CN102192741B - 飞行器姿态角的旋转稳定估计 - Google Patents

Abstract

本发明涉及对飞行器(1)姿态角的估计。通过对如下惯性测量值执行算法积分的装置(9)产生估计姿态角：这些惯性测量值指代角速度和线加速度。通过两个水平分量(32-33)的线性组合获得所希望校正量的水平分量(34-39)，所述水平轴线之间的交叉系数可随时间连续变化并取决于估计转速。于是，包括在飞行器(1)转动的阶段，该估计的姿态角稳定，并且连续对陀螺仪的偏差进行估计。

Description

飞行器姿态角的旋转稳定估计

技术领域

本发明的总的领域在于飞行器的驾驶辅助领域。

具体地说，本发明涉及测量此种飞行器的姿态。通常，本发明适用于姿态单元。这些测量值主要用于飞行器的驾驶员(通过驾驶飞行显示器(PFD))或飞行显示系统(FDS)所使用的显示器，以及由自动驾驶系统或自动飞行控制系统(AFCS)所使用的显示器。

背景技术

在所考虑的姿态单元中，本发明例如可适用于所谓的姿态和航向参考系统(AHRS)或实际上可适用于称为综合电子备份仪器(IESE)的应急仪器。

在文献FR2614694中描述姿态和航向测量系统的示例。

文献FR2614694描述具有三个探测组件的单元，这三个探测组件对系结于重飞行器本体的三轴系统中的陀螺分量、加速度分量以及磁力计分量分别进行输送。计算装置根据陀螺信息产生投影矩阵，该投影矩阵用于将这些分量投影到本地导航三轴系统中。

其它装置能使用所述矩阵将磁力计分量投影到本地导航系统中，然后确定纵轴和横轴系统中的航向误差。

此外，该装置根据所述姿态和航向误差产生用于系结于重飞行器本体的轴线系统中的陀螺分量的校正量。

在根据文献FR2614694的姿态和航向测量系统中，不管飞行器以0.6度每秒(°/s)以上的速度进行转动还是如何，估计的陀螺偏差(即，陀螺变量的实际值和所测得的值之间的差值)固结。

使估计的陀螺偏差固结的目的在于：避免姿态滤波器由于转动而发生不稳定性，而该不稳定性会致使姿态估计值发生分歧。

此种应用的缺点在于：不再对已固结偏差之后陀螺测量偏差中发生的任何变化进行补偿。通常，当陀螺是作战级别的时，在应用于光纤陀螺(FOG)时这并不起作用，该光纤陀螺具有通常是1度每小时(1°/h)量级的精度。

与此相反，当姿态单元的陀螺具有较低的性能，该陀螺会使所述姿态单元在对姿态和航向进行的估计中产生显著误差。

例如当陀螺偏差具有几十度每小时的量级时，如同具有振动陀螺那样这适用。目前可得到呈微型-机电系统(MEMS)形式的振动陀螺。可使用与制造集成电路的方法类似的方法来制造此种MEMS陀螺，并且成本低廉。

该问题的一个解决方案提供来自诸如全球定位系统(GPS)或伽利略定位系统之类的定位系统的数据和来自惯性测量单元(IMU)的数据的混合数据，从而构建惯性导航系统(INS)。

文献FR2898196描述此种解决方案，即可在http://homepages.laas.fr/jsola/JoanSola/objectes/altres/DEA/RapportDEA.doc获得的由Joan SolàOrtega提交的题为″Reconstitution de l′état d′un micro drone parfusion de données″[Reconstructing the state of a micro-drone by data merging]的文献。

根据那些文献提出全局滤波器(姿态/航向、速度、位置/姿态)。姿态、航向以及垂直滤波器无法与子滤波器隔开(防止它们被分解)，这对于证明它们具有也就是“安全临界”的验证所需稳定性来说至关重要。此外，在变量Q和四维(4)的四元复合形式中处理这三个欧拉角(参见下文)。最后，在机体参考坐标系中表述传感器尤其是陀螺的偏差，由此使其公式复杂化。

此外，目前无法使姿态单元包括具有几十度每小时量级的估计误差或偏差的陀螺。更进一步来说，如果希望获得安全临界验证，这是完全不可能的。然而，存在呈MEMS形式的低成本振动陀螺。采用现有的技术，此种MEMS陀螺具有的偏差过大，以至它们无法包括在姿态单元中。

发明内容

借助示例，本发明目的是解决那些缺点。具体地说，本发明目的在于：

更易于将MEMS陀螺包含在AHRS中；

在转动时对陀螺偏差进行连续估计；以及

确保使姿态、航向以及垂直滤波器与子滤波器隔开，由此确保简化性，因此证明该系统例如对于验证来说稳定。

因此，本发明可提供用于飞行器的、廉价且具有安全临界的驾驶辅助设备。

为此，一方面，本发明提供对飞行器的姿态角进行估计的方法。

在该方法中：

通过对惯性测量单元得到的具有捷联分量的测量值进行算法积分而产生相对于导航轴线表述的航向角的估计值以及线速度矢量的估计值，所述测量值指代所述飞行器的角速度和线加速度。

