用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法.pdf

摘要
申请专利号：	CN201410104459.6	申请日：	2014.03.20
公开号：	CN103852081A	公开日：	2014.06.11
当前法律状态：	授权	有效性：	有权
法律详情：	授权\|\|\|实质审查的生效IPC(主分类):G01C 21/20申请日:20140320\|\|\|公开
IPC分类号：	G01C21/20	主分类号：	G01C21/20
申请人：	南京航空航天大学
发明人：	陆辰; 李荣冰; 刘建业; 雷廷万; 郭毅; 付强; 曾庆化; 何波
地址：	210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
优先权：
专利代理机构：	江苏圣典律师事务所 32237	代理人：	贺翔
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内容摘要

本发明公开了一种用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，其基于高空大气以水平流动为主的特点，根据真空速、地速与风速之间的矢量关系，利用攻角、侧滑角和载体的姿态计算真空速与地速之间的比例因子，通过数值计算对真空速进行求解。该方法克服了依赖于大气温度参数的现有真空速计算方法因温度测量时间常数大造成真空速滞后严重不足，同时避免了真空速严重受大气环境参数的影响以及真空速估算方法对飞机动力学参数等不确定性外来信息的依赖性，从而解决了真空速的测量滞后和环境因素的影响。

权利要求书

权利要求书
1. 一种用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，所述方法涉及到大气数据系统、捷联惯性导航系统，其特征在于：包括以下步骤
步骤1、速度位置信息读取：载入受大气数据系统影响的惯性导航系统输出的经度long、纬度lati、高度heig、东向速度VE、北向速度VN、天向速度VU，经度、纬度单位为度，高度单位为米，速度单位为m/s；
步骤2、变换矩阵求解：载入惯性导航系统输出的横滚角γ0、俯仰角θ0、航向角ψ0，单位为度，根据欧拉角法确定载体坐标系转换到地理坐标系的变换矩阵，具体包括：
步骤201、根据下式将惯性导航系统输出的姿态角单位由度转换为弧度，
γ＝γ0*π/180，θ＝θ0*π/180，ψ＝ψ0*π/180，
式中，γ、θ、ψ分别为单位转换为弧度的横滚角、俯仰角、航向角信息；
步骤202、根据下式计算地理坐标系转换到载体坐标系的变换矩阵
Cnb=cosγcosψ+sinγsinθsinψ-cosγsinψ+sinγsinθcosψ-sinγcosθcosθsinψcosθcosψsinθsinγcosψ-cosγsinθsinψ-sinγcosψ-cosγsinθcosψcosγcosθ;]]>
步骤3、计算条件判定：根据天向地速VU进行判定，若|VU|＜2m/s，返回步骤1，若|VU|≥2m/s，则进行后续步骤；
步骤4、有效加速度提取：提取加速度计测量值，提取载体加速度，具体步骤包括：
步骤401、将纬度的单位由度转换为弧度lati＝lati*π/180；
步骤402、根据载体位置、地球半径以及地球椭圆率，计算地球曲率半径，
Rm＝Re(1-2f+3f sin2(lati))，Rn＝Re(1+f sin2(lati))
式中，Re、f分别为地球半径、地球椭圆率，Rm、Rn为惯导解算所需的地球曲率半径；
步骤403、根据变换矩阵将加速度计输出转换到导航系下，式中， Fb、Fn分别为机体系、导航系下的比力；
步骤404、去除比力中的有害加速度，提取载体加速度，用于速度、位置解算，
ωenn=-Vn(Rm+heig)Ve(Rn+heig)Vetan(lati)(Rn+heig),]]>ωien=0ωiecos(lati)ωiesin(lati),]]>
Fnt=Fn-(2ωien+ωenn)×Vn+00-(1-2heigRe)g,]]>
式中，heig为载体飞行高度，ωie为地球自转角速度，g为重力加速度，Fnt为载体加速度，可用于速度、位置解算；
步骤5、惯导速度位置解算：结合已有的位置信息，进行惯导速度位置解算，具体步骤包括：
步骤501、根据当前仿真时间ti与前一时刻仿真时间ti-1，确定仿真步长T，T＝ti-ti-1；
步骤502、根据载体加速度Fnt、仿真步长T，对载体速度进行积分解算，令Vg＝[VE VN VU]T，则Vg＝Vg+FntT；
步骤503、将经度的单位由度转换为弧度long＝long*π/180；
步骤504、根据载体速度Vg、仿真步长T，对载体位置进行积分解算，
heig＝heig+TVU，lati=lati+TVN(Rm+heig),]]>long=long+TVE(Rn+heig)cos(lati);]]>
步骤505、将经度、纬度的单位由弧度转换为度，long＝long*180/π， lati＝lati*180/π；
步骤6、变换矩阵元素提取：提取出坐标系变换矩阵中的元素，i＝1,2,3，j＝1,2,3；
步骤7、比例因子计算：根据大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角以及坐标系变换矩阵中的元素cij，计算真空速计算中需要的比例因子，具体包括：
步骤701、根据下式将大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角单位由度转换为弧度，
α＝α0*pi/180，β＝β0*pi/180，
式中，α0、β0分别为大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角，单位为度，α、β分别为单位转换为弧度的攻角、侧滑角信息；
步骤702、根据坐标系变换矩阵中的各项元素、攻角、侧滑角，计算真空速解算中需要的比例因子d1＝c31*sinβ+c32*cosα*cosβ+c33*sinα*cosβ；
步骤8、真空速解算：根据真空速、风速与地速之间的矢量关系，利用真空速计算中需要的比例因子d1，地理坐标系下的地速Vn进行真空速的解算，V＝VU/d1，式中，V为真空速，实现当前时刻真空速解算后，回到步骤2，继续进行后续的真空速解算。

