一種飛行器自主導航系統及導航方法與流程

本發明涉及飛行器自主導航系統，具體地，涉及一種應對無GPS信號情況的飛行器自主導航系統。
背景技術：
：采用衛星制導體制的飛行器具有飛行時間長、飛行范圍廣、制導成本低、精度高等優點，但是在飛行過程中，由于各種干擾、器件原因，可能會出現信息丟失現象，這樣我們就無法獲知飛行器的速度位置狀態信息，如何在信息丟失情況下準確的得到飛行器的狀態信息就十分重要。但是目前沒有該針對于該問題的具體解決方案。技術實現要素：為了克服上述問題，本發明人進行了銳意研究，設計出一種飛行器自主導航系統和方法，用于應對無GPS信號的情況，從而完成本發明。本發明一方面提供了一種飛行器自主導航系統，應對無GPS信號的情況，具體體現在以下方面：(1)一種飛行器自主導航系統，用于進行無GPS信號情況下的導航，其中，所述系統包括時鐘信號模塊1，用于計時；衛星信號接收模塊2，用于接收衛星信號，所述衛星信號包括飛行器的空間位置，以(x、y、z)表示，以及飛行器在各空間方向上的速度，以(Vx、Vy、Vz)表示；角速率陀螺3，用于測量飛行器當前時刻的俯仰角速率和偏航角速率，分別以和表示，并同時將和輸出給IMU模塊13和微處理器6；IMU模塊4，用于對角速率陀螺3傳輸的俯仰角速率和偏航角速率進行積分，得到飛行器的俯仰角和偏航角，分別以和ψ(k)表示；舵偏電位計5，用于測量并輸出飛行器的俯仰舵偏角和偏航舵偏角，分別以δe(k)和δr(k)表示；微處理器6，用于接收衛星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4和舵偏電位計5輸出的信息，并進行處理，獲得飛行器下一時刻的飛行參數，同時，將獲得的參數傳輸給航向控制模塊7；和航向控制模塊7，用于接收微處理器6獲得的下一時刻的飛行參數，進行航向控制。本發明另一方面更還提供了：(2)一種利用上述的系統在無衛星信號情況下進行導航的方法，其中，所述方法包括以下步驟：步驟1、通過當前參數處理模塊61對當前參數進行處理，得到當前時刻的α(k)和β(k)，并輸出給未來參數處理模塊62；步驟2、離散空間子模塊622對空間狀態模塊621進行離散，得到如式622-1和式622-2所示的離散空間，向式622-1和式622-2輸入當前信息，得到下一時刻的α(k+1)和β(k+1)；步驟3、利用離散數據預處理子模塊623進行數據預處理，得到下一時刻的θ(k+1)和步驟4、利用離散數據后處理子模塊624進行數據后處理，得到飛行器下一時刻的空間位置以及空間各方向上的速度，即得到航向信息，并將所述航向信息傳輸給航向控制模塊(7)，進行導航；其中，在步驟1中，所述當前參數是指當前時刻空間各方向的速度以及當前時刻的俯仰角和偏航角；在步驟2中，所述當前信息是指當前時刻的攻角、側滑角、俯仰角速率和偏航角速率。附圖說明圖1示出本發明所述飛行器自主導航系統的結構示意圖；圖2示出離散數據預處理子模塊的結構示意圖；圖3示出離散數據后處理子模塊的結構示意圖；圖4示出本發明所述飛行器自主導航系統的工作流程圖；圖5示出實驗例的仿真模擬結果。附圖標記1-時鐘信號模塊2-衛星信號接收模塊3-角速率陀螺4-IMU模塊5-舵偏電位計6-微處理器61-當前參數處理模塊62-未來參數處理模塊621-狀態空間子模塊622-離散空間子模塊623-離散數據預處理子模塊6231-積分處理子模塊6232-彈道傾角獲得子模塊6233-彈道偏角獲得子模塊624-離散數據后處理子模塊6241-速度獲得子模塊6242-空間位置獲得子模塊7-航向控制模塊具體實施方式下面通過附圖對本發明進一步詳細說明。