一种自适应地形参考导航定位方法与流程

1.本发明涉及航空电子系统技术与数据融合技术，尤其是航空器中广泛应用的导航定位技术中涉及的辅助导航定位技术，此类系统包括但不限于惯性导航系统、地形参考导航定位技术、sandia地形参考导航定位技术等具体技术。
技术背景
2.地形参考导航定位技术(terrain aided navigation，简称tan)是在卫星导航系统(satellite navigation system)信号弱甚至无信号情况下利用地形信息和高度表信息作为辅助手段来修正惯性导航系统(inertial navigation system，简称ins)累积误差的导航技术。tan技术在地形特征明显的区域，具有较高的导航精度，对战斗机近空支援、低空强击、突防、截击等战术飞行也十分有用。tan系统能够作为ins/gps组合导航系统的有效补充，满足各种航行器低空、超低空的自主导航需要。
3.sandia惯性地形辅助导航系统(sitan)是tan技术中导航定位精度高的常用的技术，基于飞行控制系统参数，自适应的计算修正时间间隔，结合数字地形高程数据库，通过组合雷达高度数据、惯性传感数据和sandia惯性地形辅助导航系统，实现对ins的导航定位修正，根据飞行控制系统状态实时的智能的为航空器提供高精度的导航定位。


技术实现要素：

4.本发明公开了一种自适应地形参考导航定位方法，在航空器飞行过程中，基于飞行控制系统参数，自适应的计算修正时间间隔，结合数字地形高程数据库，通过组合雷达高度数据、惯性传感数据和sandia惯性地形辅助导航系统，实现对惯性导航系统ins的导航定位修正，根据飞行控制系统状态实时的智能的为航空器提供高精度的导航定位。
5.本发明提供了一种自适应地形参考导航定位方法，包括以下步骤：
6.步骤a，飞行控制系统生成气压高度数据h
p
和雷达高度数据hr；
7.步骤b，飞行控制系统将生成的气压高度数据h
p
发送给惯性导航系统ins；
8.步骤c，结合飞行控制系统发送的气压高度数据h
p
，惯性导航系统ins生成惯性气压高度数据h
ins
，同时生成飞行速度数据v；
9.步骤d，惯性导航系统ins发送位置数据p(l,λ)给数字地形高程数据库；
10.步骤e，根据步骤d的位置数据p(l,λ)，数字地形高程数据库提取出相应的数字地形高程数据h
dem
；
11.步骤f，飞行控制系统、惯性导航系统ins、数字地形高程数据库分别发送雷达高度数据hr、飞行速度数据v、惯性气压高度数据h
ins
和数字地形高程数据h
dem
给数据处理系统；
12.步骤g，数据处理系统对步骤f的数据进行处理，根据雷达高度数据hr、惯性气压高度数据h
ins
和数字地形高程数据h
dem
计算生成实际高度数据h
t
和预测高度数据h
t’，并根据飞行速度数据v计算生成修正时间间隔t，发送给数据存储系统；
13.实际高度数据计算公式如下：
14.h
t
＝hr15.预测高度数据计算公式如下：
16.h
t
′
＝h
ins-h
dem
17.修正间隔计算公式如下：
18.t＝d/v
19.式中，d为常数，修正时间间隔t与飞行速度v之间成反比关系。
20.步骤h，数据存储系统将实时的高度数据h
t
(t时刻的h
t
和h
t
'数据)和修正间隔t发送给sandia惯性地形辅助导航系统sitan；
21.步骤i，基于修正时间间隔t，sandia惯性地形辅助导航系统sitan根据实时的高度数据h
t
计算位置修正数据θ
sitan
；
22.步骤j，sandia惯性地形辅助导航系统sitan将计算的位置修正数据θ
sitan
发送给惯性导航系统ins；
23.步骤k，惯性导航系统ins根据位置修正数据θ
sitan
对自身位置进行修正，修正公式如下：
24.p
new
＝p θ
sitan
25.式中，p
new
为修正后惯性导航系统ins位置，p为惯性导航系统ins修正前位置；
26.步骤l，重复步骤a至步骤k，对航空器的位置进行持续修正。
27.与现有技术相比，本发明的有益效果字啊呀：与惯性导航系统ins结合，在导航定位设备中实现，为航空器提供导航定位、威胁回避、智能贴地告警、精确武器投放等诸多功能，其导航定位结果用于修正惯性导航系统ins误差，以实现各种航行器对对高精度导航定位的需要。
附图说明
28.以下将结合附图对本发明作进一步说明。
29.图1图示了根据本发明的实施例的典型流程。
具体实施方式
30.以下通过较佳实例对本发明的技术方案进行说明，但下述实例并不能限制本发明的保护范围。
31.本发明所提供的自适应地形参考导航定位方法可以软件的形式内置于航空器上的航空电子装置，如导航定位系统、飞行控制系统、飞行管理系统等航电设备。此外，本发明提供的自适应地形参考导航定位方法不仅可用于战斗机，也可应用于攻击机、作战无人机等。
32.参照图1为根据本发明的一个实施例形成的单周期典型流程图。在每周期内，方法参照图1所示顺序执行。
33.在方块101处，飞行控制系统生成气压高度数据h
p
和雷达高度数据hr，并将生成的气压高度数据h
p
发送给惯性导航系统ins，将雷达高度数据hr发送给数据处理系统。
34.在方块102处，结合飞行控制系统发送的气压高度数据h
p
，惯性导航系统ins生成惯性气压高度数据h
ins
，同时生成飞行速度数据v，并发送惯性气压高度数据h
ins
和飞行速度
数据v给数据处理系统，另外，惯性导航系统ins发送位置数据p(l,λ)给数字地形高程数据库。
35.在方块103处，根据位置数据p(l,λ)，数字地形高程数据库提取出相应的数字地形高程数据h
dem
，并发送给数据处理系统。
36.在方块104处，数据处理系统对雷达高度数据hr、惯性气压高度数据h
ins
和数字地形高程数据h
dem
进行处理，计算生成实际高度数据h
t
和预测高度数据h
t’，并根据飞行速度数据v计算生成修正时间间隔t，发送给数据存储系统。
37.实际高度数据计算公式如下：
38.h
t
＝hr39.预测高度数据计算公式如下：
40.h
t
′
＝h
ins-h
dem
41.修正间隔计算公式如下：
42.t＝d/v
43.式中，d为常数，修正时间间隔t与飞行速度v之间成反比关系。
44.在方块105处，数据存储系统将实时的高度数据h
t
(t时刻的h
t
和h
t
'数据)和修正间隔t发送给sandia惯性地形辅助导航系统sitan。
45.在方块106处，基于修正时间间隔t，sandia惯性地形辅助导航系统sitan根据实时的高度数据h
t
，计算位置修正数据θ
sitan
，并将计算的位置修正数据θ
sitan
发送给惯性导航系统ins。
46.在方块102处，惯性导航系统ins根据位置修正数据θ
sitan
对自身位置进行修正，修正公式如下：
47.p
new
＝p θ
sitan
48.式中，p
new
为修正后惯性导航系统ins位置，p为惯性导航系统ins修正前位置。
49.值得说明的是，上述描述是基于发明的具体实施例而进行的，尽管参照较佳实施例在本发明进行了详细阐述，但本领域的技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围。