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1、10申请公布号CN102050226A43申请公布日20110511CN102050226ACN102050226A21申请号200910210347822申请日20091030B64D43/00200601G01C21/2420060171申请人航天科工惯性技术有限公司地址100070北京市丰台区海鹰路1号院2号楼三层72发明人谢莉莉游学朱强郭秋芬李旭东杨勇郭双红岳步江向伟荣姜洪雷74专利代理机构北京金之桥知识产权代理有限公司11137代理人林建军54发明名称一种航空应急仪表及其系统初始对准方法和组合导航算法57摘要一种航空应急仪表，包括大气压力测量单元，惯性测量单元，双天线GPS卫星接收机。
2、，与卫星信号接收天线连接，图形显示单元，二次电源电路，综合处理计算单元，所述综合处理计算单元接收来自各传感器的信息，通过传感器信息融合算法，计算出指示空速、气压高度、姿态、航向、经纬度等导航参数，并将计算结果发送给高密度液晶图形显示单元；根据本发明提供的一种航空应急仪表够提供指示空速、气压高度、姿态俯仰角、横滚角、航向、经纬度等导航信息，既可以作为正常状态下飞行员操控主飞行仪表的信息参考又可以在主飞行仪表发生故障时作为应急备用仪表，当主飞行仪表完全丧失功能时，仍可依靠该仪表提供的导航信息指引飞行员驾驶飞机安全返航。51INTCL19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书3页说明。
3、书7页附图2页CN102050231A1/3页21一种航空应急仪表，其特征在于包括大气压力测量单元，通过两个进气嘴分别连接到飞机上的总压管和静压管，用于测量静压和总压压力；惯性测量单元，通过陀螺仪和加速度计，测量出飞机角运动和线运动信息，进而为捷联惯性导航解算提供必要的传感器参数；双天线GPS卫星接收机，与卫星信号接收天线连接，用于测量飞机即时位置、速度、航向信息，为捷联惯性导航提供辅助信息；图形显示单元，将接收到的导航参数，以图形和文字的形式在液晶显示屏中显示出来；综合处理计算单元，接收来自各传感器的信息，通过传感器信息融合算法，计算出指示空速、气压高度、姿态、航向、经纬度等导航参数，并将计。
4、算结果发送给高密度液晶图形显示单元；二次电源电路，用于将外部一次电源电压转换成各传感器及电路所需的电压信号。2根据权利要求1所述的一种航空应急仪表，其特征在于所述大气压力测量单元进一步包括与所述总压管连接的总压传感器、与静压管连接的静压传感器及、温度传感器和调理电路，所述总压传感器、所述静压传感器和所述温度传感器与所述调理电路连接。3根据权利要求1所述的一种航空应急仪表，其特征在于所述惯性测量单元包括惯性支架，及安装在惯性支架上的三个相互垂直的陀螺仪、三个相互垂直的加速度计和接口电路。4根据权利要求1所述的一种航空应急仪表，其特征在于所述双天线GPS卫星接收机通过两个射频连接器与飞机机身顶部的。
5、两个接收天线连接。5根据权利要求1所述的一种航空应急仪表，其特征在于所述双天线GPS卫星接收机包括两个单天线GPS接收机及与所述单天线GPS接收机连接的调理计算电路。6根据权利要求1所述的一种航空应急仪表，其特征在于所述综合处理计算单元包括信号接口电路和运算处理电路，所述信号接口电路和所述运算处理电路用于接收大气压力测量单元、惯性测量单元、双天线GPS卫星接收机的信息并将信息并通过计算将结果发送给高密度液晶图形显示单元。7根据权利要求1所述的一种航空应急仪表，其特征在于所述图形显示单元由液晶显示屏、图形显示驱动卡、导光板等电路构成，其中图形显示驱动卡负责接收来自综合处理计算单元的导航参数，并产。
