一種航空器組合導航方法和裝置與流程
本發明實施例涉及導航技術，尤其涉及一種航空器組合導航方法和裝置。
背景技術：
旋翼航空器是一種重于空氣的航空器，其在空中的升力由一個或多個旋翼與空氣進行相對運動的反作用獲得。對于旋翼航空器尤其是多旋翼航空器，在自動和半自動飛行中，準確的導航解算是自動駕駛儀進行自動飛行和控制的基礎。自動駕駛儀在飛行過程中需要實時了解航空器的飛行情況，如飛行速度、坐標等參數，目前的旋翼航空器組合導航算法所使用的慣性導航模型存在錯誤，錯誤是由于沒有考慮的旋翼的氣動阻力，由此獲得的無人機的飛行參數無法用于對無人機的精確導航控制。
技術實現要素：
本發明提供一種航空器組合導航方法和裝置，利用考慮了旋翼氣動力和空速的關系的動力學方程，并根據空速、地速和環境風速的關系構建旋翼飛行器飛行參數的過程模型，將慣性元件得到的加速度信息，定位元件得到的地速，位置信息以及風速統計特征量等與根據所述過程模型求得的加速度、地速和風速等進行數據融合給出飛行器的地速、空速和風速，并在定位元件無法正常提供速度和位置信息的情況下仍可解算出足夠精度的速度和位置，以實現對航空器飛行狀態的精確計算。
第一方面，本發明實施例提供了一種航空器組合導航方法，包括：
以周期dt從機載測量元件中讀取當前飛行時刻的測量量和輸入量，并進行記錄；
獲取航空器在上一飛行時刻記錄的狀態量和輸入量；
依據所述上一飛行時刻記錄的狀態量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當前時刻的預估狀態量；
依據所述預估狀態量、當前時刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當前時刻的預估測量量；
依據所述預估測量量、所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進行數據處理，依據所述數據處理的結果和所述預估狀態量確定所述航空器在當前飛行時刻的狀態量，并進行記錄。
第二方面，本發明實施例還提供了一種航空器組合導航裝置，包括：
獲取模塊，用于以周期dt從機載測量元件中讀取當前飛行時刻的測量量和輸入量，并進行記錄，以及獲取航空器在上一飛行時刻記錄的狀態量和輸入量；
預估狀態量確定模塊，用于依據所述上一飛行時刻記錄的狀態量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當前時刻的預估狀態量；
預估測量量確定模塊，用于依據所述預估狀態量、當前時刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當前時刻的預估測量量；
狀態量確定模塊，用于依據所述預估測量量、所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進行數據處理，依據所述數據處理的結果和所述預估狀態量確定所述航空器在當前飛行時刻的狀態量，并進行記錄。
本發明解決了由于目前組合導航算法所使用的慣性導航過程模型存在錯誤導致的飛行參數計算不準確的問題，以實現對航空器飛行狀態的精確計算。
附圖說明
通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、目的和優點將會變得更明顯：
圖1是本發明實施例提供的一種航空器組合導航方法的流程圖；
圖2是本發明實施例提供的一種航空器組合導航裝置的結構框圖；
圖3是本發明實施例提供的一種航空器組合導航計算東向速度的結果圖；
圖4是本發明實施例提供的一種航空器組合導航計算北向速度的結果圖。
具體實施方式
下面結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。可以理解的是，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋本發明，而非對本發明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發明相關的部分而非全部結構。
圖1是本發明實施例提供的一種航空器組合導航方法的流程圖，本實施例可適用于航空器在飛行過程中對其飛行狀態的各個參量進行計算的情況，該方法可以由航空器控制器來執行，如圖1所示，本實施例提供的具體方案如下：
S101、以周期dt從機載測量元件中讀取當前飛行時刻的測量量和輸入量，并進行記錄，獲取航空器在上一飛行時刻記錄的狀態量和輸入量。
本實施例中，航空器飛行狀態量在計算完畢后會自動保存以用于后續的飛行狀態參量的估計和運算，若為初始計算，可將該飛行狀態量全部設置為零，后續計算完畢后進行更新記錄。飛行狀態量可以是航空器飛行過程中的飛行速度、GPS坐標等。當前時刻的測量量可以是航空器飛行時的加速度等。輸入量可以是航空器坐標系到地球坐標系的旋轉矩陣。
S102、依據所述上一飛行時刻記錄的狀態量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當前時刻的預估狀態量。
本實施例中，通過將上一飛行時刻記錄的狀態量、輸入量代入到過程模型公式，即可得到當前時刻的預估狀態量。
示例性的，所述依據所述上一飛行時刻記錄的狀態量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當前時刻的預估狀態量包括：
