冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法。本發(fā)明針對導航傳感器信息冗余的特點，設(shè)計了導航傳感器三級濾波架構(gòu)，通過第一級卡爾曼濾波器的局部估計、第二級聯(lián)邦濾波器的全局估計和第三級全局濾波器的最優(yōu)全局估計，能夠充分利用冗余的導航傳感器信息進行飛行管理系統(tǒng)導航參數(shù)的最優(yōu)全局估計。本發(fā)明方法不僅有利于冗余導航傳感器信息的充分利用，同時提高了導航參數(shù)估計的精度，是一種易于工程實現(xiàn)的方法。本發(fā)明對于大型飛機在民用領(lǐng)域飛行，滿足各航段的所需導航性能要求具有重要的現(xiàn)實應(yīng)用意義。
【專利說明】冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種最優(yōu)導航參數(shù)融合方法，尤其涉及一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，用于冗余傳感器配置下飛行管理系統(tǒng)導航參數(shù)的最優(yōu)全局估計。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行管理系統(tǒng)(FMS)是大型飛機航電系統(tǒng)的核心設(shè)備，它通過提供基于多傳感器的綜合導航功能、性能管理功能、飛行計劃管理功能和飛行制導功能，綜合其他系統(tǒng)，諸如導航系統(tǒng)、顯示系統(tǒng)、自動駕駛儀和自動油門系統(tǒng)，在整個飛行進程中，輔助機組實現(xiàn)飛行任務(wù)的自動化控制，確保飛機沿著預(yù)期的計劃自動飛行，并且滿足運營要求的飛行性能。
[0003]導航功能是飛行管理系統(tǒng)的基本功能，它為飛機提供飛機當前狀態(tài)的最佳估計。FMS運用傳感器精度數(shù)據(jù)、傳感器原始數(shù)據(jù)以及當前條件信息，選出定位傳感器的最佳組合以減少位置測定誤差，提供估計飛機位置和速度的最佳解決方案，最終滿足區(qū)域?qū)Ш剿璧膶Ш叫阅堋?br> [0004]為了確保民用飛行的安全，大型民用飛機一般配備冗余的導航系統(tǒng)。如空客320一般配備有3部慣性導航系統(tǒng)(IRS)、2部GPS、2部DME、2部V0R、2部ADF (無方向信標)、2部ILS等。如何利用冗余的傳感器信息進行導航計算，對于提高民用飛機的導航精度和可靠性具有重要的意義，是民用飛機FMS導航管理功能亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)。
[0005]美國的霍尼韋爾公司、柯林斯公司、GE公司以及法國的泰勒斯公司壟斷了支線、干線及商務(wù)飛機的該產(chǎn)品市場，掌握著飛行管理系統(tǒng)的核心技術(shù)及其發(fā)展。我們國內(nèi)與國外的差距較大，雖然早年些就開始了對FMS的研究工作，但到目前為止，還沒有一個成形的可以商用的 FMS 產(chǎn)品。2006 年美國專利 US6, 982，669:B2:“Hybrid Inertial NavigationSystem With Improved Integrity”,提出了基于單套IRS和單GPS的偽距緊組合混合算法。而基于冗余傳感器配置，該如何進行導航信息的最優(yōu)融合，國外相關(guān)資料甚少。國內(nèi)各大高校、院所一直以軍用飛機為應(yīng)用對象，積極投身探索新型導航輔助慣性導航的方法，諸如天文導航、視覺導航等，關(guān)注于如何利用這些新型的導航方式提高導航系統(tǒng)的精度，側(cè)重于創(chuàng)新各種新型濾波算法，諸如粒子濾波、多尺度融合等。而面對民機應(yīng)用背景，如何結(jié)合冗余傳感器配置進行導航算法設(shè)計，滿足民用航空領(lǐng)域的精確性和安全性，國內(nèi)甚少涉足研究。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對已有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是:針對導航傳感器信息融合的特點，提供一種基于三級濾波架構(gòu)的最優(yōu)融合方法，充分利用3套IRS、2套GPS的冗余信息，通過三級濾波實現(xiàn)飛行管理系統(tǒng)的姿態(tài)、速度和位置的最優(yōu)估計，以滿足民用航空領(lǐng)域的精確性和安全性。
[0007]為了解決本發(fā)明的上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:
[0008]一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，包括如下步驟:[0009](1)、數(shù)據(jù)的采集:利用民用飛機機載設(shè)備輸出的參數(shù)，包括第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi輸出的姿態(tài)角、位置、速度、角速度以及線加速度，其中i分別取1，2，3 ;第j套GPS系統(tǒng)GPSj輸出的偽距，其中j分別取1，2 ；
[0010](2)、以第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi為公共參考系統(tǒng)，以第j套GPS系統(tǒng)GPSj為參考子系統(tǒng)，構(gòu)建IRSi和GPSj相組合的第一級卡爾曼濾波器KFi j，實現(xiàn)導航參數(shù)的局部最優(yōu)估計；
[0011](3)、以第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi為公共參考系統(tǒng)，第一級卡爾曼濾波器KFij輸出的導航參數(shù)局部最優(yōu)估計值及其協(xié)方差陣作為第二級聯(lián)邦濾波器的輸入，構(gòu)建聯(lián)邦濾波器MKFi，實現(xiàn)導航參數(shù)的全局估計；
[0012](4)、由第二級聯(lián)邦濾波器MKFi輸出的導航參數(shù)全局估計值對IRSi輸出的導航參數(shù)進行反饋校正，將校正過的導航參數(shù)和第二級聯(lián)邦濾波器輸出的導航參數(shù)全局估計值對應(yīng)的協(xié)方差陣作為第三級濾波器的輸入，構(gòu)建第三級全局濾波器MLS，獲得飛行管理系統(tǒng)導航參數(shù)的最優(yōu)全局估計。
[0013]具體實現(xiàn)方法計算方法如下:
[0014](I)以周期AT讀取第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi輸出的三個姿態(tài)角、三個位置、三個速度信息、三個角速度信息和三個線加速度信息，三個姿態(tài)角信息分別為俯仰角9、橫滾角小、偏航角V ;三個位置信息分別為經(jīng)度L、緯度X、高度h ;三個速度信息分別為地理坐標系下的東向速度Ve、北向速度Vn、天向速度Vu，三個角速度信息為機體坐標系相對于慣性空
間的角速度在機體系下的分量三個線加速度信息為機體系下比力信息f*，其中機體坐
標系的X軸、y軸和z軸的指向分別為向右、向前、向下，其中i分別取1，2，3。
[0015](2)以周期A T讀取第j套GPS系統(tǒng)GPSj輸出的偽距Pej信息，其中j分別取1，2。
[0016](3)以IRSi為公共參考系統(tǒng)，以GPSj作為參考子系統(tǒng)，選取IRSi的姿態(tài)角誤差、速度誤差、位置誤差、慣性儀表誤差和GPS時鐘誤差為狀態(tài)量，建立卡爾曼濾波的狀態(tài)方程，選取GPSj測量偽距和根據(jù)IRSi信息計算的偽距之差作為量測量，建立卡爾曼濾波的量測方程，從而構(gòu)建IRSi和GPSj相組合的第一級卡爾曼濾波器KFij ;根據(jù)步驟(1)中獲取的
IRSi的信息和步驟(2)中獲取的GPSj信息，得到導航參數(shù)的局部最優(yōu)估計毛*其中i =
1,2,3; j = 1，2。
[0017](4)取IRSi的狀態(tài)xMFi = [xNAVi;xIMUi]作為公共參考狀態(tài)，根據(jù)步驟(3)中解算的導航參數(shù)的局部最優(yōu)估計值及其協(xié)方差陣作為輸入，構(gòu)建第二級聯(lián)邦濾波器MKFi，對系統(tǒng)公共參考狀態(tài)xMFi進行最優(yōu)加權(quán)最小二乘估計，從而獲得導航參數(shù)的全局估計Am, ?第二級聯(lián)邦濾波器為:
[0018]
【權(quán)利要求】
1.一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，包括如下步驟: (1)、數(shù)據(jù)的采集:利用民用飛機機載設(shè)備輸出的參數(shù)，包括第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi輸出的姿態(tài)角、位置、速度、角速度以及線加速度，其中i分別取1，2，3 ;第j套GPS系統(tǒng)GPSj輸出的偽距，其中j分別取1，2 ; (2)、以第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi為公共參考系統(tǒng)，以第j套GPS系統(tǒng)GPSj為參考子系統(tǒng)，構(gòu)建IRSi和GPSj相組合的第一級卡爾曼濾波器KFi