本發(fā)明涉及飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)，具體地，涉及一種應(yīng)對無GPS信號情況的飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
：采用衛(wèi)星制導(dǎo)體制的飛行器具有飛行時(shí)間長、飛行范圍廣、制導(dǎo)成本低、精度高等優(yōu)點(diǎn)，但是在飛行過程中，由于各種干擾、器件原因，可能會(huì)出現(xiàn)信息丟失現(xiàn)象，這樣我們就無法獲知飛行器的速度位置狀態(tài)信息，如何在信息丟失情況下準(zhǔn)確的得到飛行器的狀態(tài)信息就十分重要。但是目前沒有該針對于該問題的具體解決方案。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：為了克服上述問題，本發(fā)明人進(jìn)行了銳意研究，設(shè)計(jì)出一種飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)和方法，用于應(yīng)對無GPS信號的情況，從而完成本發(fā)明。本發(fā)明一方面提供了一種飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)，應(yīng)對無GPS信號的情況，具體體現(xiàn)在以下方面：(1)一種飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)，用于進(jìn)行無GPS信號情況下的導(dǎo)航，其中，所述系統(tǒng)包括時(shí)鐘信號模塊1，用于計(jì)時(shí)；衛(wèi)星信號接收模塊2，用于接收衛(wèi)星信號，所述衛(wèi)星信號包括飛行器的空間位置，以(x、y、z)表示，以及飛行器在各空間方向上的速度，以(Vx、Vy、Vz)表示；角速率陀螺3，用于測量飛行器當(dāng)前時(shí)刻的俯仰角速率和偏航角速率，分別以和表示，并同時(shí)將和輸出給IMU模塊13和微處理器6；IMU模塊4，用于對角速率陀螺3傳輸?shù)母┭鼋撬俾屎推浇撬俾蔬M(jìn)行積分，得到飛行器的俯仰角和偏航角，分別以和ψ(k)表示；舵偏電位計(jì)5，用于測量并輸出飛行器的俯仰舵偏角和偏航舵偏角，分別以δe(k)和δr(k)表示；微處理器6，用于接收衛(wèi)星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4和舵偏電位計(jì)5輸出的信息，并進(jìn)行處理，獲得飛行器下一時(shí)刻的飛行參數(shù)，同時(shí)，將獲得的參數(shù)傳輸給航向控制模塊7；和航向控制模塊7，用于接收微處理器6獲得的下一時(shí)刻的飛行參數(shù)，進(jìn)行航向控制。本發(fā)明另一方面更還提供了：(2)一種利用上述的系統(tǒng)在無衛(wèi)星信號情況下進(jìn)行導(dǎo)航的方法，其中，所述方法包括以下步驟：步驟1、通過當(dāng)前參數(shù)處理模塊61對當(dāng)前參數(shù)進(jìn)行處理，得到當(dāng)前時(shí)刻的α(k)和β(k)，并輸出給未來參數(shù)處理模塊62；步驟2、離散空間子模塊622對空間狀態(tài)模塊621進(jìn)行離散，得到如式622-1和式622-2所示的離散空間，向式622-1和式622-2輸入當(dāng)前信息，得到下一時(shí)刻的α(k+1)和β(k+1)；步驟3、利用離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理，得到下一時(shí)刻的θ(k+1)和步驟4、利用離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624進(jìn)行數(shù)據(jù)后處理，得到飛行器下一時(shí)刻的空間位置以及空間各方向上的速度，即得到航向信息，并將所述航向信息傳輸給航向控制模塊(7)，進(jìn)行導(dǎo)航；其中，在步驟1中，所述當(dāng)前參數(shù)是指當(dāng)前時(shí)刻空間各方向的速度以及當(dāng)前時(shí)刻的俯仰角和偏航角；在步驟2中，所述當(dāng)前信息是指當(dāng)前時(shí)刻的攻角、側(cè)滑角、俯仰角速率和偏航角速率。附圖說明圖1示出本發(fā)明所述飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2示出離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊的結(jié)構(gòu)示意圖；圖3示出離散數(shù)據(jù)后處理子模塊的結(jié)構(gòu)示意圖；圖4示出本發(fā)明所述飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)的工作流程圖；圖5示出實(shí)驗(yàn)例的仿真模擬結(jié)果。