一种飞行器自主导航系统及导航方法与流程

技术特征：

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。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，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)。

3.根据权利要求1或2所述的系统，其特征在于，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，即得到下一时刻的飞行参数。

4.根据权利要求1至3之一所述的系统，其特征在于，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：

$a_{\mathrm{\α}}=\frac{-m_z^{\mathrm{\α}}qSL}{J_z},b_{\mathrm{\α}}=\frac{P+c_y^{\mathrm{\α}}qS}{mV},a_{{\mathrm{\ω}}_x}=\frac{m_y^{{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_x}{\mathrm{qSl}}^2}{2J_{z}V},a_{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{-m_z^{{\mathrm{\δ}}_e}qSL}{J_z}{b}_{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{c_y^{{\mathrm{\δ}}_e}qS}{mV};$

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：

$a_{\mathrm{\β}}=\frac{-m_y^{\mathrm{\β}}qSL}{J_y},b_{\mathrm{\β}}=\frac{P-c_z^{\mathrm{\β}}qS}{mV},a_{{\mathrm{\ω}}_y}=\frac{-m_y^{{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_y}{\mathrm{qSl}}^2}{J_{y}V},a_{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{-m_y^{{\mathrm{\δ}}_r}qSL}{J_y}{b}_{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{-c_z^{{\mathrm{\δ}}_r}qS}{mV};$

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。

5.根据权利要求1至4之一所述的系统，其特征在于，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

6.根据权利要求5所述的系统，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：

7.根据权利要求1至6之一所述的系统，其中，所述离散数据后处理子模块(624)包括速度获得子模块(6241)和空间位置获得子模块(6242)，其中，

所述速度获得子模块(6241)利用θ(k+1)和进行数据处理，得到飞行器下一时刻在空间各方向上的的速度，即V_x(k+1)、V_y(k+1)和V_z(k+1)；

所述空间位置获得子模块(6242)对速度获得子模块(6241)得到的下一时刻在空间各方向的速度以及当前时刻的空间位置进行数据处理，得到飞行器下一时刻的空间位置，即x(k+1)、y(k+1)和z(k+1)。

8.根据权利要求7所述的系统，其中，

所述速度获得子模块(6241)的数据处理包括如式(624-1-1)～式(624-1-3)所示的过程：

V_x(k+1)＝Vcosθ(k+1) 式(624-1-1)，

V_y(k+1)＝Vsinθ(k+1) 式(624-1-2)，

所述空间位置获得子模块(6242)的数据处理包括如式(624-2-1)～式(624-2-3)所示的过程：

x(k+1)＝x(k)+T·V_x(k+1) 式(624-2-1)，

y(k+1)＝y(k)+T·V_y(k+1) 式(624-2-2)，

z(k+1)＝z(k)+T·V_z(k+1) 式(624-2-3)。

9.利用权利要求1至8之一所述的系统在无卫星信号情况下进行导航的方法，其中，所述方法包括以下步骤：

步骤1、通过当前参数处理模块(61)对当前参数进行处理，得到当前时刻的α(k)和β(k)，并输出给未来参数处理模块(62)；

步骤2、离散空间子模块(622)对空间状态模块(621)进行离散，得到如式(622-1)和式(622-2)所示的离散空间，向式(622-1)和式(622-2)输入当前信息，得到下一时刻的α(k+1)和β(k+1)；

步骤3、利用离散数据预处理子模块(623)进行数据预处理，得到下一时刻的θ(k+1)和

步骤4、利用离散数据后处理子模块(624)进行数据后处理，得到飞行器下一时刻的空间位置以及各空间方向上的速度，即得到航向信息，并将所述航向信息传输给航向控制模块(7)，进行导航；

其中，在步骤1中，所述当前参数是指当前时刻空间各方向的速度以及当前时刻的俯仰角和偏航角；在步骤2中，所述当前信息是指当前时刻的攻角、侧滑角、俯仰角速率和偏航角速率。

10.根据权利要求9所述的方法，其中，

步骤3包括以下子步骤：

步骤3.1、通过积分处理子模块(6231)对和进行积分得到下一时刻的和ψ(k+1)，

步骤3.2、通过弹道倾角获得子模块(6232)进行如下处理，得到下一时刻的θ(k+1)：

步骤3.3、通过弹道偏角获得子模块(6233)进行如下处理，得到下一时刻的弹道偏角

和/或

步骤4还同时进行如下处理：将得到的下一时刻的飞行参数重新传输给当前参数处理模块(61)进行数据更新。