技術特征：
1.一種彈載慣性/衛(wèi)星緊組合導航方法，其特征在于，包括以下步驟：步驟1，SINS初始對準，初始化速度、位置；步驟2，導航計算機分別接收GNSS數據和SINS數據；步驟3，導航計算機進行SINS導航解算，得到載體的速度、位置、姿態(tài)信息；導航計算機判斷GNSS是否發(fā)送完所有通道信息，若發(fā)送完則計算與各通道對應的衛(wèi)星高度角、方位角信息；步驟4，判斷可見衛(wèi)星個數，若可見衛(wèi)星大于4顆，則通過分布式最佳精度因子選星法選出4顆可見衛(wèi)星作為導航星；若可見衛(wèi)星少于4顆，則將所有可見衛(wèi)星選為導航星；步驟5，對導航衛(wèi)星的偽距測量誤差進行補償；根據導航衛(wèi)星的速度、位置信息，以及SINS的速度、位置信息，確定載體相對每顆導航衛(wèi)星的偽距、偽距率信息；步驟6，對組合導航的系統(tǒng)狀態(tài)進行判別，并根據GNSS、IMU的工作狀態(tài)選擇匹配的導航策略，構建系統(tǒng)狀態(tài)方程，并根據可見衛(wèi)星的個數構建系統(tǒng)量測方程；步驟7，根據系統(tǒng)狀態(tài)方程和系統(tǒng)量測方程，采用卡爾曼濾波信息融合法進行濾波，并根據濾波結果，對由通訊延時引起的滯后誤差，通過基于狀態(tài)轉移的誤差補償方法對系統(tǒng)進行校正得到最終的導航結果，具體如下：(7.1)設GNSS接收機秒脈沖時刻為tk，GNSS數據傳輸完畢時刻為tk+td，td為GNSS通訊延時；(7.2)利用秒脈沖時刻SINS和GNSS輸出進行組合卡爾曼濾波，求取tk時刻導航狀態(tài)誤差量的最優(yōu)估計(7.3)采用GNSS傳輸完畢時刻的SINS解算輸出求取連續(xù)系統(tǒng)下的狀態(tài)轉移矩陣F(tk+td)，采用直接法求取tk至tk+td時刻的系統(tǒng)狀態(tài)誤差轉移矩陣其中，I為單位陣；(7.4)利用系統(tǒng)狀態(tài)誤差轉移矩陣的性質，將tk時刻導航狀態(tài)誤差量的最優(yōu)估計遞推至當前時刻，并進行反饋修正，得tk+td時刻導航狀態(tài)誤差量的最優(yōu)估計2.根據權利要求1所述的彈載慣性/衛(wèi)星緊組合導航方法，其特征在于，步驟2中所述導航計算機分別接收GNSS數據和SINS數據，具體如下：(2.1)導航計算機接收GNSS數據在緊組合導航系統(tǒng)中，GNSS接收機輸出多個衛(wèi)星的信息，每顆衛(wèi)星信息通過一個通道輸出，每個通道的信息包含：通道號，衛(wèi)星編號，衛(wèi)星工作狀態(tài)，世界標準時間，接收機地心地固直角坐標系下的X、Y、Z軸位置和速度，偽距、偽距率量測值，衛(wèi)星在地心地固直角坐標系下的X、Y、Z軸位置和速度；導航計算機依次接收、存儲每個衛(wèi)星對應的通道信息；(2.2)導航計算機接收SINS數據IMU輸出載體加速度、角速度信息，導航計算機接收IMU輸出信息，進行導航解算。3.根據權利要求1所述的彈載慣性/衛(wèi)星緊組合導航方法，其特征在于，步驟3中所述導航計算機進行SINS導航解算，得到載體的速度、位置、姿態(tài)信息；導航計算機判斷GNSS是否發(fā)送完所有通道信息，若發(fā)送完則計算與各通道對應的衛(wèi)星高度角、方位角信息，具體如下：(3.1)采用傳統(tǒng)四元數法進行捷聯慣導系統(tǒng)姿態(tài)更新解算，其中四元數微分方程表達式為：其中，Ω為載體坐標系相對導航系下的角速率構成的反對稱矩陣，Q為四元數；通過龍格-庫塔求解四元數微分方程，然后由四元數求得姿態(