CN106248082B - 一种飞行器自主导航系统及导航方法 - Google Patents

一种飞行器自主导航系统及导航方法 Download PDF

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Abstract

本发明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。

Description

一种飞行器自主导航系统及导航方法
技术领域
本发明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。
背景技术
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。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，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，从而完成本发明。
本发明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。
本发明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示出本发明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示出本发明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
下面通过附图对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
本发明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，在本发明中，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。
根据本发明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。
根据本发明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：
在本发明中，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。
根据本发明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，分别表示为和
所述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
所述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飞行参数，所述飞行参数包括飞行器的空间位置(x、y和z)以及空间各方向上的速度(Vx、Vy和Vz)，即得到航向信息。
在进一步优选的实施方式中，如图4所示，在未来参数估计模块62中，离散化空间子模块622对状态空间子模块621进行离散化，并将离散后得到的数据传输给离散数据预处理子模块 623，离散数据预处理子模块623将预处理后的数据传输给离散数据后处理子模块624，进行数据后处理，最终得到飞行器下一时刻的飞行参数。
其中，如图4所示，在离散化空间子模块622中进行数据处理时，采用了如下数据：当前参数处理模块61输出的当前时刻的攻角α(k)和侧滑角β(k)、角速率陀螺3输出的当前时刻的俯仰角速率和偏航角速率以及舵偏电位计5输出的当前时刻的俯仰舵偏角δe(k)和偏航舵偏角δr(k)。
根据本发明一种优选的实施方式，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，具体地，所述俯仰方向状态空间用于得到飞行器下一时刻的攻角(α(k+1))和下一时刻的俯仰角速率所述偏航方向状态空间用于得到飞行器下一时刻的侧滑角 (β(k+1))和下一时刻的偏航角速率
在进一步优选的实施方式中，所述俯仰方向状态空间和偏航方向状态空间分别如式(621-1)和式(621-2)所示：
其中，α表示攻角；表示攻角速率；表示俯仰角速率；表示俯仰角加速率；δe表示俯仰舵偏角；aα、bα、和为符号，其分别代表不同的式子。在式(621-1)中，每一时刻的俯仰舵偏角δe通过舵偏电位计5测量得到，并实时输入到公式(1-1)中进行数据更新；
其中，β表示侧滑角；表示侧滑角速率；表示偏航角速率；表示偏航角加速率；δr表示俯仰舵偏角；aβ、bβ、 和为符号，其分别代表不同的式子。在式(621-2)中，每一时刻的俯仰舵偏角δr通过舵偏电位计5测量得到，并实时输入到公式(621-2)中进行数据更新；
根据本发明一种优选的实施方式，利用离散化空间子模块 622对状态空间子模块621内的俯仰方向状态空间和偏航方向状态空间分别进行离散化，得到离散空间。
其中，若令：
则离散后的系数矩阵分别为G(T)和H(T)，即A由G(T)取代、 B由H(T)取代，其中，采用泰勒公式展开，取前两项实现线性化，得到G(T)＝eAT＝I+AT，其中，A、B、 G(T)和H(T)均为矩阵，I为单位对角矩阵。
同样地，若令：
