[發明專利]一種基于慣性導航綜合航路管理的實現方法

有效

• 申請號: 201110266816.5
• 申請日: 2011-09-01
• 公開（公告）號: CN102426016B
• 公開（公告）日: 2012-04-25
• 發明（設計）人: 劉進;陸志東;薛濤;張敏
• 申請（專利權）人: 中國航空工業第六一八研究所
• 主分類號: G01C21/16
• 分類號: G01C21/16
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 李建英

1.一種基于慣性導航綜合航路管理的實現方法，其特征是，綜合航路管理的實 現方法包括航跡操縱、航線操縱兩種操縱方式和時間導航、返航、著陸三種導航方 法，其中

（一）航跡操縱方式實現步驟：

（1）接收慣性導航系統輸出的數據：即時經度λp、緯度Φp、真航向ψ_T、東 向速度V_E、北向速度V_N；

（2）根據慣性導航系統預先裝訂的數據，獲得當前航路點經度λi、緯度Φi， 下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1；

（3）按照接收慣性導航系統輸出的東向速度V_E、北向速度V_N，計算航跡角ψ_TK： ψ_TK＝tan^-1(V_E/V_N)；???（1）

（4）按照接收慣性導航系統輸出的真航向ψ_T與航跡角ψ_TK，計算偏流角δ： δ＝ψ_TK-ψ_T；???（2）

（5）按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和慣性導航系統預 先裝訂的當前航路點經度λi、緯度Φi，下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1，計 算預航跡角ψ_DTK：ψDTK=cos-1(r→N-P·r→i+1,i);---(3)]]>

其中，為即時位置當地真北的單位矢量；

為垂直于由和組成平面的單位矢量；

和分別為當前航路點和到達下一個航路點當地鉛垂線的單位矢量，

按照標準球面坐標計算公式，有：

r→N,p·r→i+1,i=Mp×MN×[-(Czy)p×p1+(Czx)p×p2]]]>

MN-1=(Czy)p2+(Czx)p2]]>

Mp-1=p12+p22+p32]]>

p₁＝(C_zy)_i+1×(C_zz)_i-(C_zz)_i+1×(C_zy)_i

p₂＝(C_zz)_i+1×(C_zx)_i-(C_zx)_i+1×(C_zz)_i

p₃＝(C_zx)_i+1×(C_zy)_i-(C_zy)_i+1×(C_zx)_i

C_zx＝cosφ×cosλ

C_zy＝cosφ×sinλ

C_zz＝sinφ

（6）根據計算得到的偏流角δ和預航跡角ψ_DTK，計算應飛航向ψ′_T： ψ′_T＝ψ_DTK-δ；???(4)

（7）根據接收慣性導航系統輸出的真航向ψ_T及應飛航向ψ′_T，計算航向偏差Δ ψ：Δψ＝ψ_T-ψ′_T；???(5)

（8）令橫偏距X與高度偏差ΔH為0，即：X≡0，ΔH≡0；

（9）輸出航向偏差Δψ、橫偏距X、高度偏差ΔH；

（二）航線操縱方式實現步驟：

（1）接收慣性導航系統輸出的數據：即時經度λp、緯度Φp、真航向ψ_T、東 向速度V_E、北向速度V_N；

（2）根據慣性導航系統預先裝訂的數據，獲得當前航路點經度λi、緯度Φi， 上一個航路點經度λi-1、緯度Φi-1；

（3）按照接收慣性導航系統輸出的東向速度V_E、北向速度V_N，計算航跡角ψ_TK， ψ_TK＝tan^-1(V_E/V_N)；???（6）

（4）按照接收慣性導航系統輸出的真航向ψ_T與航跡角ψ_TK，計算偏流角δ， δ＝ψ_TK-ψ_T；???（7）

（5）按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和慣性導航系統預 先裝訂的當前航路點經度λi、緯度Φi，上一個航路點經度λi-1、緯度Φi-1，計 算飛機距預定航線距離，即橫偏距X：