6、生相应的动态图形和文字画面，驱动液晶显示屏，在液晶显示屏中显示出相应的图形画面。8根据权利要求7所述的一种航空应急仪表，其特征在于所述图形显示单元包括用于提供显示亮度调节、图形画面切换、昼夜模式切换功能按键和气压参数调节旋钮。9一种航空应急仪表系统初始对准方法，其特征在于在系统通电自检后，包括以下步骤A、初始信息装订，使用GPS输出航向、加速度计信息计算出的水平姿态角、GPS接收机的位置以及零速信息装订给航空应急仪表；B、水平粗校准，航空应急仪表建立起自己的导航坐标系进行导航解算，同时利用静止状态下的零速信息进行速度匹配KALMAN滤波计算，最优估计出系统的水平姿态误差，并修权利要求书CN10。
7、2050226ACN102050231A2/3页3正系统的导航坐标系；C、水平精校准，航空应急仪表以粗对准结果为初始条件进行导航解算，同时用导航解算的速度信息作为误差量，最优估计出系统的水平姿态误差，并对系统姿态进行修正。10根据权利要求9所述的航空应急仪表系统初始对准方法，其特征在于在水平粗对准阶段，惯性测量单元内加速度计测量敏感到的重力加速度信息，航空应急仪表利用该信息计算出自身的俯仰和滚动角信息，然后利用第一阶段导航计算机接收到的航向信息，计算系统的姿态矩阵，同时航空应急仪表初始化自身的位置为初始装订的经纬度，初始化航空应急仪表自身的速度为零速。11根据权利要求10所述的航空应急仪表系统。
8、初始对准方法，其特征在于所述水平粗对准的粗对准算法为令并令其中FX，FY，FZ分别为三个加速度计的输出，则航空应急仪表俯仰和滚动角采用如下方法计算ARCSINT12，利用加速度计信息计算出来的俯仰和滚动角以及初始装订得到的航向角信息，航空应急仪表的姿态矩阵如下其中和分别为以上计算得到的航空应急仪表的航向、俯仰和滚动角。同时初始化航空应急仪表的速度为零，初始化航空应急仪表的位置为初始装订的经纬度。12根据权利要求9所述的航空应急仪表系统初始对准方法，其特征在于水平精对准通过速度匹配KALMAN滤波方法完成，在该阶段，航空应急仪表以粗对准结果为初始条件进行导航解算，同时用导航解算的速度信息作为误差。
9、量，最优估计出系统的水平姿态误差，并对系统姿态进行修正，从而完成系统的水平精对准。13一种航空应急仪表系统组合导航算法，其特征在于在进行系统初始对准后，所述惯性测量单元、双天线GPS卫星接收机、综合处理计算单元的测量量作为输入卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器根据这些输入得到INS误差的最优估计值，采用输出校正的方法对INS的速度、位置、姿态做修正，综合修正后的结果即为组合导航系统的最终输出。14根据权利要求13所述的航空应急仪表系统组合导航算法，其特征在于选取滤波器15阶系统状态向量如下建立系统的误差状态方程为状态矩阵其中权利要求书CN102050226ACN102050231A3/3页4其中IE为。
10、地球自转角速率，、和为系统坐标系三个方向的失准角，R为地球半径。权利要求书CN102050226ACN102050231A1/7页5一种航空应急仪表及其系统初始对准方法和组合导航算法技术领域0001本发明涉及一种航空用综合飞行仪表，特别是一种在飞机主仪表功能丧失时仍能提供必要导航信息的航空应急仪表及其系统初始对准方法和组合导航算法。背景技术0002现代飞机及各种飞行器广泛使用多功能仪表和显示器。这些仪表和显示器采用集中分布式分结构，彼此之间通过机载总线如1553B进行信息传递和共享，通过多套仪表并联实现互为备份，即当其中一套仪表或显示器故障后仍可向飞行员提供正常的导航信息。但是由于这些仪表和显。