附圖標(biāo)記1-時(shí)鐘信號模塊2-衛(wèi)星信號接收模塊3-角速率陀螺4-IMU模塊5-舵偏電位計(jì)6-微處理器61-當(dāng)前參數(shù)處理模塊62-未來參數(shù)處理模塊621-狀態(tài)空間子模塊622-離散空間子模塊623-離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊6231-積分處理子模塊6232-彈道傾角獲得子模塊6233-彈道偏角獲得子模塊624-離散數(shù)據(jù)后處理子模塊6241-速度獲得子模塊6242-空間位置獲得子模塊7-航向控制模塊具體實(shí)施方式下面通過附圖對本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說明。通過這些說明，本發(fā)明的特點(diǎn)和優(yōu)點(diǎn)將變得更為清楚明確。本發(fā)明一方面提供了一種飛行器自主導(dǎo)航系統(tǒng)，用于應(yīng)對無GPS信號情況下的導(dǎo)航，其中，如圖1所示，所述系統(tǒng)包括時(shí)鐘信號模塊1、衛(wèi)星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4、舵偏電位計(jì)5、微處理器6和航向控制模塊7；其中：所述時(shí)鐘信號模塊1用于計(jì)時(shí)；所述衛(wèi)星信號接收模塊2用于接收衛(wèi)星信號，所述衛(wèi)星信號包括飛行器的空間位置，以(x、y、z)，以及飛行器在空間各方向上的速度，以(Vx、Vy、Vz)；所述角速率陀螺3用于測量飛行器當(dāng)前時(shí)刻的俯仰角速率和偏航角速率，分別以和表示，并同時(shí)將和輸出給IMU模塊13和微處理器6；所述IMU模塊4，用于對角速率陀螺3傳輸?shù)母┭鼋撬俾屎推浇撬俾蔬M(jìn)行積分，得到飛行器當(dāng)前時(shí)刻的俯仰角和偏航角，分別以和ψ(k)表示；所述舵偏電位計(jì)5用于測量并輸出飛行器當(dāng)前時(shí)刻的俯仰舵偏角和偏航舵偏角，分別以δe(k)和δr(k)表示；所述微處理器6用于接收衛(wèi)星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4和舵偏電位計(jì)5輸出的飛行器當(dāng)前時(shí)刻的飛行參數(shù)，并進(jìn)行處理，獲得飛行器下一時(shí)刻的飛行參數(shù)，同時(shí)，將獲得的飛行參數(shù)傳輸給航向控制模塊7；所述航向控制模塊7用于接收微處理器6獲得的下一時(shí)刻的飛行參數(shù)，并進(jìn)行航向控制。其中，在本發(fā)明中，對于衛(wèi)星信號接收模塊2而言，主要利用其在衛(wèi)星信號消失時(shí)接收到的衛(wèi)星信號，以衛(wèi)星信號消失時(shí)為零時(shí)刻，將零時(shí)刻的衛(wèi)星信號表示如下：飛行器的空間位置x(0)、y(0)和z(0)，以及飛行器在空間各方向上的速度Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)，然后利用上述衛(wèi)星信號為初始信號進(jìn)行未來(下一時(shí)刻)參數(shù)估計(jì)，得到下一時(shí)刻的飛行參數(shù)，再利用下一時(shí)刻的飛行參數(shù)估計(jì)下下時(shí)刻的飛行參數(shù)，依次進(jìn)行數(shù)據(jù)更新與處理，不斷得到航向信息，最終實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，如圖1所示，在微處理器6內(nèi)設(shè)置有當(dāng)前參數(shù)處理模塊61和未來參數(shù)估計(jì)模塊62。