tài)矩陣，由姿態(tài)矩陣求解載體的三個姿態(tài)角；(3.2)進行捷聯慣導系統(tǒng)速度解算，速度微分方程如下：其中，Vn、分別為導航系下載體的速度矢量、速度矢量變化率，為載體坐標系到導航坐標系的姿態(tài)轉換矩陣，fb為加速度計在載體坐標系下的輸出值，為地球自轉角速率在導航系下的投影，為導航系相對地球系的旋轉角速率，gn為當地重力加速度矢量；(3.3)進行捷聯慣導系統(tǒng)位置解算，載體的位置微分方程如下：分別為導航系下載體的緯度、經度和高度的變化率，VE,VN,VU分別為導航系下載體的東向、北向和天向速度，RM為橢球子午圈上各點的曲率半徑，RN為卯酉圈上各點的曲率半徑，L,λ,h分別為導航系下載體的緯度、經度和高度；(3.4)導航計算機通過通道標志，判斷GNSS是否發(fā)送完所有通道信息：若沒有接收完，則繼續(xù)接收；若接收完則計算與各通道對應的衛(wèi)星高度角、方位角信息；計算方法如下：其中，[ΔeΔnΔu]T為導航坐標系中載體到衛(wèi)星的觀測向量，[ΔxΔyΔz]T為地心地固直角坐標系中載體到該衛(wèi)星的觀測向量，其中，[XYZ]T為衛(wèi)星在地心地固直角坐標系中的位置，[xyz]T為載體在地心地固直角坐標系中位置，則衛(wèi)星的高度角θ、方位角α分別如下：α＝arctan(Δe/Δn)其中，0≤θ≤π/2、0≤α≤2π。4.根據權利要求1所述的彈載慣性/衛(wèi)星緊組合導航方法，其特征在于，步驟4中所述若可見衛(wèi)星大于4顆，則通過分布式最佳精度因子選星法選出4顆可見衛(wèi)星作為導航星，具體如下：將選星算法拆分到多個慣導解算周期內完成，拆分方式為：首先構建一個包含所有4顆可見衛(wèi)星組合情況的表格，在GNSS數據接收完的下一個慣導解算周期開始選星，每個慣導解算周期內通過查表選擇不同的4顆可見衛(wèi)星組合情況進行幾何精度因子GDOP計算，直到表格中所有組合情況的幾何精度因子GDOP計算完，選擇幾何精度因子GDOP最小的一組4顆可見衛(wèi)星作為導航星；其中幾何精度因子GDOP的求取方法如下：式中，θ(σ)、α(σ)分別為一組可見衛(wèi)星中第σ顆衛(wèi)星的高度角、方位角，σ＝1,2,3,4。5.根據權利要求1所述的彈載慣性/衛(wèi)星緊組合導航方法，其特征在于，步驟5中所述對導航衛(wèi)星的偽距測量誤差進行補償，然后根據導航衛(wèi)星的速度、位置信息，以及SINS的速度、位置信息，確定載體相對每顆導航衛(wèi)星的偽距、偽距率信息，具體為：(5.1)對導航衛(wèi)星的偽距測量誤差進行補償，補償地球自轉誤差、對流層誤差；地球自轉誤差：其中，Px,Py分別為衛(wèi)星在地心地固直角坐標系下x軸、y軸位置，px,py分別為載體在地心地固直角坐標系下x軸、y軸位置，we為地球自轉角速率，light_speed為光速；對流層誤差：其中，θ為衛(wèi)星的高度角，light_speed為光速；通過校正，得到導航衛(wèi)星偽距ρGj、偽距率信息，偽距ρGj為：ρGj＝rj-δtu-vρjδtu＝δt1+δt2其中，δtu為偽距測量誤差，vρj為偽距測量白噪聲，rj為載體到第j顆衛(wèi)星Sj的真實無差距離；導航衛(wèi)星的偽距率公式如下：其中，δtru為鐘漂引起的距離率誤差，為偽距率測量白噪聲，為載體到第j顆衛(wèi)星Sj的真實無差距離變化率；(5.2)根據導航衛(wèi)星的速度、位置信息，以及SINS的速度、位置信息，確定載體相對每顆導航衛(wèi)星的偽距、偽距率信息；載體到第j顆衛(wèi)星的偽距ρIj為：ρIj＝rj+ej1δx+ej2δy+ej3δz其中，δx、δy、δz分別為載體在地球坐標系中的位置誤差在x軸、y軸、z軸分量，ej1、ej2、ej3分別為載體和第j顆衛(wèi)星的x軸、y軸、z軸方向余弦；載體到第j顆衛(wèi)星的偽距率為：其中分別為載體在地球坐標系中的速度誤差在x軸、y軸、z軸分量。