CN111912404A - 飞行设备输出姿态修正系统及方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种飞行设备输出姿态修正系统，包括地面信标发射机，包括发射天线，用于发射电磁波信号；以及机载跟踪天线设备，设置在飞机上，其中，机载跟踪天线设备包括相控阵天线，用于接收发射天线发射的电磁波信号；以及信号跟踪处理单元，与相控阵天线连接，用于根据电磁波信号确定相控阵天线的第一姿态角信息，根据相控阵天线的第一姿态角信息计算飞机的参考姿态角信息，以及向惯性导航设备反馈飞机的参考姿态角信息，以使得惯性导航设备根据参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。本公开还提供了一种飞行设备输出姿态修正方法。

Description

飞行设备输出姿态修正系统及方法

技术领域

本公开涉及自动化控制领域，更具体地，涉及一种飞行设备输出姿态修正系统和一种飞行设备输出姿态修正方法。

背景技术

飞机在飞行过程中需要惯性导航设备提供飞机的姿态、位置及航向等参数，其精度直接影响了飞行的安全性和可靠性。目前惯性导航设备的传感器主要包括陀螺仪和加速度计，且陀螺仪是测量姿态的核心器件，陀螺仪的精度决定了惯性导航设备输出姿态的精度。但陀螺仪存在漂移误差，而且随时间会累计。一般情况下，精度越高的陀螺仪结构越复杂，制造越困难，成本越高。

目前，工程中常用的方法是将陀螺仪、加速度计、磁强记、GPS接收机等传感器的数据结合卡尔曼滤波来进行融合与误差补偿，以得出姿态角的估计值。

在实现本公开构思的过程中，发明人发现相关技术中至少存在如下问题：在相关技术中，惯性导航设备输出的姿态精度仍然无法满足姿态测量的高精度要求，导致飞机的安全性和可靠性低。

发明内容

有鉴于此，本公开提供了一种飞行设备输出姿态修正系统，包括：地面信标发射机，包括发射天线，用于发射电磁波信号；以及机载跟踪天线设备，设置在飞机上，其中，上述机载跟踪天线设备包括：相控阵天线，用于接收上述发射天线发射的电磁波信号；以及信号跟踪处理单元，与上述相控阵天线连接，用于根据上述电磁波信号确定上述相控阵天线的第一姿态角信息，根据上述相控阵天线的第一姿态角信息计算上述飞机的参考姿态角信息，以及向惯性导航设备反馈上述飞机的参考姿态角信息，以使得上述惯性导航设备根据上述参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。

根据本公开的实施例，飞行设备输出姿态修正系统还包括惯性导航设备，设置在上述飞机上，用于测量并输出上述飞机的位姿信息，其中，上述飞机的位姿信息包括上述飞机的位置信息和上述飞机的姿态信息；上述信号跟踪处理单元还用于：获取上述飞机的位置信息和上述地面信标发射机的位置信息；根据上述飞机的位置信息和上述地面信标发射机的位置信息计算上述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息；根据上述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和上述飞机的姿态信息，确定上述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息；以及根据上述第三姿态角信息控制上述相控阵天线指向上述发射天线。

根据本公开的实施例，根据上述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和上述飞机的姿态信息，确定上述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息包括：根据上述飞机的姿态信息确定转换矩阵；以及根据上述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和上述转换矩阵，确定上述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息。

根据本公开的实施例，上述机载跟踪天线设备还包括：伺服控制系统，用于在上述信号跟踪处理单元的控制下，驱动上述相控阵天线指向上述发射天线。

根据本公开的实施例，在上述伺服控制系统驱动上述相控阵天线指向上述发射天线之后，上述信号跟踪处理单元用于根据上述发射天线当前发射的电磁波信号确定上述相控阵天线的第一姿态角信息。

根据本公开的实施例，上述地面信标发射机还包括：高频信号源，用于产生上述电磁波信号；以及功率放大器，设置在上述高频信号源和上述发射天线之间，并与上述高频信号源和上述发射天线分别相连。