其中，所述當(dāng)前參數(shù)處理模塊61用于處理飛行器當(dāng)前的參數(shù)信息，得到飛行器當(dāng)前時(shí)刻的攻角α(k)和側(cè)滑角β(k)；所述未來參數(shù)估計(jì)模塊62用于利用飛行器當(dāng)前時(shí)刻的參數(shù)信息獲得飛行器下一時(shí)刻的飛行參數(shù)，得到航向信息，并傳輸給航向控制模塊7，最終實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，所述當(dāng)前參數(shù)處理模塊61對初始參數(shù)信息進(jìn)行如式(61-1)和式(61-2)所示處理：在本發(fā)明中，如圖4所示，和ψ(k)為IMU模塊4實(shí)時(shí)輸出的飛行器在k時(shí)刻的實(shí)際值，即在利用當(dāng)前參數(shù)處理模塊61獲得當(dāng)前時(shí)刻的攻角α(k)和側(cè)滑角β(k)時(shí)，采用的和ψ(k)為IMU模塊4實(shí)時(shí)輸出的實(shí)際值；對于Vx(k)、Vy(k)和Vz(k)：當(dāng)k為0時(shí)，即零時(shí)刻時(shí)，Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)為衛(wèi)星信號接收模塊2的輸出數(shù)據(jù)；當(dāng)k大于0時(shí)，Vx(k)、Vy(k)和Vz(k)為未來參數(shù)估計(jì)模塊62處理得到的數(shù)據(jù)重新傳輸給當(dāng)前參數(shù)處理模塊61進(jìn)行數(shù)據(jù)更新。在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，如圖4所示，所述當(dāng)前參數(shù)處理模塊61將得到的當(dāng)前時(shí)刻的攻角α(k)和側(cè)滑角β(k)輸出給未來參數(shù)估計(jì)模塊62，進(jìn)行未來(下一時(shí)刻)參數(shù)的估計(jì)。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，如圖1所示，所述未來參數(shù)估計(jì)模塊62包括狀態(tài)空間子模塊621、離散化空間子模塊622、離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623和離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624，其中：在所述狀態(tài)空間子模塊621內(nèi)集成狀態(tài)空間；所述離散化空間子模塊622用于對狀態(tài)空間子模塊621內(nèi)的狀態(tài)空間進(jìn)行離散化處理，得到飛行器下一時(shí)刻的攻角和下一時(shí)刻的側(cè)滑角，分別表示為α(k+1)和β(k+1)，以及下一時(shí)刻的俯仰角速率和偏航角速率，分別表示為和所述離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623用于對離散化空間子模塊622得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，得到飛行器下一時(shí)刻的彈道傾角和彈道偏角，分別表示為θ(k+1)和所述離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624用于對離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行后處理，得到飛行器下一時(shí)刻的飛行參數(shù)，所述飛行參數(shù)包括飛行器的空間位置(x、y和z)以及空間各方向上的速度(Vx、Vy和Vz)，即得到航向信息。在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，如圖4所示，在未來參數(shù)估計(jì)模塊62中，離散化空間子模塊622對狀態(tài)空間子模塊621進(jìn)行離散化，并將離散后得到的數(shù)據(jù)傳輸給離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623，離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623將預(yù)處理后的數(shù)據(jù)傳輸給離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624，進(jìn)行數(shù)據(jù)后處理，最終得到飛行器下一時(shí)刻的飛行參數(shù)。其中，如圖4所示，在離散化空間子模塊622中進(jìn)行數(shù)據(jù)處理時(shí)，采用了如下數(shù)據(jù)：當(dāng)前參數(shù)處理模塊61輸出的當(dāng)前時(shí)刻的攻角α(k)和側(cè)滑角β(k)、角速率陀螺3輸出的當(dāng)前時(shí)刻的俯仰角速率和偏航角速率以及舵偏電位計(jì)5輸出的當(dāng)前時(shí)刻的俯仰舵偏角δe(k)和偏航舵偏角δr(k)。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，在空間狀態(tài)子模塊621中，所述狀態(tài)空間包括俯仰方向狀態(tài)空間和偏航方向狀態(tài)空間。