为前i个数据与均值的差值的均值，TDi为前i个角速度值的平方和的均值，
Figure BDA0001621475140000127
为第i组角速度值的平方和，μ为第二阈值。
可选的，获取模块具体用于采用以下方式实现根据所述载体的姿态角的初始值更新所述载体的姿态角：
根据所述姿态角的初始值计算所述第一旋转矩阵；
根据所述第一旋转矩阵将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换为载体坐标系下的数据；
根据所述载体坐标系下的数据和姿态角的初始值更新所述载体的姿态角。
可选的，获取模块具体用于采用以下方式实现根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定第一旋转矩阵包括：
根据所述卫星导航***输出的速度确定第二旋转矩阵；
根据所述组合导航***输出的速度确定第三旋转矩阵；
根据所述第二旋转矩阵和所述第三旋转矩阵确定第一旋转矩阵。
可选的，获取模块具体用于采用以下方式实现根据第一旋转矩阵确定惯性传感器的安装角包括：
按照公式
Figure BDA0001621475140000131
计算安装横滚角；
按照公式
Figure BDA0001621475140000132
计算安装俯仰角；
按照公式
Figure BDA0001621475140000133
计算安装航向角；
其中，
Figure BDA0001621475140000134
为所述第一旋转矩阵。
可选的，所述第一导航模块具体用于：
根据所述安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据；
在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据所述载体坐标系下的数据进行所述载体的定位；
在所述卫星导航***观测失效时，根据所述载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
可选的，当所述载体处于静止状态时，所述虚拟观测量是以三轴速度均为0的完整约束而构建的；
当所述载体处于直行状态或转弯状态时，所述虚拟观测量是以横向速度和纵向速度为0的非完整约束而构建的。
本申请还提出了一种导航装置，包括：
第二导航模块，用于在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据载体坐标系下的数据进行所述载体的定位；
在所述卫星导航***观测失效时，根据所述载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
本申请提出了一种导航装置，包括处理器和计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有指令，当所述指令被所述处理器执行时，实现上述任一种导航方法。
本申请提出了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一种导航方法的步骤。
虽然本申请所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本申请而采用的实施方式，并非用以限定本申请。任何本申请所属领域内的技术人员，在不脱离本申请所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本申请的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种导航方法，包括：
获取惯性导航***中惯性传感器的安装角；
根据所述安装角将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换成载体坐标系下的数据，根据所述载体坐标系下的数据进行载体的定位；
所述获取惯性导航***中惯性传感器的安装角包括：
根据所述惯性传感器输出的数据确定所述载体的状态；
当所述载体处于静止状态时，确定所述载体的姿态角的初始值；
根据所述载体的姿态角的初始值更新所述载体的姿态角；
当所述载体处于转弯状态时，判断所述惯性导航***输出的姿态角的误差是否收敛，当惯性导航***输出的姿态角的误差收敛时，根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角；
根据所述惯性传感器输出的数据确定载体的状态包括：
当
Figure FDA0002721814490000011
时，确定所述载体处于静止状态；
当
Figure FDA0002721814490000012
且
Figure FDA0002721814490000013
时，确定所述载体处于直行状态；
当
Figure FDA0002721814490000014
且
Figure FDA0002721814490000015
时，确定所述载体处于转弯状态；
其中，
Figure FDA0002721814490000016
GAi为固定时间窗口内的第i个数据，Mi为前i个数据的均值，Mi－1为前(i－1)个数据的均值，λ为第一阈值，Di为前i个数据与均值的差值的均值，TDi为前i个角速度值的平方和的均值，
Figure FDA0002721814490000017
为第i组角速度值的平方和，μ为第二阈值。
2.根据权利要求1所述的导航方法，其特征在于，根据所述载体的姿态角的初始值更新载体的姿态角包括：