根据本公开的实施例，上述地面信标发射机安装在已测量过经度、纬度和高度的目标位置。

本公开的另一个方面提供一种飞行设备输出姿态修正方法，应用于飞行设备输出姿态修正系统，上述飞行设备输出姿态修正系统包括：地面信标发射机，包括发射天线；以及机载跟踪天线设备，设置在飞机上，其中，上述机载跟踪天线设备包括相控阵天线和与所相控阵天线相连的信号跟踪处理单元；

上述方法包括：上述发射天线发射电磁波信号；上述相控阵天线接收上述发射天线发射的电磁波信号；上述信号跟踪处理单元根据上述电磁波信号确定上述相控阵天线的第一姿态角信息，根据上述相控阵天线的第一姿态角信息计算上述飞机的参考姿态角信息，以及向惯性导航设备反馈上述飞机的参考姿态角信息；以及上述惯性导航设备根据上述参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。

根据本公开的实施例，上述惯性导航设备设置在上述飞机上，用于测量并输出上述飞机的位姿信息，上述飞机的位姿信息包括上述飞机的位置信息和上述飞机的姿态信息，上述方法还包括：上述信号跟踪处理单元执行如下操作：获取上述飞机的位置信息和上述地面信标发射机的位置信息；根据上述飞机的位置信息和上述地面信标发射机的位置信息计算上述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息；根据上述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和上述飞机的姿态信息，确定上述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息；以及根据上述第三姿态角信息控制上述相控阵天线指向上述发射天线。

根据本公开的实施例，上述机载跟踪天线设备还包括伺服控制系统，上述方法还包括上述伺服控制系统在上述信号跟踪处理单元的控制下，驱动上述相控阵天线指向上述发射天线。

通过本公开的实施例，通过在地面上架设地面信标发射机，该地面信标发射机可以在各个方向上产生高频单载波信号。通过在飞机上安装机载跟踪天线设备，机载跟踪天线设备可以根据飞机上的惯性导航设备给出的位置和姿态数据并结合已知的信标发射机位置，算出机载跟踪天线设备上的相控阵天线的指向角度，并将相控阵天线指向地面信标发射机的信号源。同时，机载跟踪天线设备可以依据接收到的地面信标发射机的信号强度并结合信号跟踪算法，调整相控阵天线到最佳指向角，通过相控阵天线的最佳指向角反算出飞机的参考姿态角信息，反馈给惯性导航设备，使得惯性导航设备可以根据参考姿态角信息修正自身测量出的飞机的位姿信息，从而提高惯性导航设备的测量精度。可以解决相关技术中惯性导航设备输出的姿态精度无法满足姿态测量的高精度要求，导致飞机的安全性和可靠性低的技术问题，达到了提高飞机的安全性和可靠性的效果。

附图说明

通过以下参照附图对本公开实施例的描述，本公开的上述以及其他目的、特征和优点将更为清楚，在附图中：

图1示意性示出了根据本公开实施例的可以应用飞行设备输出姿态修正系统的示例性系统架构；

图2示意性示出了根据本公开实施例的机载跟踪天线设备的示意图；

图3示意性示出了根据本公开实施例的地面信标发射机的示意图；

图4示意性示出了根据本公开实施例的飞行设备输出姿态修正方法的流程图；以及

图5示意性示出了根据本公开实施例的信号跟踪处理单元工作的流程图。

具体实施方式

以下，将参照附图来描述本公开的实施例。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本公开的范围。在下面的详细描述中，为便于解释，阐述了许多具体的细节以提供对本公开实施例的全面理解。然而，明显地，一个或多个实施例在没有这些具体细节的情况下也可以被实施。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本公开的概念。

在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本公开。在此使用的术语“包括”、“包含”等表明了所述特征、步骤、操作和/或部件的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、步骤、操作或部件。