其中，具體地，所述俯仰方向狀態(tài)空間用于得到飛行器下一時(shí)刻的攻角(α(k+1))和下一時(shí)刻的俯仰角速率所述偏航方向狀態(tài)空間用于得到飛行器下一時(shí)刻的側(cè)滑角(β(k+1))和下一時(shí)刻的偏航角速率在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，所述俯仰方向狀態(tài)空間和偏航方向狀態(tài)空間分別如式(621-1)和式(621-2)所示：其中，α表示攻角；表示攻角速率；表示俯仰角速率；表示俯仰角加速率；δe表示俯仰舵偏角；aα、bα、和為符號，其分別代表不同的式子。在式(621-1)中，每一時(shí)刻的俯仰舵偏角δe通過舵偏電位計(jì)5測量得到，并實(shí)時(shí)輸入到公式(1-1)中進(jìn)行數(shù)據(jù)更新；其中，β表示側(cè)滑角；表示側(cè)滑角速率；表示偏航角速率；表示偏航角加速率；δr表示俯仰舵偏角；aβ、bβ、和為符號，其分別代表不同的式子。在式(621-2)中，每一時(shí)刻的俯仰舵偏角δr通過舵偏電位計(jì)5測量得到，并實(shí)時(shí)輸入到公式(621-2)中進(jìn)行數(shù)據(jù)更新；根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，利用離散化空間子模塊622對狀態(tài)空間子模塊621內(nèi)的俯仰方向狀態(tài)空間和偏航方向狀態(tài)空間分別進(jìn)行離散化，得到離散空間。其中，若令：A=-bα1-aα-aω‾x]]>B=-bδe-aδe]]>則離散后的系數(shù)矩陣分別為G(T)和H(T)，即A由G(T)取代、B由H(T)取代，其中，采用泰勒公式展開，取前兩項(xiàng)實(shí)現(xiàn)線性化，得到G(T)＝eAT＝I+AT，其中，A、B、G(T)和H(T)均為矩陣，I為單位對角矩陣。同樣地，若令：A,=-bβ1-aβ-aω‾y]]>B,=-bδr-aδr]]>則離散后的系數(shù)矩陣分別為G’(T)和H’(T)，即A’由G’(T)取代、B’由H’(T)取代，其中，采用泰勒公式展開，取前兩項(xiàng)實(shí)現(xiàn)線性化，得到G’(T)＝eA’T＝I+A’T，其中，A’、B’、G’(T)和H’(T)均為矩陣，I為單位對角矩陣。在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，俯仰方向狀態(tài)空間和偏航方向狀態(tài)空間經(jīng)離散化空間子模塊622離散后分別得到如式(622-1)和式(622-2)所示的俯仰方向離散空間和偏航方向離散空間：其中，在式(622-1)中，T為采樣周期，k表示當(dāng)前時(shí)刻，k+1表示下一時(shí)刻；α(k+1)為下一時(shí)刻的攻角，α(k)為當(dāng)前時(shí)刻的攻角，α(k)由當(dāng)前參數(shù)處理模塊61傳輸?shù)玫剑瑸橄乱粫r(shí)刻的俯仰角速率，為當(dāng)前時(shí)刻的俯仰角速率，由角速率陀螺3傳輸?shù)玫剑膃(k)為當(dāng)前時(shí)刻的俯仰舵偏角，δe(k)由舵偏電位計(jì)5傳輸?shù)玫健６仃囅禂?shù)也均是已知量，因此利用式(622-1)，并根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻(k時(shí)刻)的參數(shù)信息可以得到下一時(shí)刻(k+1時(shí)刻)的α(k+1)和其中，在式(622-2)中，T為采樣周期，k表示當(dāng)前時(shí)刻，k+1表示下一時(shí)刻，β(k+1)表示下一時(shí)刻的側(cè)滑角，β(k)為當(dāng)前時(shí)刻的側(cè)滑角，β(k)由當(dāng)前參數(shù)處理模塊61傳輸?shù)玫剑瑸橄乱粫r(shí)刻的偏航角速率，為當(dāng)前時(shí)刻的偏航角速率，由角速率陀螺3傳輸?shù)玫?，δr(k)表示當(dāng)前時(shí)刻的偏航舵偏角，δr(k)由舵偏電位計(jì)5傳輸?shù)玫?。