飞行器的飞行轨迹的估计方法、装置及系统制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种飞行器的飞行轨迹的估计方法、装置及系统。其中，该方法包括：在飞行器处于第一阶段的情况下，利用地磁测量所述飞行器的转速；在所述飞行器处于第二阶段的情况下，启动所述惯性传感器，并基于所述地磁测量的所述飞行器的转速和所述惯性传感器获取的所述飞行器的转速，来获取所述惯性传感器的工作状态；所述飞行器处于第三阶段的情况下，基于卫星获取的飞行器数据进行初始对准；所述飞行器处于第四阶段的情况下，基于所述地磁测量的所述飞行器的转速、姿态、位置、速度信息构建卡尔曼滤波器，并利用所述卡尔曼滤波器估计所述飞行器的飞行轨迹。本发明专利技术解决了相关技术中飞行轨迹估计不精确的技术问题。飞行轨迹估计不精确的技术问题。飞行轨迹估计不精确的技术问题。

【技术实现步骤摘要】
飞行器的飞行轨迹的估计方法、装置及系统


[0001]本专利技术涉及导航领域，具体而言，涉及一种高速自旋飞行器的飞行轨迹的估计方法、装置及系统。

技术介绍

[0002]惯性导航作为一种自主式的导航与定位技术，依靠其惯性器件(加速度计、陀螺)测量的载体运动信息来连续推算载体速度、位置和姿态，但是在高动态环境下传感器误差过大甚至超出传感器量程，难以正常工作，因此通常采用地磁和卫星辅助实现飞行器轨迹的轨迹和飞行器制导。
[0003]现有技术中提出了一种高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法中，采用惯性与卫星组合导航的方法，但是其难以在导航系统工作前确定飞行器状态，确定系统开机时间。
[0004]现有技术中还提出了一种旋转体姿态解算方法中，依靠惯性和磁组合的姿态解算方法，但却未涉及系统误差和对传感器的误差测量。
[0005]针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

