本發(fā)明實(shí)施例涉及導(dǎo)航技術(shù)，尤其涉及一種航空器組合導(dǎo)航方法和裝置。

背景技術(shù)：

旋翼航空器是一種重于空氣的航空器，其在空中的升力由一個(gè)或多個(gè)旋翼與空氣進(jìn)行相對運(yùn)動(dòng)的反作用獲得。對于旋翼航空器尤其是多旋翼航空器，在自動(dòng)和半自動(dòng)飛行中，準(zhǔn)確的導(dǎo)航解算是自動(dòng)駕駛儀進(jìn)行自動(dòng)飛行和控制的基礎(chǔ)。自動(dòng)駕駛儀在飛行過程中需要實(shí)時(shí)了解航空器的飛行情況，如飛行速度、坐標(biāo)等參數(shù)，目前的旋翼航空器組合導(dǎo)航算法所使用的慣性導(dǎo)航模型存在錯(cuò)誤，錯(cuò)誤是由于沒有考慮的旋翼的氣動(dòng)阻力，由此獲得的無人機(jī)的飛行參數(shù)無法用于對無人機(jī)的精確導(dǎo)航控制。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種航空器組合導(dǎo)航方法和裝置，利用考慮了旋翼氣動(dòng)力和空速的關(guān)系的動(dòng)力學(xué)方程，并根據(jù)空速、地速和環(huán)境風(fēng)速的關(guān)系構(gòu)建旋翼飛行器飛行參數(shù)的過程模型，將慣性元件得到的加速度信息，定位元件得到的地速，位置信息以及風(fēng)速統(tǒng)計(jì)特征量等與根據(jù)所述過程模型求得的加速度、地速和風(fēng)速等進(jìn)行數(shù)據(jù)融合給出飛行器的地速、空速和風(fēng)速，并在定位元件無法正常提供速度和位置信息的情況下仍可解算出足夠精度的速度和位置，以實(shí)現(xiàn)對航空器飛行狀態(tài)的精確計(jì)算。

第一方面，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種航空器組合導(dǎo)航方法，包括：

以周期dt從機(jī)載測量元件中讀取當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量和輸入量，并進(jìn)行記錄；

獲取航空器在上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量和輸入量；

依據(jù)所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量；

依據(jù)所述預(yù)估狀態(tài)量、當(dāng)前時(shí)刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估測量量；

依據(jù)所述預(yù)估測量量、所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，依據(jù)所述數(shù)據(jù)處理的結(jié)果和所述預(yù)估狀態(tài)量確定所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量，并進(jìn)行記錄。

第二方面，本發(fā)明實(shí)施例還提供了一種航空器組合導(dǎo)航裝置，包括：

獲取模塊，用于以周期dt從機(jī)載測量元件中讀取當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量和輸入量，并進(jìn)行記錄，以及獲取航空器在上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量和輸入量；

預(yù)估狀態(tài)量確定模塊，用于依據(jù)所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量；

預(yù)估測量量確定模塊，用于依據(jù)所述預(yù)估狀態(tài)量、當(dāng)前時(shí)刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估測量量；

狀態(tài)量確定模塊，用于依據(jù)所述預(yù)估測量量、所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，依據(jù)所述數(shù)據(jù)處理的結(jié)果和所述預(yù)估狀態(tài)量確定所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量，并進(jìn)行記錄。

本發(fā)明解決了由于目前組合導(dǎo)航算法所使用的慣性導(dǎo)航過程模型存在錯(cuò)誤導(dǎo)致的飛行參數(shù)計(jì)算不準(zhǔn)確的問題，以實(shí)現(xiàn)對航空器飛行狀態(tài)的精確計(jì)算。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點(diǎn)將會變得更明顯：

圖1是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航方法的流程圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航裝置的結(jié)構(gòu)框圖；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航計(jì)算東向速度的結(jié)果圖；

圖4是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航計(jì)算北向速度的結(jié)果圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明?？梢岳斫獾氖牵颂幩枋龅木唧w實(shí)施例僅僅用于解釋本發(fā)明，而非對本發(fā)明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發(fā)明相關(guān)的部分而非全部結(jié)構(gòu)。

圖1是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航方法的流程圖，本實(shí)施例可適用于航空器在飛行過程中對其飛行狀態(tài)的各個(gè)參量進(jìn)行計(jì)算的情況，該方法可以由航空器控制器來執(zhí)行，如圖1所示，本實(shí)施例提供的具體方案如下：

S101、以周期dt從機(jī)載測量元件中讀取當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量和輸入量，并進(jìn)行記錄，獲取航空器在上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量和輸入量。