而矩陣系?shù)也均是已知量，因此利用式(622-2)，并根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻(k時(shí)刻)的參數(shù)信息可以得到下一時(shí)刻(k+1時(shí)刻)的β(k+1)和在本發(fā)明中，通過式(622-1)和式(622-2)可以分別得到下一時(shí)刻的攻角和俯仰角速率，分別表示為α(k+1)和以及下一時(shí)刻的側(cè)滑角和偏航角速率，分別表示為β(k+1)和在本發(fā)明中，在式(621-1)和式(622-1)中，aα、bα、和為符號，其分別代表以下式子：aα=-mzαqSLJz,bα=P+cyαqSmV,]]>aωx=myω‾xqSl22JzV,aδe=-mzδeqSLJz,bδe=cyδeqSmV;]]>其中：動(dòng)壓其中，ρ為空氣密度，短時(shí)間(10s)內(nèi)視ρ為常數(shù)，V為飛行器的總速度，由于在短時(shí)間(10s)內(nèi)飛行器的總速度幾乎不變，因此視速度為常數(shù)，但是空間各方向的速度(Vx、Vy和Vz)即使在短時(shí)間內(nèi)也是變化的，因?yàn)槠浞较蛴姓{(diào)整；轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Jz、參考面積S、參考長度L、翼展l以及質(zhì)量m可以在飛行器起飛前測量得到，其均為常數(shù)，其中，參考面積S是指飛行器的翼平面的投影面積，參考長度L是指飛行器的翼的平均氣動(dòng)弦長，質(zhì)量m是指飛行器的質(zhì)量。和為飛行器的氣動(dòng)參數(shù)，其在飛行器起飛前可通過風(fēng)洞試驗(yàn)測得，其中，為由攻角引起的俯仰力矩系數(shù)，為由攻角生成的俯仰力系數(shù)，為由滾轉(zhuǎn)角速率引起的偏航力矩系數(shù)，為側(cè)滑角引起的偏航力矩系數(shù)，為由升降舵生成的俯仰力系數(shù)。因此，aα、bα、和均為可以計(jì)算出來的數(shù)值。在本發(fā)明中，在式(621-2)和式(622-2)中，aβ、bβ、和為符號，其分別表示如下式子：aβ=-myβqSLJy,bβ=P-czβqSmV,]]>aωy=-myω‾yqSl2JyV,aδr=-myδrqSLJy,bδr=-czδrqSmV]]>其中：動(dòng)壓其中，ρ為空氣密度，短時(shí)間(10s)內(nèi)視ρ為常數(shù)，V為飛行器的總速度，由于在短時(shí)間(10s)內(nèi)飛行器的總速度幾乎不變，因此視速度為常數(shù)，但是空間各方向的速度(Vx、Vy和Vz)即使在短時(shí)間內(nèi)也是變化的，因?yàn)槠浞较蛴姓{(diào)整；轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Jy、參考面積S、參考長度L、翼展l以及質(zhì)量m可以在飛行器起飛前測量得到，其均為常數(shù)，其中，參考面積S是指飛行器的翼平面的投影面積，參考長度L是指飛行器的翼的平均氣動(dòng)弦長，l為翼展，質(zhì)量m是指飛行器的質(zhì)量。和為飛行器的氣動(dòng)參數(shù)，其在飛行器起飛前可通過風(fēng)洞試驗(yàn)測得，其中，為由側(cè)滑角引起的偏航力矩系數(shù)，為由側(cè)滑角生成的偏航力系數(shù)，為由偏航角速率引起的偏航力矩系數(shù)，為由方向舵引起的偏航力矩系數(shù)，為由方向舵生成的偏航力系數(shù)。因此，aβ、bβ、和均為可以計(jì)算出來的數(shù)值。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，如圖4所示，離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623和離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624對由離散化空間子模塊622得到的下一時(shí)刻的攻角α(k+1)和下一時(shí)刻的俯仰角速率進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到飛行器下一時(shí)刻的x、y、Vx和Vy。在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，如圖4所示，離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623和離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624對由離散化空間子模塊622得到的下一時(shí)刻的側(cè)滑角β(k+1)和下一時(shí)刻的偏航角速率進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到飛行器下一時(shí)刻的z和Vz。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，如圖3所示，所述離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623包括積分處理子模塊6231、彈道傾角獲得子模塊6232和彈道偏角獲得子模塊6233。