在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。

在使用类似于“A、B和C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B和C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。

在使用类似于“A、B或C等中至少一个”这样的表述的情况下，一般来说应该按照本领域技术人员通常理解该表述的含义来予以解释(例如，“具有A、B或C中至少一个的系统”应包括但不限于单独具有A、单独具有B、单独具有C、具有A和B、具有A和C、具有B和C、和/或具有A、B、C的系统等)。

本公开的实施例提供了一种飞行设备输出姿态修正系统，包括地面信标发射机和机载跟踪天线设备。

根据本公开的实施例，地面信标发射机包括发射天线，用于发射电磁波信号。

根据本公开的实施例，机载跟踪天线设备设置在飞机上，其中，机载跟踪天线设备包括相控阵天线和信号跟踪处理单元。相控阵天线用于接收发射天线发射的电磁波信号；信号跟踪处理单元与相控阵天线连接，用于根据电磁波信号确定相控阵天线的第一姿态角信息，根据相控阵天线的第一姿态角信息计算飞机的参考姿态角信息，以及向惯性导航设备反馈飞机的参考姿态角信息，以使得惯性导航设备根据参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。

图1示意性示出了根据本公开实施例的可以应用飞行设备输出姿态修正系统的示例性系统架构。

需要注意的是，图1所示仅为可以应用本公开实施例的系统架构的示例，以帮助本领域技术人员理解本公开的技术内容，但并不意味着本公开实施例不可以用于其他设备、系统、环境或场景。

如图1所示，飞行设备输出姿态修正系统100包括地面信标发射机110和机载跟踪天线设备120。

根据本公开的实施例，地面信标发射机110包括发射天线111，用于发射电磁波信号。

根据本公开的实施例，发射天线111发射的电磁波信号可以是单载波高频信号，通过发送单载波高频信号，可以使得地面信标发射机110与机载跟踪天线设备120之间传输的信号在传输过程中不容易被干扰。

根据本公开的实施例，机载跟踪天线设备120设置在飞机上，其中，机载跟踪天线设备120包括相控阵天线121和信号跟踪处理单元122。

根据本公开的实施例，相控阵天线121用于接收发射天线111发射的电磁波信号。

根据本公开的实施例，信号跟踪处理单元122与相控阵天线121连接，用于根据电磁波信号确定相控阵天线121的第一姿态角信息，根据相控阵天线121的第一姿态角信息可以计算飞机的参考姿态角信息。信号跟踪处理单元122向惯性导航设备130反馈飞机的参考姿态角信息，以使得惯性导航设备130根据参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。

根据本公开的实施例，相控阵天线121可以采用电子扫描的方式确定发射天线111发射的电磁波信号的强度最大和/或信号最稳定的位置。此时，相控阵天线121的第一姿态角信息可以是指向电磁波信号的强度最大和/或信号最稳定的位置的姿态信息，该姿态信息包括相控阵天线121当前的方位角和俯仰角。

根据本公开的实施例，信号跟踪处理单元122可以根据当前强度最大和/或信号最稳定的电磁波信号确定相控阵天线121的第一姿态角信息。例如，可以将采集到强度最大和/或信号最稳定的电磁波信号的相控阵天线121当前的方位角和俯仰角作为第一姿态角信息。

根据本公开的实施例，由于相控阵天线121设置在飞机上，根据相控阵天线121的第一姿态角信息采用相关算法可以计算出飞机的参考姿态角信息。该参考姿态角信息可以包括方位角和俯仰角。

根据本公开的实施例，例如，信号跟踪处理单元122可以向惯性导航设备130反馈计算出的飞机的参考方位角和参考俯仰角，惯性导航设备130可以根据参考方位角和参考俯仰角修正自身输出的飞机姿态信息。

