CN106871892B - 一种航空器组合导航方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空器组合导航方法和装置，该方法包括：以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录；获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。本方案实现了对航空器飞行状态的精确计算。

Description

一种航空器组合导航方法和装置

技术领域

本发明实施例涉及导航技术，尤其涉及一种航空器组合导航方法和装置。

背景技术

旋翼航空器是一种重于空气的航空器，其在空中的升力由一个或多个旋翼与空气进行相对运动的反作用获得。对于旋翼航空器尤其是多旋翼航空器，在自动和半自动飞行中，准确的导航解算是自动驾驶仪进行自动飞行和控制的基础。自动驾驶仪在飞行过程中需要实时了解航空器的飞行情况，如飞行速度、坐标等参数，目前的旋翼航空器组合导航算法所使用的惯性导航模型存在错误，错误是由于没有考虑的旋翼的气动阻力，由此获得的无人机的飞行参数无法用于对无人机的精确导航控制。

发明内容

本发明提供一种航空器组合导航方法和装置，利用考虑了旋翼气动力和空速的关系的动力学方程，并根据空速、地速和环境风速的关系构建旋翼飞行器飞行参数的过程模型，将惯性元件得到的加速度信息，定位元件得到的地速，位置信息以及风速统计特征量等与根据所述过程模型求得的加速度、地速和风速等进行数据融合给出飞行器的地速、空速和风速，并在定位元件无法正常提供速度和位置信息的情况下仍可解算出足够精度的速度和位置，以实现对航空器飞行状态的精确计算。

第一方面，本发明实施例提供了一种航空器组合导航方法，包括：

以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录；

获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；

依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；

依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；

依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。

第二方面，本发明实施例还提供了一种航空器组合导航装置，包括：

获取模块，用于以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录，以及获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；

预估状态量确定模块，用于依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；

预估测量量确定模块，用于依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；

状态量确定模块，用于依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。

本发明解决了由于目前组合导航算法所使用的惯性导航过程模型存在错误导致的飞行参数计算不准确的问题，以实现对航空器飞行状态的精确计算。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明实施例提供的一种航空器组合导航方法的流程图；

图2是本发明实施例提供的一种航空器组合导航装置的结构框图；

图3是本发明实施例提供的一种航空器组合导航计算东向速度的结果图；

图4是本发明实施例提供的一种航空器组合导航计算北向速度的结果图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

图1是本发明实施例提供的一种航空器组合导航方法的流程图，本实施例可适用于航空器在飞行过程中对其飞行状态的各个参量进行计算的情况，该方法可以由航空器控制器来执行，如图1所示，本实施例提供的具体方案如下：

S101、以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录，获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量。

本实施例中，航空器飞行状态量在计算完毕后会自动保存以用于后续的飞行状态参量的估计和运算，若为初始计算，可将该飞行状态量全部设置为零，后续计算完毕后进行更新记录。飞行状态量可以是航空器飞行过程中的飞行速度、GPS坐标等。当前时刻的测量量可以是航空器飞行时的加速度等。输入量可以是航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵。

S102、依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量。

本实施例中，通过将上一飞行时刻记录的状态量、输入量代入到过程模型公式，即可得到当前时刻的预估状态量。

示例性的，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞和输入量R代入第一过程模型公式

得到和所述状态量^bv与^bv_∞对应的时间导数

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，所述第一过程模型公式中，矩阵N为：

其中，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，v为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv和^bv_∞分别加上

和

与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv和^bv_∞。

其中，地球坐标系指与地球固连的右手坐标系，采用东、北、天为三轴分量；航空器坐标系指与航空器机体固连的右手坐标系，原点位于航空器机体质心。其中，^bv的三轴分量为：

的三轴分量为：

S103、依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量。

示例性的，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：

将所述预估状态量^bv、

和当前时刻的输入量R代入第一测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂直分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，