通過這些說明，本發明的特點和優點將變得更為清楚明確。本發明一方面提供了一種飛行器自主導航系統，用于應對無GPS信號情況下的導航，其中，如圖1所示，所述系統包括時鐘信號模塊1、衛星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4、舵偏電位計5、微處理器6和航向控制模塊7；其中：所述時鐘信號模塊1用于計時；所述衛星信號接收模塊2用于接收衛星信號，所述衛星信號包括飛行器的空間位置，以(x、y、z)，以及飛行器在空間各方向上的速度，以(Vx、Vy、Vz)；所述角速率陀螺3用于測量飛行器當前時刻的俯仰角速率和偏航角速率，分別以和表示，并同時將和輸出給IMU模塊13和微處理器6；所述IMU模塊4，用于對角速率陀螺3傳輸的俯仰角速率和偏航角速率進行積分，得到飛行器當前時刻的俯仰角和偏航角，分別以和ψ(k)表示；所述舵偏電位計5用于測量并輸出飛行器當前時刻的俯仰舵偏角和偏航舵偏角，分別以δe(k)和δr(k)表示；所述微處理器6用于接收衛星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4和舵偏電位計5輸出的飛行器當前時刻的飛行參數，并進行處理，獲得飛行器下一時刻的飛行參數，同時，將獲得的飛行參數傳輸給航向控制模塊7；所述航向控制模塊7用于接收微處理器6獲得的下一時刻的飛行參數，并進行航向控制。其中，在本發明中，對于衛星信號接收模塊2而言，主要利用其在衛星信號消失時接收到的衛星信號，以衛星信號消失時為零時刻，將零時刻的衛星信號表示如下：飛行器的空間位置x(0)、y(0)和z(0)，以及飛行器在空間各方向上的速度Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)，然后利用上述衛星信號為初始信號進行未來(下一時刻)參數估計，得到下一時刻的飛行參數，再利用下一時刻的飛行參數估計下下時刻的飛行參數，依次進行數據更新與處理，不斷得到航向信息，最終實現導航。根據本發明一種優選的實施方式，如圖1所示，在微處理器6內設置有當前參數處理模塊61和未來參數估計模塊62。其中，所述當前參數處理模塊61用于處理飛行器當前的參數信息，得到飛行器當前時刻的攻角α(k)和側滑角β(k)；所述未來參數估計模塊62用于利用飛行器當前時刻的參數信息獲得飛行器下一時刻的飛行參數，得到航向信息，并傳輸給航向控制模塊7，最終實現導航。根據本發明一種優選的實施方式，所述當前參數處理模塊61對初始參數信息進行如式(61-1)和式(61-2)所示處理：在本發明中，如圖4所示，和ψ(k)為IMU模塊4實時輸出的飛行器在k時刻的實際值，即在利用當前參數處理模塊61獲得當前時刻的攻角α(k)和側滑角β(k)時，采用的和ψ(k)為IMU模塊4實時輸出的實際值；對于Vx(k)、Vy(k)和Vz(k)：當k為0時，即零時刻時，Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)為衛星信號接收模塊2的輸出數據；當k大于0時，Vx(k)、Vy(k)和Vz(k)為未來參數估計模塊62處理得到的數據重新傳輸給當前參數處理模塊61進行數據更新。在進一步優選的實施方式中，如圖4所示，所述當前參數處理模塊61將得到的當前時刻的攻角α(k)和側滑角β(k)輸出給未來參數估計模塊62，進行未來(下一時刻)參數的估計。