根据本公开的实施例，飞行设备可以包括飞机，飞机的类型不做限定。例如，可以是无人机，或者民用航空器等等。

应该理解，图1中的发射天线和相控阵天线的数目仅仅是示意性的。根据实现需要，可以具有任意数目的发射天线和相控阵天线。

通过本公开的实施例，通过在地面上架设地面信标发射机，该地面信标发射机可以在各个方向上产生高频单载波信号。通过在飞机上安装机载跟踪天线设备，机载跟踪天线设备可以根据飞机上的惯性导航设备给出的位置和姿态数据并结合已知的信标发射机位置，算出机载跟踪天线设备上的相控阵天线的指向角度，并将相控阵天线指向地面信标发射机的信号源。

通过本公开的实施例，同时，机载跟踪天线设备可以依据接收到的地面信标发射机的信号强度并结合信号跟踪算法，调整相控阵天线到最佳指向角，通过相控阵天线的最佳指向角反算出飞机的参考姿态角信息，反馈给惯性导航设备，使得惯性导航设备可以根据参考姿态角信息修正自身测量出的飞机的位姿信息，从而提高惯性导航设备的测量精度。可以解决相关技术中惯性导航设备输出的姿态精度无法满足姿态测量的高精度要求，导致飞机的安全性和可靠性低的技术问题，达到了提高飞机的安全性和可靠性的效果。

根据本公开的实施例，可以采用地面信标发射机的位姿信息作为修正惯性导航设备或飞机姿态的参考点，利用微波天线跟踪技术得出飞机的实际姿态，通过实际姿态与惯性导航设备输出姿态间的误差，可以使得惯性导航设备利用该误差进行修正，从而提高惯性导航设备的输出姿态的精度。

根据本公开的实施例，惯性导航设备设置在飞机上，用于测量并输出飞机的位姿信息，其中，飞机的位姿信息包括飞机的位置信息和飞机的姿态信息。

根据本公开的实施例，姿态信息可以包括方位角，俯仰角，横滚角等等。

根据本公开的实施例，信号跟踪处理单元还用于获取飞机的位置信息和地面信标发射机的位置信息，根据飞机的位置信息和地面信标发射机的位置信息计算发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息，根据发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和飞机的姿态信息，确定发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息，根据第三姿态角信息控制相控阵天线指向发射天线。

根据本公开的实施例，飞机的位置信息可以包括飞机所在位置的经度、纬度、高度参数。地面信标发射机的位置信息可以包括地面信标发射机所在位置的经度、纬度、高度参数。

根据本公开的实施例，地面信标发射机可以预先安装在已测量过经度、纬度和高度的目标位置。

根据本公开的实施例，本公开不限定地面信标发射机的设置位置。例如，可以安装在地势较高的位置，如山顶或者楼顶上，当然，也可以设置在平原地区。根据本公开的实施例，地面信标发射机可以放置在塔尖上。

根据本公开的实施例，惯性导航设备可以预先存储有地面信标发射机的位置信息。

根据本公开的实施例，发射天线与地面信标发射机在同一位置，发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息可以视为地面信标发射机在地理坐标系下的第二姿态角信息。

根据本公开的实施例，第二姿态角信息可以包括在地理坐标系下的方位角和俯仰角。根据飞机的位置信息和地面信标发射机的位置信息计算发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息可以是采用如下公式。

方位角的计算公式(一)：

俯仰角的计算公式(二)：

其中，ΔL是发射天线(或地面信标发射机)与飞机(或机载跟踪单元)的经度差，

ΔL＝L_{_地面信标发射机}-L_{_飞机}，其中，L_{_地面信标发射机}表示发射天线或地面信标发射机的经度，L_{_飞机}表示飞机或机载跟踪单元的经度；

ΔB是发射天线(或地面信标发射机)与飞机(或机载跟踪单元)的纬度差，

ΔB＝B_{_地面信标发射机}-B_{_飞机}，其中，B_{_地面信标发射机}表示发射天线或地面信标发射机的纬度，B_{_飞机}表示飞机或机载跟踪单元的纬度；

H1为飞机或机载跟踪单元的高度参数，H2为发射天线或地面信标发射机的高度参数。

根据本公开的实施例，根据发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和飞机的姿态信息，确定发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息包括根据飞机的姿态信息确定转换矩阵；根据发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和转换矩阵，确定发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息。