其中：所述積分處理子模塊6231用于對離散化空間子模塊622輸出的下一時(shí)刻的俯仰角速率和偏航角速率進(jìn)行積分，得到下一時(shí)刻的俯仰角和偏航角ψ(k+1)；所述彈道傾角獲得子模塊6232用于對積分處理子模塊6231得到的下一時(shí)刻的俯仰角以及離散化空間子模塊622得到的下一時(shí)刻的攻角α(k+1)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到下一時(shí)刻的彈道傾角θ(k+1)；所述彈道偏角獲得子模塊6233用于對積分處理子模塊6231得到的下一時(shí)刻的偏航角ψ(k+1)以及離散化空間子模塊622得到的下一時(shí)刻的側(cè)滑角β(k+1)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到下一時(shí)刻的彈道偏角在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，所述彈道傾角獲得子模塊6232和所述彈道偏角獲得子模塊6233的數(shù)據(jù)處理分別如式(623-2-1)和式(623-2-2)所示，并分別得到飛行器下一時(shí)刻的彈道傾角θ(k+1)和彈道偏角其中，在式(623-2-1)和式(623-2-2)中，α(k+1)和β(k+1)采用離散化空間子模塊622輸出的數(shù)據(jù)，和ψ(k+1)采用積分處理子模塊6231輸出的數(shù)據(jù)。在更進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式，如圖4所示，所述離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623將得到的飛行器下一時(shí)刻的彈道傾角θ(k+1)和彈道偏角輸出給離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，如圖3所示，所述離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624包括速度獲得子模塊6241和空間位置獲得子模塊6242。其中，所述速度獲得子模塊6241利用彈道傾角θ(k+1)和彈道偏角進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到飛行器下一時(shí)刻(k+1時(shí)刻)空間各方向的速度，即Vx(k+1)、Vy(k+1)和Vz(k+1)；所述空間位置獲得子模塊6242對速度獲得子模塊6241得到的下一時(shí)刻的速度和當(dāng)前空間位置進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到飛行器下一時(shí)刻的空間位置，即x(k+1)、y(k+1)和z(k+1)。在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，所述速度獲得子模塊6241的數(shù)據(jù)處理如式(624-1-1)～式(624-1-3)所示：Vx(k+1)＝Vcosθ(k+1)式(624-1-1)Vy(k+1)＝Vsinθ(k+1)式(624-1-2)其中，在式(624-1-1)～式(624-1-3)中，V為飛行器的總速度，其不具有方向性，在短時(shí)間內(nèi)幾乎不變，因此，V為常數(shù)，因?yàn)樵诒景l(fā)明中，所述系統(tǒng)用于短時(shí)間內(nèi)的導(dǎo)航，即控制飛行器的方向，而在短時(shí)間內(nèi)飛行的總速度V幾乎不變；θ(k+1)和是由離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623獲得。在本發(fā)明中，所述短時(shí)間是指10s以內(nèi)。在更進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，所述空間位置獲得子模塊6242的數(shù)據(jù)處理如式(624-2-1)～式(624-2-3)所示：x(k+1)＝x(k)+T·Vx(k+1)式(624-2-1)y(k+1)＝y(tǒng)(k)+T·Vy(k+1)式(624-2-2)z(k+1)＝z(k)+T·Vz(k+1)式(624-2-3)其中，在式(624-2-1)～式(624-2-3)中，x(k+1)、y(k+1)和z(k+1)分別為飛行器下一時(shí)刻的空間位置，x(k)、y(k)和z(k)分別為當(dāng)前時(shí)刻的空間位置，Vx(k+1)、Vy(k+1)和Vz(k+1)分別為下一時(shí)刻的在空間各方向上的速度。