则离散后的系数矩阵分别为G’(T)和H’(T)，即A’由G’(T)取代、B’由H’(T)取代，其中，采用泰勒公式展开，取前两项实现线性化，得到G’(T)＝eA’T＝I+A’T，其中， A’、B’、G’(T)和H’(T)均为矩阵，I为单位对角矩阵。
在进一步优选的实施方式中，俯仰方向状态空间和偏航方向状态空间经离散化空间子模块622离散后分别得到如式 (622-1)和式(622-2)所示的俯仰方向离散空间和偏航方向离散空间：
其中，在式(622-1)中，T为采样周期，k表示当前时刻， k+1表示下一时刻；α(k+1)为下一时刻的攻角，α(k)为当前时刻的攻角，α(k)由当前参数处理模块61传输得到，为下一时刻的俯仰角速率，为当前时刻的俯仰角速率，由角速率陀螺3传输得到，δe(k)为当前时刻的俯仰舵偏角，δe(k)由舵偏电位计5传输得到。而矩阵系数也均是已知量，因此利用式 (622-1)，并根据当前时刻(k时刻)的参数信息可以得到下一时刻(k+1时刻)的α(k+1)和
其中，在式(622-2)中，T为采样周期，k表示当前时刻， k+1表示下一时刻，β(k+1)表示下一时刻的侧滑角，β(k)为当前时刻的侧滑角，β(k)由当前参数处理模块61传输得到，为下一时刻的偏航角速率，为当前时刻的偏航角速率，由角速率陀螺3传输得到，δr(k)表示当前时刻的偏航舵偏角，δr(k)由舵偏电位计5传输得到。而矩阵系数也均是已知量，因此利用式(622-2)，并根据当前时刻(k时刻)的参数信息可以得到下一时刻(k+1时刻)的β(k+1)和
在本发明中，通过式(622-1)和式(622-2)可以分别得到下一时刻的攻角和俯仰角速率，分别表示为α(k+1)和以及下一时刻的侧滑角和偏航角速率，分别表示为β(k+1)和
在本发明中，在式(621-1)和式(622-1)中，aα、bα、和为符号，其分别代表以下式子：
其中：
动压其中，ρ为空气密度，短时间(10s)内视ρ为常数，V为飞行器的总速度，由于在短时间(10s)内飞行器的总速度几乎不变，因此视速度为常数，但是空间各方向的速度(Vx、Vy和Vz)即使在短时间内也是变化的，因为其方向有调整；
转动惯量Jz、参考面积S、参考长度L、翼展l以及质量m可以在飞行器起飞前测量得到，其均为常数，其中，参考面积S 是指飞行器的翼平面的投影面积，参考长度L是指飞行器的翼的平均气动弦长，质量m是指飞行器的质量。
和为飞行器的气动参数，其在飞行器起飞前可通过风洞试验测得，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。
因此，aα、bα、和均为可以计算出来的数值。
在本发明中，在式(621-2)和式(622-2)中，aβ、bβ、 和为符号，其分别表示如下式子：
其中：
动压其中，ρ为空气密度，短时间(10s)内视ρ为常数，V为飞行器的总速度，由于在短时间(10s)内飞行器的总速度几乎不变，因此视速度为常数，但是空间各方向的速度(Vx、Vy和Vz)即使在短时间内也是变化的，因为其方向有调整；
转动惯量Jy、参考面积S、参考长度L、翼展l以及质量m可以在飞行器起飞前测量得到，其均为常数，其中，参考面积S 是指飞行器的翼平面的投影面积，参考长度L是指飞行器的翼的平均气动弦长，l为翼展，质量m是指飞行器的质量。
和为飞行器的气动参数，其在飞行器起飞前可通过风洞试验测得，其中，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。
因此，aβ、bβ、和均为可以计算出来的数值。
根据本发明一种优选的实施方式，如图4所示，离散数据预处理子模块623和离散数据后处理子模块624对由离散化空间子模块622得到的下一时刻的攻角α(k+1)和下一时刻的俯仰角速率进行数据处理，得到飞行器下一时刻的x、y、Vx和 Vy。
在进一步优选的实施方式中，如图4所示，离散数据预处理子模块623和离散数据后处理子模块624对由离散化空间子模块622得到的下一时刻的侧滑角β(k+1)和下一时刻的偏航角速率进行数据处理，得到飞行器下一时刻的z和Vz。
根据本发明一种优选的实施方式，如图3所示，所述离散数据预处理子模块623包括积分处理子模块6231、弹道倾角获得子模块6232和弹道偏角获得子模块6233。
其中：
所述积分处理子模块6231用于对离散化空间子模块622输出的下一时刻的俯仰角速率和偏航角速率进行积分，得到下一时刻的俯仰角和偏航角ψ(k+1)；
所述弹道倾角获得子模块6232用于对积分处理子模块 6231得到的下一时刻的俯仰角以及离散化空间子模块 622得到的下一时刻的攻角α(k+1)进行数据处理，得到下一时刻的弹道倾角θ(k+1)；
所述弹道偏角获得子模块6233用于对积分处理子模块 6231得到的下一时刻的偏航角ψ(k+1)以及离散化空间子模块 622得到的下一时刻的侧滑角β(k+1)进行数据处理，得到下一时刻的弹道偏角
在进一步优选的实施方式中，所述弹道倾角获得子模块 6232和所述弹道偏角获得子模块6233的数据处理分别如式 (623-2-1)和式(623-2-2)所示，并分别得到飞行器下一时刻的弹道倾角θ(k+1)和弹道偏角
其中，在式(623-2-1)和式(623-2-2)中，α(k+1)和β(k+1) 采用离散化空间子模块622输出的数据，和ψ(k+1)采用积分处理子模块6231输出的数据。