根据本公开的实施例，飞机的姿态信息可以用方位角ψ、俯仰角θ和横滚角γ三个角度来描述，根据这三个角度值可以确定地理坐标系到载体坐标系的转换矩阵

根据发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和转换矩阵可以确定发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息。

根据本公开的实施例，发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息可以包括方位角和俯仰角，根据本公开的实施例，或者，还可以包括极化角。

E_b＝arcsin[cosE_esinγsin(A_e-ψ)-cosE_ecosγsinθcos(A_e-ψ)+cosE_ecosγcosθ]；

其中，上式中各符号定义如下：

ψ：飞机的方位角；

θ：飞机的俯仰角；

γ：飞机的横滚角；

A_e：地面信标发射机或者发射天线在地理坐标系中的方位角；

E_e：地面信标发射机或者发射天线在地理坐标系中的俯仰角；

A_b：地面信标发射机或者发射天线在载体坐标系中的方位角；

E_b：地面信标发射机或者发射天线在载体坐标系中的俯仰角；

λ_b：地面信标发射机或者发射天线在载体坐标系中的极化角。

下面参考图2～图3，结合具体实施例对图1所示的飞行设备输出姿态修正系统做进一步说明。

图2示意性示出了根据本公开实施例的机载跟踪天线设备的示意图。

如图2所示，机载跟踪天线设备200包括相控阵天线210、信号跟踪处理单元220和伺服控制系统230。

伺服控制系统230用于在信号跟踪处理单元220的控制下，驱动相控阵天线210指向发射天线。

根据本公开的实施例，在伺服控制系统230驱动相控阵天线210指向发射天线之后，信号跟踪处理单元220用于根据发射天线当前发射的电磁波信号确定相控阵天线210的第一姿态角信息。

根据本公开的实施例，由于惯性导航设备实际输出的姿态存在误差，所以相控阵天线210虽然可以接收到地面信标发射机的信号，但不是最佳指向角度，通过相控阵天线210采用电子扫描的方式，依据电磁波信号强度可以得到相控阵天线210的最佳指向角度，通过信号跟踪处理单元220基于最佳指向角度，命令伺服控制系统230将相控阵天线210指向发射天线。

根据本公开的实施例，发射天线当前发射的电磁波信号可以是在通过相控阵天线210采用电子扫描的方式得到最佳指向角度时所对应的电磁波信号。

图3示意性示出了根据本公开实施例的地面信标发射机的示意图。

如图3所示，地面信标发射机包括高频信号源310、功率放大器320和发射天线330。

高频信号源310用于产生电磁波信号。

功率放大器320设置在高频信号源310和发射天线330之间，并与高频信号源310和发射天线330分别相连。

根据本公开的实施例，发射天线发射的电磁波信号可以是单载波高频信号，通过发送单载波高频信号，可以使得地面信标发射机与机载跟踪天线设备之间传输的信号在传输过程中不容易被干扰。

根据本公开的实施例，还提供了一种飞行设备输出姿态修正方法，应用于飞行设备输出姿态修正系统，飞行设备输出姿态修正系统包括地面信标发射机，包括发射天线；以及机载跟踪天线设备，设置在飞机上，其中，机载跟踪天线设备包括相控阵天线和与所相控阵天线相连的信号跟踪处理单元。

图4示意性示出了根据本公开实施例的飞行设备输出姿态修正方法的流程图。

如图4所示，飞行设备输出姿态修正方法包括操作S410～S440。

在操作S410，发射天线发射电磁波信号；

在操作S420，相控阵天线接收发射天线发射的电磁波信号；

在操作S430，信号跟踪处理单元根据电磁波信号确定相控阵天线的第一姿态角信息，根据相控阵天线的第一姿态角信息计算飞机的参考姿态角信息，以及向惯性导航设备反馈飞机的参考姿态角信息；