所述算法积分还具有用于对所述惯性测量值进行校正的输入，该输入相对于导航轴线由两个水平分量和一个垂直分量所表述并用于校正：角加速度；角速度；以及线加速度。

通过从所述飞行器的来自线速度传感器并且相对于导航轴线表述的线速度的测量值中减去由所述算法积分所产生的估计线速度、形成类似地相对于导航轴线表述的线速度差。

通过使用作为所述姿态角函数的投影算子得到测得角速度绕垂直导航轴线的估计(投影和/或微分)而产生飞行器转速的估计值。

所述角加速度、角速度以及线加速度的校正量的两个水平分量中的每个水平分量是所述速度差的如下两个水平分量的线性组合：平行于该校正量的分量和与所述校正量不共线(通常垂直于所述校正量)的另一水平分量；藉此在所述水平轴线之间获得交叉系数。

所述线性组合的每个系数是时间的连续函数，并且取决于所述估计转速；从而包括所述飞行器转动时，估计姿态角是稳定的。

在一实施例中，所述线性组合系数是矩阵K(t)的项目，该矩阵代表对称为“黎卡提(Riccati)”方程的以下连续时间微分方程的解：

$\frac{\mathrm{dP}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{FP}+{\mathrm{PF}}^T+Q-{\mathrm{PH}}^T{R}^{-1}\mathrm{HP}$

K＝PH^TR^-1

其中：t是时间变量；P是状态噪声的协方差矩阵；Q是影响惯性测量值的误差的功率谱密度矩阵；R是影响线速度测量值的功率谱密度矩阵；H是用于将状态矢量投影到观察子空间上的矩阵；以及F是对水平校正分量在所述算法积分中的传播动力学进行描述的线性系统的变量矩阵：

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}}\\ \stackrel{\·}{\stackrel{\→}{\mathrm{\ι}}}\\ \stackrel{\·}{\stackrel{\→}{v}}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{ccc}\mathrm{\Ω}& 0& 0\\ 1& 0& 0\\ 0& G& 0\end{array}\right)\·\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\ι}}\\ \stackrel{\→}{v}\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\γ}}\end{array}\right)$ ，和 $F\left(t\right)=\left(\begin{array}{ccc}\mathrm{\Ω}& 0& 0\\ 1& 0& 0\\ 0& G& 0\end{array}\right)$

$\left(\stackrel{\→}{v}\right)=\left(\begin{array}{ccc}0& 0& 1\end{array}\right)\·\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\ι}}\\ \stackrel{\→}{v}\end{array}\right)$ H＝(001)

其中：

是由各对以下水平分量构成的状态矢量：

i)影响角速度

的所述测量值的偏差；

ii)由算法积分所估计的姿态角所限定的水平面的倾斜角以及

iii)影响所述速度

估计值的偏差；

是由惯性测量校正量的各对水平分量所构成的控制矢量，这些惯性测量校正量称为：

i)角加速度

ii)角速度

以及iii线加速度

是由所述转速

所限定的2×2矩阵；以及

是由于重力引起的局部加速度的模数g所限定的2×2矩阵。

在一实施例中，在“离散时间”近似模型中求解所述黎卡提方程。

实际上，所述线速度测量值获取自如下传感器：该传感器相对于系结于飞行器机体的轴线来表述其测量值，且通过使用所述投影算子将所述机体轴线投影到所述导航轴线上而获得所述测量值。

在各种实施例中，所述传感器包括至少一个压管式风速计、和/或多普勒雷达传感器、和/或由内部装置(例如，VIMI)等所计算的矢量风速计系统。

在另一实用实施例中，直接从相对于导航轴线表述其测量值的传感器获取所述线速度测量值，所述传感器是全球定位系统(GPS或伽利略)之类。

在本方法的一实施例中，还为角速度和角加速度执行垂直校正。由使用磁力计测量值的航向滤波器计算这些校正，该磁力计固定于飞行器。

在一实施例中，还为线加速度执行垂直校正，由“垂直”滤波器根据对所述飞行器的姿态和/或垂直速度进行测量的传感器的测量值来计算所述校正；所述传感器是全球定位系统(GPS、伽利略等)和/或压力传感器之类。

另一方面，本发明提供对飞行器的姿态角进行估计的估计装置。

在一实施例中，该估计装置包括：

虚拟平台，该虚拟平台对来自惯性测量单元的具有捷联分量的数据进行处理，从而产生姿态角的估计值以及航向角和线速度的估计值；所述平台具有积分装置，该积分装置用于对指代所述飞行器的角速度和线加速度的惯性测量值进行算法积分；该估计线速度表述成投影到导航轴线上的两个水平分量和一个垂直分量。