根據本發明一種優選的實施方式，如圖1所示，所述未來參數估計模塊62包括狀態空間子模塊621、離散化空間子模塊622、離散數據預處理子模塊623和離散數據后處理子模塊624，其中：在所述狀態空間子模塊621內集成狀態空間；所述離散化空間子模塊622用于對狀態空間子模塊621內的狀態空間進行離散化處理，得到飛行器下一時刻的攻角和下一時刻的側滑角，分別表示為α(k+1)和β(k+1)，以及下一時刻的俯仰角速率和偏航角速率，分別表示為和所述離散數據預處理子模塊623用于對離散化空間子模塊622得到的數據進行預處理，得到飛行器下一時刻的彈道傾角和彈道偏角，分別表示為θ(k+1)和所述離散數據后處理子模塊624用于對離散數據預處理子模塊623得到的數據進行后處理，得到飛行器下一時刻的飛行參數，所述飛行參數包括飛行器的空間位置(x、y和z)以及空間各方向上的速度(Vx、Vy和Vz)，即得到航向信息。在進一步優選的實施方式中，如圖4所示，在未來參數估計模塊62中，離散化空間子模塊622對狀態空間子模塊621進行離散化，并將離散后得到的數據傳輸給離散數據預處理子模塊623，離散數據預處理子模塊623將預處理后的數據傳輸給離散數據后處理子模塊624，進行數據后處理，最終得到飛行器下一時刻的飛行參數。其中，如圖4所示，在離散化空間子模塊622中進行數據處理時，采用了如下數據：當前參數處理模塊61輸出的當前時刻的攻角α(k)和側滑角β(k)、角速率陀螺3輸出的當前時刻的俯仰角速率和偏航角速率以及舵偏電位計5輸出的當前時刻的俯仰舵偏角δe(k)和偏航舵偏角δr(k)。根據本發明一種優選的實施方式，在空間狀態子模塊621中，所述狀態空間包括俯仰方向狀態空間和偏航方向狀態空間。其中，具體地，所述俯仰方向狀態空間用于得到飛行器下一時刻的攻角(α(k+1))和下一時刻的俯仰角速率所述偏航方向狀態空間用于得到飛行器下一時刻的側滑角(β(k+1))和下一時刻的偏航角速率在進一步優選的實施方式中，所述俯仰方向狀態空間和偏航方向狀態空間分別如式(621-1)和式(621-2)所示：其中，α表示攻角；表示攻角速率；表示俯仰角速率；表示俯仰角加速率；δe表示俯仰舵偏角；aα、bα、和為符號，其分別代表不同的式子。在式(621-1)中，每一時刻的俯仰舵偏角δe通過舵偏電位計5測量得到，并實時輸入到公式(1-1)中進行數據更新；其中，β表示側滑角；表示側滑角速率；表示偏航角速率；表示偏航角加速率；δr表示俯仰舵偏角；aβ、bβ、和為符號，其分別代表不同的式子。在式(621-2)中，每一時刻的俯仰舵偏角δr通過舵偏電位計5測量得到，并實時輸入到公式(621-2)中進行數據更新；根據本發明一種優選的實施方式，利用離散化空間子模塊622對狀態空間子模塊621內的俯仰方向狀態空間和偏航方向狀態空間分別進行離散化，得到離散空間。其中，若令：A=-bα1-aα-aω‾x]]>B=-bδe-aδe]]>則離散后的系數矩陣分別為G(T)和H(T)，即A由G(T)取代、B由H(T)取代，其中，采用泰勒公式展開，取前兩項實現線性化，得到G(T)＝eAT＝I+AT，其中，A、B、G(T)和H(T)均為矩陣，I為單位對角矩陣。同樣地，若令：A,=-bβ1-aβ-aω‾y]]>B,=-bδr-aδr]]>則離散后的系數矩陣分別為G’(T)和H’(T)，即A’由G’(T)取代、B’由H’(T)取代，其中，采用泰勒公式展開，取前兩項實現線性化，得到G’(T)＝eA’T＝I+A’T，其中，A’、B’、G’(T)和H’(T)均為矩陣，I為單位對角矩陣。