專利名稱：一種航空應(yīng)急儀表及其系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法和組合導(dǎo)航算法的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航空用綜合飛行儀表，特別是一種在飛機(jī)主儀表功能喪失時(shí)仍能 提供必要導(dǎo)航信息的航空應(yīng)急儀表及其系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法和組合導(dǎo)航算法。
背景技術(shù)：
現(xiàn)代飛機(jī)及各種飛行器廣泛使用多功能儀表和顯示器。這些儀表和顯示器采用 集中分布式分結(jié)構(gòu)，彼此之間通過機(jī)載總線(如1553b)進(jìn)行信息傳遞和共享，通過多套儀 表并聯(lián)實(shí)現(xiàn)互為備份，即當(dāng)其中一套儀表或顯示器故障后仍可向飛行員提供正常的導(dǎo)航信 息。但是由于這些儀表和顯示器采用集中供電方式，一旦座艙電源出現(xiàn)故障，這種“玻璃座 艙”將喪失駕駛員所需的信息。為此，需要一種不用電源或者僅用蓄電池就能工作的備用 儀表，使駕駛員在備用工作狀態(tài)或應(yīng)急情況下，能夠獲得必要的導(dǎo)航信息。于是，在上世紀(jì) 80年代中后期，國(guó)外許多飛機(jī)都陸續(xù)加裝了一些備用儀表，這些備用儀表主要有備用氣 壓表、備用空速表、備用地平儀、備用航姿儀等，這些備用儀表基于傳統(tǒng)的機(jī)電式傳感器技 術(shù)，都有各自獨(dú)立的傳感器、顯示器和結(jié)構(gòu)封裝。隨著后來電子技術(shù)發(fā)展，這些儀表逐漸被 一個(gè)獨(dú)立結(jié)構(gòu)的電子式備用儀表所替代，這種電子式備用儀表集備用氣壓表、備用空速表、 備用地平儀三者功能與一體，而且內(nèi)部采用全固態(tài)器件，無任何活動(dòng)部件，既降低了成本又 提高了可靠性。因此目前國(guó)外許多飛機(jī)(如波音777、空客A320、F-22)都加裝了這種電子 式備用儀表。然而這種電子式備用儀表也存在明顯的不足，例如因?yàn)槭荏w積限制，采用的傳 感器精度不高，所以輸出的姿態(tài)精度低，又如無法獨(dú)立提供航向和位置信息，因此必須通過 機(jī)載總線和飛機(jī)上其它導(dǎo)航儀表(如方位指示儀表、位置指示儀表等)進(jìn)行通訊來獲得航 向、位置等信息，因此從儀表嚴(yán)格意義上來說，這種電子式備用儀表還不具備完全意義上的 導(dǎo)航儀表的功能。在應(yīng)急狀態(tài)下，飛行員除了需要知道飛機(jī)姿態(tài)、空速、高度等必要的飛行 參數(shù)以控制飛機(jī)的姿態(tài)、速度和飛行高度外，有時(shí)還需要知道飛行航向、位置等信息，以確 定飛機(jī)當(dāng)前所在方向、位置，進(jìn)而駕駛飛機(jī)到達(dá)期望的安全位置。目前，一般的飛機(jī)上目前基本沒有安裝應(yīng)急裝備，即使裝備的也只是具備部分應(yīng) 急功能的儀表，其技術(shù)主要還是依賴于傳統(tǒng)的機(jī)電式傳感器，由于采用較多的機(jī)械活動(dòng)部 件，因此存在體積大、重量重、可靠性及維修性差等缺點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服上述現(xiàn)有技術(shù)之不足，提供一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、 使用方便、精度較高的航空應(yīng)急儀表。根據(jù)本發(fā)明提出一種航空應(yīng)急儀表，包括大氣壓力測(cè)量單元，通過兩個(gè)進(jìn)氣嘴分 別連接到飛機(jī)上的總壓管和靜壓管，用于測(cè)量靜壓和總壓壓力；慣性測(cè)量單元，通過陀螺儀 和加速度計(jì)，測(cè)量出飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)和線運(yùn)動(dòng)信息，進(jìn)而為捷聯(lián)慣性導(dǎo)航解算提供必要的傳感 器參數(shù)；雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)，與衛(wèi)星信號(hào)接收天線連接，用于測(cè)量飛機(jī)即時(shí)位置、速度、 航向信息，為捷聯(lián)慣性導(dǎo)航提供輔助信息；圖形顯示單元，將接收到的導(dǎo)航參數(shù)，以圖形和 文字的形式在液晶顯示屏中顯示出來；綜合處理計(jì)算單元，接收來自各傳感器的信息，通過傳感器信息融合算法，計(jì)算出指示空速、氣壓高度、姿態(tài)、航向、經(jīng)緯度等導(dǎo)航參數(shù)，并將計(jì) 算結(jié)果發(fā)送給高密度液晶圖形顯示單元；二次電源電路，用于將外部一次電源電壓轉(zhuǎn)換成 各傳感器及電路所需的電壓信號(hào)。