至所述虚拟平台的输入端口，这些输入端口使虚拟平台(即，平台)能将相对于导航轴线表述的校正量施加于惯性测量值，所述校正量包括如下项目：通过(第一)端口施加的角加速度；通过(第二)端口施加的角速度；通过(第三)端口施加的线加速度。

减法装置，该减法装置连接于线速度传感器，并且设置成提供相对于导航轴线表述的速度差矢量，这是通过从飞行器的来自所述传感器的速度测量值中减去由所述虚拟平台所产生的线速度估计值而实现。

投影装置，该投影装置用于通过使用自姿态角计算得到的投影算子、将测得角速度投影到垂直轴线上而产生转速的估计值。

线性组合装置，该线性组合装置设置成：所述角加速度、角速度以及线加速度的校正量的两个水平分量中的每个水平分量是所述速度差的如下两个水平分量的线性组合：平行于所述校正量的分量和垂直于所述校正量(即，与所述校正量不共线)的另一水平分量；所述线性组合的系数是时间的连续函数并且取决于所述转速的估计值。

在估计装置的一实施例中，该估计装置实施上述方法。

在一实施例中，该估计装置形成应急仪器(之类)的姿态单元的一部分，所述虚拟平台的所述角度校正输入端口接收考虑垂直轴线的零贡献。

在一实施例中，该估计装置还连接于固定于飞行器的磁力计，并且固定于姿态或垂直速度传感器；该估计装置可以是具有航向滤波器和垂直滤波器的姿态和航向单元(AHRS之类)。

例如，所述校正输入端口从装置的捷联陀螺仪接收与加速度和角速度相关联的垂直校正项目，这些垂直校正项目作为所述航向滤波器的贡献，而线加速度的垂直校正量作为所述垂直滤波器的贡献。

另一方面，本发明提供飞行器。

在一实施例中，飞行器使用通过使用上述方法获得的姿态角估计值。

在一实施例中，飞行器包括形成上述估计装置的姿态单元。

在一实施例中，惯性测量单元包括至少一个MEMS类型的振动结构陀螺仪。

还可见的是，本发明目的在于解决子滤波器的处理，这些子滤波器被证明是独立的，并且充分简单以能在机械上被证明稳定性。这根据本发明可获得在功能上可靠的姿态估计值，例如高达安全临界水平。

借助本发明可理解的是持续对偏差进行追踪，而不像在现有技术中、在任何超过一定转速(例如，在文献FR2614694中所述的0.6°/s)的转动中中断追踪那样。

还应理解的是，本发明保持姿态滤波器的简单性，该姿态滤波器不与航向滤波器或垂直速度滤波器缠结，因此可获得处于安全临界水平的验证。

附图说明

从下面参照附图以说明方式给出的实施例描述中，将更详细地呈现本发明及其优点，在附图中：

图1是示出本发明的飞行器上的设备的示意图，该设备包括设有计算虚拟平台的姿态单元，该计算虚拟平台适合于为自动驾驶装置和飞行器的显示器提供信息；

图2是与形成三轴X、Y、Z的机体参考坐标系相关联的以任意非标准定位的本发明飞行器的示意立体图；该附图还示出具有形成系统N、E、D的局部导航参考坐标系：图3、4和5将三维(3D)旋转分解成三个单独旋转，每个旋转绕单个轴线以限定欧拉角，用于自所述局部导航参考坐标系转换成所述机体参考坐标系；

图3是图2所示飞行器的示意平面图，并示出在该飞行器相对于X、Y、Z系统与N、E、D系统重合的标准虚拟位置已转动之后的飞行器，通过绕垂直轴线“D”的航向角限定形成L、T、D系统轴线的水准(即，水平)参考坐标系；

图4是与图2和3类似的侧视图，示出飞行器在绕横向轴线“T”执行虚拟的上升或下降俯仰运动之后的飞行器；

图5是与图2至4类似的后视图，示出飞行器在通过绕其自身纵向轴线“X”执行横滚运动之后到达其实际位置的飞行器；

图6是示出特定于本发明一实施例的数据处理的视图，其中虚拟平台对惯性测量值进行积分，从而对估计的角和速度进行计算，且模块对取决于飞行器转速的增益进行计算；

图7是示出根据本发明的增益结构(或线性组合系数)的视图，具体是：i)在水平速度差上的直接增益的对称性，以及称为“交叉”增益的增益的不对称性(即，相反标记)；ii)所述直接增益和交叉增益随时间变化；以及

图8是示出仅仅具有直接和恒定增益的现有技术。

具体实施方式

在图1至6中，总的附图标记1指代飞行器。在图2至图5中，飞行器1是直升飞机但并不局限于直升飞机。

在图1中，可以看到根据本发明的飞行器1上的驾驶辅助设备的各个部分。具体地说，飞行器1包括姿态单元2。借助示例，附图标记2指代飞行器1的“AHRS”系统和/或诸如综合电子备份仪器(IESI)之类的应急仪器。一般而言，在飞行器1中，发现存在AHRS类型的系统和应急仪器。