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv、bv∞和輸入量R代入第一過程模型公式
得到和所述狀態量bv與bv∞對應的時間導數和其中，bv代表航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度，bv∞代表航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質量，g代表重力加速度，R代表航空器坐標系到地球坐標系的旋轉矩陣，ηv代表bv的過程噪聲，η∞代表bv∞的過程噪聲，所述第一過程模型公式中，矩陣N為：
其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標系x軸方向上的氣動阻力系數，υ為航空器旋翼在航空器坐標系y軸方向上的氣動阻力系數，v為航空器旋翼在航空器坐標系z軸方向上的推力系數，ω代表航空器旋翼的轉速；
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv和bv∞分別加上和與時間dt的乘積得到當前時刻的預估狀態量bv和bv∞。
其中，地球坐標系指與地球固連的右手坐標系，采用東、北、天為三軸分量；航空器坐標系指與航空器機體固連的右手坐標系，原點位于航空器機體質心。其中，bv的三軸分量為：
的三軸分量為：
S103、依據所述預估狀態量、當前時刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當前時刻的預估測量量。
示例性的，所述依據所述預估狀態量、當前時刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當前時刻的預估測量量包括：
將所述預估狀態量bv、和當前時刻的輸入量R代入第一測量模型公式
得到預估測量量ba、evh和evwv，其中ba代表航空器坐標系中的航空器的加速度，evh代表地球坐標系中航空器相對于地球坐標的速度水平分量，evwv代表地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度垂直分量，ηa代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：
S104、依據所述預估測量量、所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進行數據處理，依據所述數據處理的結果和所述預估狀態量確定所述航空器在當前飛行時刻的狀態量，并進行記錄。
本實施例中，所述依據所述預估測量量、所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進行數據處理，依據所述數據處理的結果和所述預估狀態量確定所述航空器在當前飛行時刻的狀態量包括：
依據所述預估測量量和所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲的均值、方差和協方差確定當前飛行時刻的修正量；
依據所述修正量對所述預估狀態量進行修正得到所述航空器在當前飛行時刻的狀態量。
本實施例實現了對航空器飛行狀態的精確計算。
在上述方案的基礎上，可選的，所述依據所述上一飛行時刻記錄的狀態量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當前時刻的預估狀態量包括：
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv、bv∞以及μ、υ、v和輸入量R代入第二過程模型公式
得到和所述狀態量bv、bv∞以及μ、υ、v對應的時間導數以及和其中，bv代表航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度，bv∞代表航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度，μ為航空器旋翼在航空器坐標系x軸方向上的氣動阻力系數，υ為航空器旋翼在航空器坐標系y軸方向上的氣動阻力系數，v為航空器旋翼在航空器坐標系z軸方向上的推力系數，g代表重力加速度，R代表航空器坐標系到地球坐標系的旋轉矩陣，ηv代表bv的過程噪聲，η∞代表bv∞的過程噪聲，ημ、ηυ和ηv分別為μ、υ、v對應的過程噪聲，所述第二過程模型公式中，矩陣N為：
其中，ω代表航空器旋翼的轉速；
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv、bv∞、μ、υ和v分別加上各自與時間dt的乘積得到當前時刻的預估狀態量bv、bv∞、μ、υ和v。
所述依據所述預估狀態量、當前時刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當前時刻的預估測量量包括：
將所述預估狀態量bv、bv∞、μ、υ、v以及當前時刻的輸入量R代入第二測量模型公式
得到預估測量量ba、evh和evwv，其中ba代表航空器坐標系中的航空器的加速度，evh代表地球坐標系中航空器相對于地球坐標的速度水平分量，evwv代表地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度垂向分量，ηa代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：
