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龙图腾网恭喜南京航空航天大学申请的专利一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN116206490B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-05-27发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202210805370.7，技术领域涉及：G08G5/56；该发明授权一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法是由王融;何辉;熊智;刘建业;赵静欣;张慧媛;赵惟成;刘瑶凯设计研发完成，并于2022-07-08向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，对待辅助载体的协同导航信息源选择进行了优化，使得待辅助载体与基准信息源间的相对测量及信息交互选择更加合理；通过分割待辅助载体协方差矩阵获取位置误差矩阵，根据误差矩阵求解实际导航位置的误差椭球，获取误差椭球的轴长和方向。本方法优化了协同定位信号源的选择，能够减少协同信息计算处理量，加快协同定位解算；考虑到信号源构型和精度对定位结果的影响，高效利用集群定位信息优化提高了定位精度。和未采用优化的随机信号源选择协同定位算法相比，本发明在不规则分布的集群中能有效提升协同定位效率和精度，适合实际应用。

本发明授权一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法在权利要求书中公布了：1.一种用于跨域协同导航的导航信息源群优化交互方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤A.1，获取飞行器集群定位导航所需的系统数据；所述飞行器集群包含待辅助定位飞行器和n架基准信息源飞行器，基准信息源飞行器自身定位精度高于待辅助定位飞行器自身定位精度；获取飞行器集群定位导航所需系统测量数据时，首先获取n架基准信息源飞行器的导航系统信息、经纬高数据及卫星导航定位精度，然后获取待辅助定位飞行器的GPS及惯导组合导航数据、姿态角数据、卡尔曼滤波协方差矩阵、经纬高数据、纬度误差、经度误差、高度误差；步骤A.2，根据待辅助飞行器滤波协方差矩阵计算当前位置的误差椭球E0；步骤A.2.1，利用卡尔曼滤波的协方差矩阵获得位置的协方差矩阵Ppos，定义如下： 式中，Epos为位置误差矢量矩阵，为纬度误差，σλ为经度误差，σβ为高度误差；步骤A.2.2，将组合导航系统的位置估计误差在的经度误差σλ和纬度误差高度误差σβ转化为直线误差x,y,z： 式中，R为地球半径，为飞机所在纬度；步骤A.2.3，根据转换后的位置误差矢量Ep，进一步获取位置误差协方差矩阵PpEp＝[xyz] 步骤A.2.4，求对称协方差矩阵Pp的特征值λ1、λ2和λ3，进一步开方得到椭球的相应轴长： 其中，axisx、axisy、axisz分别为椭球E0的X轴、Y轴、Z轴方向的轴长； 步骤A.3，获取各基准信息源飞行器与待辅助飞行器之间相对方位角和相对距离；步骤A.3.1，获得每个基准信息源飞行器和待辅助定位飞行器的相对距离；步骤A.3.2，将所有飞行器的经度、纬度和高度坐标转换为地球坐标系坐标，RN为地球卯酉圈曲率半径，f为地球扁率，λi为第i个基准信息源飞行器的经度，Li为第i个基准信息源飞行器的纬度，Hi为的基准信息源飞行器的高度，为转换后第i个基准信息源飞行器的地球坐标系坐标，转换公式如下： 建立以待辅飞行器为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系各坐标轴与ECEF坐标系坐标轴平行，X轴在赤道平面内与零度子午线相交，Z轴与地球自转轴平行，Y轴与X轴、Z轴构成右手直角坐标系，各基准信息源在相对坐标系下的位置坐标转换如下： 式中，为转换后第i个基准信号源飞行器在相对坐标系下位置坐标，xe,ye,ze为待辅助飞行器地球坐标系坐标；将上述的相对坐标系通过齐次坐标转换的方式转换为以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系,为转换后的以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系；相对坐标系到相对机体坐标系的转换公式如下： θ、ψ分别为待辅助飞行器的横滚角、俯仰角、航向角；为机体坐标系转换为地理坐标系矩阵，具体如下： 为地理坐标系转换为地球坐标系矩阵，具体如下： λ、L、H分别为待辅助飞行器的经度、纬度、高度，RN为卯酉圈半径，e为地球偏心率；得到集群系统各基准信息源飞行器在以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系上的坐标： αi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Y轴的夹角；βi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系Z轴的夹角；γi为各基准信息源飞行器与相对机体坐标系X轴的夹角；x,y,z为待辅助飞行器的相对机体坐标系下的坐标，为基准信息源飞行器在相对机体坐标系下的位置坐标；步骤A.4，获取误差椭球E0最大轴长所在方向和信号源自身精度，选择最接近最大轴长方向的一架基准信息源飞行器作为基准信号源飞行器，进行辅助定位解算并对原先的位置进行修正，得到新的误差椭球E1；步骤A.4.1，比较λ1、λ2和λ3的大小，确定误差椭球E0的最长轴，根据各基准信号源与以待辅助飞行器为坐标原点的相对机体坐标系各轴的夹角αi、βi、γi，选择与椭球E0最长轴方向最近的基准信息源飞行器作为信号源飞行器；步骤A.4.2,获取待辅助飞行器和被选中信号源飞行器Li间相对距离为di，待辅助飞行器和信号源飞行器Li间的相对方位角信息，其中为相对视线高度角，θi为相对方位角；对相对距离进行分解： 其中，为相对距离di在待辅助飞行器机体坐标系X轴，Y轴，Z轴方向上的分解；将为基准信号源飞行器Li在相对机体坐标系下的位置坐标分别减去得到辅助定位解算后的待辅助飞行器的坐标x′,y′,z′： 步骤A.4.3，计算得到的辅助定位解算后的待辅助飞行器的位置坐标x′,y′,z′和机载传感器位置坐标x,y,z差值，并将其作为观测量，通过卡尔曼滤波来对待辅助飞行器机导航位置误差进行修正，修正后得到新的卡尔曼滤波协方差矩阵，根据新的协方差矩阵解算得到新的椭球E1；步骤A.5，判断误差椭球E1最长轴的轴长L1大小是否已满足预设的阈值δ，若轴长L1＞δ，令E0＝E1、即将误差椭球E1作为误差椭球E0，跳转执行步骤4；若轴长L1＜δ，输出当前辅助定位的位置信息。

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