该单元2具体包括计算虚拟平台3。

该平台3执行计算以维持对导航轴线的方向的估计，此种估计经受以下三个角度误差：相对于实际水平面的两个倾斜角，以及相对于实际磁北极所限定的方位角。

图1示出飞行器1上的自动驾驶装置4以及显示装置5。在图1中，飞行器1的单元2接收来自惯性测量单元(IMU)6、三轴磁力仪7以及提供航空数据测量值的传感器8的输入信号，且惯性测量单元6形成图1所示示例中姿态单元2的一部分。

在该实施例中，为飞行器1的驾驶员所用的显示装置5是PFD或FDS，而自动驾驶装置通常称为AFCS。

在一实施例中，传感器8包括压管式风速计。其它实施例具有多普勒雷达传感器8，或由诸如VIMI的内部装置所计算的矢量风速计系统。

在本发明的内容中还可获得直接自传感器8获得的线速度测量值，该测量值相对于导航轴线N、E和D(参见图2)进行表述。通常，此种传感器8是GPS或伽利略系统。

从硬件的角度来看，本发明可示作用于对飞行器1的姿态角(θ、

：参见图4至6)进行估计的估计装置9。在这些附图中，估计装置9在飞行器1上。

如上所述，估计装置9的一实施例包括虚拟平台3。还称作捷联算法(SDA)的此种虚拟平台3对来自单元6的惯性测量值进行积分，该单元6对捷联分量执行惯性测量。

输入至虚拟平台3的惯性测量值是通过其端口11a到达虚拟平台的线加速度测量值，以及通过其端口11b到达虚拟平台的机体参考坐标系中的角速度测量值。该虚拟平台输出对导航参考坐标系中的(机体的)横滚角、俯仰角和航向角以及(机体的)平均空气速度的估计值。

因此，用来对指代飞行器1的角速度和线加速度的惯性测量值进行算法积分的平台3尤其是积分装置10(图1)用于产生估计的姿态角以及航向角和线速度。

所估计的线速度表述成投影到导航轴线N、E和D上的两个水平分量和一个垂直分量。

本发明的估计装置9还具有输入端口12、输入端口13以及端口21、22和23(图6)，输入端口12用于获得由所述磁力计7所执行的测量值，输入端口13用于获得飞行器的线速度的所述测量值，而端口21、22和23使平台3能对惯性测量值施加校正。这些校正是相对于导航轴线N、E和D所表述的三维矢量。

在图6所示的实施例中，可见的是估计装置9尤其是虚拟平台3包括减法装置14。

在图6中，飞行器的线速度的测量值在自机体参考坐标系投影至导航参考坐标系N、E、D之后通过转换矩阵B施加于减法装置14。

在平台3中可见矩阵B^-1，该矩阵B^-1用于执行从导航参考坐标系N、E、D至机体参考坐标系X、Y、Z的转换。就像用于执行自机体参考坐标系至导航参考坐标系N、E、D的转换的矩阵B那样，矩阵B^-1作为横滚角、俯仰角和航向角的函数进行计算。还可通过对矩阵B求逆来计算B^-1。

为了获得飞行器的线速度的所述测量值，所述减法装置14通过增益矩阵B连接于线速度传感器，例如图1中的传感器8。减法装置14设置成形成相对于导航轴线表述的速度差，这通过从由所述传感器获得的并且类似地相对于导航轴线表述的飞行器1的速度测量值中减去由虚拟平台3所产生的估计线速度的值27(图6)来实现。

仍在图6所示的实施例中，可见的是估计装置9尤其是虚拟平台3包括投影装置15。这些投影装置15用于通过将所测得的角速度投影到垂直轴线D上而形成转速的估计值(投影或微分)。由投影装置15所执行的此种投影由自姿态角计算得到的投影算子“P”来执行。

应观察到的是，并不局限于此种计算转速的方法。因此，在本发明的另一实施例中，通过计算航向角的时间导数来形成转速，而不是通过对所测得的角速度进行投影来形成转速。

此外，投影装置15的输入端口28接收角速度值

例如该角速度值还到达平台3的输入端口11b。所述投影算子自输送至所述投影装置15的另一输入端口29的两个姿态角(θ、

)而计算得到。

此外，在图6的实施例中，单元2包括线性组合装置16。这些线性组合装置16设置成：角加速度、角速度以及线加速度校正量的两个水平分量(N和E)中的每个分量是速度差的两个水平分量的线性组合。