在進一步優選的實施方式中，俯仰方向狀態空間和偏航方向狀態空間經離散化空間子模塊622離散后分別得到如式(622-1)和式(622-2)所示的俯仰方向離散空間和偏航方向離散空間：其中，在式(622-1)中，T為采樣周期，k表示當前時刻，k+1表示下一時刻；α(k+1)為下一時刻的攻角，α(k)為當前時刻的攻角，α(k)由當前參數處理模塊61傳輸得到，為下一時刻的俯仰角速率，為當前時刻的俯仰角速率，由角速率陀螺3傳輸得到，δe(k)為當前時刻的俯仰舵偏角，δe(k)由舵偏電位計5傳輸得到。而矩陣系數也均是已知量，因此利用式(622-1)，并根據當前時刻(k時刻)的參數信息可以得到下一時刻(k+1時刻)的α(k+1)和其中，在式(622-2)中，T為采樣周期，k表示當前時刻，k+1表示下一時刻，β(k+1)表示下一時刻的側滑角，β(k)為當前時刻的側滑角，β(k)由當前參數處理模塊61傳輸得到，為下一時刻的偏航角速率，為當前時刻的偏航角速率，由角速率陀螺3傳輸得到，δr(k)表示當前時刻的偏航舵偏角，δr(k)由舵偏電位計5傳輸得到。而矩陣系數也均是已知量，因此利用式(622-2)，并根據當前時刻(k時刻)的參數信息可以得到下一時刻(k+1時刻)的β(k+1)和在本發明中，通過式(622-1)和式(622-2)可以分別得到下一時刻的攻角和俯仰角速率，分別表示為α(k+1)和以及下一時刻的側滑角和偏航角速率，分別表示為β(k+1)和在本發明中，在式(621-1)和式(622-1)中，aα、bα、和為符號，其分別代表以下式子：aα=-mzαqSLJz,bα=P+cyαqSmV,]]>aωx=myω‾xqSl22JzV,aδe=-mzδeqSLJz,bδe=cyδeqSmV;]]>其中：動壓其中，ρ為空氣密度，短時間(10s)內視ρ為常數，V為飛行器的總速度，由于在短時間(10s)內飛行器的總速度幾乎不變，因此視速度為常數，但是空間各方向的速度(Vx、Vy和Vz)即使在短時間內也是變化的，因為其方向有調整；轉動慣量Jz、參考面積S、參考長度L、翼展l以及質量m可以在飛行器起飛前測量得到，其均為常數，其中，參考面積S是指飛行器的翼平面的投影面積，參考長度L是指飛行器的翼的平均氣動弦長，質量m是指飛行器的質量。和為飛行器的氣動參數，其在飛行器起飛前可通過風洞試驗測得，其中，為由攻角引起的俯仰力矩系數，為由攻角生成的俯仰力系數，為由滾轉角速率引起的偏航力矩系數，為側滑角引起的偏航力矩系數，為由升降舵生成的俯仰力系數。因此，aα、bα、和均為可以計算出來的數值。在本發明中，在式(621-2)和式(622-2)中，aβ、bβ、和為符號，其分別表示如下式子：aβ=-myβqSLJy,bβ=P-czβqSmV,]]>aωy=-myω‾yqSl2JyV,aδr=-myδrqSLJy,bδr=-czδrqSmV]]>其中：動壓其中，ρ為空氣密度，短時間(10s)內視ρ為常數，V為飛行器的總速度，由于在短時間(10s)內飛行器的總速度幾乎不變，因此視速度為常數，但是空間各方向的速度(Vx、Vy和Vz)即使在短時間內也是變化的，因為其方向有調整；轉動慣量Jy、參考面積S、參考長度L、翼展l以及質量m可以在飛行器起飛前測量得到，其均為常數，其中，參考面積S是指飛行器的翼平面的投影面積，參考長度L是指飛行器的翼的平均氣動弦長，l為翼展，質量m是指飛行器的質量。和為飛行器的氣動參數，其在飛行器起飛前可通過風洞試驗測得，其中，為由側滑角引起的偏航力矩系數，為由側滑角生成的偏航力系數，為由偏航角速率引起的偏航力矩系數，為由方向舵引起的偏航力矩系數，為由方向舵生成的偏航力系數。