说明书

说明书用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法
技术领域：
本发明涉及一种真空速解算方法，尤其涉及一种用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法。
背景技术：
大气数据系统（Air Data System，简称ADS）是完成大气参数感知、测量、解算并输出的重要机载航电设备，利用传感器（压力/温度/角度传感器）测量飞机周围的大气特征参数，然后经过大气数据计算机进行相关解算和校正，完成自由来流的总压、静压、动压、静温、攻角、侧滑角、高度、升降速、指示空速、真空速、马赫数等大气数据的测量。捷联惯性导航（Strapdown Inertial Navigation System，简称SINS）是根据牛顿力学定律获得载体导航信息的一种自主式导航方法，它利用陀螺仪、加速度计等惯性元件敏感载体运动信息，然后通过计算机进行积分运算得到载体的姿态、速度和位置等导航参数。
这两种导航方式各有特点：SINS信息丰富，导航精度较高，但高度方向不稳定；ADS高度测量不存在累积误差，攻角、侧滑角测量实时性优，但测压管路延迟特性、温度滞后等因素造成真空速测量的滞后特性。因此SINS与ADS具有很强的互补性，ADS对SINS高度进行阻尼已经达到工程普遍应用的程度，而使用SINS信息提高真空速测量性能、基于SINS/ADS的风速测量则是SINS/ADS组合系统的研究重点。
目前用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法较少，真空速解算方法主要可以分为两类，一类是飞机动力学方程与飞控参数结合进行估算，其思想是将真空速作为一个状态量，根据飞行动力学模型建立状态方程，依据航电设备测量信息及其与状态量的关系建立量测方程，使用卡尔曼滤波实现真空速解算，常用的有普通卡尔曼滤波算法（KF算法）、扩展卡尔曼滤波算法（EKF算法）和无色卡尔曼滤波算法（UKF算法）；另一类是通过外来信息增大信息量进行真空速估算，常用的是增加GPS设备，使用GPS提供的地速、航迹角信息，根据真空速、地速与风速的矢量关系进行真空速求解。
结合飞机动力学方程与飞控参数进行真空速估算，需要获取全面的飞机动力学参数和飞行控制参数，工程应用中难以满足此项需求，解算原理复杂。仿真结果表明，该方法的真空速解算误差能够控制在2m/s以内，效果较好（见M.L.Fravolini，M.Pastorelli 等，《Model-Based approaches for the Airspeed Estimation and Fault Monitoring of an Unamaned Aerial Vehicle》）。通过外来信息增大信息量进行真空速估算，原理简单可靠，适用范围广，但是仍需使用差压测量信息，无法避免真空速滞后的问题，仅能够对差压与真空速的比例因子进行修正，与此同时，由于引入了外来信息，导致自主性下降，易受干扰，可信度不高（见AMCHO、JIHOON KIM等，《Wind Estimation and Airspeed Calibration using a UAV with a Single-Antenna GPS Receiver and Pitot Tube》）。
发明内容：
本发明所要解决的技术问题在于克服依赖于大气温度参数的现有真空速计算方法因温度测量时间常数大造成真空速滞后严重不足的缺陷，避免真空速严重受大气环境参数的影响以及真空速估算方法对飞机动力学参数等不确定性外来信息的依赖性，提供一种不受真空速的测量滞后和环境因素影响的真空速解算方法，该方法适用于大气数据/捷联惯导系统，基于高空大气以水平流动为主的特点，根据真空速、地速与风速之间的矢量关系，利用攻角、侧滑角和载体的姿态计算真空速与地速之间的比例因子，通过数值计算对真空速进行求解，避免了环境因素对真空速的干扰，解决了真空速测量滞后影响风速解算、飞行控制性能的问题。
本发明采用如下技术方案：一种用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，所述方法涉及到大气数据系统、捷联惯性导航系统，其特征在于：包括以下步骤
步骤1、速度位置信息读取：载入受大气数据系统影响的惯性导航系统输出的经度long、纬度lati、高度heig、东向速度VE、北向速度VN、天向速度VU，经度、纬度单位为度，高度单位为米，速度单位为m/s；
步骤2、变换矩阵求解：载入惯性导航系统输出的横滚角γ0、俯仰角θ0、航向角ψ0，单位为度，根据欧拉角法确定载体坐标系转换到地理坐标系的变换矩阵，具体包括：
步骤201、根据下式将惯性导航系统输出的姿态角单位由度转换为弧度，
γ＝γ0*π/180，θ＝θ0*π/180，ψ＝ψ0*π/180，
式中，γ、θ、ψ分别为单位转换为弧度的横滚角、俯仰角、航向角信息；
步骤202、根据下式计算地理坐标系转换到载体坐标系的变换矩阵
Cnb=cosγcosψ+sinγsinθsinψ-cosγsinψ+sinγsinθcosψ-sinγcosθcosθsinψcosθcosψsinθsinγcosψ-cosγsinθsinψ-sinγcosψ-cosγsinθcosψcosγcosθ;]]>