11、示器采用集中供电方式，一旦座舱电源出现故障，这种“玻璃座舱”将丧失驾驶员所需的信息。为此，需要一种不用电源或者仅用蓄电池就能工作的备用仪表，使驾驶员在备用工作状态或应急情况下，能够获得必要的导航信息。于是，在上世纪80年代中后期，国外许多飞机都陆续加装了一些备用仪表，这些备用仪表主要有备用气压表、备用空速表、备用地平仪、备用航姿仪等，这些备用仪表基于传统的机电式传感器技术，都有各自独立的传感器、显示器和结构封装。随着后来电子技术发展，这些仪表逐渐被一个独立结构的电子式备用仪表所替代，这种电子式备用仪表集备用气压表、备用空速表、备用地平仪三者功能与一体，而且内部采用全固态器件，无任何活动部件，既。
12、降低了成本又提高了可靠性。因此目前国外许多飞机如波音777、空客A320、F22都加装了这种电子式备用仪表。然而这种电子式备用仪表也存在明显的不足，例如因为受体积限制，采用的传感器精度不高，所以输出的姿态精度低，又如无法独立提供航向和位置信息，因此必须通过机载总线和飞机上其它导航仪表如方位指示仪表、位置指示仪表等进行通讯来获得航向、位置等信息，因此从仪表严格意义上来说，这种电子式备用仪表还不具备完全意义上的导航仪表的功能。在应急状态下，飞行员除了需要知道飞机姿态、空速、高度等必要的飞行参数以控制飞机的姿态、速度和飞行高度外，有时还需要知道飞行航向、位置等信息，以确定飞机当前所在方向、位置，进而。
13、驾驶飞机到达期望的安全位置。0003目前，一般的飞机上目前基本没有安装应急装备，即使装备的也只是具备部分应急功能的仪表，其技术主要还是依赖于传统的机电式传感器，由于采用较多的机械活动部件，因此存在体积大、重量重、可靠性及维修性差等缺点。0004发明内容0005本发明所要解决的技术问题在于克服上述现有技术之不足，提供一种结构简单、使用方便、精度较高的航空应急仪表。0006根据本发明提出一种航空应急仪表，包括大气压力测量单元，通过两个进气嘴分别连接到飞机上的总压管和静压管，用于测量静压和总压压力；惯性测量单元，通过陀螺仪和加速度计，测量出飞机角运动和线运动信息，进而为捷联惯性导航解算提供必要的传感。
14、器参数；双天线GPS卫星接收机，与卫星信号接收天线连接，用于测量飞机即时位置、速度、航向信息，为捷联惯性导航提供辅助信息；图形显示单元，将接收到的导航参数，以图形和文字的形式在液晶显示屏中显示出来；综合处理计算单元，接收来自各传感器的信息，通过说明书CN102050226ACN102050231A2/7页6传感器信息融合算法，计算出指示空速、气压高度、姿态、航向、经纬度等导航参数，并将计算结果发送给高密度液晶图形显示单元；二次电源电路，用于将外部一次电源电压转换成各传感器及电路所需的电压信号。0007根据本发明提供的航空应急仪表还具有如下附加技术特征0008所述大气压力测量单元进一步包括与所述。
15、总压管连接的总压传感器、与静压管连接的静压传感器及、温度传感器和调理电路，所述总压传感器、所述静压传感器和所述温度传感器与所述调理电路连接。0009所述惯性测量单元包括惯性支架，及安装在惯性支架上的三个相互垂直的陀螺仪、三个相互垂直的加速度计和接口电路。0010所述双天线GPS卫星接收机通过两个射频连接器与飞机机身顶部的两个接收天线连接。0011所述双天线GPS卫星接收机包括两个单天线GPS接收机及与所述单天线GPS接收机连接的调理计算电路。0012所述综合处理计算单元包括信号接口电路和运算处理电路，所述信号接口电路和所述运算处理电路用于接收大气压力测量单元、惯性测量单元、双天线GPS卫星接收。
16、机的信息，并通过计算将结果发送给高密度液晶图形显示单元。0013所述图形显示单元由液晶显示屏、图形显示驱动卡、导光板等电路构成，其中图形显示驱动卡负责接收来自综合处理计算单元的导航参数，并产生相应的动态图形和文字画面，驱动液晶显示屏，在液晶显示屏中显示出相应的图形画面。0014所述图形显示单元包括用于提供显示亮度调节、图形画面切换、昼夜模式切换功能按键和气压参数调节旋钮。0015根据本发明提供的航空应急仪表与现有技术相比至少具有如下优点0016首先，根据本发明提供的一种航空应急仪表够提供指示空速、气压高度、姿态俯仰角、横滚角、航向、经纬度等导航信息，既可以作为正常状态下飞行员操控主飞行仪表的信。
