机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种机载导航数据的离散式卡尔曼滤波处理，特别是设及一种机载导 航数据的截断式卡尔曼滤波方法。其可用于机载卫星通信、飞机遥感、航空摄影、无人机等 应用领域。
【背景技术】
[0002] 飞机在空中飞行时，为了确定其自身位置，需要利用GI^S或者北斗卫星获得实时 的经度、绅度、高度、航向角、速度等各种导航数据。为了消除误差，需要对获得的导航数据 进行预处理。
[0003] 对观测数据预处理方法有很多，包括最小二乘法、样条函授、卡尔曼滤波等等。其 中卡尔曼滤波方法广泛应用于航空航天领域。
[0004] 卡尔曼滤波的显著特点是对状态空间进行动态估计。它采用递推算法，只需要利 用上一个参数的验前估计W及新的观测数据进行状态参数的更新，所W它只需要存储前一 个历元时刻的状态估算数据，无需存储所有的历史观测数据。卡尔曼滤波具有极高的计算 效率，并且可W进行实时估算。
[0005] 在实际工程应用卡尔曼滤波进行导航数据处理时，通常有一个重要的前提，要求 被测量物体的动力学模型具有"一致性"，或者说是"可预测的"。飞机从地面起飞，爬升，平 稳飞行，最后降落，其空间位置应当是连续变化的，从当前位置可W预测出下一位置。在该 个前提下，卡尔曼滤波算法根据当前和历史的数据，剔除测量误差，推算航空器当前正确的 位置。
[0006] 但是实际上我们都有体会，受气流的影响，飞机高度会突然大幅下降。由于该种下 降来自外力（而非来自飞机动力），所W在该瞬间飞机的动力学模型发生突变。传统的卡 尔曼滤波假定飞机的动力学模型是稳定一致的，所W会将该种突跳作为不合理数据进行抑 审IJ。虽然最终卡尔曼滤波会逐渐趋向新的飞行轨迹，但是从出现突跳到趋向实际飞行轨迹 之间的滤波输出是崎变的。请参阅图1，图中的跳动曲线是带有测量误差的数据，较细的光 滑曲线是传统的卡尔曼滤波输出曲线。可W看到，当飞机由于颠鑛出现数据突跳（图中原 始数据大幅度突变处所示）后，传统的卡尔曼滤波输出数据需要大约100秒后才与实际导 航数据重合。
[0007] 由此可见，上述现有的机载导航数据的卡尔曼滤波方法在方法与使用上，显然仍 存在有不便与缺陷，而亟待加W进一步改进。为了解决上述存在的问题，相关厂商莫不费尽 屯、思来谋求解决之道，但长久W来一直未见适用的设计被发展完成，而一般卡尔曼滤波方 法又没有适切的处理方法能够解决上述问题，此显然是相关业者急欲解决的问题。因此如 何能创设一种新的机载导航数据的卡尔曼滤波方法，实属当前重要研发课题之一，亦成为 当前业界极需改进的目标。
【发明内容】
[000引本发明的目的在于，克服现有的机载导航数据的卡尔曼滤波方法存在的缺陷，而 提供一种新的机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法，所要解决的技术问题是当出现由于 飞机颠鑛造成的数据突跳时，卡尔曼滤波输出数据可W迅速的跟踪实际飞行轨迹，同时保 持对测量误差的抑制，从而避免飞机颠鑛发生后一段时间内滤波数据的严重失真，非常适 于实用。
[0009] 本发明的目的及解决其技术问题是采用W下技术方案来实现的。依据本发明提出 的一种机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法，其包括W下步骤：
[0010] 步骤1设置滤波初始条件，选择初值X。和P。；
[0011] 步骤2自适应更新，具体包括：
[0012] (1)根据建立的观测模型Yk=巧Xk+ViU十算中间矩阵；
[0013] (2)根据中间矩阵计算卡尔曼滤波增益矩阵Gk;
[0014] 步骤3根据增益矩阵Gk进行测量值更新，具体包括：
[0015] (1)计算k时刻的递推输出Xk;
[0016] (2)计算k时刻的协方差矩阵Pk;
[0017] 步骤4滤波过程循环执行条件判断，具体包括：
[001引 （1)将计算出的k时刻的状态值Xk、Pk与前一时刻的状态值Xk_i、中进行比较，判 断是否出现数据突跳；
[0019] 似如果未出现数据突跳，则继续滤波循环，并计算Gk、Xk与Pk;
[0020] (3)如果出现数据突跳，判断该数据突跳是否是由于飞机颠鑛所造成；
[002U (4)若不是飞机颠鑛所造成，则继续滤波循环，并计算Gk、Xk与Pk;
[0022] (5)若是飞机颠鑛所造成，则立即终止原滤波过程，重新选择滤波初值X。和P。进 入新的滤波过程。
[0023] 本发明的目的及解决其技术问题还可采用W下技术措施进一步实现。
[0024] 前述的一种机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法，其中所述的初值X。为第一个 实际测量值。
[0025] 前述的一种机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法，其中所述的初值P"=al，其 中a为较大的数，I是单位矩阵。
[0026] 前述的一种机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法，其中，当飞机导航数据出现 突跳时，通过判断数据传输校验和是否正确、数据跳动是否在合理范围、数据跳动是否合乎 动力学原理的方法来判断是否是飞机出现颠鑛造成的。
[0027] 本发明与现有技术相比具有明显的优点和有益效果。借由上述技术方案，本发明 机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法可达到相当的技术进步性及实用性，并具有产业上 的广泛利用价值，其至少具有下列优点：
[002引本发明提出的一种新的卡尔曼滤波方案，其特征是，当颠鑛发生时，就重新定义为 一个新的航段开始，立即终止原来的滤波过程，更换滤波初值，从而进入新的滤波状态。从 整个航次看，卡尔曼滤波被截为若干独立的过程，故称为"截断式卡尔曼滤波"。模拟计算表 明，截断式卡尔曼滤波可W更准确的描述实际飞行轨迹，既保证了对测量误差的抑制，又可 W快速反映飞机位置的突变。
[0029] 上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段， 而可依照说明书的内容予w实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够 更明显易懂，W下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
【附图说明】
[0030] 图1是传统卡尔曼滤波与截断式卡尔曼滤波的效果比较。
[0031] 图2是本发明一种机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法的实现流程图。
【具体实施方式】
[0032] 为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，W下结合 附图及较佳实施例，对依据本发明提出的一种机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法其具 体实施方式、方法、步骤、特征及其功效，详细说明如后。
[0033] 如图2所示，为本发明一种机载导航数据的截断式卡尔曼滤波方法较佳实施例的 实现流程图。
[0034] 根据飞机的动力学模型，建立卡尔曼滤波观测模型：
[0035] Yk=1Ik X.+Vk
[0036] 其中k表示数据测量的时刻，且k= 1，2, 3, 4….，Yk为k时刻的观测矢量，巧为观 测矩阵（又称设计矩阵），Xk为k时刻的状态估值矢量，V;为噪声矩阵。观测矩阵巧根据飞 机的动力学模型来定，不同种类的飞机其观测矩阵也不同，且观测矩阵会随着滤波时刻的 变化而自适应变化，W使滤波结果更为精确。
[003