步骤3、计算条件判定：根据天向地速VU进行判定，若|VU|＜2m/s，返回步骤1，若|VU|≥2m/s，则进行后续步骤；
步骤4、有效加速度提取：提取加速度计测量值，提取载体加速度，具体步骤包括：
步骤401、将纬度的单位由度转换为弧度lati＝lati*π/180；
步骤402、根据载体位置、地球半径以及地球椭圆率，计算地球曲率半径，
Rm＝Re(1-2f+3f sin2(lati))，Rn＝Re(1+f sin2(lati))
式中，Re、f分别为地球半径、地球椭圆率，Rm、Rn为惯导解算所需的地球曲率半径；
步骤403、根据变换矩阵将加速度计输出转换到导航系下，式中，Fb、Fn分别为机体系、导航系下的比力；
步骤404、去除比力中的有害加速度，提取载体加速度，用于速度、位置解算，
ωenn=-Vn(Rm+heig)Ve(Rn+heig)Vetan(lati)(Rn+heig),]]>ωien=0ωiecos(lati)ωiesin(lati),]]>
Fnt=Fn-(2ωien+ωenn)×Vn+00-(1-2heigRe)g,]]>
式中，heig为载体飞行高度，ωie为地球自转角速度，g为重力加速度，Fnt为载体加速度，可用于速度、位置解算；
步骤5、惯导速度位置解算：结合已有的位置信息，进行惯导速度位置解算，具体步骤包括：
步骤501、根据当前仿真时间ti与前一时刻仿真时间ti-1，确定仿真步长T，T＝ti-ti-1；
步骤502、根据载体加速度Fnt、仿真步长T，对载体速度进行积分解算，令Vg＝[VE VN VU]T，则Vg＝Vg+FntT；
步骤503、将经度的单位由度转换为弧度long＝long*π/180；
步骤504、根据载体速度Vg、仿真步长T，对载体位置进行积分解算，
heig＝heig+TVU，lati=lati+TVN(Rm+heig),]]>long=long+TVE(Rn+heig)cos(lati);]]>
步骤505、将经度、纬度的单位由弧度转换为度，long＝long*180/π，lati＝lati*180/π；
步骤6、变换矩阵元素提取：提取出坐标系变换矩阵中的元素，i＝1,2,3，j＝1,2,3；
步骤7、比例因子计算：根据大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角以及坐标系变换矩阵中的元素cij，计算真空速计算中需要的比例因子，具体包括：
步骤701、根据下式将大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角单位由度转换为弧度，
α＝α0*pi/180，β＝β0*pi/180，
式中，α0、β0分别为大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角，单位为度，α、β分别为单位转换为弧度的攻角、侧滑角信息；
步骤702、根据坐标系变换矩阵中的各项元素、攻角、侧滑角，计算真空速解算中需要的比例因子d1＝c31*sinβ+c32*cosα*cosβ+c33*sinα*cosβ；
步骤8、真空速解算：根据真空速、风速与地速之间的矢量关系，利用真空速计算中需要的比例因子d1，地理坐标系下的地速Vn进行真空速的解算，V＝VU/d1，式中，V为真空速，实现当前时刻真空速解算后，回到步骤2，继续进行后续的真空速解算。
本发明具有如下有益效果：
（1）针对现有结合飞机动力学方程与飞控参数进行真空速解算方法对飞机动力学模型、飞行控制参数的过高要求、解算方法过于复杂的问题，本发明借鉴真空速、风速与地速的矢量关系进行真空速解算，避免了飞机动力学模型、飞行控制参数的使用，对真空速解算方法进行了简化；
（2）针对现有通过外来信息增大信息量进行真空速估算方法降低真空速解算自主性的不足，本发明根据平流层大气不存在对流的现象，减少未知量，避免了对外来信息的需要，保证了系统的自主性。
附图说明：
图1为本发明的真空速解算方法的原理示意图。
图2为本发明的真空速解算方法的算法流程图。
图3为本发明的真空速解算方法的仿真程序结构图。
图4为本发明的真空速解算方法的真空速解算的结果。
具体实施方式：
图1所示为本发明提出的真空速解算方法的原理示意图，图1.a)中，坐标轴代表地理坐标系，横轴E代表东向，纵轴N代表北向，表示风速，表示地速，表示真空速，ψ表示航向角，χw表示风向角，图1.b)中，OXYZ表示机体坐标系，表示真空速，α表示攻角，β表示侧滑角。采用本发明方法，在任意时刻，均可进行真空速的解算，不需要测量值的积累。
本发明用于大气数据/捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，其涉及到大气数据系统、捷联惯性导航系统，该方法基于高空大气以水平流动为主的特点，根据惯性导航系统输出的地速、姿态角和大气数据系统输出的攻角、侧滑角，计算真空速与地速之间的比例因子，在惯性导航系统位置误差和攻角、侧滑角测量误差允许的范围内求解真空速，具体的真空速解算方法流程如图2所示，其包括以下步骤：