在本發(fā)明中，衛(wèi)星信號消失的最后時(shí)刻為該系統(tǒng)工作的初始時(shí)刻，稱為零時(shí)刻，則x(0)、y(0)和z(0)以及Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)分別為衛(wèi)星信號在消失時(shí)刻傳輸給微處理器的信號，即為該系統(tǒng)工作時(shí)的初始信號。本發(fā)明另一方面提供了一種利用上述系統(tǒng)在無衛(wèi)星信號情況下進(jìn)行導(dǎo)航的方法，其中，所述方法包括以下步驟：步驟1、通過當(dāng)前參數(shù)處理模塊61對當(dāng)前參數(shù)進(jìn)行處理，得到當(dāng)前時(shí)刻的α(k)和β(k)，并輸出給未來參數(shù)處理模塊62；步驟2、離散空間子模塊622對空間狀態(tài)模塊621進(jìn)行離散，得到如式(622-1)和式(622-2)所示的離散空間，向式(622-1)和式(622-2)輸入當(dāng)前信息，得到下一時(shí)刻的α(k+1)和β(k+1)；步驟3、利用離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理，得到下一時(shí)刻的θ(k+1)和步驟4、利用離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624進(jìn)行數(shù)據(jù)后處理，得到飛行器下一時(shí)刻的空間位置以及空間各方向上的速度，即得到航向信息。其中，在步驟1中，所述當(dāng)前參數(shù)是指當(dāng)前時(shí)刻的空間各方向上的速度以及當(dāng)前時(shí)刻的俯仰角和偏航角；在步驟2中，所述當(dāng)前信息是指當(dāng)前時(shí)刻的攻角、側(cè)滑角、俯仰角速率和偏航角速率。在進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，所述步驟3包括以下子步驟：步驟3.1、通過積分處理子模塊6231對和進(jìn)行積分得到下一時(shí)刻的和ψ(k+1)；步驟3.2、通過彈道傾角獲得子模塊6232進(jìn)行如下處理，得到下一時(shí)刻的θ(k+1)：步驟3.3、通過彈道偏角獲得子模塊6233進(jìn)行如下處理，得到下一時(shí)刻的彈道偏角在更進(jìn)一步優(yōu)選的實(shí)施方式中，所述步驟4還同時(shí)進(jìn)行如下處理：將得到的下一時(shí)刻的飛行參數(shù)重新傳輸給當(dāng)前參數(shù)處理模塊61進(jìn)行數(shù)據(jù)更新。本發(fā)明所具有的有益效果包括：(1)本發(fā)明所提供的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，并且處理過程容易。(2)本發(fā)明所提供的系統(tǒng)有效解決了無GPS信號情況下飛行器無法自主飛行的問題；(3)本發(fā)明所提供的系統(tǒng)在無GPS信號下能夠?yàn)轱w行器提供準(zhǔn)確導(dǎo)航。實(shí)施例(1)在衛(wèi)星信號消失的零時(shí)刻，飛行器的空間參數(shù)分別為x(0)、y(0)和z(0)以及Vx(0)、Vy(0)和Vz(0)，俯仰角為偏航角為ψ(0)，俯仰角速率為偏航角速率為俯仰舵偏角為δe(0)和偏航舵偏角為δr(0)；所述系統(tǒng)通過衛(wèi)星信號接收模塊2、角速率陀螺3、IMU模塊4和舵偏電位計(jì)5將上述初始信息輸出給微處理器6，微處理器6接收到上述初始信息后先利用當(dāng)前參數(shù)處理模塊61對上述初始信息進(jìn)行處理，得到初始時(shí)刻的攻角α(0)和側(cè)滑角β(0)，具體處理如下：β(0)=ψ(0)-arctan(Vz(0)Vx(0)).]]>(2)離散空間子模塊622對空間狀態(tài)模塊621進(jìn)行離散，得到如式(622-1)和式(622-2)所示的離散空間，將零時(shí)刻的參數(shù)信息α(0)、δe(0)代入式(622-1)中，將β(0)、和δr(0)代入式(622-2)中，分別得到α(1)、以及β(1)、(3)利用離散數(shù)據(jù)預(yù)處理子模塊623進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理，得到下一時(shí)刻的θ(1)和其中：(3.1)通過積分處理子模塊6231對和進(jìn)行積分得到和ψ(1)，(3.2)通過彈道傾角獲得子模塊6232進(jìn)行如下處理，得到第一時(shí)刻的彈道傾角θ(1)：(3.3)通過彈道偏角獲得子模塊6233進(jìn)行如下處理，