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 and Data 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。

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。

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： $S_{l1}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_c}\mathrm{CA}\left(t\right)D\left(t\right)\cos ({\omega }_{1}t+\phi )+\sqrt{{2P}_p}P\left(t\right)D\left(t\right)\sin ({\omega }_{1}t+\phi )$ 该GPS卫星以L2频带的射频(RF)传送该精确度(P)码： $S_{l2}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_2}P\left(t\right)D\left(t\right)\cos ({\omega }_{2}t+{\phi }_2)$
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，Pc 是C/A信号功率，Pp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： $S_{l1}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_c}\mathrm{CA}(t-\tau )D\left(t\right)\cos [({\omega }_1+{\omega }_d)t+\phi ]+\sqrt{{2P}_p}P\left(t\right)D\left(t\right)\sin [({\omega }_1+{\omega }_d)t+\phi ]$ $S_{l2}\left(t\right)=\sqrt{{2P}_2}P(t-\tau )D\left(t\right)\cos [({\omega }_2+{\omega }_d)t+{\phi }_2]$
其中τ是编码延迟，ωd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θI(t)的载波相 位，并且该θI(t)由下式近似：
θI(t)＝θI0+ωI0t+γI0t2+δI0t3+---
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： $\hat{\theta }\left(t\right)=b_1{V}^{\mathrm{LOS}}t+b_2{A}^{\mathrm{LOS}}{t}^2+b_3{a}^{\mathrm{LOS}}{t}^3+···$ 其中(b1，b2，b3)是关于载频和光速的常量，并且由下式确定 $b_1=\frac{4{\mathrm{\pi f}}_c}{c},b_2=\frac{2\pi f_c}{c},b_3=\frac{4\pi f_c}{3c}$
VLOS、ALOS和aLOS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VLOS和ALOS估计。该VLOS和ALOS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 (VLOS和ALOS)，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： $\stackrel{·}{q}=1/2\left[{\Omega }_b\right]q-1/2\left[{\Omega }_n\right]q$ 其中，qT＝[q0q1q2q3]是一个四元数参数的一个四成份矢量，Ωb是该矢量的 转置对称矩阵。Ωibb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。 $\left[{\Omega }_b\right]=\left[\begin{array}{cccc}0& -{\omega }_{\mathrm{bx}}& -{\omega }_{\mathrm{by}}& -{\omega }_{\mathrm{bz}}\\ {\omega }_{\mathrm{bx}}& 0& {\omega }_{\mathrm{bz}}& -{\omega }_{\mathrm{by}}\\ {\omega }_{\mathrm{by}}& -{\omega }_{\mathrm{bz}}& 0& -{\omega }_{\mathrm{bx}}\\ {\omega }_{\mathrm{bz}}& -{\omega }_{\mathrm{by}}& -{\omega }_{\mathrm{bx}}& 0\end{array}\right]{\omega }_{\mathrm{ib}}^b={[{\omega }_{\mathrm{bx}},{\omega }_{\mathrm{by}},{\omega }_{\mathrm{bz}}]}^T$
Ωn是该矢量ωinn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。 $\left[{\Omega }_n\right]=\left[\begin{array}{cccc}0& -{\omega }_{\mathrm{nx}}& -{\omega }_{\mathrm{ny}}& -{\omega }_{\mathrm{nz}}\\ {\omega }_{\mathrm{nx}}& 0& {\omega }_{\mathrm{nz}}& -{\omega }_{\mathrm{ny}}\\ {\omega }_{\mathrm{ny}}& -{\omega }_{\mathrm{nz}}& 0& {\omega }_{\mathrm{nx}}\\ {\omega }_{\mathrm{nz}}& -{\omega }_{\mathrm{ny}}& -{\omega }_{\mathrm{nx}}& 0\end{array}\right]{\omega }_{\mathrm{in}}^b={[{\omega }_{\mathrm{nx}},{\omega }_{\mathrm{ny}},{\omega }_{\mathrm{nz}}]}^T$
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ωe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： $\stackrel{·}{V}\left(t\right)=a-({2\omega }_{\mathrm{ie}}+{\omega }_{\mathrm{en}})\times V-{\omega }_{\mathrm{ie}}\times {\omega }_{\mathrm{ie}}\times r$
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，ωie 是地球旋转矢量，ωen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， $\stackrel{·}{V}\left(t\right)=f-({2\omega }_{\mathrm{ie}}+{\omega }_{\mathrm{en}})\times V+g\left(r\right)$
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，Cbn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： $g_d=g_0[1-2(1+f+m)\frac{h}{2}+(\frac{5}{2}m-f)\mathrm{si}{n}^{2}L]$ $(m={\omega }_{\mathrm{ie}}^2{a}^{2}b/\mathrm{GM})$
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： $\stackrel{·}{L}=\frac{V_n}{R_M+h},\stackrel{·}{\lambda }=\frac{V_n}{(R_N+h)\cos L},\stackrel{·}{h}=-{\upsilon }_d$
其中，RM是子午线曲率的半径，RN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： $\Phi =\frac{1}{\lambda }\rho +\mathrm{f\Delta \delta }+N+\frac{d_{\mathrm{eph}}}{\lambda }-\frac{d_{\mathrm{iono}}}{\lambda }+\frac{d_{\mathrm{trop}}}{\lambda }+ϵ$ 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，δs是卫星时钟偏置， δR是接收机误差；N是载波相位整数模糊性；deph是由空间位置参数误差引发 的距离误差；diono是由电离层引发的传播误差；dtrop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：
ΦW＝ΦL1-ΦL2 其中，ΦL1是L1信道载波相位测量；ΦL2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：
fW＝fL1-fL2，NW＝NL1-NL2。
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： $f_d=2\frac{v_R\cos L}{\lambda }$
其中
fd＝该地面返射波的多普勒频率，Hz
VR＝该用户的速度，英尺(米)/每秒
L＝VR和到该地段(patch)视线之间的角度
λ＝传输波长，与VR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。