代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，

代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：

S104、依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。

本实施例中，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。

本实施例实现了对航空器飞行状态的精确计算。

在上述方案的基础上，可选的，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v和输入量R代入第二过程模型公式

得到和所述状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v对应的时间导数

以及

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，v为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，η_μ、η_υ和η_v分别为μ、υ、v对应的过程噪声，所述第二过程模型公式中，矩阵N为：

其中，ω代表航空器旋翼的转速；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和v分别加上

各自与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和v。

所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：

将所述预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ、v以及当前时刻的输入量R代入第二测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂向分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，

代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，

代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：

当机载导航元件中途失效时，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：

将所述预估状态量中的^bv、^bv_∞和当前时刻的输入量R代入第三测量模型公式

^ba和^ev_w，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_w代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度，η_a代表加速度计的三轴测量噪声，η_w代表地球坐标系中空气速度的测量噪声，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，所述第三测量模型公式中，矩阵N为：

其中，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，v为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速。计算结果如图3和图4所示，图3是本发明实施例提供的一种航空器组合导航计算东向速度的结果图，其中，虚线代表本实施例方法解算得到的航空器飞行过程中东向速度的速度值，实线为GPS测量值，通过图中可直观的比较出，在125秒GPS信号不参与解算即失灵情况下，本方案解算得到的航空器的东向飞行速度和GPS测量值基本吻合。图4是本发明实施例提供的一种航空器组合导航计算北向速度的结果图，和图3类似，在125秒GPS信号不参与解算的情况下，本实施例方法得到的航空器的北向速度和GPS测量值基本吻合，证明本方案较优。

本实施例中，所述地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度^ev_w由机载导航元件失效前记录的航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度^bv和航空器坐标系中空气相对于航空器的速度^bv_∞矢量求和并转换到地球坐标系中的统计平均得到。

本实施例中，在得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量之后，还包括：

将所述当前飞行时刻的状态量^bv_∞代入气压误差补偿公式

得到气压补偿误差ε_baro，其中，ρ为空气密度；

将所述气压补偿误差ε_baro代入公式

h＝h(p_baro+ε_baro)

得到所述航空器的飞行高度h，其中p_baro为气压计测得的压力。

图2是本发明实施例提供的一种航空器组合导航装置的结构框图，所述装置用于执行上述实施例提供的航空器组合导航方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。如图2所示，所述装置包括获取模块1，预估状态量确定模块2，预估测量量确定模块3,状态量确定模块4。

其中，获取模块1用于以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录，以及获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；

预估状态量确定模块2用于依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；

预估测量量确定模块3用于依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；

状态量确定模块4用于依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。

本实施例提供的行器组合导航装置，解决了由于目前组合导航算法所使用的惯性导航过程模型存在错误导致的飞行参数计算不准确的问题，实现了对航空器飞行状态的精确计算。

在上述技术方案的基础上，所述预估状态量确定模块具体用于：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞和输入量R代入第一过程模型公式

得到和所述状态量^bv与^bv_∞对应的时间导数

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，所述第一过程模型公式中，矩阵N为：

其中，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，v为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv和^bv_∞分别加上

和

与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv和^bv_∞；

所述预估测量量确定模块具体用于：

将所述预估状态量^bv、^bv_∞和当前时刻的输入量R代入第一测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂直分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，

代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，

代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：

相应的，所述状态量确定模块具体用于：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量；

或者，所述预估状态量确定模块具体用于：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v和输入量R代入第二过程模型公式

得到和所述状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v对应的时间导数

以及

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，v为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，η_μ、η_υ和η_v分别为μ、υ、v对应的过程噪声，所述第二过程模型公式中，矩阵N为：

其中，ω代表航空器旋翼的转速；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和v分别加上

各自与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和v；

所述预估测量量确定模块具体用于：

将所述预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ、v以及当前时刻的输入量R代入第二测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂向分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，