本實(shí)施例中，航空器飛行狀態(tài)量在計(jì)算完畢后會自動(dòng)保存以用于后續(xù)的飛行狀態(tài)參量的估計(jì)和運(yùn)算，若為初始計(jì)算，可將該飛行狀態(tài)量全部設(shè)置為零，后續(xù)計(jì)算完畢后進(jìn)行更新記錄。飛行狀態(tài)量可以是航空器飛行過程中的飛行速度、GPS坐標(biāo)等。當(dāng)前時(shí)刻的測量量可以是航空器飛行時(shí)的加速度等。輸入量可以是航空器坐標(biāo)系到地球坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣。

S102、依據(jù)所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量。

本實(shí)施例中，通過將上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量、輸入量代入到過程模型公式，即可得到當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量。

示例性的，所述依據(jù)所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量包括：

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv、^bv_∞和輸入量R代入第一過程模型公式

得到和所述狀態(tài)量^bv與^bv_∞對應(yīng)的時(shí)間導(dǎo)數(shù)和其中，^bv代表航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度，^bv_∞代表航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質(zhì)量，g代表重力加速度，R代表航空器坐標(biāo)系到地球坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣，η_v代表^bv的過程噪聲，η_∞代表^bv_∞的過程噪聲，所述第一過程模型公式中，矩陣N為：

其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系x軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，υ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系y軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，v為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系z軸方向上的推力系數(shù)，ω代表航空器旋翼的轉(zhuǎn)速；

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv和^bv_∞分別加上和與時(shí)間dt的乘積得到當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量^bv和^bv_∞。

其中，地球坐標(biāo)系指與地球固連的右手坐標(biāo)系，采用東、北、天為三軸分量；航空器坐標(biāo)系指與航空器機(jī)體固連的右手坐標(biāo)系，原點(diǎn)位于航空器機(jī)體質(zhì)心。其中，^bv的三軸分量為：

的三軸分量為：

S103、依據(jù)所述預(yù)估狀態(tài)量、當(dāng)前時(shí)刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估測量量。

示例性的，所述依據(jù)所述預(yù)估狀態(tài)量、當(dāng)前時(shí)刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估測量量包括：

將所述預(yù)估狀態(tài)量^bv、和當(dāng)前時(shí)刻的輸入量R代入第一測量模型公式

得到預(yù)估測量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐標(biāo)系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度垂直分量，η_a代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：

S104、依據(jù)所述預(yù)估測量量、所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，依據(jù)所述數(shù)據(jù)處理的結(jié)果和所述預(yù)估狀態(tài)量確定所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量，并進(jìn)行記錄。

本實(shí)施例中，所述依據(jù)所述預(yù)估測量量、所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，依據(jù)所述數(shù)據(jù)處理的結(jié)果和所述預(yù)估狀態(tài)量確定所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量包括：

依據(jù)所述預(yù)估測量量和所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲的均值、方差和協(xié)方差確定當(dāng)前飛行時(shí)刻的修正量；

依據(jù)所述修正量對所述預(yù)估狀態(tài)量進(jìn)行修正得到所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量。

本實(shí)施例實(shí)現(xiàn)了對航空器飛行狀態(tài)的精確計(jì)算。

在上述方案的基礎(chǔ)上，可選的，所述依據(jù)所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量包括：

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v和輸入量R代入第二過程模型公式

得到和所述狀態(tài)量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v對應(yīng)的時(shí)間導(dǎo)數(shù)以及和其中，^bv代表航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度，^bv_∞代表航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度，μ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系x軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，υ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系y軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，v為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系z軸方向上的推力系數(shù)，g代表重力加速度，R代表航空器坐標(biāo)系到地球坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣，η_v代表^bv的過程噪聲，η_∞代表^bv_∞的過程噪聲，η_μ、η_υ和η_v分別為μ、υ、v對應(yīng)的過程噪聲，所述第二過程模型公式中，矩陣N為：

其中，ω代表航空器旋翼的轉(zhuǎn)速；

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv、^bv_∞、μ、υ和v分別加上各自與時(shí)間dt的乘積得到當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量^bv、^bv_∞、μ、υ和v。

所述依據(jù)所述預(yù)估狀態(tài)量、當(dāng)前時(shí)刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估測量量包括：

將所述預(yù)估狀態(tài)量^bv、^bv_∞、μ、υ、v以及當(dāng)前時(shí)刻的輸入量R代入第二測量模型公式

得到預(yù)估測量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐標(biāo)系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度垂向分量，η_a代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：

當(dāng)機(jī)載導(dǎo)航元件中途失效時(shí)，所述依據(jù)所述預(yù)估狀態(tài)量、當(dāng)前時(shí)刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估測量量包括：

將所述預(yù)估狀態(tài)量中的^bv、^bv_∞和當(dāng)前時(shí)刻的輸入量R代入第三測量模型公式

^ba和^ev_w，其中^ba代表航空器坐標(biāo)系中的航空器的加速度，^ev_w代表地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度，η_a代表加速度計(jì)的三軸測量噪聲，η_w代表地球坐標(biāo)系中空氣速度的測量噪聲，^bv代表航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度，^bv_∞代表航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質(zhì)量，R代表航空器坐標(biāo)系到地球坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣，所述第三測量模型公式中，矩陣N為：