在更进一步优选的实施方式，如图4所示，所述离散数据预处理子模块623将得到的飞行器下一时刻的弹道倾角θ(k+1) 和弹道偏角输出给离散数据后处理子模块624。
根据本发明一种优选的实施方式，如图3所示，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利用弹道倾角θ(k+1)和弹道偏角进行数据处理，得到飞行器下一时刻(k+1时刻) 空间各方向的速度，即Vx(k+1)、Vy(k+1)和Vz(k+1)；所述空间位置获得子模块6242对速度获得子模块6241得到的下一时刻的速度和当前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)。
在进一步优选的实施方式中，所述速度获得子模块6241的数据处理如式(624-1-1)～式(624-1-3)所示：
Vx(k+1)＝V cosθ(k+1) 式(624-1-1)
Vy(k+1)＝V sinθ(k+1) 式(624-1-2)
其中，在式(624-1-1)～式(624-1-3)中，V为飞行器的总速度，其不具有方向性，在短时间内几乎不变，因此，V为常数，因为在本发明中，所述系统用于短时间内的导航，即控制飞行器的方向，而在短时间内飞行的总速度 V几乎不变；θ(k+1)和是由离散数据预处理子模块623获得。
在本发明中，所述短时间是指10s以内。
在更进一步优选的实施方式中，所述空间位置获得子模块 6242的数据处理如式(624-2-1)～式(624-2-3)所示：
x(k+1)＝x(k)+T·Vx(k+1) 式(624-2-1)
y(k+1)＝y(k)+T·Vy(k+1) 式(624-2-2)
z(k+1)＝z(k)+T·Vz(k+1) 式(624-2-3)
其中，在式(624-2-1)～式(624-2-3)中，x(k+1)、y(k+1) 和z(k+1)分别为飞行器下一时刻的空间位置，x(k)、y(k)和z(k) 分别为当前时刻的空间位置，Vx(k+1)、Vy(k+1)和Vz(k+1)分别为下一时刻的在空间各方向上的速度。
在本发明中，卫星信号消失的最后时刻为该系统工作的初始时刻，称为零时刻，则x(0)、y(0)和z(0)以及Vx(0)、Vy(0)和Vz(0) 分别为卫星信号在消失时刻传输给微处理器的信号，即为该系统工作时的初始信号。
本发明另一方面提供了一种利用上述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。
其中，在步骤1中，所述当前参数是指当前时刻的空间各方向上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。
在进一步优选的实施方式中，所述步骤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
在更进一步优选的实施方式中，所述步骤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。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)本发明所提供的系统结构简单，并且处理过程容易。
(2)本发明所提供的系统有效解决了无GPS信号情况下飞行器无法自主飞行的问题；
(3)本发明所提供的系统在无GPS信号下能够为飞行器提供准确导航。
实施例
(1)在卫星信号消失的零时刻，飞行器的空间参数分别为x(0)、y(0)和z(0)以及Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)，俯仰角为偏航角为ψ(0)，俯仰角速率为偏航角速率为俯仰舵偏角为δe(0)和偏航舵偏角为δr(0)；所述系统通过卫星信号接收模块2、角速率陀螺3、IMU模块4和舵偏电位计5将上述初始信息输出给微处理器6，微处理器6接收到上述初始信息后先利用当前参数处理模块61对上述初始信息进行处理，得到初始时刻的攻角α(0)和侧滑角β(0)，具体处理如下：
(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，将零时刻的参数信息α(0)、δe(0)代入式(622-1)中，将β(0)、和δr(0)代入式(622-2)中，分别得到α(1)、以及β(1)、
(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(1)和其中：
(3.1)通过积分处理子模块6231对和进行积分得到和ψ(1)，
(3.2)通过弹道倾角获得子模块6232进行如下处理，得到第一时刻的弹道倾角θ(1)：
(3.3)通过弹道偏角获得子模块6233进行如下处理，得到第一时刻的弹道偏角
(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(第一时刻)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：
(4.1)速度获得子模块6241对θ(1)和进行处理得到 Vx(1)、Vy(1)和Vz(1)：
Vx(1)＝V cosθ(1)，
Vy(1)＝V sinθ(1)，
(4.2)空间位置获得子模块6242对Vx(1)、Vy(1)、Vz(1)以及x(0)、y(0)和z(0)进行处理，得到第一时刻的x(1)、y(1)和z(1)：
x(1)＝x(0)+T·Vx(1)，