代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，

代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：

相应的，所述状态量确定模块具体用于：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量；

当机载导航元件中途失效时，所述预估测量量确定模块具体用于：

将所述预估状态量中的^bv、^bv_∞和当前时刻的输入量R代入第三测量模型公式

^ba和^ev_w，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_w代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度，η_a代表加速度计的三轴测量噪声，η_w代表地球坐标系中空气速度的测量噪声，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，所述第三测量模型公式中，矩阵N为：

其中，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，v为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；

其中，所述地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度^ev_w由机载导航元件失效前记录的航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度^bv和航空器坐标系中空气相对于航空器的速度^bv_∞矢量求和并转换到地球坐标系中的统计平均得到；

该装置还包括气压补偿确定模块，具体用于：

将所述当前飞行时刻的状态量^bv_∞代入气压误差补偿公式

得到气压补偿误差ε_baro，其中，ρ为空气密度；

将所述气压补偿误差ε_baro代入公式

h＝h(p_baro+ε_baro)

得到所述航空器的飞行高度h，其中p_baro为气压计测得的压力。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (10)

1.一种航空器组合导航方法，其特征在于，包括：

以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录；

获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；

依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；

依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；

依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞和输入量R代入第一过程模型公式

得到和所述状态量^bv与^bv_∞对应的时间导数

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，所述第一过程模型公式中，矩阵N为：

其中，i代表航空器旋翼的编号，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv和^bv_∞分别加上

和

与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv和^bv_∞。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：

将所述预估状态量^bv、^bv_∞和当前时刻的输入量R代入第一测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂直分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，η^ev_h代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，η^εv_wv代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：

相应的，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量包括：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、ν和输入量R代入第二过程模型公式

得到和所述状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、ν对应的时间导数

以及

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，η_μ、η_υ和η_ν分别为μ、υ、ν对应的过程噪声，所述第二过程模型公式中，矩阵N为：

其中，ω代表航空器旋翼的转速，i代表航空器旋翼的编号；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和ν分别加上

各自与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和ν。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：

将所述预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ、ν以及当前时刻的输入量R代入第二测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_k代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂向分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，η^ev_h代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，η^ev_wv代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第二测量模型公式中，矩阵γ为：

相应的，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当机载导航元件中途失效时，所述依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量包括：

将所述预估状态量中的^bv、^bv_∞和当前时刻的输入量R代入第三测量模型公式

^ba和^ev_w，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_w代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度，η_a代表加速度计的三轴测量噪声，η_w代表地球坐标系中空气速度的测量噪声，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，所述第三测量模型公式中，矩阵N为：

其中，i代表航空器旋翼的编号，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；

相应的，所述依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量包括：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度^ev_w由机载导航元件失效前记录的航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度^bv和航空器坐标系中空气相对于航空器的速度^bv_∞矢量求和并转换到地球坐标系中的统计平均得到。

8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，在得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量之后，还包括：

将所述当前飞行时刻的状态量^bv_∞代入气压误差补偿公式

得到气压补偿误差ε_baro，其中，ρ为空气密度；

将所述气压补偿误差ε_baro代入公式

h＝h(p_baro+ε_baro)

得到所述航空器的飞行高度h，其中p_baro为气压计测得的压力。

9.一种航空器组合导航装置，其特征在于，包括：

获取模块，用于以周期dt从机载测量元件中读取当前飞行时刻的测量量和输入量，并进行记录，以及获取航空器在上一飞行时刻记录的状态量和输入量；

预估状态量确定模块，用于依据所述上一飞行时刻记录的状态量、输入量和过程模型确定所述航空器在当前时刻的预估状态量；

预估测量量确定模块，用于依据所述预估状态量、当前时刻的输入量和测量模型确定所述航空器在当前时刻的预估测量量；

状态量确定模块，用于依据所述预估测量量、所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声进行数据处理，依据所述数据处理的结果和所述预估状态量确定所述航空器在当前飞行时刻的状态量，并进行记录。