其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系x軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，υ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系y軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，v為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系z軸方向上的推力系數(shù)，ω代表航空器旋翼的轉(zhuǎn)速。計(jì)算結(jié)果如圖3和圖4所示，圖3是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航計(jì)算東向速度的結(jié)果圖，其中，虛線代表本實(shí)施例方法解算得到的航空器飛行過程中東向速度的速度值，實(shí)線為GPS測量值，通過圖中可直觀的比較出，在125秒GPS信號不參與解算即失靈情況下，本方案解算得到的航空器的東向飛行速度和GPS測量值基本吻合。圖4是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航計(jì)算北向速度的結(jié)果圖，和圖3類似，在125秒GPS信號不參與解算的情況下，本實(shí)施例方法得到的航空器的北向速度和GPS測量值基本吻合，證明本方案較優(yōu)。

本實(shí)施例中，所述地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度^ev_w由機(jī)載導(dǎo)航元件失效前記錄的航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度^bv和航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度^bv_∞矢量求和并轉(zhuǎn)換到地球坐標(biāo)系中的統(tǒng)計(jì)平均得到。

本實(shí)施例中，在得到所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量之后，還包括：

將所述當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量^bv_∞代入氣壓誤差補(bǔ)償公式

得到氣壓補(bǔ)償誤差ε_baro，其中，ρ為空氣密度；

將所述氣壓補(bǔ)償誤差ε_baro代入公式

h＝h(p_baro+ε_baro)

得到所述航空器的飛行高度h，其中p_baro為氣壓計(jì)測得的壓力。

圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的一種航空器組合導(dǎo)航裝置的結(jié)構(gòu)框圖，所述裝置用于執(zhí)行上述實(shí)施例提供的航空器組合導(dǎo)航方法，具備執(zhí)行方法相應(yīng)的功能模塊和有益效果。如圖2所示，所述裝置包括獲取模塊1，預(yù)估狀態(tài)量確定模塊2，預(yù)估測量量確定模塊3,狀態(tài)量確定模塊4。

其中，獲取模塊1用于以周期dt從機(jī)載測量元件中讀取當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量和輸入量，并進(jìn)行記錄，以及獲取航空器在上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量和輸入量；

預(yù)估狀態(tài)量確定模塊2用于依據(jù)所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量、輸入量和過程模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量；

預(yù)估測量量確定模塊3用于依據(jù)所述預(yù)估狀態(tài)量、當(dāng)前時(shí)刻的輸入量和測量模型確定所述航空器在當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估測量量；

狀態(tài)量確定模塊4用于依據(jù)所述預(yù)估測量量、所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，依據(jù)所述數(shù)據(jù)處理的結(jié)果和所述預(yù)估狀態(tài)量確定所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量，并進(jìn)行記錄。

本實(shí)施例提供的行器組合導(dǎo)航裝置，解決了由于目前組合導(dǎo)航算法所使用的慣性導(dǎo)航過程模型存在錯(cuò)誤導(dǎo)致的飛行參數(shù)計(jì)算不準(zhǔn)確的問題，實(shí)現(xiàn)了對航空器飛行狀態(tài)的精確計(jì)算。

在上述技術(shù)方案的基礎(chǔ)上，所述預(yù)估狀態(tài)量確定模塊具體用于：

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv、^bv_∞和輸入量R代入第一過程模型公式

得到和所述狀態(tài)量^bv與^bv_∞對應(yīng)的時(shí)間導(dǎo)數(shù)和其中，^bv代表航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度，^bv_∞代表航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質(zhì)量，g代表重力加速度，R代表航空器坐標(biāo)系到地球坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣，η_v代表^bv的過程噪聲，η_∞代表^bv_∞的過程噪聲，所述第一過程模型公式中，矩陣N為：

其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系x軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，υ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系y軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，v為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系z軸方向上的推力系數(shù)，ω代表航空器旋翼的轉(zhuǎn)速；

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv和^bv_∞分別加上和與時(shí)間dt的乘積得到當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量^bv和^bv_∞；

所述預(yù)估測量量確定模塊具體用于：

將所述預(yù)估狀態(tài)量^bv、^bv_∞和當(dāng)前時(shí)刻的輸入量R代入第一測量模型公式

得到預(yù)估測量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐標(biāo)系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度垂直分量，η_a代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：

相應(yīng)的，所述狀態(tài)量確定模塊具體用于：

依據(jù)所述預(yù)估測量量和所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲的均值、方差和協(xié)方差確定當(dāng)前飛行時(shí)刻的修正量；

