，選 用適當?shù)拇髿饽Ｐ?，在假定大氣靜止的條件下解算出大氣相關(guān)參數(shù)，從而建立大氣數(shù)據(jù)系 統(tǒng)的一個測量基準。根據(jù)嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的解算結(jié)果，采用加權(quán)、濾波、限幅等手段得 到相對于測量基準的增量值。該方案原理簡單，在超出嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣動模型允許 的范圍也適用，并且能夠保證輸出結(jié)果連續(xù)。該方案還可以預防嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在特 定工況下測量準確度顯著降低的問題，安全性好。
[0034] (2)嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)解算需要迭代求解非線性方程組，本發(fā)明通過 合理選擇解算初值可以提高解算效率。
[0035] (3)通過合理設(shè)置加權(quán)值以及限幅環(huán)節(jié)的上限值和下限值可以調(diào)節(jié)嵌入式大氣數(shù) 據(jù)系統(tǒng)的權(quán)重，降低未經(jīng)飛行試驗充分驗證時使用嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)存在的風險。通過 低通濾波環(huán)節(jié)可以濾除嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)引入的高頻噪聲，但不影響大氣數(shù)據(jù)測量的動 態(tài)性能。
[0036] (4)本發(fā)明適用于具有同樣特征的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性導航系統(tǒng)，因此通 用性強、適用范圍廣。
【附圖說明】
[0037]圖1為本發(fā)明的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)與慣性導航系統(tǒng)數(shù)據(jù)融合原理框圖；
[0038] 圖2為本發(fā)明的靜壓、動壓、攻角和側(cè)滑角數(shù)據(jù)融合原理框圖；
[0039] 圖3為本發(fā)明的馬赫數(shù)數(shù)據(jù)融合原理框圖；
[0040] 圖4為本發(fā)明的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)示意圖；
[0041] 圖5為本發(fā)明的慣性導航系統(tǒng)示意圖；
[0042] 圖6為標準大氣模型示意圖；
[0043] 圖7為參考大氣模型示意圖；
[0044] 圖8為本發(fā)明的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)初值選擇流程圖。
【具體實施方式】
[0045] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】進行進一步的詳細描述。
[0046] 本發(fā)明提出了一種嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)與慣性導航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)融合方法，如圖1 所示，步驟如下：
[0047] (1)采集慣性導航系統(tǒng)輸出的導航信息，所述導航信息包括大地煒度Lat、大地經(jīng) 度Lon、大地高度H、北向速度1、天向速度Vu、東向速度I、滾轉(zhuǎn)角（K偏航角it和俯仰角 0 ;
[0048] 北向速度Vn、天向速度Vu和東向速度Ve是飛行器相對地球的飛行速度在地理坐標 系中的分量。滾轉(zhuǎn)角巾、偏航角也和俯仰角9是從地理坐標系到機體坐標系的歐拉角。
[0049] 地理坐標系OXdYdZd定義如下：坐標原點0位于飛行器質(zhì)心，OXd軸在當?shù)厮矫鎯?nèi) 并指向正北，OYd軸垂直于當?shù)厮矫娌⒅赶蛏希琌Zd軸的指向按右手法則確定。
[0050] 機體坐標系OXbYbZb定義如下：坐標原點0位于飛行器質(zhì)心，OXb軸平行于飛行器設(shè) 計軸線并指向機身頭部，OYb軸平行于飛行器縱向?qū)ΨQ面并指向機身背部，OZb軸的指向按 右手法則確定。
[0051 ] (2)根據(jù)步驟（1)慣性導航系統(tǒng)輸出的大地煒度Lat、大地經(jīng)度Lon、大地高度H和 當前時間Time，基于選定的大氣模型，計算得到大氣溫度T、靜壓Ps、密度P和聲速a;
[0052] 所述當前時間是指計算機時鐘提供的UTC時間，其中包含季節(jié)、月份信息。