步骤1、速度位置信息读取：载入受大气数据系统影响的惯性导航系统输出的经度long、纬度lati、高度heig、东向速度VE、北向速度VN、天向速度VU，经度、纬度单位为度，高度单位为米，速度单位为m/s；
步骤2、变换矩阵求解：载入惯性导航系统输出的横滚角γ0、俯仰角θ0、航向角ψ0，单位为度，根据欧拉角法确定载体坐标系转换到地理坐标系的变换矩阵，具体包括：
步骤201、根据下式将惯性导航系统输出的姿态角单位由度转换为弧度，
γ＝γ0*π/180，θ＝θ0*π/180，ψ＝ψ0*π/180，
式中，γ、θ、ψ分别为单位转换为弧度的横滚角、俯仰角、航向角信息；
步骤202、根据下式计算地理坐标系转换到载体坐标系的变换矩阵
Cnb=cosγcosψ+sinγsinθsinψ-cosγsinψ+sinγsinθcosψ-sinγcosθcosθsinψcosθcosψsinθsinγcosψ-cosγsinθsinψ-sinγcosψ-cosγsinθcosψcosγcosθ;]]>
步骤3、计算条件判定：根据天向地速VU进行判定，若|VU|＜2m/s，返回步骤1，若|VU|≥2m/s，则进行后续步骤；
步骤4、有效加速度提取：提取加速度计测量值，提取载体加速度，具体步骤包括：
步骤401、将纬度的单位由度转换为弧度lati＝lati*π/180；
步骤402、根据载体位置、地球半径以及地球椭圆率，计算地球曲率半径，
Rm＝Re(1-2f+3f sin2(lati))，Rn＝Re(1+f sin2(lati))
式中，Re、f分别为地球半径、地球椭圆率，Rm、Rn为惯导解算所需的地球曲率半径；
步骤403、根据变换矩阵将加速度计输出转换到导航系下，式中，Fb、Fn分别为机体系、导航系下的比力；
步骤404、去除比力中的有害加速度，提取载体加速度，用于速度、位置解算，
ωenn=-Vn(Rm+heig)Ve(Rn+heig)Vetan(lati)(Rn+heig),]]>ωien=0ωiecos(lati)ωiesin(lati),]]>
Fnt=Fn-(2ωien+ωenn)×Vn+00-(1-2heigRe)g,]]>
式中，heig为载体飞行高度，ωie为地球自转角速度，g为重力加速度，Fnt为载体加速度，可用于速度、位置解算；
步骤5、惯导速度位置解算：结合已有的位置信息，进行惯导速度位置解算，具体步骤包括：
步骤501、根据当前仿真时间ti与前一时刻仿真时间ti-1，确定仿真步长T，T＝ti-ti-1；
步骤502、根据载体加速度Fnt、仿真步长T，对载体速度进行积分解算，令Vg＝[VE VN VU]T，则Vg＝Vg+FntT；
步骤503、将经度的单位由度转换为弧度long＝long*π/180；
步骤504、根据载体速度Vg、仿真步长T，对载体位置进行积分解算，
heig＝heig+TVU，lati=lati+TVN(Rm+heig),]]>long=long+TVE(Rn+heig)cos(lati);]]>
步骤505、将经度、纬度的单位由弧度转换为度，long＝long*180/π，lati＝lati*180/π；
步骤6、变换矩阵元素提取：提取出坐标系变换矩阵中的元素，i＝1,2,3，j＝1,2,3；
步骤7、比例因子计算：根据大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角以及坐标系变换矩阵中的元素cij，计算真空速计算中需要的比例因子，具体包括：
步骤701、根据下式将大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角单位由度转换为弧度，
α＝α0*pi/180，β＝β0*pi/180，
式中，α0、β0分别为大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角，单位为度，α、β分别为单位转换为弧度的攻角、侧滑角信息；
步骤702、根据坐标系变换矩阵中的各项元素、攻角、侧滑角，计算真空速解算中需要的比例因子d1＝c31*sinβ+c32*cosα*cosβ+c33*sinα*cosβ；
步骤8、真空速解算：根据真空速、风速与地速之间的矢量关系，利用真空速计算中需要的比例因子d1，地理坐标系下的地速Vn进行真空速的解算，V＝VU/d1，式中，V为真空速，实现当前时刻真空速解算后，回到步骤2，继续进行后续的真空速解算。
为了评价本发明提出的真空速解算方法的性能，设计了仿真程序，结构如图3所示，该仿真程序包括以下步骤：
（1）对飞行模拟软件进行飞行条件设置（包括风速、风向角等）；
（2）使用飞行模拟软件进行飞行仿真，生成飞行数据（包括惯导数据、大气环境参数、气流角数据等）；
（3）基于惯导数据（包括姿态角、地速）、气流角数据（包括攻角、侧滑角）进行真空速解算，并与真实真空速进行比较。
实验结果如图4所示，表明本发明的真空速解算结果与真实真空速基本重合，误差均值为0.3m/s，误差最大值在1m/s以内，证明了本发明根据真空速、风速与地速矢量关系、坐标系的变换关系解算真空速方法的正确性和有效性。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