依據(jù)所述修正量對所述預(yù)估狀態(tài)量進(jìn)行修正得到所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量；

或者，所述預(yù)估狀態(tài)量確定模塊具體用于：

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v和輸入量R代入第二過程模型公式

得到和所述狀態(tài)量^bv、^bv_∞以及μ、υ、v對應(yīng)的時(shí)間導(dǎo)數(shù)以及和其中，^bv代表航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度，^bv_∞代表航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度，μ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系x軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，υ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系y軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，v為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系z軸方向上的推力系數(shù)，g代表重力加速度，R代表航空器坐標(biāo)系到地球坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣，η_v代表^bv的過程噪聲，η_∞代表^bv_∞的過程噪聲，η_μ、η_υ和η_v分別為μ、υ、v對應(yīng)的過程噪聲，所述第二過程模型公式中，矩陣N為：

其中，ω代表航空器旋翼的轉(zhuǎn)速；

將所述上一飛行時(shí)刻記錄的狀態(tài)量^bv、^bv_∞、μ、υ和v分別加上各自與時(shí)間dt的乘積得到當(dāng)前時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)量^bv、^bv_∞、μ、υ和v；

所述預(yù)估測量量確定模塊具體用于：

將所述預(yù)估狀態(tài)量^bv、^bv_∞、μ、υ、v以及當(dāng)前時(shí)刻的輸入量R代入第二測量模型公式

得到預(yù)估測量量^ba、^ev_h和^ev_wv，其中^ba代表航空器坐標(biāo)系中的航空器的加速度，^ev_h代表地球坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)的速度水平分量，^ev_wv代表地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度垂向分量，η_a代表加速度的三軸測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中航空器速度水平分量的測量噪聲，代表地球坐標(biāo)系中空氣速度垂向分量的測量噪聲，所述第一測量模型公式中，矩陣γ為：

相應(yīng)的，所述狀態(tài)量確定模塊具體用于：

依據(jù)所述預(yù)估測量量和所述讀取到的當(dāng)前飛行時(shí)刻的測量量以及過程噪聲、測量噪聲的均值、方差和協(xié)方差確定當(dāng)前飛行時(shí)刻的修正量；

依據(jù)所述修正量對所述預(yù)估狀態(tài)量進(jìn)行修正得到所述航空器在當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量；

當(dāng)機(jī)載導(dǎo)航元件中途失效時(shí)，所述預(yù)估測量量確定模塊具體用于：

將所述預(yù)估狀態(tài)量中的^bv、^bv_∞和當(dāng)前時(shí)刻的輸入量R代入第三測量模型公式

^ba和^ev_w，其中^ba代表航空器坐標(biāo)系中的航空器的加速度，^ev_w代表地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度，η_a代表加速度計(jì)的三軸測量噪聲，η_w代表地球坐標(biāo)系中空氣速度的測量噪聲，^bv代表航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度，^bv_∞代表航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度，m代表航空器質(zhì)量，R代表航空器坐標(biāo)系到地球坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣，所述第三測量模型公式中，矩陣N為：

其中，μ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系x軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，υ為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系y軸方向上的氣動(dòng)阻力系數(shù)，v為航空器旋翼在航空器坐標(biāo)系z軸方向上的推力系數(shù)，ω代表航空器旋翼的轉(zhuǎn)速；

其中，所述地球坐標(biāo)系中空氣相對于地球坐標(biāo)系的速度^ev_w由機(jī)載導(dǎo)航元件失效前記錄的航空器坐標(biāo)系中航空器相對于地球坐標(biāo)系的速度^bv和航空器坐標(biāo)系中空氣相對于航空器的速度^bv_∞矢量求和并轉(zhuǎn)換到地球坐標(biāo)系中的統(tǒng)計(jì)平均得到；

該裝置還包括氣壓補(bǔ)償確定模塊，具體用于：

將所述當(dāng)前飛行時(shí)刻的狀態(tài)量^bv_∞代入氣壓誤差補(bǔ)償公式

得到氣壓補(bǔ)償誤差ε_baro，其中，ρ為空氣密度；

將所述氣壓補(bǔ)償誤差ε_baro代入公式

h＝h(p_baro+ε_baro)

得到所述航空器的飛行高度h，其中p_baro為氣壓計(jì)測得的壓力。

注意，上述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例及所運(yùn)用技術(shù)原理。本領(lǐng)域技術(shù)人員會理解，本發(fā)明不限于這里所述的特定實(shí)施例，對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說能夠進(jìn)行各種明顯的變化、重新調(diào)整和替代而不會脫離本發(fā)明的保護(hù)范圍。因此，雖然通過以上實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行了較為詳細(xì)的說明，但是本發(fā)明不僅僅限于以上實(shí)施例，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的情況下，還可以包括更多其他等效實(shí)施例，而本發(fā)明的范圍由所附的權(quán)利要求范圍決定。