一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，可以提高 飞行器大气数据测量性能，属于飞行器导航系统设计领域。
【背景技术】
[0002] 飞行器轨道再入或亚轨道再入过程中高速飞行时热环境条件恶劣，常规大气数据 系统的机头空速管、L型探头、锥形探头或风标都无法满足热防护的要求。嵌入式大气数据 系统（FlushAirDataSystem,FADS)通过飞行器表面压力测量解算大气相关参数，对热环 境条件的适应能力强，且不会干扰飞行器外部流场，尤其适用于高超声速飞行器。但是，嵌 入式大气数据系统在大气数据解算过程中通常要用到复杂的气动模型，该气动模型不仅与 飞行器气动外形有关，还与飞行器飞行状态密切相关，对大气数据测量范围、精度和准确度 有决定性的影响。嵌入式大气数据系统只能在气动模型允许的范围内工作，测量精度和准 确度主要取决于气动模型的精度和准确度。当飞行器外部流场不稳定或在跨声速区域飞行 时，气动模型的准确度将显著降低，嵌入式大气数据系统的测量准确度也将显著降低。嵌入 式大气数据系统不仅要通过风洞试验进行标定，还要通过飞行试验进行性能验证和模型修 正。由于飞行试验代价大，所能覆盖的包线范围有限，在超出飞行试验包线范围使用嵌入式 大气数据系统将存在潜在的风险。
[0003] 惯性导航系统（InertialNavigationSystem,INS)是自主导航系统，不依赖任何 外界信息，不受环境或人为干扰，具有很好的隐蔽性，但是定位误差会随时间累积，长时间 工作后导航精度会下降。现代飞行器都以惯性导航系统为基本导航系统，同时利用卫星导 航系统（GlobalNavigationSatelliteSystem,GNSS)进行辅助导航，某些飞行器可能还 要用三轴磁强计等设备进行辅助导航。惯性导航系统利用辅助导航信息进行组合导航，可 以消除误差随时间累积的影响，长时间稳定地按要求提供高精度导航信息。根据惯性导航 系统输出的导航信息，选用适当的大气模型，在假定大气静止的条件下可以解算出大气相 关参数。在飞行器速度远大于风速、风的影响相对较小的情况下，惯性导航系统的解算结果 与大气数据系统的测量结果非常接近，惯性导航系统可以作为大气数据系统的一个测量基 准。
[0004]目前，在国内外公开发表的文献资料中嵌入式大气数据系统与惯性导航系统相 结合有三种途径：（1)惯性导航系统的解算结果作为嵌入式大气数据系统的输入或解算初 值，例如X-43A在估算攻角时以惯性导航系统解算出的马赫数作为参数调整的依据；(2)嵌 入式大气数据系统的解算结果与惯性导航系统的解算结果进行互补滤波，例如X-43A采用 互补滤波以提高攻角测量的动态性能，在针对X-34跨大气层飞行器的嵌入式大气数据系 统方案中采用互补滤波以滤除高频噪声并保持动态性能；(3)采用卡尔曼滤波方法对嵌入 式大气数据系统和惯性导航系统进行深度融合，从而估计出各种大气相关参数，该方法曾 应用于F-18大攻角研究飞行器（HighAlphaResearchFlightVehicle,HARV)飞行试验 数据分析。在以上三种途径中，前两种途径主要用于提高大气数据测量的动态性能，对大气 数据测量准确度的要求高，不能降低使用嵌入式大气数据系统的风险；最后一种算法复杂， 计算量大，对气动模型准确度的要求高，验证难度大。
【发明内容】
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种嵌入式大气数据系统 与惯性导航系统的数据融合方法，可以解决嵌入式大气数据系统所存在的共性问题，提高 大气数据测量性能，具有原理简单、安全性好、适用范围广等优点。
[0006] 本发明的技术解决方案是：
[0007] -种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，步骤如下：
[0008] (1)采集惯性导航系统输出的导航信息，所述导航信息包括大地炜度Lat、大地经 度Lon、大地高度H、北向速度1、天向速度Vu、东向速度I、滚转角（K偏航角it和俯仰角 0 ;
[0009] (2)根据步骤（1)惯性导航系统输出的大地炜度Lat、大地经度Lon、大地高度H和 当前时间Time，基于选定的大气模型，计算得到大气温度T、静压Ps、密度P和声速a;
[0010] (3)根据步骤⑴惯性导航系统输出的大地高度H、北向速度1、天向速度Vu、东向 速度L、滚转角（K偏航角iK俯仰角0和步骤（2)得到的大气温度T、静压Ps、密度P、声 速a进行INS大气数据解算，得到真空速V、马赫数Ma、动压q。、攻角a和侧滑角0;
[0011] (4)根据当前时刻INS大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选 择FADS解算初值，当所选解算初值满足FADS运行条件时，启动FADS大气数据解算，进入步 骤（5);否则不启动FADS大气数据解算，当前时刻FADS大气数据解算结果不可用，进入步 骤⑹；