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1、(10)申请公布号 CN 103852081 A (43)申请公布日 2014.06.11 CN 103852081 A (21)申请号 201410104459.6 (22)申请日 2014.03.20 G01C 21/20(2006.01) (71)申请人南京航空航天大学地址 210016 江苏省南京市秦淮区御道街 29 号 (72)发明人陆辰李荣冰刘建业雷廷万郭毅付强曾庆化何波 (74)专利代理机构江苏圣典律师事务所 32237 代理人贺翔 (54) 发明名称用于大气数据 / 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法 (57) 摘要本发明公开了一种用于大气数据。

2、/ 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，其基于高空大气以水平流动为主的特点，根据真空速、地速与风速之间的矢量关系，利用攻角、侧滑角和载体的姿态计算真空速与地速之间的比例因子，通过数值计算对真空速进行求解。该方法克服了依赖于大气温度参数的现有真空速计算方法因温度测量时间常数大造成真空速滞后严重不足，同时避免了真空速严重受大气环境参数的影响以及真空速估算方法对飞机动力学参数等不确定性外来信息的依赖性，从而解决了真空速的测量滞后和环境因素的影响。 (51)Int.Cl. 权利要求书 2 页说明书 6 页附图 3 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (。

3、12)发明专利申请权利要求书2页说明书6页附图3页 (10)申请公布号 CN 103852081 A CN 103852081 A 1/2 页 2 1. 一种用于大气数据 / 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，所述方法涉及到大气数据系统、捷联惯性导航系统，其特征在于：包括以下步骤步骤 1、速度位置信息读取：载入受大气数据系统影响的惯性导航系统输出的经度 long、纬度 lati、高度 heig、东向速度 VE、北向速度 VN、天向速度 VU，经度、纬度单位为度，高度单位为米，速度单位为 m/s ；步骤2、变换矩阵求解：载入惯性导航系统输。

4、出的横滚角0、俯仰角0、航向角0，单位为度，根据欧拉角法确定载体坐标系转换到地理坐标系的变换矩阵，具体包括：步骤 201、根据下式将惯性导航系统输出的姿态角单位由度转换为弧度， 0*/180， 0*/180， 0*/180，式中，、、分别为单位转换为弧度的横滚角、俯仰角、航向角信息；步骤 202、根据下式计算地理坐标系转换到载体坐标系的变换矩阵步骤 3、计算条件判定：根据天向地速 VU进行判定，若 |VU| 2m/s，返回步骤 1，若 |VU| 2m/s，则进行后续步骤；步骤 4、有效加速度提取：提取加速度计测量值，提取载体加速度。

5、，具体步骤包括：步骤 401、将纬度的单位由度转换为弧度 lati lati*/180 ；步骤 402、根据载体位置、地球半径以及地球椭圆率，计算地球曲率半径， Rm Re(1-2f+3f sin2(lati)， Rn Re(1+f sin2(lati) 式中， Re、 f 分别为地球半径、地球椭圆率， Rm、 Rn为惯导解算所需的地球曲率半径；步骤 403、根据变换矩阵将加速度计输出转换到导航系下，式中， Fb、 Fn 分别为机体系、导航系下的比力；步骤 404、去除比力中的有害加速度，提取载体加速度，用于速度、位置解算，式中， heig 为载体飞行高。

6、度， ie为地球自转角速度， g 为重力加速度， Fnt为载体加速权利要求书 CN 103852081 A 2 2/2 页 3 度，可用于速度、位置解算；步骤 5、惯导速度位置解算：结合已有的位置信息，进行惯导速度位置解算，具体步骤包括：步骤 501、根据当前仿真时间ti与前一时刻仿真时间 ti-1，确定仿真步长T， Tti-ti-1；步骤 502、根据载体加速度 Fnt、仿真步长 T，对载体速度进行积分解算，令 Vg VE VN VUT，则 Vg Vg+FntT ；步骤 503、将经度的单位由度转换为弧度 long long*/180 ；。

7、步骤 504、根据载体速度 Vg、仿真步长 T，对载体位置进行积分解算， heig heig+TVU，步骤 505、将经度、纬度的单位由弧度转换为度， long long*180/， lati lati*180/ ；步骤 6、变换矩阵元素提取：提取出坐标系变换矩阵中的元素，i 1,2,3， j 1,2,3 ；步骤 7、比例因子计算：根据大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角以及坐标系变换矩阵中的元素 cij，计算真空速计算中需要的比例因子，具体包括：步骤 701、根据下式将大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角单位由度转换为弧度， 0*pi/。

8、180， 0*pi/180，式中， 0、 0分别为大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角，单位为度，、分别为单位转换为弧度的攻角、侧滑角信息；步骤 702、根据坐标系变换矩阵中的各项元素、攻角、侧滑角，计算真空速解算中需要的比例因子 d1 c31*sin+c32*cos*cos+c33*sin*cos ；步骤 8、真空速解算：根据真空速、风速与地速之间的矢量关系，利用真空速计算中需要的比例因子 d1，地理坐标系下的地速 Vn进行真空速的解算， V VU/d1，式中， V 为真空速，实现当前时刻真空速解算后，回到步骤 2，继续进行后续的真空速解。