17、息参考又可以在主飞行仪表发生故障时作为应急备用仪表，当主飞行仪表完全丧失功能时，仍可依靠该仪表提供的导航信息指引飞行员驾驶飞机安全返航；其次，本发明提供的航空应急仪表不仅具有姿态、空速、气压高度的测量和指示功能，而且还增加了航向和经纬度的测量和指示等功能，采用多传感器信息融合技术，在输出精度方面相对传统的机电式备用仪表也有很大的提高。0017根据本发明提出一种航空应急仪表系统初始对准方法，在系统通电自检后，包括以下步骤A、初始信息装订，使用GPS输出航向、加速度计信息计算出的水平姿态角、GPS接收机的位置以及零速信息装订给航空应急仪表；B、水平粗校准，航空应急仪表建立起自己的导航坐标系进行导航。
18、解算，同时利用静止状态下的零速信息进行速度匹配KALMAN滤波计算，最优估计出系统的水平姿态误差，并修正系统的导航坐标系；C、水平精校准，航空应急仪表以粗对准结果为初始条件进行导航解算，同时用导航解算的速度信息作为误差量，最优估计出系统的水平姿态误差，并对系统姿态进行修正。0018根据本发明提供的航空应急仪表系统初始对准方法还具有如下附加技术特征0019在水平粗对准阶段，惯性测量单元内加速度计测量敏感到的重力加速度信息，航空应急仪表利用该信息计算出自身的俯仰和滚动角信息，然后利用第一阶段导航计算机接说明书CN102050226ACN102050231A3/7页7收到的航向信息，计算系统的姿态矩。
19、阵，同时航空应急仪表初始化自身的位置为初始装订的经纬度，初始化航空应急仪表自身的速度为零速。0020所述水平粗对准的粗对准算法为令并令00210022其中FX，FY，FZ分别为三个加速度计的输出，则航空应急仪表俯仰和滚动角采用如下方法计算ARCSINT12，利用加速度计信息计算出来的俯仰和滚动角以及初始装订得到的航向角信息，航空应急仪表的姿态矩阵如下00230024其中和分别为以上计算得到的航空应急仪表的航向、俯仰和滚动角。同时初始化航空应急仪表的速度为零，初始化航空应急仪表的位置为初始装订的经纬度。0025水平精对准通过速度匹配KALMAN滤波方法完成，在该阶段，航空应急仪表以粗对准结果为初。
20、始条件进行导航解算，同时用导航解算的速度信息作为误差量，最优估计出系统的水平姿态误差，并对系统姿态进行修正，从而完成系统的水平精对准。0026根据本发明提供的航空应急仪表系统初始对准方法与现有技术相比至少具有如下优点0027首先，根据本发明提供的一种航空应急仪表系统初始对准方法不需要外界任何辅助信息，也即不依赖飞机上其他导航仪表所提供的初始导航参数信息，即可完成本仪表的初始对准。0028其次，根据本发明提供的一种航空应急仪表系统初始对准方法，具有对准时间短、对准精度高等优点。0029根据本发明提出一种航空应急仪表系统组合导航算法，在进行系统初始对准后，所述惯性测量单元、双天线GPS卫星接收机、。
21、综合处理计算单元的测量作为输入卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器根据这些输入得到INS误差的最优估计值，采用输出校正的方法对INS的速度、位置、姿态做修正，综合修正后的结果即为组合导航系统的最终输出。0030根据本发明提供的航空应急仪表系统组合导航算法还具有如下附加技术特征0031选取滤波器15阶系统状态向量如下00320033建立系统的误差状态方程为0034状态矩阵0035其中说明书CN102050226ACN102050231A4/7页80036003700380039其中IE为地球自转角速率，、和为系统坐标系三个方向的失准角，R为地球半径。0040根据本发明提供的航空应急仪表系统组合导航算法与现。