根據(jù)本發(fā)明提供的航空應(yīng)急儀表還具有如下附加技術(shù)特征所述大氣壓力測(cè)量單元進(jìn)一步包括與所述總壓管連接的總壓傳感器、與靜壓管連 接的靜壓傳感器及、溫度傳感器和調(diào)理電路，所述總壓傳感器、所述靜壓傳感器和所述溫度 傳感器與所述調(diào)理電路連接。所述慣性測(cè)量單元包括慣性支架，及安裝在慣性支架上的三個(gè)相互垂直的陀螺 儀、三個(gè)相互垂直的加速度計(jì)和接口電路。所述雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)通過兩個(gè)射頻連接器與飛機(jī)機(jī)身頂部的兩個(gè)接收天 線連接。
所述雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)包括兩個(gè)單天線GPS接收機(jī)及與所述單天線GPS接收 機(jī)連接的調(diào)理計(jì)算電路。所述綜合處理計(jì)算單元包括信號(hào)接口電路和運(yùn)算處理電路，所述信號(hào)接口電路和 所述運(yùn)算處理電路用于接收大氣壓力測(cè)量單元、慣性測(cè)量單元、雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)的 信息，并通過計(jì)算將結(jié)果發(fā)送給高密度液晶圖形顯示單元。所述圖形顯示單元由液晶顯示屏、圖形顯示驅(qū)動(dòng)卡、導(dǎo)光板等電路構(gòu)成，其中圖形 顯示驅(qū)動(dòng)卡負(fù)責(zé)接收來自綜合處理計(jì)算單元的導(dǎo)航參數(shù)，并產(chǎn)生相應(yīng)的動(dòng)態(tài)圖形和文字畫 面，驅(qū)動(dòng)液晶顯示屏，在液晶顯示屏中顯示出相應(yīng)的圖形畫面。所述圖形顯示單元包括用于提供顯示亮度調(diào)節(jié)、圖形畫面切換、晝夜模式切換功 能按鍵和氣壓參數(shù)調(diào)節(jié)旋鈕。根據(jù)本發(fā)明提供的航空應(yīng)急儀表與現(xiàn)有技術(shù)相比至少具有如下優(yōu)點(diǎn)首先，根據(jù)本發(fā)明提供的一種航空應(yīng)急儀表夠提供指示空速、氣壓高度、姿態(tài)(俯 仰角、橫滾角)、航向、經(jīng)緯度等導(dǎo)航信息，既可以作為正常狀態(tài)下飛行員操控主飛行儀表的 信息參考又可以在主飛行儀表發(fā)生故障時(shí)作為應(yīng)急備用儀表，當(dāng)主飛行儀表完全喪失功能 時(shí)，仍可依靠該儀表提供的導(dǎo)航信息指引飛行員駕駛飛機(jī)安全返航；其次，本發(fā)明提供的航 空應(yīng)急儀表不僅具有姿態(tài)、空速、氣壓高度的測(cè)量和指示功能，而且還增加了航向和經(jīng)緯度 的測(cè)量和指示等功能，采用多傳感器信息融合技術(shù)，在輸出精度方面相對(duì)傳統(tǒng)的機(jī)電式備 用儀表也有很大的提高。根據(jù)本發(fā)明提出一種航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法，在系統(tǒng)通電自檢后，包括 以下步驟a、初始信息裝訂，使用GPS輸出航向、加速度計(jì)信息計(jì)算出的水平姿態(tài)角、GPS接 收機(jī)的位置以及零速信息裝訂給航空應(yīng)急儀表；b、水平粗校準(zhǔn)，航空應(yīng)急儀表建立起自己 的導(dǎo)航坐標(biāo)系進(jìn)行導(dǎo)航解算，同時(shí)利用靜止?fàn)顟B(tài)下的零速信息進(jìn)行速度匹配Kalman濾波 計(jì)算，最優(yōu)估計(jì)出系統(tǒng)的水平姿態(tài)誤差，并修正系統(tǒng)的導(dǎo)航坐標(biāo)系；C、水平精校準(zhǔn)，航空應(yīng) 急儀表以粗對(duì)準(zhǔn)結(jié)果為初始條件進(jìn)行導(dǎo)航解算，同時(shí)用導(dǎo)航解算的速度信息作為誤差量， 最優(yōu)估計(jì)出系統(tǒng)的水平姿態(tài)誤差，并對(duì)系統(tǒng)姿態(tài)進(jìn)行修正。根據(jù)本發(fā)明提供的航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法還具有如下附加技術(shù)特征在水平粗對(duì)準(zhǔn)階段，慣性測(cè)量單元內(nèi)加速度計(jì)測(cè)量敏感到的重力加速度信息，航 空應(yīng)急儀表利用該信息計(jì)算出自身的俯仰和滾動(dòng)角信息，然后利用第一階段導(dǎo)航計(jì)算機(jī)接收到的航向信息，計(jì)算系統(tǒng)的姿態(tài)矩陣，同時(shí)航空應(yīng)急儀表初始化自身的位置為初始裝訂 的經(jīng)緯度，初始化航空應(yīng)急儀表自身的速度為零速。 所述水平粗對(duì)準(zhǔn)的粗對(duì)準(zhǔn)算法為令