當機載導航元件中途失效時，所述依據所述預估狀態量、當前時刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當前時刻的預估測量量包括：
將所述預估狀態量中的bv、bv∞和當前時刻的輸入量R代入第三測量模型公式
ba和evw，其中ba代表航空器坐標系中的航空器的加速度，evw代表地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度，ηa代表加速度計的三軸測量噪聲，ηw代表地球坐標系中空氣速度的測量噪聲，bv代表航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度，bv∞代表航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質量，R代表航空器坐標系到地球坐標系的旋轉矩陣，所述第三測量模型公式中，矩陣N為：
其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標系x軸方向上的氣動阻力系數，υ為航空器旋翼在航空器坐標系y軸方向上的氣動阻力系數，v為航空器旋翼在航空器坐標系z軸方向上的推力系數，ω代表航空器旋翼的轉速。計算結果如圖3和圖4所示，圖3是本發明實施例提供的一種航空器組合導航計算東向速度的結果圖，其中，虛線代表本實施例方法解算得到的航空器飛行過程中東向速度的速度值，實線為GPS測量值，通過圖中可直觀的比較出，在125秒GPS信號不參與解算即失靈情況下，本方案解算得到的航空器的東向飛行速度和GPS測量值基本吻合。圖4是本發明實施例提供的一種航空器組合導航計算北向速度的結果圖，和圖3類似，在125秒GPS信號不參與解算的情況下，本實施例方法得到的航空器的北向速度和GPS測量值基本吻合，證明本方案較優。
本實施例中，所述地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度evw由機載導航元件失效前記錄的航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度bv和航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度bv∞矢量求和并轉換到地球坐標系中的統計平均得到。
本實施例中，在得到所述航空器在當前飛行時刻的狀態量之后，還包括：
將所述當前飛行時刻的狀態量bv∞代入氣壓誤差補償公式
得到氣壓補償誤差εbaro，其中，ρ為空氣密度；
將所述氣壓補償誤差εbaro代入公式
h＝h(pbaro+εbaro)
得到所述航空器的飛行高度h，其中pbaro為氣壓計測得的壓力。
圖2是本發明實施例提供的一種航空器組合導航裝置的結構框圖，所述裝置用于執行上述實施例提供的航空器組合導航方法，具備執行方法相應的功能模塊和有益效果。如圖2所示，所述裝置包括獲取模塊1，預估狀態量確定模塊2，預估測量量確定模塊3,狀態量確定模塊4。
其中，獲取模塊1用于以周期dt從機載測量元件中讀取當前飛行時刻的測量量和輸入量，并進行記錄，以及獲取航空器在上一飛行時刻記錄的狀態量和輸入量；
預估狀態量確定模塊2用于依據所述上一飛行時刻記錄的狀態量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當前時刻的預估狀態量；
預估測量量確定模塊3用于依據所述預估狀態量、當前時刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當前時刻的預估測量量；
狀態量確定模塊4用于依據所述預估測量量、所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進行數據處理，依據所述數據處理的結果和所述預估狀態量確定所述航空器在當前飛行時刻的狀態量，并進行記錄。
本實施例提供的行器組合導航裝置，解決了由于目前組合導航算法所使用的慣性導航過程模型存在錯誤導致的飛行參數計算不準確的問題，實現了對航空器飛行狀態的精確計算。
在上述技術方案的基礎上，所述預估狀態量確定模塊具體用于：
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv、bv∞和輸入量R代入第一過程模型公式
得到和所述狀態量bv與bv∞對應的時間導數和其中，bv代表航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度，bv∞代表航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質量，g代表重力加速度，R代表航空器坐標系到地球坐標系的旋轉矩陣，ηv代表bv的過程噪聲，η∞代表bv∞的過程噪聲，所述第一過程模型公式中，矩陣N為：
其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標系x軸方向上的氣動阻力系數，υ為航空器旋翼在航空器坐標系y軸方向上的氣動阻力系數，v為航空器旋翼在航空器坐標系z軸方向上的推力系數，ω代表航空器旋翼的轉速；
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv和bv∞分別加上和與時間dt的乘積得到當前時刻的預估狀態量bv和bv∞；