在操作S440，惯性导航设备根据参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。

通过本公开的实施例，通过在地面上架设地面信标发射机，该地面信标发射机可以在各个方向上产生高频单载波信号。通过在飞机上安装机载跟踪天线设备，机载跟踪天线设备可以根据飞机上的惯性导航设备给出的位置和姿态数据并结合已知的信标发射机位置，算出机载跟踪天线设备上的相控阵天线的指向角度，并将相控阵天线指向地面信标发射机的信号源。

通过本公开的实施例，同时，机载跟踪天线设备可以依据接收到的地面信标发射机的信号强度并结合信号跟踪算法，调整相控阵天线到最佳指向角，通过相控阵天线的最佳指向角反算出飞机的参考姿态角信息，反馈给惯性导航设备，使得惯性导航设备可以根据参考姿态角信息修正自身测量出的飞机的位姿信息，从而提高惯性导航设备的测量精度。可以解决相关技术中惯性导航设备输出的姿态精度无法满足姿态测量的高精度要求，导致飞机的安全性和可靠性低的技术问题，达到了提高飞机的安全性和可靠性的效果。

根据本公开的实施例，可以采用地面信标发射机的位姿信息作为修正惯性导航设备或飞机姿态的参考信息，利用微波天线跟踪技术得出飞机的实际姿态，通过实际姿态与惯性导航设备输出姿态间的误差，可以使得惯性导航设备利用该误差进行修正，从而提高惯性导航设备的输出姿态的精度。

根据本公开的实施例，飞行设备输出姿态修正方法可以应用于图1至图3中所述的飞行设备输出姿态修正系统。

根据本公开的实施例，飞机姿态控制系统可以惯性导航设备，设置在飞机上，用于测量并输出飞机的位姿信息，飞机的位姿信息包括飞机的位置信息和飞机的姿态信息，

图5示意性示出了根据本公开实施例的信号跟踪处理单元工作的流程图。

如图5所示，信号跟踪处理单元执行操作S510～S540。

在操作S510，获取飞机的位置信息和地面信标发射机的位置信息；

在操作S520，根据飞机的位置信息和地面信标发射机的位置信息计算发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息；

在操作S530，根据发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和飞机的姿态信息，确定发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息；

在操作S540，根据第三姿态角信息控制相控阵天线指向发射天线。

根据本公开的实施例，机载跟踪天线设备还包括伺服控制系统，伺服控制系统可以在信号跟踪处理单元的控制下，驱动相控阵天线指向发射天线。

根据本公开的实施例，本公开所提供的飞行设备输出姿态修正方法的描述可以参考上述对附图1至图3中对飞行设备输出姿态修正系统的相关描述，在此不再赘述。

附图中的流程图和框图，图示了按照本公开各种实施例的系统、方法的可能实现的体系架构、功能和操作。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

本领域技术人员可以理解，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合，即使这样的组合或结合没有明确记载于本公开中。特别地，在不脱离本公开精神和教导的情况下，本公开的各个实施例和/或权利要求中记载的特征可以进行多种组合和/或结合。所有这些组合和/或结合均落入本公开的范围。

以上对本公开的实施例进行了描述。但是，这些实施例仅仅是为了说明的目的，而并非为了限制本公开的范围。尽管在以上分别描述了各实施例，但是这并不意味着各个实施例中的措施不能有利地结合使用。本公开的范围由所附权利要求及其等同物限定。不脱离本公开的范围，本领域技术人员可以做出多种替代和修改，这些替代和修改都应落在本公开的范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行设备输出姿态修正系统，包括：