因此，aβ、bβ、和均為可以計算出來的數值。根據本發明一種優選的實施方式，如圖4所示，離散數據預處理子模塊623和離散數據后處理子模塊624對由離散化空間子模塊622得到的下一時刻的攻角α(k+1)和下一時刻的俯仰角速率進行數據處理，得到飛行器下一時刻的x、y、Vx和Vy。在進一步優選的實施方式中，如圖4所示，離散數據預處理子模塊623和離散數據后處理子模塊624對由離散化空間子模塊622得到的下一時刻的側滑角β(k+1)和下一時刻的偏航角速率進行數據處理，得到飛行器下一時刻的z和Vz。根據本發明一種優選的實施方式，如圖3所示，所述離散數據預處理子模塊623包括積分處理子模塊6231、彈道傾角獲得子模塊6232和彈道偏角獲得子模塊6233。其中：所述積分處理子模塊6231用于對離散化空間子模塊622輸出的下一時刻的俯仰角速率和偏航角速率進行積分，得到下一時刻的俯仰角和偏航角ψ(k+1)；所述彈道傾角獲得子模塊6232用于對積分處理子模塊6231得到的下一時刻的俯仰角以及離散化空間子模塊622得到的下一時刻的攻角α(k+1)進行數據處理，得到下一時刻的彈道傾角θ(k+1)；所述彈道偏角獲得子模塊6233用于對積分處理子模塊6231得到的下一時刻的偏航角ψ(k+1)以及離散化空間子模塊622得到的下一時刻的側滑角β(k+1)進行數據處理，得到下一時刻的彈道偏角在進一步優選的實施方式中，所述彈道傾角獲得子模塊6232和所述彈道偏角獲得子模塊6233的數據處理分別如式(623-2-1)和式(623-2-2)所示，并分別得到飛行器下一時刻的彈道傾角θ(k+1)和彈道偏角其中，在式(623-2-1)和式(623-2-2)中，α(k+1)和β(k+1)采用離散化空間子模塊622輸出的數據，和ψ(k+1)采用積分處理子模塊6231輸出的數據。在更進一步優選的實施方式，如圖4所示，所述離散數據預處理子模塊623將得到的飛行器下一時刻的彈道傾角θ(k+1)和彈道偏角輸出給離散數據后處理子模塊624。根據本發明一種優選的實施方式，如圖3所示，所述離散數據后處理子模塊624包括速度獲得子模塊6241和空間位置獲得子模塊6242。其中，所述速度獲得子模塊6241利用彈道傾角θ(k+1)和彈道偏角進行數據處理，得到飛行器下一時刻(k+1時刻)空間各方向的速度，即Vx(k+1)、Vy(k+1)和Vz(k+1)；所述空間位置獲得子模塊6242對速度獲得子模塊6241得到的下一時刻的速度和當前空間位置進行數據處理，得到飛行器下一時刻的空間位置，即x(k+1)、y(k+1)和z(k+1)。在進一步優選的實施方式中，所述速度獲得子模塊6241的數據處理如式(624-1-1)～式(624-1-3)所示：Vx(k+1)＝Vcosθ(k+1)式(624-1-1)Vy(k+1)＝Vsinθ(k+1)式(624-1-2)其中，在式(624-1-1)～式(624-1-3)中，V為飛行器的總速度，其不具有方向性，在短時間內幾乎不變，因此，V為常數，因為在本發明中，所述系統用于短時間內的導航，即控制飛行器的方向，而在短時間內飛行的總速度V幾乎不變；θ(k+1)和是由離散數據預處理子模塊623獲得。在本發明中，所述短時間是指10s以內。在更進一步優選的實施方式中，所述空間位置獲得子模塊6242的數據處理如式(624-2-1)～式(624-2-3)所示：x(k+1)＝x(k)+T·Vx(k+1)式(624-2-1)y(k+1)＝y(k)+T·Vy(k+1)式(624-2-2)z(k+1)＝z(k)+T·Vz(k+1)式(624-2-3)其中，在式(624-2-1)～式(624-2-3)中，x(k+1)、y(k+1)和z(k+1)分別為飛行器下一時刻的空間位置，x(k)、y(k)和z(k)分別為當前時刻的空間位置，Vx(k+1)、Vy(k+1)和Vz(k+1)分別為下一時刻的在空間各方向上的速度。