，选 用适当的大气模型，在假定大气静止的条件下解算出大气相关参数，从而建立大气数据系 统的一个测量基准。根据嵌入式大气数据系统的解算结果，采用加权、滤波、限幅等手段得 到相对于测量基准的增量值。该方案原理简单，在超出嵌入式大气数据系统气动模型允许 的范围也适用，并且能够保证输出结果连续。该方案还可以预防嵌入式大气数据系统在特 定工况下测量准确度显著降低的问题，安全性好。
[0034] (2)嵌入式大气数据系统大气数据解算需要迭代求解非线性方程组，本发明通过 合理选择解算初值可以提高解算效率。
[0035] (3)通过合理设置加权值以及限幅环节的上限值和下限值可以调节嵌入式大气数 据系统的权重，降低未经飞行试验充分验证时使用嵌入式大气数据系统存在的风险。通过 低通滤波环节可以滤除嵌入式大气数据系统引入的高频噪声，但不影响大气数据测量的动 态性能。
[0036] (4)本发明适用于具有同样特征的嵌入式大气数据系统和惯性导航系统，因此通 用性强、适用范围广。
【附图说明】
[0037]图1为本发明的嵌入式大气数据系统与惯性导航系统数据融合原理框图；
[0038] 图2为本发明的静压、动压、攻角和侧滑角数据融合原理框图；
[0039] 图3为本发明的马赫数数据融合原理框图；
[0040] 图4为本发明的嵌入式大气数据系统示意图；
[0041] 图5为本发明的惯性导航系统示意图；
[0042] 图6为标准大气模型示意图；
[0043] 图7为参考大气模型示意图；
[0044] 图8为本发明的嵌入式大气数据系统初值选择流程图。
【具体实施方式】
[0045] 下面结合附图对本发明的【具体实施方式】进行进一步的详细描述。
[0046] 本发明提出了一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，如图1 所示，步骤如下：
[0047] (1)采集惯性导航系统输出的导航信息，所述导航信息包括大地炜度Lat、大地经 度Lon、大地高度H、北向速度1、天向速度Vu、东向速度I、滚转角（K偏航角it和俯仰角 0 ;
[0048] 北向速度Vn、天向速度Vu和东向速度Ve是飞行器相对地球的飞行速度在地理坐标 系中的分量。滚转角巾、偏航角也和俯仰角9是从地理坐标系到机体坐标系的欧拉角。
[0049] 地理坐标系OXdYdZd定义如下：坐标原点0位于飞行器质心，OXd轴在当地水平面内 并指向正北，OYd轴垂直于当地水平面并指向上，OZd轴的指向按右手法则确定。
[0050] 机体坐标系OXbYbZb定义如下：坐标原点0位于飞行器质心，OXb轴平行于飞行器设 计轴线并指向机身头部，OYb轴平行于飞行器纵向对称面并指向机身背部，OZb轴的指向按 右手法则确定。
[0051 ] (2)根据步骤（1)惯性导航系统输出的大地炜度Lat、大地经度Lon、大地高度H和 当前时间Time，基于选定的大气模型，计算得到大气温度T、静压Ps、密度P和声速a;
[0052] 所述当前时间是指计算机时钟提供的UTC时间，其中包含季节、月份信息。
[0053] (3)根据步骤⑴惯性导航系统输出的大地高度H、北向速度1、天向速度Vu、东向 速度L、滚转角（K偏航角iK俯仰角0和步骤（2)得到的大气温度T、静压Ps、密度P、声 速a完成INS大气数据解算，计算得到真空速V、马赫数Ma、动压q。、攻角a和侧滑角0;
从地理坐标系到机体坐标系的坐标变换矩阵。
[0061] (4)根据当前时刻INS大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选 择FADS解算初值，当所选解算初值满足FADS运行条件时，启动FADS大气数据解算，进入步 骤（5);否则不启动FADS大气数据解算，当前时刻FADS大气数据解算结果不可用，进入步 骤⑹；
[0062] 所述FADS运行条件是指嵌入式大气数据系统气动模型所要求的马赫数范围、攻 角范围或侧滑角范围，只有在允许的范围之内嵌入式大气数据系统才能正常工作。
[0063] (5)根据步骤⑷得到的解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值Pp P2、 P3、…、Pn完成FADS大气数据解算，计算得到马赫数Ma、攻角a、侧滑角0、静压Ps和动压 Qc ；
[0064] 所述压力值与飞行器表面的测压孔一一对应。
[0065] (6)判断当前时刻FADS大气数据解算结果是否可用，如果FADS大气数据解算结果 不可用则将当前时刻INS大气数据解算结果作为大气数据融合处理结果输出；否则采用加 权、滤波、限幅等手段按照如下步骤进行大气数据融合处理，并将处理结果作为大气数据测 量结果输出：
[0066] (6. 1)如图2所示，对静压、动压、攻角和侧滑角采用加权、滤波、限幅等手段进行 融合处理：
