一种无线电辅助航位推算的导航方法与流程

本发明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。

背景技术：

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。

技术实现要素：

本发明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，本发明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，而且当gps失效后仍能够确保全面导航参数精确计算。

本发明的技术方案是：一种无线电辅助航位推算的导航方法，包含以下步骤：

步骤1、采集机载各导航设备输出的参数，所述参数包括：

(1)航姿系统输出的磁航向信息；

(2)大气数据系统输出的真空速、气压高度信息；

(3)测距仪输出的斜距信息；

步骤2、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3、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4、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5、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6、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7、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8、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9、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。

依据上述特征，所述步骤4中航位推算方法为：

根据步骤1得到的当前时刻t的真空速v(t)，步骤3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1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。

依据上述特征，所述步骤5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x，即：进而建立卡尔曼滤波器的状态方程：

其中状态转移矩阵为：

其中，τh、τnw、τew、τφ、τv、τr分别为高度、北向风速、东向风速、真航向、真空速、dme斜距的一阶马尔科夫相关时间。

噪声矩阵为

系统噪声向量为：w＝[nφ,wh,wnw,wew,wφ,wv,wr,wr]^t。

其中，nφ是真航向高斯白噪声，wh、wnw、wew、wφ、wv、wr分别为高度、北向风速、东向风速、真航向、真空速、dme斜距的一阶马尔科夫噪声。

依据上述特征，所述步骤6中量测方程具体为：

根据第i个dme测量的斜距ri、导航台高度hi以及飞机高度h，利用解算出ddmei作为第i个dme测量斜距在水平面投影距离，利用航位推算的纬度l和经度λ与第i个dme导航台的纬度li和经度λi计算出斜距在水平面的投影ddri，即将ddmei与ddri相减作为量测量z＝[ddme1-ddr1ddme2-ddr2]^t，进而建立卡尔曼滤波器量测方程：

z(t)＝h(t)x(t)+v(t)

式中h＝[h11h12]

v＝[v1,v2]^t，v1和v2分别为dme1和dme2的零均值的高斯白噪声，i＝1,2。

依据上述特征，所述步骤7中导航参数误差包括飞机纬度误差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。

依据上述特征，所述步骤8中导航参数计算方法为：

将步骤4得到的将当前时刻t航位推算计算的飞机纬度l(t)、经度λ(t)分别与步骤7卡尔曼滤波估计的纬度误差δl、经度误差δλ相加得到当前时刻t飞机精确的纬度l'(t)、经度λ'(t)。

将步骤1得到的当前时刻测量的t真空速v(t)、气压高度h(t)和步骤3计算得到的真航向φ(t)分别同步骤7卡尔曼滤波估计的真空速误差δv、高度误差δh、真航向误差δφ相加得到当前时刻t飞机精确的真空速v'(t)、气压高度h'(t)和真航向φ'(t)。

上一时刻t-1的北向风速和东向风速分别同步骤7卡尔曼滤波估计得到的北向风速误差东向风速误差相加得到当前时刻t当前时刻的北向风速和东向风速

利用当前时刻t飞机精确的真空速v'(t)、真航向φ'(t)、北向风速和东向风速计算出当前时刻飞机的北向地速vn'(t)、东向地速ve'(t)，具体为：

本发明的有益效果是：

一、本发明方法提出了不使用价格昂贵的惯性导航系统，当gps失效后，充分使用现有的ahrs、dme及adc系统的输出参数，采用综合导航的方法实现飞机导航参数的估计，成本相对于惯性导航/gps系统降低80％以上，方法简单易于实现，特别适用于通航小飞机、无人机等低成本飞机平台。

二、本发明通过航位推算方法，并将修正后的位置和风速反馈，实现飞机位置、地速、风速等导航参数的精确计算，通过导航参数计算方法能够对丰富全面的导航参数进行计算，数据的全面性、连续性与惯性导航相当。

三、本发明通过无线电辅助滤波估计方法对飞机位置、地速、风速、高度、真航向等参数进行精确估计，解决gps失效后的导航参数精确计算问题，导航精度和数据平滑性比单纯无线电导航更优，适用于没有gps条件下的精确导航需求。

附图说明

图1是本发明无线电辅助航位推算的导航方法的结构原理图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步说明。

参看图1，本发明在不使用惯性导航系统和gps的前提下，充分利用现有的ahrs、adc、dme系统的输出参数，实现飞机导航参数的精确计算，包含以下步骤：

步骤1、采集机载各导航设备输出的参数，所述参数包括：

(1)航姿系统输出的磁航向信息；

(2)大气数据系统输出的真空速、气压高度信息；

(3)测距仪输出的斜距信息。

步骤2、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3、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4、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。

航位推算方法为：

根据步骤1得到的当前时刻t的真空速v(t)，步骤3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1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。

步骤5、根据航位推算误差模型和斜距误差模型建立状态方程。

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x，即：进而建立卡尔曼滤波器的状态方程：

其中状态转移矩阵为：

其中，τh、τnw、τew、τφ、τv、τr分别为高度、北向风速、东向风速、真航向、真空速、dme斜距的一阶马尔科夫相关时间。

噪声矩阵为

系统噪声向量为：w＝[nφ,wh,wnw,wew,wφ,wv,wr,wr]^t。

其中，nφ是真航向高斯白噪声，wh、wnw、wew、wφ、wv、wr分别为高度、北向风速、东向风速、真航向、真空速、dme斜距的一阶马尔科夫噪声。

步骤6、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。

量测方程具体为：

根据第i个dme测量的斜距ri、导航台高度hi以及飞机高度h，利用解算出ddmei作为第i个dme测量斜距在水平面投影距离，利用航位推算的纬度l和经度λ与第i个dme导航台的纬度li和经度λi计算出斜距在水平面的投影ddri，即将ddmei与ddri相减作为量测量z＝[ddme1-ddr1ddme2-ddr2]^t，进而建立卡尔曼滤波器量测方程：

z(t)＝h(t)x(t)+v(t)

式中h＝[h11h12]

v＝[v1,v2]^t，v1和v2分别为dme1和dme2的零均值的高斯白噪声，i＝1,2。

步骤7、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。

导航参数误差包括飞机纬度误差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。

步骤8、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。

导航参数计算方法为：

将步骤4得到的将当前时刻t航位推算计算的飞机纬度l(t)、经度λ(t)分别与步骤7卡尔曼滤波估计的纬度误差δl、经度误差δλ相加得到当前时刻t飞机精确的纬度l'(t)、经度λ'(t)。

将步骤1得到的当前时刻测量的t真空速v(t)、气压高度h(t)和步骤3计算得到的真航向φ(t)分别同步骤7卡尔曼滤波估计的真空速误差δv、高度误差δh、真航向误差δφ相加得到当前时刻t飞机精确的真空速v'(t)、气压高度h'(t)和真航向φ'(t)。

上一时刻t-1的北向风速和东向风速分别同步骤7卡尔曼滤波估计得到的北向风速误差东向风速误差相加得到当前时刻t当前时刻的北向风速和东向风速

利用当前时刻t飞机精确的真空速v'(t)、真航向φ'(t)、北向风速和东向风速计算出当前时刻飞机的北向地速vn'(t)、东向地速ve'(t)，具体为：

步骤9、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。