得到第一時(shí)刻的彈道偏角(4)利用離散數(shù)據(jù)后處理子模塊624進(jìn)行數(shù)據(jù)后處理，得到飛行器下一時(shí)刻(第一時(shí)刻)的空間位置以及空間各方向上的速度，即得到航向信息，并將所述航向信息傳輸給航向控制模塊7，進(jìn)行導(dǎo)航，其中：(4.1)速度獲得子模塊6241對θ(1)和進(jìn)行處理得到Vx(1)、Vy(1)和Vz(1)：Vx(1)＝Vcosθ(1)，Vy(1)＝Vsinθ(1)，(4.2)空間位置獲得子模塊6242對Vx(1)、Vy(1)、Vz(1)以及x(0)、y(0)和z(0)進(jìn)行處理，得到第一時(shí)刻的x(1)、y(1)和z(1)：x(1)＝x(0)+T·Vx(1)，y(1)＝y(tǒng)(0)+T·Vy(1)，z(1)＝z(0)+T·Vz(1)。根據(jù)本發(fā)明一種優(yōu)選的實(shí)施方式，在步驟(4)中同時(shí)還進(jìn)行如下處理：將得到的第一時(shí)刻的飛行參數(shù)重新傳輸給微處理器6進(jìn)行數(shù)據(jù)更新，具體地，將更新的數(shù)據(jù)傳輸給當(dāng)前參數(shù)處理模塊61進(jìn)行處理，得到第一時(shí)刻的攻角α(1)和側(cè)滑角β(1)，依次重復(fù)步驟(2)～步驟(4)，實(shí)現(xiàn)下一時(shí)刻飛行參數(shù)的獲得。實(shí)驗(yàn)例通過仿真模擬分別設(shè)計(jì)三組實(shí)驗(yàn)：(1)以彈藥為本發(fā)明所述飛行器，GPS信號無丟失，在GPS信號下進(jìn)行導(dǎo)航，得到的運(yùn)行曲線如圖5的曲線a所示；(2)以彈藥為本發(fā)明所述飛行器，GPS信號丟失，在其上負(fù)載本發(fā)明所述系統(tǒng)，并采用本發(fā)明所述方法進(jìn)行導(dǎo)航，具體采用實(shí)施例所述方法進(jìn)行導(dǎo)航，得到運(yùn)行曲線如圖5的曲線b所示；(3)以彈藥為本發(fā)明所述飛行器，GPS信號丟失，但未在其上負(fù)載本發(fā)明所述系統(tǒng)，也未采用本發(fā)明所述方法進(jìn)行導(dǎo)航，得到運(yùn)行曲線如圖5的曲線c所示。由圖5可以看出：(1)對比曲線b和曲線a，在無GPS信號情況下，負(fù)載本發(fā)明所述系統(tǒng)、并采用本發(fā)明所述方法進(jìn)行導(dǎo)航得到的運(yùn)行曲線，與GPS導(dǎo)航曲線類似，前期幾乎一致，只有在后期出現(xiàn)微小偏差；(2)對比曲線c和曲線a，在無GPS信號情況下，未負(fù)載本發(fā)明所述系統(tǒng)、并未采用本發(fā)明所述方法進(jìn)行導(dǎo)航得到的運(yùn)行曲線，與GPS導(dǎo)航曲線相差很多，且是在運(yùn)行前期即出現(xiàn)較大的偏差。因此，說明本發(fā)明所述系統(tǒng)以及本發(fā)明所述方法能夠?yàn)轱w行器在無GPS情況下提供精確導(dǎo)航。在本發(fā)明中，x表示沿x軸方向的位置，y表示沿y軸方向的位置，z表示沿z軸方向的位置，Vx表示在x軸方向上的速度，Vy表示在y軸方向上的速度，Vz表示在z軸方向上的速度，表示俯仰角，ψ表示偏航角，表示俯仰角速率，表示偏航角速率，δe表示俯仰舵偏角，δr表示偏航舵偏角，α表示攻角，β表示側(cè)滑角，表示彈道偏角，θ表示彈道傾角。k表示當(dāng)前時(shí)刻，k+1表示下一時(shí)刻，T為取樣周期，短時(shí)間是指10s以內(nèi)，所述實(shí)時(shí)是指不斷地、每一時(shí)刻。所述俯仰力是指使飛行器產(chǎn)生俯仰方向運(yùn)動(dòng)的升力，所述偏航力是指使飛行器產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)的側(cè)向力。在本發(fā)明的描述中，需要說明的是，術(shù)語“內(nèi)”等指示的方位或位置關(guān)系為基于本發(fā)明工作狀態(tài)下的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或模塊必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明的限制。以上結(jié)合了優(yōu)選的實(shí)施方式對本發(fā)明進(jìn)行了說明，不過這些實(shí)施方式僅是范例性的，僅起到說明性的作用。在此基礎(chǔ)上，可以對本發(fā)明進(jìn)行多種替換和改進(jìn)，這些均落入本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。當(dāng)前第1頁1 2 3