X=-R×sin-1(r→i,i-1·r→p)×π180---(8)]]>

其中：R為地球半徑；

為即時位置當地鉛垂線的單位矢量；

為垂直于由和組成平面的單位矢量；

和分別為當前航路點和上一個航路點當地鉛垂線的單位矢量；

按照標準球面坐標計算公式，有：

r→i,i-1·r→p=Mp×[p1×(Czx)p+p2×(Czy)p+p3×(Czz)p]]]>

Mp-1=p12+p22+p32]]>

p₁＝(C_zy)_i×(C_zz)_i-1-(C_zz)_i×(C_zy)_i-1

p₂＝(C_zz)_i×(C_zx)_i-1-(C_zx)_i×(C_zz)_i-1

p₃＝(C_zx)_i×(C_zy)_i-1-(C_zy)_i×(C_zx)_i-1

C_zx＝cosφ×cosλ

C_zy＝cosφ×sinλ

C_zz＝sinφ

（6）根據計算得到的飛機距預定航線的橫偏距X判斷飛機處于四個區域的哪個 區，判別條件如下：

其中：R_p為飛機轉彎半徑；

L、L₁、L₂為根據飛機性能和控制精度要求確定的各區域寬度參數；

（7）按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和慣性導航系統預 先裝訂的當前航路點經度λi、緯度Φi，上一個航路點經度λi-1、緯度Φi-1，計 算當前區域的預航跡ψ_DL：

ψDL=cos-1(r→N,P·r→i,i-1)---(9)]]>

其中：為即時位置當地真北的單位矢量；

為垂直于由和組成平面的單位矢量；

和分別為當前航路點和上一個航路點當地鉛垂線的單位矢量；

按照標準球面坐標計算公式，有：

r→N,p·r→i,i-1=Mp×MN×[-(Czy)p×p1+(Czx)p×p2]]]>

MN-1=(Czy)p2+(Czx)p2]]>

Mp-1=p12+p22+p32]]>

p₁＝(C_zy)_i×(C_zz)_i-1-(C_zz)_i×(C_zy)_i-1

p₂＝(C_zz)_i×(C_zx)_i-1-(C_zx)_i×(C_zz)_i-1

p₃＝(C_zx)_i×(C_zy)_i-1-(C_zy)_i×(C_zx)_i-1

C_zx＝cosφ×cosλ

C_zy＝cosφ×sinλ

C_zz＝sinφ

（8）根據計算得到的預航跡ψ_DL、橫偏距X，計算應飛航跡ψ_DT：

ψ_DT＝ψ_DL+ψ×sign(X)???(10)

其中：

其中：X′＝|X|-L₁；

R_P為飛機轉彎半徑；

Rd=RP×L2(L-L1)×|X|;]]>

ψ為應飛航跡和預航跡之間的夾角；

（9）根據計算得到的偏流角δ和預航跡角ψ_DTK，計算應飛航向ψ′_T， ψ′_T＝ψ_DTK-δ；???(11)

（10）根據接收慣性導航系統輸出的真航向ψ_T及應飛航向ψ′_T，計算航向偏差 Δψ：Δψ＝ψ_T-ψ′_T；???(12)

（11）令高度偏差為0，即：ΔH≡0；

（12）輸出航向偏差Δψ、橫偏距X、高度偏差ΔH；

（三）時間導航方法實現步驟

（1）接收慣性導航系統輸出的數據：即時經度λp、緯度Φp、時間t_即時；

（2）根據慣性導航系統預先裝訂的數據，獲得下一個航路點經度λi+1、緯度 Φi+1、到達時間t_目標；

（3）按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和慣性導航系統預 先裝訂的下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1，計算即時位置到目標航路點的距離 D：

D=R×π180×cos-1(r→i+1·r→p)---(13)]]>

其中：R為地球半徑；

為下一個航路點當地鉛垂線的單位矢量；

為即時位置當地鉛垂線的單位矢量；

按照標準球面坐標計算公式，有：

r→i+1·r→p=(Czx)i+1×(Czx)p+(Czy)i+1×(Czy)p+(Czz)i+1×(Czz)p]]>

C_zx＝cosφ×cosλ

C_zy＝cosφ×sinλ

C_zz＝sinφ

（4）按照接收慣性導航系統輸出的時間t_即時和慣性導航系統預先裝訂的到達時 間t_目標，以及計算的距離D，計算應飛速度V_應飛：

t_應飛＝t_目標-t_即時

其中：Vmax為飛機最大巡航速度；

Vmin為飛機最小巡航速度；

（5）輸出應飛速度V_應飛；

（四）返航方法實現步驟

（1）輸入機場位置（φ_r、λ_r）與高度H，并設置為目標點；

（2）輸入切入距離D1、切入航向ψ1，返航點高度H_FAF，返航距離LD；

（3）接收慣性導航系統輸出的數據：即時經度λp、緯度Φp、真航向ψ_T、東 向速度V_E、北向速度V_N、慣性氣壓高度Hc；

（4）根據慣性導航系統預先裝訂的數據，獲得當前航路點經度λi、緯度Φi， 下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1；

