一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，本發(fā)明針對導(dǎo)航系統(tǒng)信息融合的特點，基于協(xié)方差矩陣的多維高斯概率分布特性和包容半徑閾值的瑞利概率分布特性，通過概率轉(zhuǎn)換，能夠?qū)崿F(xiàn)對導(dǎo)航系統(tǒng)實際導(dǎo)航精確度和完好性的實時在線估計。本發(fā)明方法簡便，充分利用組合導(dǎo)航的濾波信息，大大提升了運算速度，滿足導(dǎo)航系統(tǒng)性能監(jiān)視的實時性需求，并確保足夠的置信度。該發(fā)明是一種易于工程實現(xiàn)的方法，對于大型飛機在民用領(lǐng)域飛行，滿足各航段的所需導(dǎo)航性能要求具有重要的現(xiàn)實應(yīng)用意義。
【專利說明】一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及導(dǎo)航系統(tǒng)性能評估和監(jiān)視【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 飛行管理系統(tǒng)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(dǎo)航功能、性能管理功能、飛行計劃管理功能和飛行制導(dǎo)功能，綜合其他系統(tǒng)，諸如導(dǎo)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(dǎo)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?的導(dǎo)航性能。
[0004] 為了確保導(dǎo)航系統(tǒng)性能滿足所需性能要求，有兩個關(guān)鍵，一是在設(shè)計階段的所需 導(dǎo)航性能指標的預(yù)算，另一個是實時的實際導(dǎo)航性能的評估。對于新航行系統(tǒng)，實際導(dǎo)航性 能由導(dǎo)航系統(tǒng)實時計算，它包含對當前飛管計算位置的精確度和相關(guān)完好性的評估。
[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)飛機的航電產(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，在空客、波音等 機型上早已實現(xiàn)了導(dǎo)航性能的實時計算、監(jiān)視和告警。我們國內(nèi)與國外的差距較大，雖然目 前還沒有一個成形的貨架產(chǎn)品，但國內(nèi)各大高校、院所一直在追趕國外技術(shù)發(fā)展的步伐，開 展了一系列確保導(dǎo)航系統(tǒng)精度和可靠性的方法研究。但對于如何結(jié)合導(dǎo)航所需性能要求， 對導(dǎo)航系統(tǒng)的實際導(dǎo)航精確度及其相關(guān)完好性進行實時在線評估，國內(nèi)相關(guān)研究甚少。專 利CN103557872對一種RNP中的綜合系統(tǒng)誤差實時計算方法進行了描述，但僅僅是涉及導(dǎo) 航精度的一種計算方法，并沒有提及導(dǎo)航系統(tǒng)的完好性，更沒有給出實時在線評估導(dǎo)航系 統(tǒng)的完好性是否滿足要求的方法。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 為了解決現(xiàn)有導(dǎo)航系統(tǒng)缺乏導(dǎo)航精確度和完好性實時在線計算和告警能力的問 題，本發(fā)明的發(fā)明目的在于提供一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，通過 概率轉(zhuǎn)換實現(xiàn)導(dǎo)航系統(tǒng)實際精確度和完好性的實時在線評估，為民用飛機運行滿足各航段 所需導(dǎo)航性能需求提供技術(shù)保障。
[0007] 本發(fā)明的發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：
[0008] -種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，包含以下步驟：
[0009] -、由慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS和全球定位系統(tǒng)GPS采集所需參數(shù)；
[0010] 二、根據(jù)獲取的參數(shù)建立卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程和量測方程，對狀態(tài)方程和量 測方程進行離散化操作并時間更新和量測更新，獲得卡爾曼濾波器的協(xié)方差矩陣Pk，并獲 得導(dǎo)航參數(shù)的估計；
[0011] 三、根據(jù)多元高斯分布的特性，分割卡爾曼濾波器的協(xié)方差矩陣，獲得IRS/GPS組 合導(dǎo)航系統(tǒng)的位置誤差矩陣，求取IRS/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的位置標準差，實現(xiàn)IRS/GPS導(dǎo)航 系統(tǒng)實際導(dǎo)航性能ANP精確度的估計；
[0012] 四、根據(jù)包容半徑閾值的瑞利概率分布特性，以95%的包容半徑為參考值，根據(jù)不 同包容概率所對應(yīng)的不同倍率，進行概率轉(zhuǎn)換，求取不同包容概率要求下的包容半徑，實現(xiàn) 導(dǎo)航系統(tǒng)實際導(dǎo)航完好性的估計。
[0013] 依據(jù)上述特征，所述參數(shù)包括：
[0014] (1. 1)以周期Λ T讀取慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS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v N、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4，三個線加速度信息為機體系下比力信息fb，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；
[0015] (1. 2)以周期Λ T讀取全球定位系統(tǒng)GPS輸出的偽距P e信息。
[0016] 依據(jù)上述特征，所述步驟二具體包含以下步驟：
[0017] (2. 1)以慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS為主導(dǎo)航系統(tǒng)，以全球定位系統(tǒng)GPS為輔助導(dǎo)航系統(tǒng)， 選取慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS的姿態(tài)角誤差、速度誤差、位置誤差、慣性儀表誤差和全球定位系統(tǒng) GPS時鐘誤差為狀態(tài)量，建立卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程：

【權(quán)利要求】