[0053] (3)根據(jù)步驟⑴慣性導航系統(tǒng)輸出的大地高度H、北向速度1、天向速度Vu、東向 速度L、滾轉(zhuǎn)角（K偏航角iK俯仰角0和步驟（2)得到的大氣溫度T、靜壓Ps、密度P、聲 速a完成INS大氣數(shù)據(jù)解算，計算得到真空速V、馬赫數(shù)Ma、動壓q。、攻角a和側(cè)滑角0;

從地理坐標系到機體坐標系的坐標變換矩陣。
[0061] (4)根據(jù)當前時刻INS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果以及上一時刻大氣數(shù)據(jù)融合處理結(jié)果選 擇FADS解算初值，當所選解算初值滿足FADS運行條件時，啟動FADS大氣數(shù)據(jù)解算，進入步 驟（5);否則不啟動FADS大氣數(shù)據(jù)解算，當前時刻FADS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果不可用，進入步 驟⑹；
[0062] 所述FADS運行條件是指嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣動模型所要求的馬赫數(shù)范圍、攻 角范圍或側(cè)滑角范圍，只有在允許的范圍之內(nèi)嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)才能正常工作。
[0063] (5)根據(jù)步驟⑷得到的解算初值以及飛行器測壓孔處的表面壓力值Pp P2、 P3、…、Pn完成FADS大氣數(shù)據(jù)解算，計算得到馬赫數(shù)Ma、攻角a、側(cè)滑角0、靜壓Ps和動壓 Qc ；
[0064] 所述壓力值與飛行器表面的測壓孔一一對應。
[0065] (6)判斷當前時刻FADS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果是否可用，如果FADS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果 不可用則將當前時刻INS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果作為大氣數(shù)據(jù)融合處理結(jié)果輸出；否則采用加 權(quán)、濾波、限幅等手段按照如下步驟進行大氣數(shù)據(jù)融合處理，并將處理結(jié)果作為大氣數(shù)據(jù)測 量結(jié)果輸出：
[0066] (6. 1)如圖2所示，對靜壓、動壓、攻角和側(cè)滑角采用加權(quán)、濾波、限幅等手段進行 融合處理：
[0067]Ps=(Ps)ins+LIM(DPSUL,KPS* ((Ps) FADS- (Ps) INS) * (I/ (TPSs+l)),DPSLL)
[0068] qc= (q c) INS+UM (DQCUL，KQC* ((qc) FADS_ (qc) INS) * (lAl^s+l))，DQCLL)
[0069]a=aINS+LIM(DAUL，KA* (aFADS-aINS) * (I/ (TAs+l))，DALL)
[0070] 0 = 0 ins+UM(DBUL，KB*(0fads-0ins)*(1ATbs+1))，DBLL)
[0071](Ps)INS、（q。)INS、a燃和0燃分別表示INS大氣數(shù)據(jù)解算得到的靜壓、動壓、攻角和 偵隨角；(Ps) fads、（qJFADS、a_和0 ^分別表示FADS大氣數(shù)據(jù)解算得到的靜壓、動壓、攻角 和側(cè)滑角；KPS、KQC、KA和KB是在區(qū)間[0, 1]取值的加權(quán)值，若取0則直接輸出INS大氣數(shù) 據(jù)解算結(jié)果；1八1'#+1)、1八!'(^+1)、1八1>+1)和1八1^+1)是一階慣性環(huán)節(jié)的傳遞函數(shù)， 用于低通濾波，其中1^、1^、1\和1\根據(jù)大地高度11、馬赫數(shù)1&1、動壓(1扇定山頂（*，*，〇 為限幅環(huán)節(jié)，DPSUL和DPSLL分別是靜壓增量的上限值和下限值，DQ⑶L和DQCLL分別是動 壓增量的上限值和下限值，DAUL和DALL分別是攻角增量的上限值和下限值，DBUL和DBLL 分別是側(cè)滑角增量的上限值和下限值，所述上限值和下限值根據(jù)大地高度H、馬赫數(shù)Ma、動 壓q。確定；
[0072] 所述加權(quán)值KPS、KQC、KA和KB代表FADS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果的權(quán)重，根據(jù)不同飛行 狀態(tài)下FADS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果的準確度來確定。