在本發明中，衛星信號消失的最后時刻為該系統工作的初始時刻，稱為零時刻，則x(0)、y(0)和z(0)以及Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)分別為衛星信號在消失時刻傳輸給微處理器的信號，即為該系統工作時的初始信號。本發明另一方面提供了一種利用上述系統在無衛星信號情況下進行導航的方法，其中，所述方法包括以下步驟：步驟1、通過當前參數處理模塊61對當前參數進行處理，得到當前時刻的α(k)和β(k)，并輸出給未來參數處理模塊62；步驟2、離散空間子模塊622對空間狀態模塊621進行離散，得到如式(622-1)和式(622-2)所示的離散空間，向式(622-1)和式(622-2)輸入當前信息，得到下一時刻的α(k+1)和β(k+1)；步驟3、利用離散數據預處理子模塊623進行數據預處理，得到下一時刻的θ(k+1)和步驟4、利用離散數據后處理子模塊624進行數據后處理，得到飛行器下一時刻的空間位置以及空間各方向上的速度，即得到航向信息。其中，在步驟1中，所述當前參數是指當前時刻的空間各方向上的速度以及當前時刻的俯仰角和偏航角；在步驟2中，所述當前信息是指當前時刻的攻角、側滑角、俯仰角速率和偏航角速率。在進一步優選的實施方式中，所述步驟3包括以下子步驟：步驟3.1、通過積分處理子模塊6231對和進行積分得到下一時刻的和ψ(k+1)；步驟3.2、通過彈道傾角獲得子模塊6232進行如下處理，得到下一時刻的θ(k+1)：步驟3.3、通過彈道偏角獲得子模塊6233進行如下處理，得到下一時刻的彈道偏角在更進一步優選的實施方式中，所述步驟4還同時進行如下處理：將得到的下一時刻的飛行參數重新傳輸給當前參數處理模塊61進行數據更新。本發明所具有的有益效果包括：(1)本發明所提供的系統結構簡單，并且處理過程容易。(2)本發明所提供的系統有效解決了無GPS信號情況下飛行器無法自主飛行的問題；(3)本發明所提供的系統在無GPS信號下能夠為飛行器提供準確導航。實施例(1)在衛星信號消失的零時刻，飛行器的空間參數分別為x(0)、y(0)和z(0)以及Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)，俯仰角為偏航角為ψ(0)，俯仰角速率為偏航角速率為俯仰舵偏角為δe(0)和偏航舵偏角為δr(0)；所述系統通過衛星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4和舵偏電位計5將上述初始信息輸出給微處理器6，微處理器6接收到上述初始信息后先利用當前參數處理模塊61對上述初始信息進行處理，得到初始時刻的攻角α(0)和側滑角β(0)，具體處理如下：β(0)=ψ(0)-arctan(Vz(0)Vx(0)).]]