j，實現(xiàn)導航參數(shù)的局部最優(yōu)估計； (3)、以第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi為公共參考系統(tǒng)，第一級卡爾曼濾波器KFij輸出的導航參數(shù)局部最優(yōu)估計值及其協(xié)方差陣作為第二級聯(lián)邦濾波器的輸入，構(gòu)建聯(lián)邦濾波器MKFi,實現(xiàn)導航參數(shù)的全局估計； (4)、由第二級聯(lián)邦濾波器MKFi輸出的導航參數(shù)全局估計值對IRSi輸出的導航參數(shù)進行反饋校正，將校正過的導航參數(shù)和第二級聯(lián)邦濾波器輸出的導航參數(shù)全局估計值對應(yīng)的協(xié)方差陣作為第三級濾波器的輸入，構(gòu)建第三級全局濾波器MLS，獲得飛行管理系統(tǒng)導航參數(shù)的最優(yōu)全局估計。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，其特征在于，所述I)步驟的數(shù)據(jù)采集具體為: (1)以周期ΛT讀取第i套慣性導航系統(tǒng)IRSi輸出的三個姿態(tài)角、三個位置、三個速度信息、三個角速度信息和三個線加速度信息，三個姿態(tài)角信息分別為俯仰角Θ、橫滾角Φ、偏航角Ψ ;三個位置信息分別為經(jīng)度L、緯度λ、高度h ;三個速度信息分別為地理坐標系下的東向速度Ve、北向速度Vn、天向速度Vu，三個角速度信息為機體坐標系相對于慣性空間的角速度在機體系下的分量:,三個線加速度信息為機體系下比力信息?*，其中機體坐標系的X軸、y軸和z軸的指向分別為向右、向前、向下，其中i分別取1，2，3 ; (2)以周期ΛT讀取第j套GPS系統(tǒng)GPSj輸出的偽距P GJ信息，其中j分別取1，2。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，其特征在于，所述步驟2)第一級卡爾曼濾波器KFij的構(gòu)建，具體為:以IRSi為公共參考系統(tǒng)，以GPSj作為參考子系統(tǒng)，選取IRSi的姿態(tài)角誤差、速度誤差、位置誤差、慣性儀表誤差和GPS時鐘誤差為狀態(tài)量，建立卡爾曼濾波的狀態(tài)方程，選取GPSj測量偽距和根據(jù)IRSi信息計算的偽距之差作為量測量，建立卡爾曼濾波的量測方程，從而構(gòu)建IRSi和GPSj相組合的第一級卡爾曼濾波器KFij ;根據(jù)獲取的IRSi的信息和GPSj信息，得到導航參數(shù)的局部最優(yōu)估計印f其中i = I, 2, 3; j = 1,2。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，其特征在于，所述步驟3)第二級聯(lián)邦濾波器MKFi的構(gòu)建，具體為:取IRSi的狀態(tài)xMFi=[XMViIXlMUi]作為公共參考狀態(tài)，根據(jù)解算的導航參數(shù)的局部最優(yōu)估計值及其協(xié)方差陣作為輸入，構(gòu)建第二級聯(lián)邦濾波器MKFi，對系統(tǒng)公共參考狀態(tài)xMFi進行最優(yōu)加權(quán)最小二乘估計，從而獲得導航參數(shù)的全局估計iMKF,，第二級聯(lián)邦濾波器為:
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，其特征在于，所述步驟4)第三級聯(lián)邦濾波器MKFi的構(gòu)建，具體為:根據(jù)得到的導航參數(shù)全局估計對IRSi輸出的導航參數(shù)進行反饋校正得到校正后的導航參數(shù)
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種冗余傳感器配置下基于三級濾波的導航參數(shù)最優(yōu)融合方法，其特征在于，所述第一級卡爾曼濾波局部估計算法的具體步驟是: (a)第一級卡爾曼濾波器狀態(tài)方程的建立 構(gòu)造KFij濾波器的17維狀態(tài)量xKFij = [xNAVi; xIMUi; xGPSJ]，其由三部分組成，包括IRSi導航參數(shù)誤差.、
【文檔編號】G01C21/16GK103630136SQ201310652549
【公開日】2014年3月12日 申請日期:2013年12月5日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月5日
【發(fā)明者】王丹, 馬航帥, 孫曉敏 申請人:中國航空無線電電子研究所