6.根據權利要求1所述的彈載慣性/衛(wèi)星緊組合導航方法，其特征在于，步驟6中所述對組合導航的系統(tǒng)狀態(tài)進行判別，并根據GNSS、IMU的工作狀態(tài)選擇匹配的導航策略，構建系統(tǒng)狀態(tài)方程，并根據可見衛(wèi)星的個數構建系統(tǒng)量測方程，具體如下：(6.1)對組合導航的系統(tǒng)狀態(tài)進行判別(a)根據IMU的陀螺儀采樣值和加速度計采樣值判斷IMU的工作狀態(tài)，設A(axis)max為加速度閾值、ω(axis)max為角速度閾值，判斷加速度計采樣值Aaxis和陀螺采樣值ωaxis是否滿足以下條件：|Aaxis|＜A(axis)max|ωaxis|＜ω(axis)max當滿足上式時，則IMU工作狀態(tài)正常，否則IMU的工作狀態(tài)異常；(b)根據GNSS輸出值判斷GNSS的工作狀態(tài)，先后進行外層判斷和內層判斷：①外層判斷為收星條件判別，設dop為精度因子門限，判斷收星數Nsats和幾何精度因子GDOP是否滿足以下條件：或1≤Nsats＜4當上式滿足其中一個時，繼續(xù)內層判別，否則認為GNSS的工作狀態(tài)異常；②內層判斷對GNSS量測粗大誤差進行判別，設δρ、分別為偽距差閾值、偽距率差閾值，ρGj、分別為第j顆衛(wèi)星當前時刻量測偽距、偽距率值，ρIj、分別為載體相對第j顆衛(wèi)星的偽距、偽距率值，則判斷下式是否成立：|ρGj-ρIj|＜δρ上式成立時，則認為GNSS的工作狀態(tài)正常，否則GNSS的工作狀態(tài)異常；(6.2)根據GNSS、IMU的工作狀態(tài)選擇匹配的導航策略，具體方法如下：(a)當IMU、GNSS的工作狀態(tài)均正常時，采用緊組合導航：將IMU和GNSS進行位置速度誤差組合得到誤差方程，經卡爾曼濾波估計出載體的位置、速度和姿態(tài)誤差，對IMU的位置、速度、橫滾角和俯仰角進行反饋校正；(b)當IMU工作狀態(tài)異常、GNSS工作狀態(tài)正常時，放棄當前時刻IMU中陀螺儀和加速度計的量測值，用前一時刻的量測值替代：ω(k)axis＝ω(k-1)axisA(k)axis＝A(k-1)axis其中，ω(k)axis為k時刻的角速度，ω(k-1)axis為k-1時刻的角速度，A(k)axis為k時刻的加速度，A(k-1)axis為k-1時刻的加速度；(c)當IMU工作狀態(tài)正常、GNSS工作狀態(tài)異常時，采用丟星算法處理；從丟星狀態(tài)恢復收星時，利用狀態(tài)誤差轉移矩陣F估計導航誤差并對導航輸出進行修正；(d)當IMU、GNSS工作狀態(tài)均異常時，采用機動目標的軌跡預測方法對載體運動狀態(tài)進行估計；(6.3)導航系統(tǒng)的姿態(tài)、速度、位置、偽距、偽距率誤差方程如下：式中，φE、φN、φU分別為東、北、天方向平臺失準角，δVE、δVN、δVU分別為載體東、北、天方向速度誤差，δL、δλ、δh分別為載體緯度、經度、高度誤差，δtu為與時鐘等效的距離誤差，δtru為與時鐘頻率等效的距離率誤差，RM為橢球子午圈上各點的曲率半徑，RN為卯酉圈上各點的曲率半徑，wie為地球轉動角速率，fE、fN、fU分別是慣導系統(tǒng)的比力在導航系下東、北、天方向上的分量，εE、