在图6中，附图标记26指代速度差的垂直分量的输出，该速度差输送至单元2的垂直滤波器并且取自减法装置14的输出。

总之，对于本发明的估计装置9，单元2包括虚拟平台3，该虚拟平台对来自捆绑至机体的传感器的惯性测量值进行积分，从而计算输出估计值，称为：

三个角，即(飞行器1的)横滚角、俯仰角和航向角；以及

(飞行器1的)在导航参考坐标系中的线速度矢量。

线性组合装置16的增益模块响应于其北向速度差32和东向速度差33(图7)，以计算在导航参考坐标系(N、E、D)中表述的三维(3D)中三个校正矢量的水平分量。

这三个校正矢量用于将以下校正量施加于虚拟平台：

i)滚动角加速度

ii)角速度

以及iii)线加速度

最后，在计算速度差矢量的阶段：从由速度传感器所测得的速度中(若所述速度传感器在另一参考坐标系中操作，则在将所述速度测量值投影到导航参考坐标系中之后)减去由虚拟平台3所估计的速度。

三个校正矢量(角加速度

角速度

和线加速度

)的每个校正矢量的北向和东向分量中的每个分量计算为所述速度差矢量的北向和东向分量的线性组合。

在一实施例中，角加速度校正量和角速度校正量的第三分量(垂直分量)取自航向滤波器。在一实施例中，线加速度校正量的垂直第三分量取自垂直滤波器。

因此，在线性组合中使用十二个系数(两个速度差乘以三态校正量乘以两轴(北和东)等于12)根据本发明，这些十二个系数是时间的连续函数，且取决于自投影算子15获得的角速度或转速的所述垂直分量。

在图6的实施例中，可见的是由计算装置30来计算增益K₁、K₂和K₃，该计算装置30具有自投影算子15接收转速的输入端口。

在某些实施例中，其中单元2是并未设计成输送航向指示或垂直速度指示的综合电子备用仪器(IESI)，虚拟平台3的校正输入端口21、22、23接收考虑垂直轴线的零贡献。

在一实施例中，单元2是AHRS。在这些情形下，该单元首先连接于诸如图1的三轴磁力计7的磁力计。该磁力计固定于飞行器1，实际上连接于单元6。该单元2还连接于姿态或垂直速度传感器，该姿态或垂直速度传感器在图1中示意地由附图标记17指代，且形成传感器8的一部分。

在该实施例中，单元2具有航向和垂直滤波器。输入端口21-23则接收作为所述航向滤波器贡献的用于加速度校正和角速度校正的垂直旋转，和作为所述垂直滤波器贡献的用于线加速度的垂直校正量。在文献FR2840073中描述此种专用于垂直线性运动的垂直滤波器。

在图1所示的实施例中，三元陀螺仪19至少部分是MEMS类型。在其它的实施例中，此种三元陀螺仪19还包括至少一个FOG类型的陀螺仪。

在本发明的实施例中，惯性测量单元(IMU)6执行呈三维矢量形式的角速度和线加速度测量(还称为“比力”)。在一些实施例中，这些测量由MEMS所提供。

在一些实施例中，传感器8包括例如具有GPS或模拟类型的接收器42。在这些情形下，当例如从此种接收器42、或实际上从配置文件(图1中附图标记43)中对于飞行器1来说可得到纬度值时，该纬度可由虚拟平台3用于将地面旋转校正量施加于陀螺仪。虚拟平台3则具有例如在图1中虚线示出的输入端口20。

在本发明的实施例中，其中执行垂直角速度和角加速度校正，而这些校正量由航向滤波器所计算，该航向滤波器还使用来自磁力计7的测量值，如图1所示该磁力计固定于飞行器1。

本发明的单元2实施下述方法。

在根据本发明方法的处理阶段，通过对来自单元6的测量值进行算法积分由虚拟平台3产生根据导航轴线(N、E、D)所表述的上述姿态角的估计值、航向角的估计值以及线速度矢量的估计值，该单元用于对捷联分量执行惯性测量，所示测量值指代飞行器1的角速度

(通过图6中的输入端口11b所获得)和线加速度

(通过图6中的输入端口11a所获得)。

在另一处理阶段，通常由积分装置10(图1)执行的算法积分具有用于所述惯性测量值的校正输入(例如，图6中的附图标记21、23)，这些校正输入相对于导航轴线的两个水平分量(北和东)和垂直分量进行表述。

在图6中从左至右，这三个输入23、21分派给角加速度校正量角速度校正量

以及线加速度校正量

在图6中，两个输入24接收来自航向滤波器的垂直速度和角加速度校正量，而输入25接收来自估计装置9的垂直过滤器的垂直线加速度校正量。

在另一处理阶段，减法装置14确定类似地相对于导航轴线进行表述的速度差(例如，图6中的附图标记26)，这通过从飞行器1的例如自传感器8所测得的线速度中减去由所述算法积分(平台3)所产生的线速度估计值(例如，图6中的附图标记27)而实现。在来自减法装置的输入处，相对于导航轴线表述所测得的线速度。