[0067]Ps=(Ps)ins+LIM(DPSUL,KPS* ((Ps) FADS- (Ps) INS) * (I/ (TPSs+l)),DPSLL)
[0068] qc= (q c) INS+UM (DQCUL，KQC* ((qc) FADS_ (qc) INS) * (lAl^s+l))，DQCLL)
[0069]a=aINS+LIM(DAUL，KA* (aFADS-aINS) * (I/ (TAs+l))，DALL)
[0070] 0 = 0 ins+UM(DBUL，KB*(0fads-0ins)*(1ATbs+1))，DBLL)
[0071](Ps)INS、（q。)INS、a燃和0燃分别表示INS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和 侦隨角；(Ps) fads、（qJFADS、a_和0 ^分别表示FADS大气数据解算得到的静压、动压、攻角 和侧滑角；KPS、KQC、KA和KB是在区间[0, 1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数 据解算结果；1八1'#+1)、1八!'(^+1)、1八1>+1)和1八1^+1)是一阶惯性环节的传递函数， 用于低通滤波，其中1^、1^、1\和1\根据大地高度11、马赫数1&1、动压(1扇定山頂（*，*，〇 为限幅环节，DPSUL和DPSLL分别是静压增量的上限值和下限值，DQ⑶L和DQCLL分别是动 压增量的上限值和下限值，DAUL和DALL分别是攻角增量的上限值和下限值，DBUL和DBLL 分别是侧滑角增量的上限值和下限值，所述上限值和下限值根据大地高度H、马赫数Ma、动 压q。确定；
[0072] 所述加权值KPS、KQC、KA和KB代表FADS大气数据解算结果的权重，根据不同飞行 状态下FADS大气数据解算结果的准确度来确定。
[0073] 所述一阶惯性环节的参数TPS、TQe、TjPTB根据不同飞行状态下大气数据测量的频 域特征来确定，一般可都取1。
[0074] 所述一阶惯性环节低通滤波器也可由形式更复杂的模拟或数字滤波器来代替。
[0075] 所述上限值和下限值可基于数学仿真、半实物仿真或飞行试验所获得的不同飞行 状态下相应参数的实际变化范围或允许变化范围来确定。
[0076] (6. 2)如图3所示，根据静压和动压的融合处理结果计算得到马赫数MaTMP，将该马 赫数与INS大气数据解算结果中的马赫数采用加权、滤波、限幅等手段进行融合处理。
[0077] 根据静压和动压按下列等式关系解算马赫数：
[0079] 对马赫数MaTM#PINS大气数据解算结果中的马赫数进行融合处理：
[0080] Ma=MaINS+UM(DMAUL，KMA* (MaTMP-MaINS) * (I/ (Tms+1))，DMALL)
[0081 ]MaINS表示INS大气数据解算得到的马赫数；KM是在区间[0, 1]取值的加权值，若 取0则直接输出INS大气数据解算结果；1ATmas+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通 滤波，其中Tma根据大地高度H、马赫数Ma、动压q。确定；UM( ?，?，?）为限幅环节，DMAUL 和DMALL分别是马赫数增量的上限值和下限值，所述上限值和下限值根据大地高度H、马赫 数Ma、动压q。确定；
[0082] 所述加权值KM代表FADS大气数据解算结果的权重，根据不同飞行状态下FADS 大气数据解算结果的准确度来确定。
[0083] 所述一阶惯性环节的参数Tma根据不同飞行状态下大气数据测量的频域特征来确 定，一般可取1。
[0084] 所述一阶惯性环节低通滤波器也可由形式更复杂的模拟或数字滤波器来代替。
[0085] 所述上限值和下限值可基于数学仿真、半实物仿真或飞行试验所获得的不同飞行 状态下相应参数的实际变化范围或允许变化范围来确定。
[0086] 本发明的限幅环节LIM( ?，?，?）的定义如下：
[0087] 限幅环节UM(UL，X，LL)的输入为变量X，限幅环节用于将输出限定在上限值UL和 下限值LL之间，上限值UL不小于下限值LL，当X不小于UL时限幅环节的输出为UL，当X 不大于LL时限幅环节的输出为LL，当X在UL和LL之间时限幅环节的输出为X。
[0088] (6. 3)根据马赫数、动压和静压的融合处理结果和声速a，采用常规方法计算得到 真空速V、校准空速V。、气压高度Hp和升降速度。
[0089] 如图4所示，所述嵌入式大气数据系统是指仅通过飞行器表面压力测量就能进行 大气数据解算的一类大气数据系统，其中最具代表性的是曾应用于F-18HARV和X-33的嵌 入式大气数据系统。与常规大气数据系统相比，嵌入式大气数据系统没有空速管、L型探头、 锥形探头或风标等突起物，只有分布于飞行器表面且数量有限的测压孔。测压孔数量n与 嵌入式大气数据系统的设计方案及余度配置有关，对于单余度嵌入式大气数据系统测