權(quán)利要求
1.一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于包括大氣壓力測(cè)量單元，通過兩個(gè)進(jìn)氣嘴分別連接到飛機(jī)上的總壓管和靜壓管，用于測(cè)量 靜壓和總壓壓力；慣性測(cè)量單元，通過陀螺儀和加速度計(jì)，測(cè)量出飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)和線運(yùn)動(dòng)信息，進(jìn)而為捷聯(lián) 慣性導(dǎo)航解算提供必要的傳感器參數(shù)；雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)，與衛(wèi)星信號(hào)接收天線連接，用于測(cè)量飛機(jī)即時(shí)位置、速度、航 向信息，為捷聯(lián)慣性導(dǎo)航提供輔助信息；圖形顯示單元，將接收到的導(dǎo)航參數(shù)，以圖形和文字的形式在液晶顯示屏中顯示出來；綜合處理計(jì)算單元，接收來自各傳感器的信息，通過傳感器信息融合算法，計(jì)算出指示 空速、氣壓高度、姿態(tài)、航向、經(jīng)緯度等導(dǎo)航參數(shù)，并將計(jì)算結(jié)果發(fā)送給高密度液晶圖形顯示 單元；二次電源電路，用于將外部一次電源電壓轉(zhuǎn)換成各傳感器及電路所需的電壓信號(hào)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于所述大氣壓力測(cè)量單元進(jìn) 一步包括與所述總壓管連接的總壓傳感器、與靜壓管連接的靜壓傳感器及、溫度傳感器和 調(diào)理電路，所述總壓傳感器、所述靜壓傳感器和所述溫度傳感器與所述調(diào)理電路連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于所述慣性測(cè)量單元包括慣 性支架，及安裝在慣性支架上的三個(gè)相互垂直的陀螺儀、三個(gè)相互垂直的加速度計(jì)和接口 電路。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于所述雙天線GPS衛(wèi)星接收 機(jī)通過兩個(gè)射頻連接器與飛機(jī)機(jī)身頂部的兩個(gè)接收天線連接。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于所述雙天線GPS衛(wèi)星接收 機(jī)包括兩個(gè)單天線GPS接收機(jī)及與所述單天線GPS接收機(jī)連接的調(diào)理計(jì)算電路。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于所述綜合處理計(jì)算單元包 括信號(hào)接口電路和運(yùn)算處理電路，所述信號(hào)接口電路和所述運(yùn)算處理電路用于接收大氣壓 力測(cè)量單元、慣性測(cè)量單元、雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)的信息并將信息并通過計(jì)算將結(jié)果發(fā) 送給高密度液晶圖形顯示單元。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于所述圖形顯示單元由液晶 顯示屏、圖形顯示驅(qū)動(dòng)卡、導(dǎo)光板等電路構(gòu)成，其中圖形顯示驅(qū)動(dòng)卡負(fù)責(zé)接收來自綜合處理 計(jì)算單元的導(dǎo)航參數(shù)，并產(chǎn)生相應(yīng)的動(dòng)態(tài)圖形和文字畫面，驅(qū)動(dòng)液晶顯示屏，在液晶顯示屏 中顯示出相應(yīng)的圖形畫面。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種航空應(yīng)急儀表，其特征在于所述圖形顯示單元包括用 于提供顯示亮度調(diào)節(jié)、圖形畫面切換、晝夜模式切換功能按鍵和氣壓參數(shù)調(diào)節(jié)旋鈕。
