具有恢复逻辑和模式逻辑的导航系统使用多个ＲＦ传感器提供精确的导航解作为输出。恢复逻辑确定当前哪些传感器在向导航系统提供好的数据。择模式逻辑选导航系统的操作模式以及选择要使用哪些数据来计算导航解的校正值。模式逻辑基于恢复逻辑的结果作出选择。恢复逻辑持续测试来自这些传感器的数据。如果先前提供过错误数据的传感器开始提供好的数据，则模式逻辑将自动选择该数据来用于计算导航解的校正值。使用许多可用的惯性和非惯性传感器来控制多个ＲＦ传感器对ＲＦ发射器的跟踪。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术一般涉及航空电子系统，更具体来说涉及在深度集成的导航系统中使用多个辅助传感器。除了应用于航空应用中，本专利技术还可以应用于陆地和水下应用。
技术介绍
飞行员在飞机的起飞、飞行和降落过程中从许多源接收信息。飞机包括设计用于接收数据，对数据执行计算并将该数据呈示给飞行员的航空电子系统。例如，飞机可以包括惯性导航系统(INS)、姿态方向参考系统(AHRS)、大气数据计算机、横滚、俯仰、偏航(roll-pitch-yaw)计算机、任务计算机、各种显示屏以及其他航空电子系统。一些航空电子系统可以包括收集诸如姿态、方向、高度和空气速度等数据的一个或多个传感器。相同或其他航空电子系统可以处理这些数据。航空电子显示屏可采用可用格式将这些数据呈示给飞行员。如果这些传感器的其中之一变得不可运行，则飞行员可能不得不依赖于从其他传感器可以获取的信息来继续安全地飞行和将飞机降落。例如，INS和AHRS系统可以向飞行员提供类似的信息。这两个系统都可以向飞行员提供姿态和方向信息。如果INS有问题，则飞行员可以从AHRS获取一些相同信息。此外，飞行员正在接收的数据的精确也是重要的。这样的话，如果INS正在提供数据，但是该数据是错误的，则飞行员应该使用从AHRS获取的数据而忽略INS数据。通常，当这些传感器的其中之一发生故障或提供错误数据时，禁用该传感器和/或相关的航空电子系统。例如，如果INS发生故障，则禁用ISN，而飞行员会依赖于从AHRS获取的数据。除非飞行员手动重新启动INS，否则飞行员无法再次使用来自INS的数据。此外，在重新启动INS之前，飞行员无法知道INS是否已经恢复提供可靠的数据。此外，飞行员通常使用AHRS数据降落飞机，以及一旦飞机着陆，则对INS处理故障。虽然先前示例是使用INS和AHRS来提出的，但是其他航空电子系统和/或传感器也可以提供重复的信息，由此如果一个失效，飞行员仍可访问一些数据。这种信息的冗余性实现更安全的飞行。此外，信息的冗余性可以提高一些航空电子系统的精度。例如，飞机可以同时包括INS和全球定位卫星(GPS)接收器或其他射频(RF)测距系统，如到达时间差(TDOA)和加利略(Galileo)。INS和GPS接收器都可以提供飞机位置的估算值。此外，来自GPS接收的数据可用于校准INS，而GPS接收器可以使用来自INS的数据以在GPS接收器暂时失去联系的情况下快速重建卫星的跟踪。由此，INS和GPS接收器的集成向飞行员提供更精确和稳健的数据。INS和GPS接收器的结合可以被描述为松散结合的、紧凑结合的、紧密结合的或深度结合的。松散结合的系统可以描述为与单独INS结合的单独GPS接收器。GPS接收器将从四个卫星获取的位置、速度和时间(PVT)信息提供到INS。INS使用PVT信息来校正通常与INS操作相关的航空误差。但是，当少于四个卫星可供GPS接收器使用时，则传递到INS的GPS数据变得不可用。紧凑结合的系统可以描述为与单独INS结合的单独GPS接收器。但是在紧凑结合的系统中，除了GPS接收器将通常从四个卫星接收到的PVT信息传递到INS外，INS也将速度、加速度和角速率信息提供到GPS接收器。GPS接收器可以在跟踪卫星以及重新捕获失去的卫星信号时使用该信息。但是，与松散结合的系统一样，当少于四个卫星可供GPS接收器使用时，则传递到INS的GPS数据变得不可用。例如，当仅有三个卫星可使用时，GPS接收器通常继续输出水平位置，但是不输出有效的高度数据。在紧密结合的系统中，GPS接收器向INS提供伪距和/或变量程数据。GPS接收器包含用于跟踪来自多个卫星的数据的跟踪回路。跟踪回路向INS提供伪距和变量程测量。伪距测量是延迟锁定回路的输出，延迟锁定回路用于跟踪码相位，而变量程测量是锁相回路的输出，锁相回路用于跟踪载波相位。