（5）按照接收慣性導航系統輸出的東向速度V_E、北向速度V_N，計算航跡角ψ_TK： ψ_TK＝tan^-1(V_E/V_N)；???(15)

（6）按照接收慣性導航系統輸出的真航向ψ_T與航跡角ψ_TK，計算偏流角δ： δ＝ψ_TK-ψ_T；???(16)

（7）按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和慣性導航系統預 先裝訂的當前航路點經度λi、緯度Φi，下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1，計 算飛機距預定航線距離，即橫偏距X：

X=-R×sin-1(r→i+1,i·r→p)×π180---(17)]]>

其中：R為地球半徑；

為即時位置當地鉛垂線的單位矢量；

為垂直于由和組成平面的單位矢量；

和分別為當前航路點和下一個航路點當地鉛垂線的單位矢量；

按照標準球面坐標計算公式，有：

r→i+1,i·r→p=Mp×[p1×(Czx)p+p2×(Czy)p+p3×(Czz)p]]]>

Mp-1=p12+p22+p32]]>

p₁＝(C_zy)_i+1×(C_zz)_i-(C_zz)_i+1×(C_zy)_i

p₂＝(C_zz)_i+1×(C_zx)_i-(C_zx)_i+1×(C_zz)_i

p₃＝(C_zx)_i+1×(C_zy)_i-(C_zy)_i+1×(C_zx)_i

C_zx＝cosφ×cosλ

C_zy＝cosφ×sinλ

C_zz＝sinφ

（8）按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和慣性導航系統預 先裝訂的下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1，計算即時位置到目標航路點的待飛 距D：

D=R×π180×cos-1(r→i+1·r→p)---(18)]]>

其中：R為地球半徑；

為即時位置當地鉛垂線的單位矢量；

為下一個航路點當地鉛垂線的單位矢量；

按照標準球面坐標計算公式，有：

r→i+1·r→p=(Czx)i+1×(Czx)p+(Czy)i+1×(Czy)p+(Czz)i+1×(Czz)p]]>

C_zx＝cosφ×cosλ

Cz_y＝cosφ×sinλ

C_zz＝sinφ

（9）當待飛距D≥LD時，按以下步驟計算應飛航向ψ′_T：

第一步，按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和慣性導航系統 預先裝訂的當前航路點經度λi、緯度Φi，下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1， 計算預航跡角ψ_DTK：ψDTK=cos-1(r→N-P·r→i+1,i);---(19)]]>

其中，為即時位置當地真北的單位矢量；

為垂直于由和組成平面的單位矢量；

和分別為當前航路點和到達下一個航路點當地鉛垂線的單位矢量；

按照標準球面坐標計算公式，有：

r→N,p·r→i+1,i=Mp×MN×[-(Czy)p×p1+(Czx)p×p2]]]>

MN-1=(Czy)p2+(Czx)p2]]>

Mp-1=p12+p22+p32]]>

p₁＝(C_zy)_i+1×(C_zz)_i-(C_zz)_i+1×(C_zy)_i

p₂＝(C_zz)_i+1×(C_zx)_i-(C_zx)_i+1×(C_zz)_i

p₃＝(C_zx)_i+1×(C_zy)_i-(C_zy)_i+1×(C_zx)_i

C_zx＝cosφ×cosλ

C_zy＝cosφ×sinλ

C_zz＝sinφ

第二步，根據計算得到的偏流角δ和預航跡角ψ_DTK，計算應飛航向ψ′_T： ψ′_T＝ψ_DTK-δ；???(20)

（10）當待飛距D<LD時，按以下步驟計算應飛航向ψ′_T：

第一步，根據慣性導航系統預先裝訂的下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1， 切入距離D1、切入航向ψ1和計算的橫偏距X，計算相切圓的位置

φ0=φi+1+OP×cosψ′R]]>

λ0=λi+1+OP×sinψ′R×cosφi+1---(21)]]>

OP=D12+Rp2]]>

其中：R為地球半徑；

ψ′=ψ1+sign(X)+arcsinRpOP+180]]>

R_p為飛機轉彎半徑；

（ψ1、D1）：切入航向、切入距離；

第二步，根據慣性導航系統預先裝訂的下一個航路點經度λi+1、緯度Φi+1， 切入距離D1、切入航向ψ1和計算的橫偏距X，計算切入點位置

φQ=φi+1+D1×cosψ1R]]>

λQ=λi+1+D1×sinψ′R×cosφi+1---(22)]]>

其中：R為地球半徑；

ψ′=ψ1+sign(X)×arcsinRpOP+180]]>

R_p為飛機轉彎半徑；

（ψ1、D1）：切入航向、切入距離；

第三步，按照接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp，計算的相切圓 的位置切入點位置和橫偏距X計算應飛航跡ψ_DTK：