9、算。权利要求书 CN 103852081 A 3 1/6 页 4 用于大气数据 / 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法技术领域： 0001 本发明涉及一种真空速解算方法，尤其涉及一种用于大气数据 / 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法。背景技术： 0002 大气数据系统（Air Data System，简称ADS）是完成大气参数感知、测量、解算并输出的重要机载航电设备，利用传感器（压力 / 温度 / 角度传感器）测量飞机周围的大气特征参数，然后经过大气数据计算机进行相关解算和校正，完成自由来流的总压、静压、动压、静温、攻角、侧滑角、。

10、高度、升降速、指示空速、真空速、马赫数等大气数据的测量。捷联惯性导航（Strapdown Inertial Navigation System，简称SINS）是根据牛顿力学定律获得载体导航信息的一种自主式导航方法，它利用陀螺仪、加速度计等惯性元件敏感载体运动信息，然后通过计算机进行积分运算得到载体的姿态、速度和位置等导航参数。 0003 这两种导航方式各有特点： SINS 信息丰富，导航精度较高，但高度方向不稳定； ADS 高度测量不存在累积误差，攻角、侧滑角测量实时性优，但测压管路延迟特性、温度滞后等因素造成真空速测量的滞后特性。因此 SINS。

11、与 ADS 具有很强的互补性， ADS 对 SINS 高度进行阻尼已经达到工程普遍应用的程度，而使用 SINS 信息提高真空速测量性能、基于 SINS/ADS 的风速测量则是 SINS/ADS 组合系统的研究重点。 0004 目前用于大气数据 / 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法较少，真空速解算方法主要可以分为两类，一类是飞机动力学方程与飞控参数结合进行估算，其思想是将真空速作为一个状态量，根据飞行动力学模型建立状态方程，依据航电设备测量信息及其与状态量的关系建立量测方程，使用卡尔曼滤波实现真空速解算，常用的有普通卡尔曼滤波算法（KF 算法）、扩展卡尔曼滤。

12、波算法（EKF 算法）和无色卡尔曼滤波算法（UKF 算法）；另一类是通过外来信息增大信息量进行真空速估算，常用的是增加GPS设备，使用GPS提供的地速、航迹角信息，根据真空速、地速与风速的矢量关系进行真空速求解。 0005 结合飞机动力学方程与飞控参数进行真空速估算，需要获取全面的飞机动力学参数和飞行控制参数，工程应用中难以满足此项需求，解算原理复杂。仿真结果表明，该方法的真空速解算误差能够控制在 2m/s 以内，效果较好（见 M.L.Fravolini， M.Pastorelli 等， Model-Based approaches for the Ai。

13、rspeed Estimation and Fault Monitoring of an Unamaned Aerial Vehicle ）。通过外来信息增大信息量进行真空速估算，原理简单可靠，适用范围广，但是仍需使用差压测量信息，无法避免真空速滞后的问题，仅能够对差压与真空速的比例因子进行修正，与此同时，由于引入了外来信息，导致自主性下降，易受干扰，可信度不高（见AMCHO、 JIHOON KIM等，Wind Estimation and Airspeed Calibration using a UAV with a Single-Antenna GPS Rece。

14、iver and Pitot Tube ）。发明内容： 0006 本发明所要解决的技术问题在于克服依赖于大气温度参数的现有真空速计算方说明书 CN 103852081 A 4 2/6 页 5 法因温度测量时间常数大造成真空速滞后严重不足的缺陷，避免真空速严重受大气环境参数的影响以及真空速估算方法对飞机动力学参数等不确定性外来信息的依赖性，提供一种不受真空速的测量滞后和环境因素影响的真空速解算方法，该方法适用于大气数据 / 捷联惯导系统，基于高空大气以水平流动为主的特点，根据真空速、地速与风速之间的矢量关系，利用攻角、侧滑角和载体的姿态计算真空速与地速之间的比。

15、例因子，通过数值计算对真空速进行求解，避免了环境因素对真空速的干扰，解决了真空速测量滞后影响风速解算、飞行控制性能的问题。 0007 本发明采用如下技术方案：一种用于大气数据 / 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，所述方法涉及到大气数据系统、捷联惯性导航系统，其特征在于：包括以下步骤 0008 步骤 1、速度位置信息读取：载入受大气数据系统影响的惯性导航系统输出的经度 long、纬度 lati、高度 heig、东向速度 VE、北向速度 VN、天向速度 VU，经度、纬度单位为度，高度单位为米，速度单位为 m/s ； 0009 步骤 2、。

16、变换矩阵求解：载入惯性导航系统输出的横滚角 0、俯仰角 0、航向角 0，单位为度，根据欧拉角法确定载体坐标系转换到地理坐标系的变换矩阵，具体包括： 0010 步骤 201、根据下式将惯性导航系统输出的姿态角单位由度转换为弧度， 0011 0*/180， 0*/180， 0*/180， 0012 式中，、、分别为单位转换为弧度的横滚角、俯仰角、航向角信息； 0013 步骤 202、根据下式计算地理坐标系转换到载体坐标系的变换矩阵 0014 0015 步骤 3、计算条件判定：根据天向地速 VU进行判定，若 |VU| 2m/s，返回步骤 1，若 |VU| 。

