【技术实现步骤摘要】
一种无线电辅助航位推算的导航方法
本专利技术属于多传感器导航技术,涉及一种无线电辅助航位推算的导航方法。
技术介绍
为提高飞机的导航精度要求,一般配备多种导航设备,例惯性导航系统(INS)、全球卫星定位系统(GPS)、大气数据计算机(ADC)、无线电导航系统等。INS能够自主的提供全面导航信息,但价格昂贵其误差随着时间积累。GPS能全天候提供位置和速度信息且不存在累计误差,但存在依赖外部信息、易受环境干扰问题。无线电导航受导航台切换及信号质量影响,导航结果存在跳变。ADC能够提供飞行大气参数,但是无法确定飞机位置和姿态信息。为提高导航系统的定位精度,国内外通常采用组合导航方式实现优缺点互补。目前,通常采用惯性导航系统作为主要导航系统,并采用GPS进行组合修正提高整个导航系统的精度。但是面对通航小飞机、无人机等低成本要求时,通常采用更为低廉的航姿系统(AHRS)取代INS,通过与GPS进行融合实现导航,但是当GPS失效时时无法保证整个导航系统的精度性能和连续性;虽然采用DME无线电定位方式能够提供飞机位置,但是导航结果存在跳变,精度和连续性都难以得到保证;AHRS和大气机仅能提供姿态和大气参数,无法实现位置、地速、风速等全面的导航参数的正常计算。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是:为了解决低成本导航配置下且GPS失效后仍能够提供高精度、连续可靠、数据全面的导航数据,充分利用机载AHRS、ADC及DME参数,本专利技术提出了一种低成本无线电辅助航位推算的导航方法,利用该方法能够针对低成本导航配置飞机提供高精度连续全面的导航数据,不仅不使用昂贵的惯导系统 ...
【技术保护点】
1.一种无线电辅助航位推算的导航方法,其特征为所述方法包含以下步骤:步骤一、采集机载各导航设备输出的参数,所述参数包括:航姿系统输出的磁航向信息;大气数据系统输出的真空速、气压高度信息;测距仪输出的斜距信息;步骤二、获取外部输入的初始位置信息,位置信息包括经度、纬度;步骤三、根据飞机位置,通过查询数据库获取磁差,将磁航向信息和磁差信息相加得到真航向;步骤四、根据上一时刻飞机位置和风速、当前时刻的真航向、真空速和气压高度,采用航位推算方法,得到当前时刻推算的位置信息;步骤五、根据航位推算误差模型和斜距误差模型建立状态方程;步骤六、利用航位推算系统的位置信息、导航台位置信息、斜距信息建立量测方程;步骤七、结合状态方程和量测方程,采用卡尔曼滤波方法,估计导航参数误差;步骤八、根据估计的导航参数误差量对导航参数进行校正,完成导航参数的精确估计;步骤九、将得到的当前时刻的位置和风速反馈给航位推算模块,用于完成下一时刻位置的推算,通过递推求解的方式实现导航参数的实时精确估计。
【技术特征摘要】
1.一种无线电辅助航位推算的导航方法,其特征为所述方法包含以下步骤:步骤一、采集机载各导航设备输出的参数,所述参数包括:航姿系统输出的磁航向信息;大气数据系统输出的真空速、气压高度信息;测距仪输出的斜距信息;步骤二、获取外部输入的初始位置信息,位置信息包括经度、纬度;步骤三、根据飞机位置,通过查询数据库获取磁差,将磁航向信息和磁差信息相加得到真航向;步骤四、根据上一时刻飞机位置和风速、当前时刻的真航向、真空速和气压高度,采用航位推算方法,得到当前时刻推算的位置信息;步骤五、根据航位推算误差模型和斜距误差模型建立状态方程;步骤六、利用航位推算系统的位置信息、导航台位置信息、斜距信息建立量测方程;步骤七、结合状态方程和量测方程,采用卡尔曼滤波方法,估计导航参数误差;步骤八、根据估计的导航参数误差量对导航参数进行校正,完成导航参数的精确估计;步骤九、将得到的当前时刻的位置和风速反馈给航位推算模块,用于完成下一时刻位置的推算,通过递推求解的方式实现导航参数的实时精确估计。2.根据权利要求1所述的导航方法,其特征为:所述步骤四中航位推算方法为:根据步骤一得到的当前时刻t的真空速V(t),步骤三得到的t时刻的真航向φ(t)以及上一时刻t-1的北向风速东向风速计算出当前时刻t的北向地速Vn(t)和东向地速Ve(t)为:其中北向风速、东向风速的初始值均取为零;根据上一时刻t-1的纬度L(t-1)和经度λ(t-1)、当前时刻t的北向地速Vn(t)和东向地速Ve(t),步骤一获取的当前时刻t的气压高度h(t),采用推算方式计算当前时刻t的纬度L(t)和经度λ(t):L(t)=L(t-1)+ΔtVn(t)/(RM+h(t))λ(t)=λ(t-1)+ΔtVe(t)/(RN+h(t))cosL(t-1)其中,Δt是前后时刻时间差,RN=Re(1+fsin2L),RM=Re(1-2f+3fsin2L),f=1/298.257223563为地球扁率,Re=6378137.0米为地球半径。3.根据权利要求1所述的导航方法,其特征为:所述步骤五中状态方程具体为:根据航位推算误差模型和斜距误差模型,选取飞机纬度误差δL、经度误差δλ、高度误差δh、北向风速误差东向风速误差真航向误差δφ、真空速误差δV、DME1斜距误差δR1、DME2斜距误差δR2作为状态量...
【专利技术属性】
技术研发人员:马航帅,孙晓敏,毛继志,
申请(专利权)人:中国航空无线电电子研究所,
类型:发明
国别省市:上海,31
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