1. 一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，包含以下步驟： 一、 由慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS和全球定位系統(tǒng)GPS采集所需參數(shù)； 二、 根據(jù)獲取的參數(shù)建立卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程和量測方程，對狀態(tài)方程和量測方 程進行離散化操作并時間更新和量測更新，獲得卡爾曼濾波器KF的協(xié)方差矩陣P k，并獲得 導(dǎo)航參數(shù)的估計； 三、 根據(jù)多元高斯分布的特性，分割卡爾曼濾波器KF的協(xié)方差矩陣，獲得IRS/GPS組合 導(dǎo)航系統(tǒng)的位置誤差矩陣，求取IRS/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的位置標準差，實現(xiàn)IRS/GPS導(dǎo)航系 統(tǒng)實際導(dǎo)航性能ANP精確度的估計； 四、 根據(jù)包容半徑閾值的瑞利概率分布特性，以95%的包容半徑為參考值，根據(jù)不同包 容概率所對應(yīng)的不同倍率，進行概率轉(zhuǎn)換，求取不同包容概率要求下的包容半徑，實現(xiàn)導(dǎo)航 系統(tǒng)實際導(dǎo)航完好性的估計。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，其特征 在于所述參數(shù)包括： (1. 1)以周期ΛΤ讀取慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS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v N、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《4 *三個線加速度信息為機體系下比力信息fb，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； (1.2)以周期Λ T讀取全球定位系統(tǒng)GPS輸出的偽距Pe信息。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，其特征 在于所述步驟二具體包含以下步驟： (2. 1)以慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS為主導(dǎo)航系統(tǒng)，以全球定位系統(tǒng)GPS為輔助導(dǎo)航系統(tǒng)，選取 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS的姿態(tài)角誤差、速度誤差、位置誤差、慣性儀表誤差和全球定位系統(tǒng)GPS 時鐘誤差為狀態(tài)量，建立卡爾曼濾波器的狀態(tài)方程：
t wKF為系統(tǒng)白噪聲，其中

?為機體系到地理系的姿態(tài)矩陣，fb為比力，< 為指令角速度，為地球自轉(zhuǎn)角速度 在地理系下的分量，ftC為地理系相對于地球系角速度在地理系下的投影，<、和< 均可根據(jù)姿態(tài)矩陣、位置信息和--進行求取，，為地理坐標系下速度矢量，^和馬分別為 子午圈曲率半徑和卯酉圈曲率半徑，X表示叉乘運算； (2. 2)選取全球定位系統(tǒng)GPS偽距信息和根據(jù)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)IRS信息計算的偽距之差 作為量測量，建立卡爾曼濾波器的量測方程： ZKF - HkfXkf+Vkf , 其中HKF為量測陣，vKF為偽距信息的量測噪聲； (2. 3)將狀態(tài)方程心=+ m+W和量測方程Zkf = HKFxKF+vKF進行離散化，得到如下
其中xk為tk時刻的狀態(tài)值，為k到tk的一步轉(zhuǎn)移矩陣，^為系統(tǒng)噪聲陣，z k 為tk時刻的量測值，Hk為量測陣，vk為量測噪聲； (2. 4)進行IRS/GPS濾波更新，具體為： 時間更新：
量測更新：
其中，tk為當前濾波時刻，為時刻的狀態(tài)最優(yōu)濾波值，為tk時刻狀態(tài)量的 一步預(yù)測值，Pk|lrl為tk時刻的狀態(tài)一步預(yù)測的方差陣，Kk為t k時刻的濾波增益矩陣，之為 tk時刻的狀態(tài)最優(yōu)濾波值，其濾波誤差方差陣為Pk，Qk_i和R k分別為系統(tǒng)噪聲《η和量測噪 聲vk的方差陣； (2. 5)根據(jù)步驟一中獲取的IRS信息和獲取的GPS信息，通過濾波方程的時間更新和量 測更新，進而得到以IRS為主導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)量的最優(yōu)估計，即=[iNAV;.i,Ml,;4 re：h
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，其特征 在于：所述步驟三的具體步驟是： (3. 1)根據(jù)多元高斯分布的特性，分割卡爾曼濾波器的協(xié)方差矩陣Pk，獲得位置估計誤 差在水平面內(nèi)的分量，即經(jīng)度誤差S λ和緯度誤差δ φ ; (3.2) 將經(jīng)緯度誤差轉(zhuǎn)化為水平面內(nèi)的直線誤差
其中R為地 球半徑，φ為飛機所在緯度；
(3. 3)記水平面內(nèi)位置誤差= [X y]，構(gòu)建IRS/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的位置誤差矩陣 Ppos? Ppos = C〇v[Ep〇s]; (3. 4)求取位置誤差矩陣Pp()S的2個特征值 其中λρ分別為誤差橢圓的長半軸和短半軸〇min"; (3. 5)根據(jù)1σ誤差橢圓的長半軸〇ma_，求取實際導(dǎo)航性能ANP精度：ANP = 2· 45 X 〇maJor ； (3. 6)當實際導(dǎo)航性能ANP精度超過所需導(dǎo)航性能RNP精度時，機載導(dǎo)航系統(tǒng)發(fā)出告警 信息，提示導(dǎo)航精度不滿足要求。
5.如權(quán)利要求1所述的一種實時在線評估導(dǎo)航系統(tǒng)精確度和完好性的方法，其特征在 于：所述步驟四的具體步驟是： (4. 1)估計 95 % 的包容半徑 racc = 2. 45 X (0· 5 X ( 〇 _r+ 〇 minJ ); (4. 2)根據(jù)倍率因子x與包容概率p之間的對應(yīng)關(guān)系，求取不同包容概率要求下的包容 半徑：= X · racc ; (4.3) 當包容半徑rc;s大于包容限值（2XRNP)時，機載導(dǎo)航系統(tǒng)發(fā)出告警，提示導(dǎo)航完 好性不滿足要求。
【文檔編號】G06F19/00GK104050389SQ201410307317
【公開日】2014年9月17日 申請日期:2014年6月30日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月30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