一种飞行器自主导航系统及导航方法技术方案

本发明专利技术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；本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器自主导航系统，具体地，涉及一种应对无GPS信号情况的飞行器自主导航系统。
技术介绍
采用卫星制导体制的飞行器具有飞行时间长、飞行范围广、制导成本低、精度高等优点，但是在飞行过程中，由于各种干扰、器件原因，可能会出现信息丢失现象，这样我们就无法获知飞行器的速度位置状态信息，如何在信息丢失情况下准确的得到飞行器的状态信息就十分重要。但是目前没有该针对于该问题的具体解决方案。
技术实现思路
为了克服上述问题，本专利技术人进行了锐意研究，设计出一种飞行器自主导航系统和方法，用于应对无GPS信号的情况，从而完成本专利技术。本专利技术一方面提供了一种飞行器自主导航系统，应对无GPS信号的情况，具体体现在以下方面：(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，其中，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，以及飞行器在各空间方向上的速度，以(Vx、Vy、Vz)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的俯仰舵偏角和偏航舵偏角，分别以δe(k)和δr(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。本专利技术另一方面更还提供了：(2)一种利用上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空间各方向上的速度，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。附图说明图1示出本专利技术所述飞行器自主导航系统的结构示意图；图2示出离散数据预处理子模块的结构示意图；图3示出离散数据后处理子模块的结构示意图；图4示出本专利技术所述飞行器自主导航系统的工作流程图；图5示出实验例的仿真模拟结果。附图标记1-时钟信号模块2-卫星信号接收模块3-角速率陀螺4-IMU模块5-舵偏电位计6-微处理器61-当前参数处理模块62-未来参数处理模块621-状态空间子模块622-离散空间子模块623-离散数据预处理子模块6231-积分处理子模块6232-弹道倾角获得子模块6233-弹道偏角获得子模块624-离散数据后处理子模块6241-速度获得子模块6242-空间位置获得子模块7-航向控制模块具体实施方式下面通过附图对本专利技术进一步详细说明。通过这些说明，本专利技术的特点和优点将变得更为清楚明确。本专利技术一方面提供了一种飞行器自主导航系统，用于应对无GPS信号情况下的导航，其中，如图1所示，所述系统包括时钟信号模块1、卫星信号接收模块2、角速率陀螺3、IMU模块4、舵偏电位计5、微处理器6和航向控制模块7；其中：所述时钟信号模块1用于计时；所述卫星信号接收模块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)，以及飞行器在空间各方向上的速度，以(Vx、Vy、Vz)；所述角速率陀螺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；所述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；所述舵偏电位计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δe(k)和δr(k)表示；所述微处理器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输出的飞行器当前时刻的飞行参数，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；所述航向控制模块7用于接收微处理器6获得的下一时刻的飞行参数，并进行航向控制。其中，在本专利技术中，对于卫星信号接收模块2而言，主要利用其在卫星信号消失时接收到的卫星信号，以卫星信号消失时为零时刻，将零时刻的卫星信号表示如下：飞行器的空间位置x(0)、y(0)和z(0)，以及飞行器在空间各方向上的速度Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)，然后利用上述卫星信号为初始信号进行未来(下一时刻)参数估计，得到下一时刻的飞行参数，再利用下一时刻的飞行参数估计下下时刻的飞行参数，依次进行数据更新与处理，不断得到航向信息，最终实现导航。根据本专利技术一种优选的实施方式，如图1所示，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的参数信息，得到飞行器当前时刻的攻角α(k)和侧滑角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参数信息获得飞行器下一时刻的飞行参数，得到航向信息，并传输给航向控制模块7，最终实现导航。根据本专利技术一种优选的实施方式，所述当前参数处理模块61对初始参数信息进行如式(61-1)和式(61-2)所示处理：在本专利技术中，如图4所示，和ψ(k)为IMU模块4实时输出的飞行器在k时刻的实际值，即在利用当前参数处理模块61获得当前时刻的攻角α(k)和侧滑角β(k)时，采用的和ψ(k)为IMU模块4实时输出的实际值；对于Vx(k)、Vy(k)和Vz(k)：当k为0时，即零时刻时，Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)为卫星信号接收模块2的输出数据；当k大于0时，Vx(k)、Vy(k)和Vz(k)为未来参数估计模块62处理得到的数据重新传输给当前参数处理模块61进行数据更新。在进一步优选的实施方式中，如图4所示，所述当前参数处理模块61将得到的当前时刻的攻角α(k)和侧滑角β(k)输出给未来参数估计模块62，进行未来(下一时刻)参数的估计。根据本专利技术一种优选的实施方式，如图1所示，所述未来参数估计模块62包括状态空间子模块621、离散化空间子模块622、离散数据预处理子模块623和离散数据后处理子模块624，其中：在所述状态空间子模块621内集成状态空间；所述离散化空间子模块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，得到飞行器下一时刻的攻角和下一时刻的侧滑角，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，分本文档来自技高网...

【技术保护点】
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(Vx、Vy、Vz)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δe(k)和δr(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。

【技术特征摘要】
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(Vx、Vy、Vz)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δe(k)和δr(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；δe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 α = - m z α q S L J z , b α = P + c y α q S m V , a ω x = m y ω ‾ x qSl 2 2 J z V , a δ e = - m z δ e q S L J z b δ e = c y δ e q S m V ; ]]>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；δr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 β = - m y β q S L J y , b β = P -...

【专利技术属性】
技术研发人员：裴培，林德福，王江，王伟，王辉，纪毅，林时尧，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11