根据本发明一实施例的另一处理阶段包括形成飞行器1转速估计值的投影装置15。通过借助为所述姿态角函数的投影算子，将所测得的角速度

投影到垂直轴线D上而形成估计的转速。

根据本发明，所述角加速度

角速度

和线加速度

校正量的两个水平分量中的每个分量是速度差矢量的两个水平分量的线性组合。

这引起实施现有技术中标记为“k₁、k₂、k₃”的直接增益和所述水平轴线之间的交叉增益，该交叉增益是本发明的特征并且在图7中标记为“-k_1x、-k_2x、-k_3x”和“k_1x、k_2x、k_3x”。

所述线性组合的这些系数或增益中的每一个是时间的连续函数(有时还说成该函数随时间连续变化)并且取决于所述估计的转速。于是，即使在飞行器长期转动的阶段，该估计的姿态角稳定。参见图6，这些估计的姿态角作为虚拟平台3的输出而在平台3的输出31处产生。

在一实施例中，所述线性组合系数是矩阵K(t)的项目，该矩阵代表对称为“黎卡提”方程的以下连续时间微分方程的解：

$\frac{\mathrm{dP}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{FP}+{\mathrm{PF}}^T+Q-{\mathrm{PH}}^T{R}^{-1}\mathrm{HP}$

K＝PH^TR^-1

在该黎卡提微分方程中：

t是时间变量；

P是状态噪声的协方差矩阵；

Q是影响惯性测量值的误差的功率谱密度(PSD)矩阵；

R是影响线速度测量值的功率谱密度矩阵；

H是用于将状态矢量投影到观察子空间上的矩阵；以及

F是对水平校正分量在由平台3所执行的所述算法积分中的传播动力学进行描述的线性系统的变量矩阵。

下文中，在表示矢量的标记上方的点指代该矢量的时间导数。

根据本发明，由以下状态公式来描述误差在算法积分中的所述传播动力学。

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}}\\ \stackrel{\·}{\stackrel{\→}{\mathrm{\ι}}}\\ \stackrel{\·}{\stackrel{\→}{v}}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{ccc}\mathrm{\Ω}& 0& 0\\ 1& 0& 0\\ 0& G& 0\end{array}\right)\·\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\ι}}\\ \stackrel{\→}{v}\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\γ}}\end{array}\right)$ ，和 $F\left(t\right)=\left(\begin{array}{ccc}\mathrm{\Ω}& 0& 0\\ 1& 0& 0\\ 0& G& 0\end{array}\right)$

$\left(\stackrel{\→}{v}\right)=\left(\begin{array}{ccc}0& 0& 1\end{array}\right)\·\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\ι}}\\ \stackrel{\→}{v}\end{array}\right)$ H＝(001)

其中：

是由以下各水平分量对所构成的状态矢量：

i)影响角速度测量值的偏差的水平分量对

ii)虚拟平台3相对于实际导航参考坐标系中水平面的两个倾斜角的水平分量对

以及

iii)影响所述速度估计值的偏差的水平分量对

是由惯性测量校正量(角加速度角速度

和线加速度

)的各水平分量对所构成的控制矢量；

是由所述转速

所限定的2×2矩阵；以及

是由于重力引起的局部加速度的模数g所限定的2×2矩阵。

在本发明方法的一实施例中，在“离散时间”近似模型中求解所述黎卡提方程。

注意图7和8以更好地说明本发明的优点。图8示出恒定的增益k₁、k₂、和k₃，其中通常由超出选定转速的装置40来干扰陀螺偏差的轨迹。点划水平线清楚地示出北向轴线和东向轴线是独立的，或者换言之在所述轴线之间不存在交叉联接。

与此相反，图7与本发明的一实施例相关。在该图的左侧可见的是，分别用于速度差的北向和东向分量的输入32和33。

作为输出，在右侧从顶部至底部具体可见的是：

线加速度

校正量的北向分量34；角速度

校正量的东向分量；角加速度校正量的东向分量36；以及对称的是：角速度

校正量的北向分量37；角加速度校正量的北向分量；以及最后是线加速度

校正量的东向分量39。

图7示出相对于图8描述的不同之处。还可见的是：

直接增益的对称性(相同的“直接”增益k₁、k₂和k₃施加在速度差的北向和东向分量上)；以及

“交叉”增益的反对称性(存在相反的增益：k_1x、k_2x和k_3x在速度差的北向和东向分量的一侧上，而-k_1x、-k_2x和-k_3x在另一侧上)。

可理解的是，通过对指代所述飞行器1的角速度和线加速度的惯性测量值进行算法积分产生由本发明估计的姿态角。

获得速度差和转速。通过如下两个水平分量的线性组合来获得所希望的校正水平分量：所述速度差的平行于所述校正量的水平分量，和所述速度差的垂直于所述校正量的另一水平分量，即与该校正量非共线的水平分量。

图6示出用于计算增益

以及

的计算装置30。

这些计算装置30产生随时间连续变化并且取决于所述估计转速的系数或增益，而这些系数或增益中的一些在所述水平轴线之间交叉。

在一实施例中，由黎卡提方程解算器构成这些计算装置30。

在图6中，可见的是投影算子由附图标记18表示(矩阵B^-1用于将导航参考坐标系投影到输入22和23下游的机体参考坐标系上，而矩阵B用于将机体参考坐标系投影至减法装置14上游的导航参考坐标系)。图6中的附图标记41和图7中的附图标记44指代本发明的求和装置。