[0012] (5)根据步骤⑷得到的解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值PpP2、 P3、…、Pn完成FADS大气数据解算，计算得到马赫数Ma、攻角a、侧滑角0、静压Ps和动压q。，进入步骤（6);
[0013] (6)判断当前时刻FADS大气数据解算结果是否可用，如果FADS大气数据解算结果 不可用则将当前时刻INS大气数据解算结果作为大气数据融合处理结果输出；否则根据当 前时刻INS大气数据解算结果以及FADS大气数据解算结果进行大气数据融合处理，并将处 理结果作为大气数据测量结果输出。
[0014] 所述步骤(6)中进行大气数据融合处理的步骤如下：
[0015] (2. 1)对静压、动压、攻角和侧滑角采用加权、滤波、限幅等手段进行融合处理：
[0016] Ps=(Ps)ins+LIM(DPSUL,KPS*((Ps) FADS- (Ps)INS) * (I/ (TPSs+l)),DPSLL)
[0017] qc=(qc)INS+UM(DQCUL，KQC* ((qc) FADS_ (qc) INS) * (lAl^s+l))，DQCLL)
[0018]a=aINS+LIM(DAUL，KA*(aFADS-aINS) * (I/ (TAs+l))，DALL)
[0019] P=P ins+LIM(DBUL,KB* (PFADS-PINS) * (I/(Tbs+1)),DBLL)
[0020] (Ps)INS、（q。)INS、aINS和PINS分别表示INS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和 侦隨角；(Ps)fads、（qJFADS、a_和0 ^分别表示FADS大气数据解算得到的静压、动压、攻角 和侧滑角；KPS、KQC、KA和KB是在区间[0, 1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数 据解算结果；1八1'#+1)、1八!'(^+1)、1八1>+1)和1八1^+1)是一阶惯性环节的传递函数， 用于低通滤波，其中1^、1^、1\和1\根据大地高度11、马赫数1&1、动压(1扇定山頂（*，*，〇 为限幅环节，DPSUL和DPSLL分别是静压增量的上限值和下限值，DQ⑶L和DQCLL分别是动 压增量的上限值和下限值，DAUL和DALL分别是攻角增量的上限值和下限值，DBUL和DBLL 分别是侧滑角增量的上限值和下限值，所述DPSUL、DPSLL、DQCUL、DQCLL、DAUL、DALL、DBUL 和DBLL根据大地高度H、马赫数Ma、动压q。确定；
[0021] (2. 2)根据静压和动压的融合处理结果计算得到马赫数MaTMP，将该马赫数与INS 大气数据解算结果中的马赫数采用加权、滤波、限幅等手段进行融合处理：
[0022]Ma=MaINS+UM(DMAUL，KMA* (MaTMP-MaINS) * (I/ (Tms+1))，DMALL)
[0023] MaINS表示INS大气数据解算得到的马赫数；KM是在区间[0, 1]取值的加权值，若 取〇则直接输出INS大气数据解算结果；1ATmas+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通 滤波，其中Tma根据大地高度H、马赫数Ma、动压q。确定；UM( ?，?，?）为限幅环节，DMAUL 和DMALL分别是马赫数增量的上限值和下限值，根据大地高度H、马赫数Ma、动压q。确定；
[0024] 所述限幅环节UM( ?，?，?）的定义如下：
[0025] UM(UL，X，LL)的输入为变量X，限幅环节用于将输出限定在上限值UL和下限值LL 之间，上限值UL不小于下限值LL，当X不小于UL时限幅环节的输出为UL，当X不大于LL 时限幅环节的输出为LL，当X在UL和LL之间时限幅环节的输出为X;
[0026] (2. 3)根据马赫数、动压和静压的融合处理结果和声速a，采用常规方法计算得到 真空速V、校准空速V。、气压高度Hp和升降速度鳥。
[0027] 所述步骤（2)中的大气模型为标准大气模型、参考大气模型或用户定制的大气模 型。
[0028] 所述步骤⑷中选择FADS解算初值的步骤如下：
[0029] (4. 1)判断上一时刻大气数据融合处理结果是否可用，如果可用则取上一时刻大 气数据融合处理结果作为解算初值，进入步骤（4. 3)，否则进入步骤（4.2);
[0030] (4. 2)取当前时刻INS大气数据解算结果作为解算初值，进入步骤（4. 3);
[0031] (4. 3)根据解算初值判读是否满足FADS运行条件，如果满足则启动FADS大气数据 解算，否则结束。
[0032] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0033] (1)针对嵌入式大气数据系统受限于气动模型的共性问题，提出了一种嵌入式大 气数据系统与惯性导航系统数据融合的解决方案。根据惯性导航系统输出的导航信息