技术实现思路

[0006]本专利技术实施例提供了一种飞行器的飞行轨迹的估计方法、装置及系统，以至少解决相关技术中飞行轨迹估计不精确的技术问题。
[0007]根据本专利技术实施例的一个方面，提供了一种飞行器的飞行轨迹的估计方法，包括：在飞行器处于第一阶段的情况下，利用地磁测量所述飞行器的转速，其中，所述第一阶段为惯性测量器件失效的阶段；在所述飞行器处于第二阶段的情况下，启动所述惯性传感器，并基于所述地磁测量的所述飞行器的转速和所述惯性传感器获取的所述飞行器的转速，来获取所述惯性传感器的工作状态，其中，所述第二阶段为所述地磁测量的所述飞行器的转速低于设定的阈值的阶段；所述飞行器处于第三阶段的情况下，基于卫星获取的飞行器数据进行初始对准，其中，所述第三阶段是能够通过卫星捕获到所述飞行器数据的阶段，所述飞行器数据包括所述飞行器的姿态、位置、速度信息；所述飞行器处于第四阶段的情况下，基于所述地磁测量的所述飞行器的转速、姿态、位置、速度信息构建卡尔曼滤波器，并利用所述卡尔曼滤波器估计所述飞行器的飞行轨迹，其中，所述第四阶段是所述飞行器达到弹道顶点后的阶段。
[0008]在本专利技术实施例中，分为四个阶段对飞行器的转速测量、初始对准和姿态位置速度解算，解决了相关技术中飞行轨迹估计不精确的技术问题，具有提高飞行轨迹估计精度的有益效果。
附图说明
[0009]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0010]图1是根据本专利技术第一实施例的一种飞行器的飞行轨迹估计方法的流程图；
[0011]图2A是根据本专利技术实施例的一种飞行器的飞行轨迹四个阶段的示意图；
[0012]图2B是根据本专利技术第二实施例的一种飞行器的飞行轨迹估计方法的流程图；
[0013]图3是根据本专利技术第三实施例的一种飞行器的飞行轨迹估计方法的流程图；
[0014]图4是根据本专利技术第四实施例的初始对准的方法的流程图；
[0015]图5是根据本专利技术第五实施例的一种飞行器的飞行轨迹估计方法的流程图；
[0016]图6是根据本专利技术第六实施例的惯导数据处理方法的流程图；
[0017]图7是根据本专利技术第七实施例的惯导数据处理方法的流程图；
[0018]图8是根据本专利技术第八实施例的一种飞行器的飞行轨迹估计方法的流程图；
[0019]图9是根据本专利技术施例的一种飞行器的飞行轨迹估计装置的结构示意图。
具体实施方式
[0020]为了使本
的人员更好地理解本专利技术方案，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本专利技术保护的范围。
[0021]需要说明的是，本专利技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本专利技术的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
[0022]本申请的地磁信号也称为地磁信息或地磁数据，时间窗口也简称为窗口。
[0023]实施例1
[0024]根据本专利技术实施例，提供了一种飞行器的飞行轨迹的估计方法，如图1所示，该方法包括：
[0025]步骤S102，在飞行器处于第一阶段的情况下，利用地磁测量所述飞行器的转速，其中，所述第一阶段为惯性测量器件失效的阶段。
[0026]在一个示例性实施例中，通过所述地磁测量获取地磁信号，循环执行以下，直到所述地磁信号的所有原始值全部计算完毕：获取上一窗口的地磁数据的最大值、最小值和平均值；基于所获取的上一窗口的地磁数据的最大值、最小值和平均值，对当前窗口内实时获取的当前的地磁数据点进行归一化处理，并判断归一化处理后的当前的地磁数据点是否为零点，以找出当前窗口中的相邻两个零点；基于所述相邻两个零点计算所述飞行体在所述相邻两个零点对应的两个时刻内的转速；其中，所述地磁数据由离散的多个所述地磁数据点组成。
[0027]其中，判断归一化处理后的当前的地磁数据点是否为零点包括：获取所述归一化处理后的当前的地磁数据点的左侧的相邻时间间隔采样点的地磁数据值和右侧的相邻时
间间隔采样点的地磁数据值；将左侧的相邻时间间隔采样点的地磁数据值和右侧的相邻时间间隔采样点的地磁数据值相乘，得到结果值；在所述结果值小于零的情况下，判断归一化处理后的当前的地磁数据点为零点，否则不是零点。
[0028]其中，基于所述相邻两个零点计算所述飞行体在所述相邻两个零点对应的两个时刻内的转速包括：将所述相邻两个零点对应的两个时刻的值作为数据分析的特征值；基于所述特征值计算所述两个时刻对应的正弦波的周期；基于所述正弦波的周期计算所述飞行体的转速。
[0029]在所述当前窗口为第一个时间窗口的情况下，在获取上一窗口的地磁数据的最大值、最小值和平均值之前，所述方法还包括：在所述地磁数据中找到所述地磁数据的第一个极大值和第一个极小值；基于所述第一个极大值出现的时间点和第一个极小值出现的时间点划定所述第一个时间窗口的范围；计算所述第一个时间窗口内的地磁数据的最大值、最小值和平均值，并将所计算出的所述第一个时间窗口内的地磁数据的最大值、最小值和平均值分别作为所述上一窗口的地磁数据的最大值、最小值和平均值。
[0030]例如，基于所获取的上一窗口的地磁数据的最大值、最小值和平均值，对当前窗口内实时获取的当前的地磁数据点进行归一化处理，并判断归一化处本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器的飞行轨迹的估计方法，其特征在于，包括：在飞行器处于第一阶段的情况下，利用地磁测量所述飞行器的转速，以估计所述飞行器的飞行轨迹，其中，所述第一阶段为惯性测量器件失效的阶段；在所述飞行器处于第二阶段的情况下，启动所述惯性传感器，并基于所述地磁测量的所述飞行器的转速和所述惯性传感器获取的所述飞行器的转速，来获取所述惯性传感器的工作状态，以估计所述飞行器的飞行轨迹，其中，所述第二阶段为所述地磁测量的所述飞行器的转速低于设定的阈值的阶段；所述飞行器处于第三阶段的情况下，基于卫星获取的飞行器数据进行初始对准，以估计所述飞行器的飞行轨迹，其中，所述第三阶段是能够通过卫星捕获到所述飞行器数据的阶段，所述飞行器数据包括所述飞行器的姿态、位置、速度信息；所述飞行器处于第四阶段的情况下，基于所述地磁测量的所述飞行器的转速、姿态、位置、速度信息构建卡尔曼滤波器，并利用所述卡尔曼滤波器估计所述飞行器的飞行轨迹，其中，所述第四阶段是所述飞行器达到弹道顶点后的阶段。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述地磁测量的所述飞行器的转速和所述惯性传感器获取的所述飞行器的转速，来获取所述惯性传感器的工作状态，包括：基于所述地磁测量的所述飞行器的转速与陀螺仪检测的所述飞行器的转速，来确认飞行轴向陀螺仪工作状态；通过弹道参数，判断加速度计工作状态；其中，所述惯性传感器包括所述陀螺仪和所述加速度计。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于卫星获取的飞行器数据进行初始对准包括：通过所述卫星获取的所述飞行器的运动信息、卫星速度分解角度信息、名义弹道信息、惯性信息进行初始对准。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述地磁测量的所述飞行器的转速、姿态、位置、速度信息构建卡尔曼滤波器包括：通过所述地磁测量，估计所述飞行器的转速与转动差值，通过所述惯性传感器，获取所述飞行器的惯性信息，并通过所述卫星以及名义弹道，进行实时弹道测量与弹道预测，以确定所述卡尔曼滤波器的状态量和观测量；基于所述卡尔曼滤波器的状态量和观测量对所述惯性传感器的输出进行零偏误差修正，并对所述卫星的实时弹道测量与弹道预测进行弹道误差修正。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述状态量包...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏中，刘宁，戚文昊，付梦印，沈凯，邓志红，袁超杰，
申请(专利权)人：北京理工大学南京理工大学，
类型：发明
国别省市：