可见的是，由于可在数学上证明姿态滤波器与航向滤波器和垂直滤波器独立，因而本发明着手于隔离姿态滤波器。从具有隔离姿态滤波器得到的简单性可在数学上证明该姿态滤波器无条件稳定。

因此，本发明使姿态角的估计值在飞行器转动的过程中能稳定，与此同时保持陀螺偏差在该转动阶段的估计值。

当然，本发明可有许多变型。将容易理解的是，穷举地给出所有可能实施例是不可设想的。当然可用等效装置来替换所述装置中的任一个而不超出本发明的范围。

Claims (14)

1.一种估计飞行器（1）的姿态角的方法，其中：

通过对来自惯性测量单元（6）的具有捷联分量的测量值进行算法积分（3）而产生相对于导航轴线（N、E、D）表述的所述姿态角

的估计值、航向角（ψ）的估计值以及线速度矢量

的估计值，所述测量值指代所述飞行器（1）的角速度

和线加速度

所述算法积分还具有用于对所述惯性测量值进行校正的输入（21、22、23），所述输入相对于所述导航轴线（N、E、D）由两个水平分量和一个垂直分量所表述并用于校正：

角加速度

角速度

以及

线加速度

通过从所述飞行器（1）的来自线速度传感器（8）并且相对于所述导航轴线（N、E、D）表述的线速度测量值中减去由所述算法积分（3）所产生的所述线速度矢量的估计值、形成同样相对于所述导航轴线（N、E、D）表述的线速度差；

通过使用作为所述姿态角函数的投影算子得到测得角速度绕垂直导航轴线的估计（15）而产生所述飞行器（1）的转速的估计值；

所述角加速度

角速度

以及线加速度

的校正量的两个水平分量中的每个水平分量是所述线速度差的如下两个水平分量的线性组合：平行于所述校正量的水平分量和与所述校正量不共线的另一水平分量；藉此在所述水平分量和另一水平分量的水平轴线之间获得交叉系数；以及

所述线性组合的每个系数是时间的连续函数，并且取决于所述转速的估计值；从而所述惯性测量值被持续地校正，且姿态滤波器与航向滤波器及垂直滤波器隔离，使得即使当所述飞行器转动时，估计的姿态角仍是稳定的。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述线性组合系数是矩阵K（t）的项目，所述矩阵代表对称为“黎卡提”方程的以下连续时间微分方程的解：

$\frac{\mathrm{dP}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{FP}+{\mathrm{PF}}^T+Q-{\mathrm{PH}}^T{R}^{-1}\mathrm{HP}$

K=PH^TR^-1

其中：t是时间变量；P是状态噪声的协方差矩阵；Q是影响惯性测量值的误差的功率谱密度矩阵；R是影响线速度测量值的功率谱密度矩阵；H是用于将状态矢量投影到观察子空间上的矩阵；以及F是对水平校正分量在所述算法积分中的传播动力学进行描述的线性系统的变量矩阵：

$\begin{array}{c}\left(\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}}\\ \stackrel{\·}{\stackrel{\→}{l}}\\ \stackrel{\·}{\stackrel{\→}{v}}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{ccc}\mathrm{\Ω}& 0& 0\\ 1& 0& 0\\ 0& G& 0\end{array}\right)\·\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}\\ \stackrel{\→}{l}\\ \stackrel{\→}{v}\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}\\ \stackrel{\→}{\mathrm{\γ}}\end{array}\right)\\ \left(\stackrel{\→}{v}\right)=\left(\begin{array}{ccc}0& 0& 1\end{array}\right)\·\left(\begin{array}{c}\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}\\ \stackrel{\→}{l}\\ \stackrel{\→}{v}\end{array}\right)\end{array},$ 和 $\begin{array}{c}F\left(t\right)=\left(\begin{array}{ccc}\mathrm{\Ω}& 0& 0\\ 1& 0& 0\\ 0& G& 0\end{array}\right)\\ H=\left(\begin{array}{ccc}0& 0& 1\end{array}\right)\end{array}$

其中：

${\left(\begin{array}{ccc}\stackrel{\→}{\mathrm{\δ}}& \stackrel{\→}{l}& \stackrel{\→}{v}\end{array}\right)}^T$ 是由各对以下水平分量构成的状态矢量：

i）影响角速度

的所述测量值的偏差；ii）虚拟平台3相对于实际导航参考坐标系中水平面的两个倾斜角以及iii）影响所述速度

估计值的偏差；

${\left(\begin{array}{ccc}\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}& \stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}& \stackrel{\→}{\mathrm{\γ}}\end{array}\right)}^T$ 是由惯性测量校正量的各对水平分量所构成的控制矢量，这些惯性校正量即：i）角加速度

ii）角速度

以及iii）线加速度

$\mathrm{\Ω}=\left(\begin{array}{cc}0& -\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}& 0\end{array}\right)$ 是由所述转速