y(1)＝y(0)+T·Vy(1)，
z(1)＝z(0)+T·Vz(1)。
根据本发明一种优选的实施方式，在步骤(4)中同时还进行如下处理：将得到的第一时刻的飞行参数重新传输给微处理器6进行数据更新，具体地，将更新的数据传输给当前参数处理模块61进行处理，得到第一时刻的攻角α(1)和侧滑角β(1)，依次重复步骤(2)～步骤(4)，实现下一时刻飞行参数的获得。
实验例
通过仿真模拟分别设计三组实验：
(1)以弹药为本发明所述飞行器，GPS信号无丢失，在 GPS信号下进行导航，得到的运行曲线如图5的曲线a所示；
(2)以弹药为本发明所述飞行器，GPS信号丢失，在其上负载本发明所述系统，并采用本发明所述方法进行导航，具体采用实施例所述方法进行导航，得到运行曲线如图5的曲线b所示；
(3)以弹药为本发明所述飞行器，GPS信号丢失，但未在其上负载本发明所述系统，也未采用本发明所述方法进行导航，得到运行曲线如图5的曲线c所示。
由图5可以看出：
(1)对比曲线b和曲线a，在无GPS信号情况下，负载本发明所述系统、并采用本发明所述方法进行导航得到的运行曲线，与GPS导航曲线类似，前期几乎一致，只有在后期出现微小偏差；
(2)对比曲线c和曲线a，在无GPS信号情况下，未负载本发明所述系统、并未采用本发明所述方法进行导航得到的运行曲线，与GPS导航曲线相差很多，且是在运行前期即出现较大的偏差。
因此，说明本发明所述系统以及本发明所述方法能够为飞行器在无GPS情况下提供精确导航。
在本发明中，x表示沿x轴方向的位置，y表示沿y轴方向的位置，z表示沿z轴方向的位置，Vx表示在x轴方向上的速度，Vy表示在y轴方向上的速度，Vz表示在z轴方向上的速度，表示俯仰角，ψ表示偏航角，表示俯仰角速率，表示偏航角速率，δe表示俯仰舵偏角，δr表示偏航舵偏角，α表示攻角，β表示侧滑角，表示弹道偏角，θ表示弹道倾角。k表示当前时刻，k+1 表示下一时刻，T为取样周期，短时间是指10s以内，所述实时是指不断地、每一时刻。所述俯仰力是指使飞行器产生俯仰方向运动的升力，所述偏航力是指使飞行器产生偏航运动的侧向力。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“内”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或模块必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (3)

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，
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)；
所述飞行参数包括飞行器的空间位置(x、y和z)以及空间各方向上的速度(Vx、Vy和Vz)；
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，
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：
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：
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，Jz和Jy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；。
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
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：
2.根据权利要求1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，分别表示为Vx(k+1)、Vy(k+1)和Vz(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，分别表示为x(k+1)、y(k+1)和z(k+1)；
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：
Vx(k+1)＝Vcosθ(k+1) 式(624-1-1)，
Vy(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·Vx(k+1) 式(624-2-1)，
y(k+1)＝y(k)+T·Vy(k+1) 式(624-2-2)，
z(k+1)＝z(k)+T·Vz(k+1) 式(624-2-3)。
3.利用权利要求1或2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，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；
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；
所述飞行参数包括飞行器的空间位置(x、y和z)以及空间各方向上的速度(Vx、Vy和Vz)。
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