10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述预估状态量确定模块具体用于：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞和输入量R代入第一过程模型公式

得到和所述状态量^bv与^bv_∞对应的时间导数

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，所述第一过程模型公式中，矩阵N为：

其中，i代表航空器旋翼的编号，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv和^bv_∞分别加上

和

与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv和^bv_∞；

所述预估测量量确定模块具体用于：

将所述预估状态量^bv、^bv_∞和当前时刻的输入量R代入第一测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂直分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，η^ev_h代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，η^ev_wv代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第一测量模型公式中，矩阵γ为：

相应的，所述状态量确定模块具体用于：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量；

或者，所述预估状态量确定模块具体用于：

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、ν和输入量R代入第二过程模型公式

得到和所述状态量^bv、^bv_∞以及μ、υ、ν对应的时间导数

以及

和

其中，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，g代表重力加速度，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，η_v代表^bv的过程噪声，η_∞代表^bv_∞的过程噪声，η_μ、η_υ和η_ν分别为μ、υ、ν对应的过程噪声，所述第二过程模型公式中，矩阵N为：

其中，ω代表航空器旋翼的转速，i代表航空器旋翼的编号；

将所述上一飞行时刻记录的状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和ν分别加上

各自与时间dt的乘积得到当前时刻的预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ和ν；

所述预估测量量确定模块具体用于：

将所述预估状态量^bv、^bv_∞、μ、υ、ν以及当前时刻的输入量R代入第二测量模型公式

得到预估测量量^ba、^ev_h和^εv_wv，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐标系中航空器相对于地球坐标的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度垂向分量，η_a代表加速度的三轴测量噪声，η^ev_h代表地球坐标系中航空器速度水平分量的测量噪声，η^ev_wv代表地球坐标系中空气速度垂向分量的测量噪声，所述第二测量模型公式中，矩阵γ为：

相应的，所述状态量确定模块具体用于：

依据所述预估测量量和所述读取到的当前飞行时刻的测量量以及过程噪声、测量噪声的均值、方差和协方差确定当前飞行时刻的修正量；

依据所述修正量对所述预估状态量进行修正得到所述航空器在当前飞行时刻的状态量；

当机载导航元件中途失效时，所述预估测量量确定模块具体用于：

将所述预估状态量中的^bv、^bv_∞和当前时刻的输入量R代入第三测量模型公式

^ba和^ev_w，其中^ba代表航空器坐标系中的航空器的加速度，^ev_w代表地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度，η_a代表加速度计的三轴测量噪声，η_w代表地球坐标系中空气速度的测量噪声，^bv代表航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度，^bv_∞代表航空器坐标系中空气相对于航空器的速度，m代表航空器质量，R代表航空器坐标系到地球坐标系的旋转矩阵，所述第三测量模型公式中，矩阵N为：

其中，i代表航空器旋翼的编号，μ为航空器旋翼在航空器坐标系x轴方向上的气动阻力系数，υ为航空器旋翼在航空器坐标系y轴方向上的气动阻力系数，ν为航空器旋翼在航空器坐标系z轴方向上的推力系数，ω代表航空器旋翼的转速；

其中，所述地球坐标系中空气相对于地球坐标系的速度^ev_w由机载导航元件失效前记录的航空器坐标系中航空器相对于地球坐标系的速度^bv和航空器坐标系中空气相对于航空器的速度^bv_∞矢量求和并转换到地球坐标系中的统计平均得到；

该装置还包括气压补偿确定模块，具体用于：

将所述当前飞行时刻的状态量^bv_∞代入气压误差补偿公式

得到气压补偿误差ε_baro，其中，ρ为空气密度；

将所述气压补偿误差ε_baro代入公式

h＝h(p_baro+ε_baro)

得到所述航空器的飞行高度h，其中p_baro为气压计测得的压力。

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