所述預估測量量確定模塊具體用于：
將所述預估狀態量bv、bv∞和當前時刻的輸入量R代入第一測量模型公式
得到預估測量量ba、evh和evwv，其中ba代表航空器坐標系中的航空器的加速度，evh代表地球坐標系中航空器相對于地球坐標的速度水平分量，evwv代表地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度垂直分量，ηa代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：
相應的，所述狀態量確定模塊具體用于：
依據所述預估測量量和所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲的均值、方差和協方差確定當前飛行時刻的修正量；
依據所述修正量對所述預估狀態量進行修正得到所述航空器在當前飛行時刻的狀態量；
或者，所述預估狀態量確定模塊具體用于：
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv、bv∞以及μ、υ、v和輸入量R代入第二過程模型公式
得到和所述狀態量bv、bv∞以及μ、υ、v對應的時間導數以及和其中，bv代表航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度，bv∞代表航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度，μ為航空器旋翼在航空器坐標系x軸方向上的氣動阻力系數，υ為航空器旋翼在航空器坐標系y軸方向上的氣動阻力系數，v為航空器旋翼在航空器坐標系z軸方向上的推力系數，g代表重力加速度，R代表航空器坐標系到地球坐標系的旋轉矩陣，ηv代表bv的過程噪聲，η∞代表bv∞的過程噪聲，ημ、ηυ和ηv分別為μ、υ、v對應的過程噪聲，所述第二過程模型公式中，矩陣N為：
其中，ω代表航空器旋翼的轉速；
將所述上一飛行時刻記錄的狀態量bv、bv∞、μ、υ和v分別加上各自與時間dt的乘積得到當前時刻的預估狀態量bv、bv∞、μ、υ和v；
所述預估測量量確定模塊具體用于：
將所述預估狀態量bv、bv∞、μ、υ、v以及當前時刻的輸入量R代入第二測量模型公式
得到預估測量量ba、evh和evwv，其中ba代表航空器坐標系中的航空器的加速度，evh代表地球坐標系中航空器相對于地球坐標的速度水平分量，evwv代表地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度垂向分量，ηa代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：
相應的，所述狀態量確定模塊具體用于：
依據所述預估測量量和所述讀取到的當前飛行時刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲的均值、方差和協方差確定當前飛行時刻的修正量；
依據所述修正量對所述預估狀態量進行修正得到所述航空器在當前飛行時刻的狀態量；
當機載導航元件中途失效時，所述預估測量量確定模塊具體用于：
將所述預估狀態量中的bv、bv∞和當前時刻的輸入量R代入第三測量模型公式
ba和evw，其中ba代表航空器坐標系中的航空器的加速度，evw代表地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度，ηa代表加速度計的三軸測量噪聲，ηw代表地球坐標系中空氣速度的測量噪聲，bv代表航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度，bv∞代表航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質量，R代表航空器坐標系到地球坐標系的旋轉矩陣，所述第三測量模型公式中，矩陣N為：
其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標系x軸方向上的氣動阻力系數，υ為航空器旋翼在航空器坐標系y軸方向上的氣動阻力系數，v為航空器旋翼在航空器坐標系z軸方向上的推力系數，ω代表航空器旋翼的轉速；
其中，所述地球坐標系中空氣相對于地球坐標系的速度evw由機載導航元件失效前記錄的航空器坐標系中航空器相對于地球坐標系的速度bv和航空器坐標系中空氣相對于航空器的速度bv∞矢量求和并轉換到地球坐標系中的統計平均得到；
該裝置還包括氣壓補償確定模塊，具體用于：
將所述當前飛行時刻的狀態量bv∞代入氣壓誤差補償公式
得到氣壓補償誤差εbaro，其中，ρ為空氣密度；
將所述氣壓補償誤差εbaro代入公式
h＝h(pbaro+εbaro)
得到所述航空器的飛行高度h，其中pbaro為氣壓計測得的壓力。
注意，上述僅為本發明的較佳實施例及所運用技術原理。本領域技術人員會理解，本發明不限于這里所述的特定實施例，對本領域技術人員來說能夠進行各種明顯的變化、重新調整和替代而不會脫離本發明的保護范圍。因此，雖然通過以上實施例對本發明進行了較為詳細的說明，但是本發明不僅僅限于以上實施例，在不脫離本發明構思的情況下，還可以包括更多其他等效實施例，而本發明的范圍由所附的權利要求范圍決定。
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