一种航空器组合导航方法和装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种航空器组合导航方法和装置，该方法包括：以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录；获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。本方案实现了对航空器飞行状态的精确计算。

Integrated navigation method and device for aircraft

The invention discloses an aircraft navigation method and device. The method includes: measuring the input and to read the current cycle of DT flight time from the airborne measuring device, and recording; obtaining state input and record in the last aircraft flight time; according to the flight time on a record state, input and process model to determine the amount of state estimation in the current moment of the aircraft; according to the state estimation of quantity, the current input and measurement model to determine the aircraft in the current moment estimate measurement; according to the estimated measurement current flight time measurement, the read and the process noise and measurement noise are determined on the basis of data processing, the aircraft in the flight time like the state estimation of the amount of the data processing and the results State, and record. This scheme realizes the accurate calculation of the flight state of the aircraft.

【技术实现步骤摘要】
一种航空器组合导航方法和装置
本专利技术实施例涉及导航技术，尤其涉及一种航空器组合导航方法和装置。
技术介绍
旋翼航空器是一种重于空气的航空器，其在空中的升力由一个或多个旋翼与空气进行相对运动的反作用获得。对于旋翼航空器尤其是多旋翼航空器，在自动和半自动飞行中，准确的导航解算是自动驾驶仪进行自动飞行和控制的基础。自动驾驶仪在飞行过程中需要实时了解航空器的飞行情况，如飞行速度、坐标等参数，目前的旋翼航空器组合导航算法所使用的惯性导航模型存在错误，错误是由于没有考虑的旋翼的气动阻力，由此获得的无人机的飞行参数无法用于对无人机的精确导航控制。
技术实现思路
本专利技术提供一种航空器组合导航方法和装置，利用考虑了旋翼气动力和空速的关系的动力学方程，并根据空速、地速和环境风速的关系构建旋翼飞行器飞行参数的过程模型，将惯性元件得到的加速度信息，定位元件得到的地速，位置信息以及风速统计特征量等与根据所述过程模型求得的加速度、地速和风速等进行数据融合给出飞行器的地速、空速和风速，并在定位元件无法正常提供速度和位置信息的情况下仍可解算出足够精度的速度和位置，以实现对航空器飞行状态的精确计算。第一方面，本专利技术实施例提供了一种航空器组合导航方法，包括：以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录；获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。第二方面，本专利技术实施例还提供了一种航空器组合导航装置，包括：获取模块，用于以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录，以及获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；预估状态量确定模块，用于依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；预估测量量确定模块，用于依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；状态量确定模块，用于依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。本专利技术解决了由于目前组合导航算法所使用的惯性导航过程模型存在错误导致的飞行参数计算不准确的问题，以实现对航空器飞行状态的精确计算。附图说明通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1是本专利技术实施例提供的一种航空器组合导航方法的流程图；图2是本专利技术实施例提供的一种航空器组合导航装置的结构框图；图3是本专利技术实施例提供的一种航空器组合导航计算东向速度的结果图；图4是本专利技术实施例提供的一种航空器组合导航计算北向速度的结果图。具体实施方式下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本专利技术，而非对本专利技术的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本专利技术相关的部分而非全部结构。图1是本专利技术实施例提供的一种航空器组合导航方法的流程图，本实施例可适用于航空器在飞行过程中对其飞行状态的各个参量进行计算的情况，该方法可以由航空器控制器来执行，如图1所示，本实施例提供的具体方案如下：S101、以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录，获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量。本实施例中，航空器飞行状态量在计算完毕后会自动保存以用于后续的飞行状态参量的估计和运算，若为初始计算，可将该飞行状态量全部设置为零，后续计算完毕后进行更新记录。飞行状态量可以是航空器飞行过程中的飞行速度、GPS坐标等。当前时刻的测量量可以是航空器飞行时的加速度等。输入量可以是航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵。S102、依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量。本实施例中，通过将上一飞行时刻记录的状态量、输入量代入到过程模型公式，即可得到当前时刻的预估状态量。示例性的，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：将所述上一飞行时刻记录的状态量bv、bv∞和输入量R代入第一过程模型公式得到和所述状态量bv与bv∞对应的时间导数和其中，bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，bv∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，ηv代表bv的过程噪声，η∞代表bv∞的过程噪声，所述第一过程模型公式中，矩阵N为：其中，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，v为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；将所述上一飞行时刻记录的状态量bv和bv∞分别加上和与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量bv和bv∞。其中，地球坐标系指与地球固连的右手坐标系，采用东、北、天为三轴分量；航空器坐标系指与航空器机体固连的右手坐标系，原点位于航空器机体质心。其中，bv的三轴分量为：的三轴分量为：S103、依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量。示例性的，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：将所述预估状态量bv、和当前时刻的输入量R代入第一测量模型公式得到预估测量量ba、evh和evwv，其中ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，evh代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，evwv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂直分量，ηa代表加速度的三轴测量噪声，代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：S104、依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。本实施例中，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。本实施例实现了对航空器飞行状态的精确计算。在上述方案的基础上，可选的，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：将所述上一飞行时刻记录的状态量bv、bv∞以及μ、本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空器组合导航方法，其特征在于，包括：以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录；获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。

【技术特征摘要】
1.一种航空器组合导航方法，其特征在于，包括：以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录；获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：将所述上一飞行时刻记录的状态量bv、bv∞和输入量R代入第一过程模型公式得到和所述状态量bv与bv∞对应的时间导数和其中，bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，bv∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，ηv代表bv的过程噪声，η∞代表bv∞的过程噪声，所述第一过程模型公式中，矩阵N为：其中，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；将所述上一飞行时刻记录的状态量bv和bv∞分别加上和与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量bv和bv∞。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：将所述预估状态量bv、bv∞和当前时刻的输入量R代入第一测量模型公式得到预估测量量ba、evh和evwv，其中ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，evh代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，evwv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂直分量，ηa代表加速度的三轴测量噪声，代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：相应的，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：将所述上一飞行时刻记录的状态量bv、bv∞以及μ、υ、ν和输入量R代入第二过程模型公式得到和所述状态量bv、bv∞以及μ、υ、ν对应的时间导数以及和其中，bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，bv∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，ηv代表bv的过程噪声，η∞代表bv∞的过程噪声，ημ、ηυ和ην分别为μ、υ、ν对应的过程噪声，所述第二过程模型公式中，矩阵N为：其中，ω代表航空器旋翼的转速；将所述上一飞行时刻记录的状态量bv、bv∞、μ、υ和ν分别加上各自与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量bv、bv∞、μ、υ和ν。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：将所述预估状态量bv、bv∞、μ、υ、ν以及当前时刻的输入量R代入第二测量模型公式得到预估测量量ba、和其中ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂向分量，ηa代表加速度的三轴测量噪声，代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：相应的，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当机载导航元件中途失效时，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：将所述预估状态量中的bv、bv∞和当前时刻的输入量R代入第三测量模型公式ba和其中ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度，ηa代表加速度计的三轴测量噪声，ηw代表地球坐标系中空气速度的测量噪声，bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，bv∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，所述第三测量模型公式中，矩阵N为：其中，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；相应的，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度ev...

【专利技术属性】
技术研发人员：韩伟，顾礼斌，李欢，温晓静，朱同文，
申请(专利权)人：张梦，
类型：发明
国别省市：上海,31