[发明专利]一种飞行器自主导航系统及导航方法

摘要

本发明公开了一种飞行器自主导航系统及导航方法，所述系统包括时钟信号模块、卫星信号接收模块、角速率陀螺、IMU模块、舵偏电位计、微处理器和航向控制模块；在微处理器内设置有当前参数处理模块和未来参数估计模块，其中，所述未来参数估计模块包括状态空间子模块、离散化空间子模块、离散数据预处理子模块和离散数据后处理子模块。所述导航方法如下：步骤1、通过当前参数处理模块获得α(k)和β(k)；步骤2、离散空间子模块对空间状态模块进行离散，得到α(k+1)和β(k+1)；步骤3、利用离散数据预处理子模块获得θ(k+1)和步骤4、利用离散数据后处理子模块获得飞行器下一时刻的航向信息；本发明所提供的系统和方法能够在无GPS信号下为飞行器提供准确导航。

主权项

1.一种飞行器自主导航系统，用于进行无GPS信号情况下的导航，其特征在于，所述系统包括，时钟信号模块(1)，用于计时；卫星信号接收模块(2)，用于接收卫星信号，所述卫星信号包括飞行器的空间位置，以(x，y，z)表示，以及飞行器在空间各方向上的速度，以(V_x，V_y，V_z)表示；角速率陀螺(3)，用于测量飞行器当前时刻的俯仰角速率和偏航角速率，分别以和表示，并同时将和输出给IMU模块(13)和微处理器(6)；IMU模块(4)，用于对角速率陀螺(3)传输的俯仰角速率和偏航角速率进行积分，得到飞行器当前时刻的俯仰角和偏航角，分别以和ψ(k)表示；舵偏电位计(5)，用于测量并输出飞行器当前时刻的俯仰舵偏角和偏航舵偏角，分别以δ_e(k)和δ_r(k)表示；微处理器(6)，用于接收卫星信号接收模块(2)、角速率陀螺(3)、IMU模块(4)和舵偏电位计(5)输出的信息，并进行处理，获得飞行器下一时刻的飞行参数，同时，将获得的飞行参数传输给航向控制模块(7)；和航向控制模块(7)，用于接收微处理器(6)获得的下一时刻的飞行参数，进行航向控制，在微处理器(6)内设置有当前参数处理模块(61)和未来参数估计模块(62)，其中，所述当前参数处理模块(61)用于处理飞行器当前时刻的参数信息，得到飞行器当前时刻的攻角和侧滑角，分别表示为α(k)和β(k)；所述未来参数估计模块(62)用于利用飞行器当前时刻的信息获得飞行器下一时刻的飞行参数，并传输给航向控制模块(7)；所述飞行参数包括飞行器的空间位置(x、y和z)以及空间各方向上的速度(V_x、V_y和V_z)；所述未来参数估计模块(62)包括，状态空间子模块(621)，在其内集成有状态空间；离散化空间子模块(622)，用于对状态空间子模块(621)内的状态空间进行离散化处理，得到下一时刻飞行器的攻角和侧滑角，分别表示为α(k+1)和β(k+1)，以及下一时刻的俯仰角速率和偏航角速率，分别表示为和离散数据预处理子模块(623)，用于对离散化空间子模块(622)得到的数据进行预处理，得到飞行器下一时刻的弹道倾角和弹道偏角，分别表示为θ(k+1)和和离散数据后处理子模块(624)，用于对离散数据预处理子模块(623)得到的数据进行后处理，得到飞行器下一时刻的空间位置以及空间各方向上的速度，在空间状态子模块(621)中，所述状态空间包括俯仰方向状态空间和偏航方向状态空间，其中，所述俯仰方向状态空间经离散化空间子模块(622)进行离散后得到如下式(622‑1)所示的俯仰方向离散空间：在式(622‑1)中，α为攻角；为攻角速率；为俯仰角速率；为俯仰角加速率；δ_e为俯仰舵偏角；k表示当前时刻，k+1表示下一时刻，T表示采样周期；并且：所述偏航方向状态空间经离散化空间子模块(622)进行离散后得到如下式(622‑2)所示的的偏航方向离散空间：在式(622‑2)中，β为侧滑角；为侧滑角速率；为偏航角速率；为偏航角加速率；δ_r为俯仰舵偏角；k表示当前时刻，k+1表示下一时刻，T表示采样周期；并且：其中，为由攻角引起的俯仰力矩系数，为由攻角生成的俯仰力系数，为由滚转角速率引起的偏航力矩系数，为侧滑角引起的偏航力矩系数，为由升降舵生成的俯仰力系数；为由侧滑角引起的偏航力矩系数，为由侧滑角生成的偏航力系数，为由偏航角速率引起的偏航力矩系数，为由方向舵引起的偏航力矩系数，为由方向舵生成的偏航力系数；q表示动压，J_z和J_y分别表示绕Z轴和Y轴的转动惯量，V为飞行器的总速度，S是指飞行器的翼平面的投影面积，L是指飞行器的翼的平均气动弦长，l为翼展，m是指飞行器的质量；。所述离散数据预处理子模块(623)包括，积分处理子模块(6231)，用于对离散化空间子模块(622)输出的和进行积分，得到和ψ(k+1)；弹道倾角获得子模块(6232)，用于对积分处理子模块(6231)得到的以及离散化空间子模块(622)得到的α(k+1)进行数据处理，得到下一时刻的弹道倾角，表示为θ(k+1)；和弹道偏角获得子模块(6233)，用于对积分处理子模块(6231)得到的ψ(k+1)以及离散化空间子模块(622)得到的β(k+1)进行数据处理，得到下一时刻的弹道偏角，表示为其中，所述弹道倾角获得子模块的数据处理包括如式(623‑2‑1)所示的过程：所述弹道偏角获得子模块的数据处理包括如式(623‑2‑2)所示的过程：