ψ3=arctan(λQ-λp)cosφpφQ-φp]]>

ψ4=arctan(λi+1-λQ)cosφQφi+1-φQ]]>

ΔTK=arccosRpLNO]]>

LNO=(λp-λo)2cos2φo+(φp-φo)2×180/π×60×1852]]>

當L_NO≤R_p時，判斷飛機到達相切圓；

其中：R_p為飛機轉彎半徑；

第四步，根據計算得到的偏流角δ和預航跡角ψ_DTK，計算應飛航向ψ′_T： ψ′_T＝ψ_DTK-δ；???(24)

（10）根據接收慣性導航系統輸出的真航向ψ_T及應飛航向ψ′_T，計算航向偏差 Δψ：Δψ＝ψ_T-ψ′_T；???(25)

（11）按照輸入的切入距離D1計算d₂、θ₂：

d2=Rp2+D12]]>

θ2=arctanRpD1---(26)]]>

其中：R_p為飛機轉彎半徑；

（12）按照輸入的機場位置（φ_r、λ_r）、切入航向ψ和計算的橫偏距X、d₂、θ₂， 計算φ₀、λ₀：

φ0=φr+d2×cosψ′R]]>

λ0=λr+d2×sinψ′Rcosφ0---(27)]]>

ψ′＝ψ+sign(X)·θ₂+180°

其中：R為地球半徑；

（13）根據接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和計算的φ₀、λ₀， 計算d₁、θ₁：

d1=(λp-λo)2cos2φo+(φp-φo)2×180/π×60×1852]]>

θ1=arcsinRpd1---(28)]]>

其中：R_p為飛機轉彎半徑；

（14）根據接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和計算的橫偏距X、 φ₀、λ₀，d₁、θ₁，計算ψ_P→M：

ψ_P→M＝ψ_P→0+θ₁×sign(X)???(29)

ψp→o=arctan(λo-λp)cosφpφo-φp]]>

（15）根據接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和計算的d₁、θ₁、 ψ_P→M，計算φ₃、λ₃：

φ3=φp+d1×cosψP→MR---(30)]]>

λ3=λp+d1×sinψP→MRcosφ3]]>

其中：R為地球半徑；

（16）根據接收慣性導航系統輸出的即時經度λp、緯度Φp和計算的φ₃、λ₃， 計算距離S₃：

S3=(λp-λ3)2cos2φ3+(φp-φ3)2×180/π×60×1852]]>

（17）根據計算的距離S₃確定應飛高度H_p：

當距離S₃滿足條件：H_FAF+S₃×tanγ-(H_c0-H_機場）≥0

其中：H_c0為接到返航指令時刻飛機的慣性氣壓高度；

H_機場為目標機場的海拔高度；

H_FAF為FAF點相對高度；

γ為返航下滑道坡度；

則給定高度H_p為：

Hp=HmaxHc0>HmaxHc0Hc0≤Hmax---(32)]]>

其中：Hmax為最大返航高度；

當距離S₃滿足條件：H_c0＝H_FAF+S₃×tanγ+H_機場

則給定高度為：H_p＝H_FAF+S₃×tanγ+H_機場???（33）

當距離S₃滿足條件：H_FAF+S₃×tanγ-(H_c0-H_機場）＜0

則判斷為飛機在不允許的高度上飛行，此時應飛高度為：

H_p＝H_FAF+S₃×tanγ+ΔH₀+H_機場???（34）

其中：ΔH₀＝H_c0-H_p0

H_p0為接到返航指令時飛機的應飛高度，單位：m，

（18）計算高度差ΔH：ΔH＝H_c-H_p，???（35）

（19）輸出航向偏差Δψ、橫偏距X、高度偏差ΔH，

（五）著陸方法的實現步驟

（1）輸入返航點高度H_FAF；

（2）接收無線電高度表輸出的高度H_C；

（3）根據輸入的返航點高度H_FAF和接收的無線電高度表輸出的高度H_C，計算 高度偏差ΔH：ΔH＝H_FAF-H_c???（36）

（4）輸出高度偏差ΔH。