9.一種航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法，其特征在于在系統(tǒng)通電自檢后，包括以下 步驟a、初始信息裝訂，使用GPS輸出航向、加速度計(jì)信息計(jì)算出的水平姿態(tài)角、GPS接收機(jī) 的位置以及零速信息裝訂給航空應(yīng)急儀表；b、水平粗校準(zhǔn)，航空應(yīng)急儀表建立起自己的導(dǎo)航坐標(biāo)系進(jìn)行導(dǎo)航解算，同時(shí)利用靜止 狀態(tài)下的零速信息進(jìn)行速度匹配Kalman濾波計(jì)算，最優(yōu)估計(jì)出系統(tǒng)的水平姿態(tài)誤差，并修正系統(tǒng)的導(dǎo)航坐標(biāo)系；C、水平精校準(zhǔn)，航空應(yīng)急儀表以粗對(duì)準(zhǔn)結(jié)果為初始條件進(jìn)行導(dǎo)航解算，同時(shí)用導(dǎo)航解 算的速度信息作為誤差量，最優(yōu)估計(jì)出系統(tǒng)的水平姿態(tài)誤差，并對(duì)系統(tǒng)姿態(tài)進(jìn)行修正。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法，其特征在于在水平粗對(duì) 準(zhǔn)階段，慣性測(cè)量單元內(nèi)加速度計(jì)測(cè)量敏感到的重力加速度信息，航空應(yīng)急儀表利用該信 息計(jì)算出自身的俯仰和滾動(dòng)角信息，然后利用第一階段導(dǎo)航計(jì)算機(jī)接收到的航向信息，計(jì) 算系統(tǒng)的姿態(tài)矩陣，同時(shí)航空應(yīng)急儀表初始化自身的位置為初始裝訂的經(jīng)緯度，初始化航 空應(yīng)急儀表自身的速度為零速。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法，其特征在于所述水平粗對(duì)準(zhǔn)的粗對(duì)準(zhǔn)算法為
12.根據(jù)權(quán)利要求9所述的航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)方法，其特征在于水平精對(duì)準(zhǔn) 通過速度匹配Kalman濾波方法完成，在該階段，航空應(yīng)急儀表以粗對(duì)準(zhǔn)結(jié)果為初始條件進(jìn) 行導(dǎo)航解算，同時(shí)用導(dǎo)航解算的速度信息作為誤差量，最優(yōu)估計(jì)出系統(tǒng)的水平姿態(tài)誤差，并 對(duì)系統(tǒng)姿態(tài)進(jìn)行修正，從而完成系統(tǒng)的水平精對(duì)準(zhǔn)。
13.一種航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)組合導(dǎo)航算法，其特征在于在進(jìn)行系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)后，所述 慣性測(cè)量單元、雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)、綜合處理計(jì)算單元的測(cè)量量作為輸入卡爾曼濾波 器，卡爾曼濾波器根據(jù)這些輸入得到INS誤差的最優(yōu)估計(jì)值，采用輸出校正的方法對(duì)INS的 速度、位置、姿態(tài)做修正，綜合修正后的結(jié)果即為組合導(dǎo)航系統(tǒng)的最終輸出。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的航空應(yīng)急儀表系統(tǒng)組合導(dǎo)航算法，其特征在于選取濾波 器15階系統(tǒng)狀態(tài)向量如下
全文摘要
一種航空應(yīng)急儀表，包括大氣壓力測(cè)量單元，慣性測(cè)量單元，雙天線GPS衛(wèi)星接收機(jī)，與衛(wèi)星信號(hào)接收天線連接，圖形顯示單元，二次電源電路，綜合處理計(jì)算單元，所述綜合處理計(jì)算單元接收來自各傳感器的信息，通過傳感器信息融合算法，計(jì)算出指示空速、氣壓高度、姿態(tài)、航向、經(jīng)緯度等導(dǎo)航參數(shù)，并將計(jì)算結(jié)果發(fā)送給高密度液晶圖形顯示單元；根據(jù)本發(fā)明提供的一種航空應(yīng)急儀表夠提供指示空速、氣壓高度、姿態(tài)(俯仰角、橫滾角)、航向、經(jīng)緯度等導(dǎo)航信息，既可以作為正常狀態(tài)下飛行員操控主飛行儀表的信息參考又可以在主飛行儀表發(fā)生故障時(shí)作為應(yīng)急備用儀表，當(dāng)主飛行儀表完全喪失功能時(shí)，仍可依靠該儀表提供的導(dǎo)航信息指引飛行員駕駛飛機(jī)安全返航。
文檔編號(hào)G01C21/24GK102050226SQ20091021034
公開日2011年5月11日 申請(qǐng)日期2009年10月30日 優(yōu)先權(quán)日2009年10月30日
發(fā)明者向偉榮, 姜洪雷, 岳步江, 朱強(qiáng), 李旭東, 楊勇, 游學(xué) , 謝莉莉, 郭雙紅, 郭秋芬 申請(qǐng)人:航天科工慣性技術(shù)有限公司