[0073] 所述一階慣性環(huán)節(jié)的參數(shù)TPS、TQe、TjPTB根據(jù)不同飛行狀態(tài)下大氣數(shù)據(jù)測量的頻 域特征來確定，一般可都取1。
[0074] 所述一階慣性環(huán)節(jié)低通濾波器也可由形式更復雜的模擬或數(shù)字濾波器來代替。
[0075] 所述上限值和下限值可基于數(shù)學仿真、半實物仿真或飛行試驗所獲得的不同飛行 狀態(tài)下相應參數(shù)的實際變化范圍或允許變化范圍來確定。
[0076] (6. 2)如圖3所示，根據(jù)靜壓和動壓的融合處理結(jié)果計算得到馬赫數(shù)MaTMP，將該馬 赫數(shù)與INS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果中的馬赫數(shù)采用加權(quán)、濾波、限幅等手段進行融合處理。
[0077] 根據(jù)靜壓和動壓按下列等式關(guān)系解算馬赫數(shù)：
[0079] 對馬赫數(shù)MaTM#PINS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果中的馬赫數(shù)進行融合處理：
[0080] Ma=MaINS+UM(DMAUL，KMA* (MaTMP-MaINS) * (I/ (Tms+1))，DMALL)
[0081 ]MaINS表示INS大氣數(shù)據(jù)解算得到的馬赫數(shù)；KM是在區(qū)間[0, 1]取值的加權(quán)值，若 取0則直接輸出INS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果；1ATmas+1)是一階慣性環(huán)節(jié)的傳遞函數(shù)，用于低通 濾波，其中Tma根據(jù)大地高度H、馬赫數(shù)Ma、動壓q。確定；UM( ?，?，?）為限幅環(huán)節(jié)，DMAUL 和DMALL分別是馬赫數(shù)增量的上限值和下限值，所述上限值和下限值根據(jù)大地高度H、馬赫 數(shù)Ma、動壓q。確定；
[0082] 所述加權(quán)值KM代表FADS大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果的權(quán)重，根據(jù)不同飛行狀態(tài)下FADS 大氣數(shù)據(jù)解算結(jié)果的準確度來確定。
[0083] 所述一階慣性環(huán)節(jié)的參數(shù)Tma根據(jù)不同飛行狀態(tài)下大氣數(shù)據(jù)測量的頻域特征來確 定，一般可取1。
[0084] 所述一階慣性環(huán)節(jié)低通濾波器也可由形式更復雜的模擬或數(shù)字濾波器來代替。
[0085] 所述上限值和下限值可基于數(shù)學仿真、半實物仿真或飛行試驗所獲得的不同飛行 狀態(tài)下相應參數(shù)的實際變化范圍或允許變化范圍來確定。
[0086] 本發(fā)明的限幅環(huán)節(jié)LIM( ?，?，?）的定義如下：
[0087] 限幅環(huán)節(jié)UM(UL，X，LL)的輸入為變量X，限幅環(huán)節(jié)用于將輸出限定在上限值UL和 下限值LL之間，上限值UL不小于下限值LL，當X不小于UL時限幅環(huán)節(jié)的輸出為UL，當X 不大于LL時限幅環(huán)節(jié)的輸出為LL，當X在UL和LL之間時限幅環(huán)節(jié)的輸出為X。
[0088] (6. 3)根據(jù)馬赫數(shù)、動壓和靜壓的融合處理結(jié)果和聲速a，采用常規(guī)方法計算得到 真空速V、校準空速V。、氣壓高度Hp和升降速度。
[0089] 如圖4所示，所述嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是指僅通過飛行器表面壓力測量就能進行 大氣數(shù)據(jù)解算的一類大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，其中最具代表性的是曾應用于F-18HARV和X-33的嵌 入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。與常規(guī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)相比，嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)沒有空速管、L型探頭、 錐形探頭或風標等突起物，只有分布于飛行器表面且數(shù)量有限的測壓孔。測壓孔數(shù)量n與 嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的設(shè)計方案及余度配置有關(guān)，對于單余度嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測