地面信标发射机，包括发射天线，用于发射电磁波信号；以及

机载跟踪天线设备，设置在飞机上，其中，所述机载跟踪天线设备包括：

相控阵天线，用于接收所述发射天线发射的电磁波信号；以及

信号跟踪处理单元，与所述相控阵天线连接，用于根据所述电磁波信号确定所述相控阵天线的第一姿态角信息，根据所述相控阵天线的第一姿态角信息计算所述飞机的参考姿态角信息，以及向惯性导航设备反馈所述飞机的参考姿态角信息，以使得所述惯性导航设备根据所述参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。

2.根据权利要求1所述的系统，

所述惯性导航设备设置在所述飞机上，用于测量并输出所述飞机的位姿信息，其中，所述飞机的位姿信息包括所述飞机的位置信息和所述飞机的姿态信息；

所述信号跟踪处理单元还用于：

获取所述飞机的位置信息和所述地面信标发射机的位置信息；

根据所述飞机的位置信息和所述地面信标发射机的位置信息计算所述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息；

根据所述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和所述飞机的姿态信息，确定所述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息；以及

根据所述第三姿态角信息控制所述相控阵天线指向所述发射天线。

3.根据权利要求2所述的系统，其中，根据所述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和所述飞机的姿态信息，确定所述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息包括：

根据所述飞机的姿态信息确定转换矩阵；以及

根据所述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和所述转换矩阵，确定所述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息。

4.根据权利要求2所述的系统，所述机载跟踪天线设备还包括：

伺服控制系统，用于在所述信号跟踪处理单元的控制下，驱动所述相控阵天线指向所述发射天线。

5.根据权利要求4所述的系统，其中，在所述伺服控制系统驱动所述相控阵天线指向所述发射天线之后，所述信号跟踪处理单元用于根据所述发射天线当前发射的电磁波信号确定所述相控阵天线的第一姿态角信息。

6.根据权利要求1所述的系统，其中，所述地面信标发射机还包括：

高频信号源，用于产生所述电磁波信号；以及

功率放大器，设置在所述高频信号源和所述发射天线之间，并与所述高频信号源和所述发射天线分别相连。

7.根据权利要求1所述的系统，其中，所述地面信标发射机安装在已测量过经度、纬度和高度的目标位置。

8.一种飞行设备输出姿态修正方法，应用于飞行设备输出姿态修正系统，

所述飞行设备输出姿态修正系统包括：

地面信标发射机，包括发射天线；以及

机载跟踪天线设备，设置在飞机上，其中，所述机载跟踪天线设备包括相控阵天线和与所相控阵天线相连的信号跟踪处理单元；

所述方法包括：

所述发射天线发射电磁波信号；

所述相控阵天线接收所述发射天线发射的电磁波信号；

所述信号跟踪处理单元根据所述电磁波信号确定所述相控阵天线的第一姿态角信息，根据所述相控阵天线的第一姿态角信息计算所述飞机的参考姿态角信息，以及向惯性导航设备反馈所述飞机的参考姿态角信息；以及

所述惯性导航设备根据所述参考姿态角信息修正自身输出的飞机姿态信息。

9.根据权利要求8所述的方法，其中，所述惯性导航设备设置在所述飞机上，用于测量并输出所述飞机的位姿信息，所述飞机的位姿信息包括所述飞机的位置信息和所述飞机的姿态信息，所述方法还包括：

所述信号跟踪处理单元执行如下操作：

获取所述飞机的位置信息和所述地面信标发射机的位置信息；

根据所述飞机的位置信息和所述地面信标发射机的位置信息计算所述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息；

根据所述发射天线在地理坐标系下的第二姿态角信息和所述飞机的姿态信息，确定所述发射天线在以飞机为坐标原点的载体坐标系下的第三姿态角信息；以及

根据所述第三姿态角信息控制所述相控阵天线指向所述发射天线。

10.根据权利要求9所述的方法，其中，所述机载跟踪天线设备还包括伺服控制系统，所述方法还包括：

所述伺服控制系统在所述信号跟踪处理单元的控制下，驱动所述相控阵天线指向所述发射天线。

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