>(2)離散空間子模塊622對空間狀態模塊621進行離散，得到如式(622-1)和式(622-2)所示的離散空間，將零時刻的參數信息α(0)、δe(0)代入式(622-1)中，將β(0)、和δr(0)代入式(622-2)中，分別得到α(1)、以及β(1)、(3)利用離散數據預處理子模塊623進行數據預處理，得到下一時刻的θ(1)和其中：(3.1)通過積分處理子模塊6231對和進行積分得到和ψ(1)，(3.2)通過彈道傾角獲得子模塊6232進行如下處理，得到第一時刻的彈道傾角θ(1)：(3.3)通過彈道偏角獲得子模塊6233進行如下處理，得到第一時刻的彈道偏角(4)利用離散數據后處理子模塊624進行數據后處理，得到飛行器下一時刻(第一時刻)的空間位置以及空間各方向上的速度，即得到航向信息，并將所述航向信息傳輸給航向控制模塊7，進行導航，其中：(4.1)速度獲得子模塊6241對θ(1)和進行處理得到Vx(1)、Vy(1)和Vz(1)：Vx(1)＝Vcosθ(1)，Vy(1)＝Vsinθ(1)，(4.2)空間位置獲得子模塊6242對Vx(1)、Vy(1)、Vz(1)以及x(0)、y(0)和z(0)進行處理，得到第一時刻的x(1)、y(1)和z(1)：x(1)＝x(0)+T·Vx(1)，y(1)＝y(0)+T·Vy(1)，z(1)＝z(0)+T·Vz(1)。根據本發明一種優選的實施方式，在步驟(4)中同時還進行如下處理：將得到的第一時刻的飛行參數重新傳輸給微處理器6進行數據更新，具體地，將更新的數據傳輸給當前參數處理模塊61進行處理，得到第一時刻的攻角α(1)和側滑角β(1)，依次重復步驟(2)～步驟(4)，實現下一時刻飛行參數的獲得。實驗例通過仿真模擬分別設計三組實驗：(1)以彈藥為本發明所述飛行器，GPS信號無丟失，在GPS信號下進行導航，得到的運行曲線如圖5的曲線a所示；(2)以彈藥為本發明所述飛行器，GPS信號丟失，在其上負載本發明所述系統，并采用本發明所述方法進行導航，具體采用實施例所述方法進行導航，得到運行曲線如圖5的曲線b所示；(3)以彈藥為本發明所述飛行器，GPS信號丟失，但未在其上負載本發明所述系統，也未采用本發明所述方法進行導航，得到運行曲線如圖5的曲線c所示。由圖5可以看出：(1)對比曲線b和曲線a，在無GPS信號情況下，負載本發明所述系統、并采用本發明所述方法進行導航得到的運行曲線，與GPS導航曲線類似，前期幾乎一致，只有在后期出現微小偏差；(2)對比曲線c和曲線a，在無GPS信號情況下，未負載本發明所述系統、并未采用本發明所述方法進行導航得到的運行曲線，與GPS導航曲線相差很多，且是在運行前期即出現較大的偏差。因此，說明本發明所述系統以及本發明所述方法能夠為飛行器在無GPS情況下提供精確導航。在本發明中，x表示沿x軸方向的位置，y表示沿y軸方向的位置，z表示沿z軸方向的位置，Vx表示在x軸方向上的速度，Vy表示在y軸方向上的速度，Vz表示在z軸方向上的速度，表示俯仰角，ψ表示偏航角，表示俯仰角速率，表示偏航角速率，δe表示俯仰舵偏角，δr表示偏航舵偏角，α表示攻角，β表示側滑角，表示彈道偏角，θ表示彈道傾角。k表示當前時刻，k+1表示下一時刻，T為取樣周期，短時間是指10s以內，所述實時是指不斷地、每一時刻。所述俯仰力是指使飛行器產生俯仰方向運動的升力，所述偏航力是指使飛行器產生偏航運動的側向力。在本發明的描述中，需要說明的是，術語“內”等指示的方位或位置關系為基于本發明工作狀態下的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或模塊必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。以上結合了優選的實施方式對本發明進行了說明，不過這些實施方式僅是范例性的，僅起到說明性的作用。在此基礎上，可以對本發明進行多種替換和改進，這些均落入本發明的保護范圍內。當前第1頁1 2 3