εN、εU、分別為地理坐標系內陀螺的等效漂移在東、北、天方向的分量，分別為地理坐標系內加速計的等效漂移在東、北、天方向的分量，βtru為反相關時間；(6.4)以導航系統(tǒng)的姿態(tài)誤差、速度誤差、位置誤差及偽距、偽距率誤差為狀態(tài)變量，建立慣性/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)的狀態(tài)方程：其中，X為系統(tǒng)狀態(tài)矢量，表示系統(tǒng)狀態(tài)矢量的導數，F為系統(tǒng)狀態(tài)轉移矩陣，G為系統(tǒng)噪聲驅動矩陣，W為系統(tǒng)噪聲矢量，具體如下：系統(tǒng)狀態(tài)矢量：其中，φE、φN、φU分別為東、北、天方向平臺失準角，δVE、δVN、δVU分別為載體東、北、天方向速度誤差，δL、δλ、δh分別為載體緯度、經度、高度誤差，εx、εy、εz分別為載體系下陀螺隨機常值漂移在x、y、z軸上的分量，▽x、▽y、▽z分別為載體系下加速度計偏置在x、y、z軸上的分量，δtu為與時鐘等效的距離誤差，δtru為與時鐘頻率等效的距離率誤差；狀態(tài)轉移矩陣：其中，Fins由步驟(6.3)中誤差方程構成，為載體坐標系到導航坐標系的姿態(tài)轉換矩陣，βtru為反相關時間；系統(tǒng)噪聲驅動矩陣為G，且：系統(tǒng)噪聲矢量為W，且：其中，wgx、wgy、wgz分別為陀螺儀在x軸、y軸、z軸方向的隨機白噪聲，wax、way、waz分別為加速度計在x軸、y軸、z軸方向的隨機白噪聲，wtu、wtru分別為偽距隨機白噪聲和偽距率隨機白噪聲；(6.5)構建系統(tǒng)狀態(tài)方程，并根據可見衛(wèi)星的個數構建系統(tǒng)量測方程，如下：Z(t)＝H(t)X(t)+V(t)其中，Z(t)為系統(tǒng)觀測矢量，H(t)為系統(tǒng)觀測矩陣，V(t)為系統(tǒng)觀測噪聲陣，X為系統(tǒng)狀態(tài)矢量；量測方程的維數及組合濾波器的維數根據可見衛(wèi)星數量變化，變化關系如下：其中，N為可見星數量，觀測向量Z的維數為：2n×1；系統(tǒng)觀測矩陣H為：2n×17；系統(tǒng)觀測噪聲方差R陣為：2n×2n；卡爾曼濾波增益陣為：17×2n；偽距觀測方程如下：式中，為觀測矢量，為觀測矩陣，為觀測噪聲陣，為狀態(tài)矢量，分別為：δρj＝ρIj-ρGj＝ej1δx+ej2δy+ej3δz+δtu+νρj其中，δρj為衛(wèi)星偽距和載體相對衛(wèi)星偽距之差，j＝1…n，為各通道偽距測量白噪聲，ρIj為載體相對每顆導航衛(wèi)星的偽距，νρj為偽距量測白噪聲，δtu為鐘差引起的距離誤差，ρGj為導航衛(wèi)星的偽距，展開如下，j＝1…n,i＝1,2,3則：其中，ej1、ej2、ej3分別為載體和第j顆衛(wèi)星的x軸、y軸、z軸方向余弦，f為地球橢圓度；偽距率觀測方程如下所示：式中，為觀測矢量，為觀測矩陣，為觀測噪聲陣，為狀態(tài)矢量，分別為：其中，為衛(wèi)星偽距率和載體相對衛(wèi)星偽距率之差，j＝1…n，為各通道偽距率測量白噪聲，為載體相對每顆導航衛(wèi)星偽距率，為偽距率量測白噪聲，δtru為鐘漂引起的距離率誤差，為導航衛(wèi)星偽距率，展開如下，j＝1…n,i＝1,2,3則：其中，ej1、ej2、ej3分別為載體和第j顆衛(wèi)星的x軸、y軸、z軸方向余弦；綜合偽距、偽距率觀測方程，得到慣性/衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)觀測方程如下：