17、2m/s，则进行后续步骤； 0016 步骤 4、有效加速度提取：提取加速度计测量值，提取载体加速度，具体步骤包括： 0017 步骤 401、将纬度的单位由度转换为弧度 lati lati*/180 ； 0018 步骤 402、根据载体位置、地球半径以及地球椭圆率，计算地球曲率半径， 0019 Rm Re(1-2f+3f sin2(lati)， Rn Re(1+f sin2(lati) 0020 式中， Re、 f 分别为地球半径、地球椭圆率， Rm、 Rn为惯导解算所需的地球曲率半径； 0021 步骤 403、根据变换矩阵将加速度计输出转换到导航系下，式中， Fb。

18、、 Fn分别为机体系、导航系下的比力； 0022 步骤 404、去除比力中的有害加速度，提取载体加速度，用于速度、位置解算， 0023 说明书 CN 103852081 A 5 3/6 页 6 0024 0025 式中， heig 为载体飞行高度， ie为地球自转角速度， g 为重力加速度， Fnt为载体加速度，可用于速度、位置解算； 0026 步骤 5、惯导速度位置解算：结合已有的位置信息，进行惯导速度位置解算，具体步骤包括： 0027 步骤 501、根据当前仿真时间 ti与前一时刻仿真时间 ti-1，确定仿真步长 T， T ti-ti-1； 002。

19、8 步骤 502、根据载体加速度 Fnt、仿真步长 T，对载体速度进行积分解算，令 Vg VE VN VUT，则 Vg Vg+FntT ； 0029 步骤 503、将经度的单位由度转换为弧度 long long*/180 ； 0030 步骤 504、根据载体速度 Vg、仿真步长 T，对载体位置进行积分解算， 0031 heig heig+TVU， 0032 步骤 505、将经度、纬度的单位由弧度转换为度， long long*180/， lati lati*180/ ； 0033 步骤 6、变换矩阵元素提取：提取出坐标系变换矩阵中的元素，i 1,2,3， j 1,2。

20、,3 ； 0034 步骤 7、比例因子计算：根据大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角以及坐标系变换矩阵中的元素 cij，计算真空速计算中需要的比例因子，具体包括： 0035 步骤 701、根据下式将大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角单位由度转换为弧度， 0036 0*pi/180， 0*pi/180， 0037 式中， 0、 0分别为大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角，单位为度，、分别为单位转换为弧度的攻角、侧滑角信息； 0038 步骤 702、根据坐标系变换矩阵中的各项元素、攻角、侧滑角，计算真空速解算中需要的比例因子 d1 c31。

21、*sin+c32*cos*cos+c33*sin*cos ； 0039 步骤 8、真空速解算：根据真空速、风速与地速之间的矢量关系，利用真空速计算中需要的比例因子 d1，地理坐标系下的地速 Vn进行真空速的解算， V VU/d1，式中， V 为真空速，实现当前时刻真空速解算后，回到步骤 2，继续进行后续的真空速解算。 0040 本发明具有如下有益效果： 0041 （1）针对现有结合飞机动力学方程与飞控参数进行真空速解算方法对飞机动力学模型、飞行控制参数的过高要求、解算方法过于复杂的问题，本发明借鉴真空速、风速与地速的矢量关系进行真空速解算，避免了飞机动。

22、力学模型、飞行控制参数的使用，对真空速解说明书 CN 103852081 A 6 4/6 页 7 算方法进行了简化； 0042 （2）针对现有通过外来信息增大信息量进行真空速估算方法降低真空速解算自主性的不足，本发明根据平流层大气不存在对流的现象，减少未知量，避免了对外来信息的需要，保证了系统的自主性。附图说明： 0043 图 1 为本发明的真空速解算方法的原理示意图。 0044 图 2 为本发明的真空速解算方法的算法流程图。 0045 图 3 为本发明的真空速解算方法的仿真程序结构图。 0046 图 4 为本发明的真空速解算方法的真空速解算的结果。具体实施方式。

23、： 0047 图 1 所示为本发明提出的真空速解算方法的原理示意图，图 1.a) 中，坐标轴代表地理坐标系，横轴 E 代表东向，纵轴 N 代表北向，表示风速，表示地速，表示真空速，表示航向角， w表示风向角，图 1.b) 中， OXYZ 表示机体坐标系，表示真空速，表示攻角，表示侧滑角。采用本发明方法，在任意时刻，均可进行真空速的解算，不需要测量值的积累。 0048 本发明用于大气数据 / 捷联惯导组合导航系统的真空速解算方法，其涉及到大气数据系统、捷联惯性导航系统，该方法基于高空大气以水平流动为主的特点，根据惯性导航系统输出的地速、姿态角和。