根据所述姿态角的初始值计算所述惯性传感器坐标系到载体坐标系的第一旋转矩阵；
根据所述第一旋转矩阵将所述惯性传感器输出的惯性传感器坐标系下的数据转换为载体坐标系下的数据；
根据所述载体坐标系下的数据和姿态角的初始值更新所述载体的姿态角。
3.根据权利要求1所述的导航方法，其特征在于，所述根据卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定惯性传感器的安装角包括：
根据所述卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定所述惯性传感器坐标系到载体坐标系的第一旋转矩阵；
根据所述第一旋转矩阵确定所述惯性传感器的安装角。
4.根据权利要求3所述的导航方法，其特征在于，根据所述卫星导航***输出的速度和组合导航***输出的速度确定所述惯性传感器坐标系到载体坐标系的第一旋转矩阵包括：
根据所述卫星导航***输出的速度确定第二旋转矩阵；
根据所述组合导航***输出的速度确定第三旋转矩阵；
根据所述第二旋转矩阵和所述第三旋转矩阵确定第一旋转矩阵。
5.根据权利要求3所述的导航方法，其特征在于，根据所述第一旋转矩阵确定所述惯性传感器的安装角包括：
按照公式
Figure FDA0002721814490000021
计算安装横滚角；
按照公式
Figure FDA0002721814490000022
计算安装俯仰角；
按照公式
Figure FDA0002721814490000023
计算安装航向角；
其中，
Figure FDA0002721814490000024
为所述第一旋转矩阵。
6.根据权利要求1所述的导航方法，其特征在于，根据所述载体坐标系下的数据进行载体的定位包括：
在卫星导航***观测有效时，采用紧组合模式根据所述载体坐标系下的数据进行所述载体的定位；
在所述卫星导航***观测失效时，根据所述载体坐标系下的数据和虚拟观测量进行载体的定位。
7.根据权利要求6所述的导航方法，其特征在于，当所述载体处于静止状态时，所述虚拟观测量是以三轴速度均为0的完整约束而构建的；
当所述载体处于直行状态或转弯状态时，所述虚拟观测量是以横向速度和纵向速度为0的非完整约束而构建的。
8.一种导航装置，包括处理器和计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有指令，其特征在于，当所述指令被所述处理器执行时，实现如权利要求1～7任一项所述的导航方法。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1～7任一项所述的导航方法的步骤。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111780757B (zh) * 2020-06-28 2023-05-30 北京百度网讯科技有限公司 定位方法和装置、电子设备、车端设备、自动驾驶汽车

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101393028A (zh) * 2008-11-07 2009-03-25 北京航空航天大学 斜置imu安装角的快速估计与补偿***
CN101476894A (zh) * 2009-02-01 2009-07-08 哈尔滨工业大学 车载sins/gps组合导航***性能增强方法
CN103163508A (zh) * 2013-02-01 2013-06-19 中国人民解放军国防科学技术大学 一种用于水下ins和dvl组合导航***的dvl参数标定方法
WO2015035501A1 (en) * 2013-09-11 2015-03-19 Invensense, Inc. System and method for enhanced integrated navigation with wireless angle of arrival
CN105806365A (zh) * 2016-03-15 2016-07-27 北京航空航天大学 一种基于自抗扰控制的车载惯导行进间快速初始对准方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101393028A (zh) * 2008-11-07 2009-03-25 北京航空航天大学 斜置imu安装角的快速估计与补偿***
CN101476894A (zh) * 2009-02-01 2009-07-08 哈尔滨工业大学 车载sins/gps组合导航***性能增强方法
CN103163508A (zh) * 2013-02-01 2013-06-19 中国人民解放军国防科学技术大学 一种用于水下ins和dvl组合导航***的dvl参数标定方法
WO2015035501A1 (en) * 2013-09-11 2015-03-19 Invensense, Inc. System and method for enhanced integrated navigation with wireless angle of arrival
CN105806365A (zh) * 2016-03-15 2016-07-27 北京航空航天大学 一种基于自抗扰控制的车载惯导行进间快速初始对准方法

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