INS中的卡尔曼滤波器使用伪距和变量程测量来计算误差，然后将校正数据发送到导航计算。在紧密结合的系统中，GPS接收器向INS提供对应于正在跟踪的所有卫星的伪距和/或变量程数据。当少于四个卫星被跟踪时，INS可以继续使用从GPS获取的数据。紧密结合的GPS/INS系统中的INS可以在少于四个可用卫星的情况下继续使用GPS数据，是因为每个伪距和变量程测量是独立的测量。深度结合的系统包括GPS功能和惯性测量单元(IMU)。GPS功能可以定义为与计算GPS数据相关的处理，而IMU一般被描述为INS的惯性传感组件，将数据直接提供到计算机。在深度结合的系统中，可能不存在单独GPS接收器。例如，GPS接收器的功能可能与INS功能一起驻留在单个处理器中。计算机执行INS计算。但是，与使用伪距和变量程数据的紧密结合的系统相比，使用同相(I)和正交(Q)信号的卡尔曼滤波器处理来自所有卫星的测量，它们在GPS功能中被计算。卡尔曼滤波器计算误差并将校正数据发送到导航计算以及GPS功能。发送到GPS功能的信息包括发往副本码生成器以使GPS功能可以跟踪GPS卫星的命令。该能力消除了对于GPS功能中的单独跟踪回路的需要。通过将来自多个卫星和惯性传感器的信息组合，深度结合的系统能够在更高干扰或拥塞程度下跟踪这些卫星。由此，GPS/INS系统变得越集成，导航系统变得越稳健。通过结合来自其他传感器的数据还可以获得附加的好处。例如，可以使用来自深度集成的GPS/INS系统的数据来校准大气数据计算机和磁强计。如果GPS数据变得不可用以及INS的性能降低到大气数据或磁强计辅助将提高导航解的精度的程度，则可以使用大气数据计算机和磁强计作为辅助。在导航系统中使用深度集成的GPS/INS系统的好处在于可使用来自恢复提供可靠数据的传感器的数据来自动恢复。由此，飞行员可以使用可从航空电子传感器获得的最佳数据来操作飞机。附图简介下文结合附图描述本专利技术的优选实施例，其中相似的引用号指代不同附图中相似的部件，其中附图说明图1是根据示范实施例的深度集成的导航系统的框图；图2是根据示范实施例取决于可用辅助源的导航解中可用输出的汇总表；图3是根据示范实施例的系统处理器的框图；图4A是根据示范实施例以辅助模式计算GPS传感器数据的方法的框图；图4B是根据示范实施例以深度集成模式计算GPS传感器数据的方法的框图；图5是根据示范实施例的模式逻辑的框图；以及图6是根据示范实施例的恢复逻辑的流程图。详细说明图1是根据示范实施例的深度集成的导航系统100的框图。导航系统100包括惯性测量单元(IMU)102、一个或多个GPS传感器104、磁强计106、大气数据计算机108以及系统处理器110。导航系统100还可以包括图1未示出的附加实体。在优选实施例中，导航系统100可以设在单个封装中。IMU 102可以提供加速度和角速率数据。通常，IMU 102依赖于三个垂直安装的加速度传感器和三个标称垂直安装的惯性角速率传感器，它们可以提供三轴加速度和角速率测量信号。由此，IMU 102可以包括三个加速度计112和三个陀螺仪114。这三个加速度计112可以是任何类型的加速度计，如强制再平衡(force re-balance)、谐振波束(resonating beam)或MEMS加速度计。三个陀螺仪114可以是任何类型的陀螺仪，如环形激光器或MEMS陀本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于导航系统的系统处理器，它以组合形式包括：许多射频（ＲＦ）测距系统，可用于计算方向；卡尔曼滤波器，可用于基于从许多传感器接收到的数据计算导航解的校正值，其中所述卡尔曼滤波器控制具有所述许多传感器的所述许多ＲＦ测距系统； 模式逻辑，可用于（ｉ）选择所述导航系统的操作模式以及（ｉｉ）选择所述卡尔曼滤波器使用哪些数据来计算所述导航解的所述校正值，其中所述选择基于所述许多传感器中的哪一个传感器在提供精确数据；以及导航计算部件，可用于基于惯性测量单元 提供的数据和所述卡尔曼滤波器提供的所述导航解的所述校正值来计算所述导航解。
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：CT拜，
申请(专利权)人：霍尼韦尔国际公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]
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