24、大气数据系统输出的攻角、侧滑角，计算真空速与地速之间的比例因子，在惯性导航系统位置误差和攻角、侧滑角测量误差允许的范围内求解真空速，具体的真空速解算方法流程如图 2 所示，其包括以下步骤： 0049 步骤 1、速度位置信息读取：载入受大气数据系统影响的惯性导航系统输出的经度 long、纬度 lati、高度 heig、东向速度 VE、北向速度 VN、天向速度 VU，经度、纬度单位为度，高度单位为米，速度单位为 m/s ； 0050 步骤 2、变换矩阵求解：载入惯性导航系统输出的横滚角 0、俯仰角 0、航向角 0，单位为度，根据欧拉角法确定。

25、载体坐标系转换到地理坐标系的变换矩阵，具体包括： 0051 步骤 201、根据下式将惯性导航系统输出的姿态角单位由度转换为弧度， 0052 0*/180， 0*/180， 0*/180， 0053 式中，、、分别为单位转换为弧度的横滚角、俯仰角、航向角信息； 0054 步骤 202、根据下式计算地理坐标系转换到载体坐标系的变换矩阵 0055 0056 步骤 3、计算条件判定：根据天向地速 VU进行判定，若 |VU| 2m/s，返回步骤 1，若 |VU| 2m/s，则进行后续步骤； 0057 步骤 4、有效加速度提取：提取加速度计测量值，提取载体加速度。

26、，具体步骤包括：说明书 CN 103852081 A 7 5/6 页 8 0058 步骤 401、将纬度的单位由度转换为弧度 lati lati*/180 ； 0059 步骤 402、根据载体位置、地球半径以及地球椭圆率，计算地球曲率半径， 0060 Rm Re(1-2f+3f sin2(lati)， Rn Re(1+f sin2(lati) 0061 式中， Re、 f 分别为地球半径、地球椭圆率， Rm、 Rn为惯导解算所需的地球曲率半径； 0062 步骤 403、根据变换矩阵将加速度计输出转换到导航系下，式中， Fb、 Fn分别为机体系、导航系下的比力； 00。

27、63 步骤 404、去除比力中的有害加速度，提取载体加速度，用于速度、位置解算， 0064 0065 0066 式中， heig 为载体飞行高度， ie为地球自转角速度， g 为重力加速度， Fnt为载体加速度，可用于速度、位置解算； 0067 步骤 5、惯导速度位置解算：结合已有的位置信息，进行惯导速度位置解算，具体步骤包括： 0068 步骤 501、根据当前仿真时间 ti与前一时刻仿真时间 ti-1，确定仿真步长 T， T ti-ti-1； 0069 步骤 502、根据载体加速度 Fnt、仿真步长 T，对载体速度进行积分解算，令 Vg VE VN 。

28、VUT，则 Vg Vg+FntT ； 0070 步骤 503、将经度的单位由度转换为弧度 long long*/180 ； 0071 步骤 504、根据载体速度 Vg、仿真步长 T，对载体位置进行积分解算， 0072 heig heig+TVU， 0073 步骤 505、将经度、纬度的单位由弧度转换为度， long long*180/， lati lati*180/ ； 0074 步骤 6、变换矩阵元素提取：提取出坐标系变换矩阵中的元素，i 1,2,3， j 1,2,3 ； 0075 步骤 7、比例因子计算：根据大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角以及坐标系变。

29、换矩阵中的元素 cij，计算真空速计算中需要的比例因子，具体包括：说明书 CN 103852081 A 8 6/6 页 9 0076 步骤 701、根据下式将大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角单位由度转换为弧度， 0077 0*pi/180， 0*pi/180， 0078 式中， 0、 0分别为大气数据系统角度传感器提供的攻角、侧滑角，单位为度，、分别为单位转换为弧度的攻角、侧滑角信息； 0079 步骤 702、根据坐标系变换矩阵中的各项元素、攻角、侧滑角，计算真空速解算中需要的比例因子 d1 c31*sin+c32*cos*cos+c33*sin。

30、*cos ； 0080 步骤 8、真空速解算：根据真空速、风速与地速之间的矢量关系，利用真空速计算中需要的比例因子 d1，地理坐标系下的地速 Vn进行真空速的解算， V VU/d1，式中， V 为真空速，实现当前时刻真空速解算后，回到步骤 2，继续进行后续的真空速解算。 0081 为了评价本发明提出的真空速解算方法的性能，设计了仿真程序，结构如图 3 所示，该仿真程序包括以下步骤： 0082 （1）对飞行模拟软件进行飞行条件设置（包括风速、风向角等）； 0083 （2）使用飞行模拟软件进行飞行仿真，生成飞行数据（包括惯导数据、大气环境参数、。

31、气流角数据等）； 0084 （3）基于惯导数据（包括姿态角、地速）、气流角数据（包括攻角、侧滑角）进行真空速解算，并与真实真空速进行比较。 0085 实验结果如图 4 所示，表明本发明的真空速解算结果与真实真空速基本重合，误差均值为 0.3m/s，误差最大值在 1m/s 以内，证明了本发明根据真空速、风速与地速矢量关系、坐标系的变换关系解算真空速方法的正确性和有效性。 0086 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。说明书 CN 103852081 A 9 1/3 页 10 图 1 说明书附图 CN 103852081 A 10 2/3 页 11 图 2 说明书附图 CN 103852081 A 11 3/3 页 12 图 3 图 4 说明书附图 CN 103852081 A 12 。

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