22、有技术相比至少具有如下优点0041首先，根据本发明提供的航空应急仪表系统组合导航算法能够提供指示空速、气压高度、姿态俯仰角、横滚角、航向、经纬度等导航信息，既可以作为正常状态下飞行员操控主飞行仪表的信息参考又可以在主飞行仪表发生故障时作为应急备用仪表，当主飞行仪表完全丧失功能时，仍可依靠该仪表提供的导航信息指引飞行员驾驶飞机安全返航；其次，本发明提供的航空应急仪表系统组合导航算法不仅具有姿态、空速、气压高度的测量和指示功能，而且还增加了航向和经纬度的测量和指示等功能，采用多传感器信息融合技术，在输出精度方面相对传统的机电式备用仪表也有很大的提高。0042本发明附加的方面优点将在下面的描述中部分。
23、给出，部分将从下面的描述中变得更加明显，或通过本发明的实践了解到。附图说明0043本发明的上述和其他方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显说明书CN102050226ACN102050231A5/7页9和容易理解，其中0044图1是根据本发明提供的航空应急仪表的组成框图；0045图2是根据本发明实施例航空应急仪表系统初始对准方法流程图；0046图3是根据本发明实施例提供的航空应急仪表系统组合导航算法框图。具体实施方式0047下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同的标号表示相同的元件。下面通过参考附图描述的实施例用于解释本发明，所述实施例是示例性的。
24、，而不能解释为对本发明的限制。0048参见图1所示，根据本发明提供的一种航空应急仪表，整个虚线框1内为系统内部组成，前端为图形显示和控制单元10，用于向飞行员显示测量的导航信息，同时在前面板导光板布置一些功能按键和调节旋钮，用于功能画面切换、显示亮度调节和气压参数调节；在尾端后面板装有两个用于连接安装在机身上的GPS天线的天线馈线插座2、3以及两个用于连接飞机外部空速管的进气嘴4、5，其中一个连接静压、另一个连接总压，另外后面板还装有一个电连接器图中未表示用于引入外部供电电源信号以及通讯测试。虚线框1内部可划分成6个组成部分0049一个安装在尾部的大气压力测量单元PMU7，由静压传感器、总压传。
25、感器、温度传感器及调理电路组成，通过两个进气嘴4、5分别连接到飞机上的总压管和静压管，用于测量静压和总压压力，为气压高度数学模型计算和空速数学模型计算提供必要的传感器参数；0050一个安装在中部的惯性测量单元IMU6，由1个三轴陀螺仪、3个加速度计、温度传感器、接口电路及惯性支架组成，测量出飞机三轴角运动和线运动信息，进而为捷联惯性导航解算提供必要的传感器参数；0051一个安装在尾部的双天线GPS卫星接收机8，由两个单天线GPS接收机和信号调理、计算电路组成，通过两个射频连接器连接至机身顶部两个卫星信号接收天线，利用载波相位测量技术和快速求解整周模糊度技术，计算出两个GPS卫星信号接收天线处位。
26、置和两天线相位中心连线和真北之间的夹角，同时测量飞机即时位置、速度等信息，为捷联惯性导航提供辅助信息；0052一个安装在中前部的综合处理单元9，由信号接口电路、运算处理电路等组成，接收来自各传感器单元6、7、8的信息，通过特定捷联航姿算法、气压高度、空速模型计算及多传感器信息融合算法，计算出最终的指示空速、气压高度、姿态、航向、经纬度等导航参数，并将计算结果发送给图形显示单元10；0053一个安装在前部的图形显示单元10，由液晶显示屏、图形显示驱动卡、导光板等电路构成，其中图形显示驱动卡负责接收来自综合处理计算机9的导航参数，并产生相应的动态图形和文字画面，驱动液晶显示屏，在液晶显示屏中显示出。