所限定的2×2矩阵；以及

$G=\left(\begin{array}{cc}0& g\\ -g& 0\end{array}\right)$ 是由于重力引起的局部加速度的模数（g）所限定的2×2矩阵。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，在“离散时间”近似模型中求解所述黎卡提方程。

4.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，所述线速度测量值来自传感器（8），所述传感器相对于系结于所述飞行器（1）机体的轴线来表述其测量值，且通过使用所述投影算子将所述飞行器（1）的机体轴线投影到所述导航轴线（N、E、D）上而获得所述测量值；所述传感器（8）包括至少一个压管式风速计和/或由内部装置计算的多普勒雷达传感器和/或矢量风速计系统。

5.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，直接从相对于所述导航轴线（N、E、D）表述其测量值的传感器（8）获取所述线速度测量值，所述传感器是全球定位系统。

6.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，还为所述角速度

和所述角加速度

执行垂直校正；由使用磁力计（7）的测量值的航向滤波器计算所述校正，所述磁力计固定于所述飞行器（1）。

7.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，还为所述线加速度

执行垂直校正，由“垂直”滤波器根据对所述飞行器（1）的姿态和/或垂直速度进行测量的传感器的测量值来计算所述校正；所述传感器是全球定位系统和/或压力传感器。

8.一种用于对飞行器（1）的姿态角进行估计的估计装置（9），所述估计装置的特征在于，所述估计装置包括：

虚拟平台（3），所述虚拟平台对来自惯性测量单元（6）的具有捷联分量的数据进行处理，从而产生所述姿态角

的估计值以及航向角和线速度的估计值；所述平台（3）具有积分装置（10），所述积分装置用于对指代所述飞行器（1）的角速度和线加速度的惯性测量值进行算法积分；所述线速度的估计值表述成投影到导航轴线（N、E、D）上的两个水平分量和一个垂直分量；

至所述虚拟平台（3）的输入端口21、22、23，所述输入端口使虚拟平台能将相对于所述导航轴线（N、E、D）表述的校正量施加于所述惯性测量值，所述校正量包括如下项目：

通过所述端口23施加的角加速度

通过所述端口22施加的角速度以及

通过所述端口21施加的线加速度

减法装置（14），所述减法装置连接于线速度传感器（8；42），并且设置成提供相对于所述导航轴线（N、E、D）表述的速度差矢量，这是通过从所述飞行器（1）的来自所述传感器（8；42）的速度测量值中减去由所述虚拟平台（3）所产生的所述线速度的估计值而实现；

投影装置（15），所述投影装置用于通过使用从所述姿态角

计算得到的投影算子将测得角速度投影到垂直轴线上而产生转速的估计值；以及

线性组合装置（16），所述线性组合装置设置成：所述角加速度、角速度以及线加速度的校正量的两个水平分量中的每个水平分量是所述速度差的如下两个水平分量的线性组合：平行于所述校正量的分量和与所述校正量不共线的另一水平分量；所述线性组合的系数是时间的连续函数并且取决于所述转速的估计值，从而所述惯性测量值被持续地校正，且姿态滤波器与航向滤波器及垂直滤波器隔离，使得即使当所述飞行器转动时，估计的姿态角仍是稳定的。

9.如权利要求8所述的估计装置（9），其特征在于，所述估计装置实施如权利要求1至7中任一项所述的方法。

10.如权利要求9所述的估计装置（9），其特征在于，所述估计装置形成应急仪器的姿态单元（2）的一部分，所述虚拟平台（3）的所述校正输入端口21、22、23接收考虑所述垂直轴线的零贡献。

11.如权利要求9所述的估计装置（9），其特征在于，所述估计装置还连接于固定于所述飞行器（1）的磁力计，并且所述估计装置连接于姿态或垂直速度传感器；所述估计装置（9）形成姿态单元（2）的一部分，所述姿态单元形成用于对两个姿态角和所述航向角进行测量、具有航向滤波器和垂直滤波器的系统；所述校正输入端口21、22、23通过输入23、输入22以及输入21接收垂直项目，所述输入23用于校正角加速度

所述输入22将角速度

考虑为来自所述航向滤波器的贡献，而所述输入21将考虑线加速度

的垂直校正量考虑为来自所述垂直滤波器的贡献。

12.一种飞行器（1），其特征在于，所述飞行器使用通过如权利要求1至7中任一项所述的方法所获得的估计值。

13.如权利要求12所述的飞行器（1），其特征在于，所述飞行器包括如权利要求8至11中任一项所述的估计装置（9）。

14.如权利要求13所述的飞行器（1），其特征在于，所述惯性测量单元（6）包括至少一个MEMS类型的振动结构的陀螺仪。

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