27、相应的图形画面，导光板用于提供显示亮度调节、图形画面切换、昼夜模式切换等功能按键和气压参数调节旋钮，以适应不同飞行环境下的使用要求；0054一个安装在中部的二次电源电路11，用于将来自外部一次电源电压转换成满足各传感器及电路所需的电压信号。说明书CN102050226ACN102050231A6/7页100055参见图2所示，根据本发明提供的一种航空应急仪表系统初始对准方法，航空应急仪表通电首先进行自检流程，检查系统有无软硬件故障，自检完成以后，使用GPS输出航向、加速度计信息计算出的水平姿态角、GPS接收机的位置以及零速信息装订给航空应急仪表，装订完成以后，航空应急仪表建立起自己的导航坐标系。
28、进行导航解算，同时利用静止状态下的零速信息进行速度匹配KALMAN滤波计算，最优估计出系统的水平姿态误差，并修正系统的导航坐标系，从而完成系统的初始对准过程。初始对准结束以后，航空应急仪表转入组合导航状态。0056航向装订对准需要经过三个阶段完成，首先是初始装订，综合处理计算机接收来自GPS的航向信息、GPS接收机的位置信息当地经度、纬度信息，当综合处理计算机接收到装订数据成功以后，进入第二阶段粗对准，在粗对准阶段，IMU内加速度计测量敏感到的重力加速度信息，航空应急仪表利用该信息计算出自身的俯仰和滚动角信息，然后利用第一阶段导航计算机接收到的航向信息，计算系统的姿态矩阵，同时航空应急仪表初始。
29、化自身的位置为初始装订的经纬度，初始化航空应急仪表自身的速度为零速。以上过程完成以后，航空应急仪表进入对准的第三阶段水平精对准。水平精对准通过速度匹配KALMAN滤波方法完成，在该阶段，航空应急仪表以粗对准结果为初始条件进行导航解算，同时用导航解算的速度信息作为误差量，最优估计出系统的水平姿态误差，并对系统姿态进行修正，从而完成系统的水平精对准。具体计算算法如下0057粗对准算法0058令并令00590060其中FX，FY，FZ分别为三个加速度计的输出，则航空应急仪表俯仰和滚动角采用如下方法计算ARCSINT12，利用加速度计信息计算出来的俯仰和滚动角以及初始装订得到的航向角信息，航空应急仪表。
30、的姿态矩阵如下00610062其中和分别为以上计算得到的航空应急仪表的航向、俯仰和滚动角。同时初始化航空应急仪表的速度为零，初始化航空应急仪表的位置为初始装订的经纬度。至此，完成航空应急仪表的粗对准过程。0063参见图3所示，根据本发明提供的一种航空应急仪表系统组合导航算法，这里INS作为导航的主体系统，GPS北向和东向的速度、位置输出与INS北向和东向速度、位置输出做差，获得北向和东向速度误差和位置误差的观测量；采用PMU的高度和垂直方向速度与INS相应的输出作差，得到垂直方向上的速度误差、位置误差的观测量；同理，GPS的航向角输出与INS的航向角输出作差，获得航向角误差的观测量。以上三部分。
31、观测量作为卡尔曼滤波器的输入，卡尔曼滤波器根据这些输入得到INS误差的最优估计值，采用输出校正的说明书CN102050226ACN102050231A7/7页11方法对INS的速度、位置、姿态做修正，综合修正后的结果即为组合导航系统的最终输出。0064选取滤波器15阶系统状态向量如下00650066建立系统的误差状态方程为0067状态矩阵0068其中0069007000710072其中IE为地球自转角速率，、和为系统坐标系三个方向的失准角，R为地球半径。利用以上误差模型，通过KALMAN滤波算法就可以估计出系统的失准角和陀螺漂移等误差参数，利用这些参数就可以修正系统的导航参数，使得系统导航精度更高。0073尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行变化，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。说明书CN102050226ACN102050231A1/2页12图1图2说明书附图CN102050226ACN102050231A2/2页13图3说明书附图CN102050226A。