一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法

摘要

一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，步骤为：(1)采集惯性导航系统输出的导航信息；(2)根据导航信息基于选定的大气模型计算大气温度、静压、密度和声速；(3)根据导航信息及大气温度、静压、密度和声速计算真空速、马赫数、动压、攻角和侧滑角；(4)根据当前时刻惯性导航系统大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选择解算初值；(5)根据解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值解算马赫数、攻角、侧滑角、静压和动压；(6)对惯性导航系统大气数据解算结果和嵌入式大气数据系统解算结果进行融合处理。本发明可以解决嵌入式大气数据系统所存在的共性问题，提高大气数据测量性能。

权利要求

1.一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，所述惯性导航系统记为INS，嵌入式大气数据系统记为FADS，其特征在于步骤如下：(1)采集惯性导航系统输出的导航信息，所述导航信息包括大地纬度Lat、大地经度Lon、大地高度H、北向速度Vn、天向速度Vu、东向速度Ve、滚转角φ、偏航角ψ和俯仰角θ；

(2)根据步骤(1)惯性导航系统输出的大地纬度Lat、大地经度Lon、大地高度H和当前时间Time，基于选定的大气模型，计算得到大气温度T、静压Ps、密度ρ和声速a；

(3)根据步骤(1)惯性导航系统输出的大地高度H、北向速度Vn、天向速度Vu、东向速度Ve、滚转角φ、偏航角ψ、俯仰角θ和步骤(2)得到的大气温度T、静压Ps、密度ρ、声速a进行INS大气数据解算，得到真空速VINS、马赫数MaINS、动压(qc)INS、攻角αINS和侧滑角βINS；

(4)根据当前时刻INS大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选择

FADS解算初值，当所选解算初值满足FADS运行条件时，启动FADS大气数据解算，进入步骤(5)；否则不启动FADS大气数据解算，当前时刻FADS大气数据解算结果不可用，进入步骤(6)；

(5)根据步骤(4)得到的解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值P1、P2、P3、…、Pn完成FADS大气数据解算，计算得到马赫数MaFADS、攻角αFADS、侧滑角βFADS、静压(Ps)FADS和动压(qc)FADS，进入步骤(6)；

(6)判断当前时刻FADS大气数据解算结果是否可用，如果FADS大气数据解算结果不可用则将当前时刻INS大气数据解算结果作为大气数据融合处理结果输出；否则根据当前时刻INS大气数据解算结果以及FADS大气数据解算结果进行大气数据融合处理，并将处理结果作为大气数据测量结果输出。

2.根据权利要求1所述的嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，其特征在于：所述步骤(6)中进行大气数据融合处理的步骤如下：(2.1)对静压、动压、攻角和侧滑角采用加权、滤波、限幅手段进行融合处理：

Ps＝(Ps)INS+LIM(DPSUL,KPS*((Ps)FADS-(Ps)INS)*(1/(TPSs+1)),DPSLL)qc＝(qc)INS+LIM(DQCUL,KQC*((qc)FADS-(qc)INS)*(1/(TQCs+1)),DQCLL)α＝αINS+LIM(DAUL,KA*(αFADS-αINS)*(1/(TAs+1)),DALL)β＝βINS+LIM(DBUL,KB*(βFADS-βINS)*(1/(TBs+1)),DBLL)(Ps)INS、(qc)INS、αINS和βINS分别表示INS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和侧滑角；

(Ps)FADS、(qc)FADS、αFADS和βFADS分别表示FADS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和侧滑角；

KPS、KQC、KA和KB是在区间[0,1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数据解算结果；1/(TPSs+1)、1/(TQCs+1)、1/(TAs+1)和1/(TBs+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通滤波，其中TPS、TQC、TA和TB根据大地高度H、马赫数MaINS、动压(qc)INS确定；LIM(·,·,·)为限幅环节，DPSUL和DPSLL分别是静压增量的上限值和下限值，DQCUL和DQCLL分别是动压增量的上限值和下限值，DAUL和DALL分别是攻角增量的上限值和下限值，DBUL和DBLL分别是侧滑角增量的上限值和下限值，所述DPSUL、DPSLL、DQCUL、DQCLL、DAUL、DALL、DBUL和DBLL根据大地高度H、马赫数MaINS、动压(qc)INS确定；

(2.2)根据静压和动压的融合处理结果计算得到马赫数MaTMP，将该马赫数与INS大气数据解算结果中的马赫数采用加权、滤波、限幅手段进行融合处理：Ma＝MaINS+LIM(DMAUL,KMA*(MaTMP-MaINS)*(1/(TMAs+1)),DMALL)MaINS表示INS大气数据解算得到的马赫数；KMA是在区间[0,1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数据解算结果；1/(TMAs+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通滤波，其中TMA根据大地高度H、马赫数MaINS、动压(qc)INS确定；LIM(·,·,·)为限幅环节，DMAUL和DMALL分别是马赫数增量的上限值和下限值，根据大地高度H、马赫数MaINS、动压(qc)INS确定；

所述限幅环节LIM(·,·,·)的定义如下：

LIM(UL,X,LL)的输入为变量X，限幅环节用于将输出限定在上限值UL和下限值LL之间，上限值UL不小于下限值LL，当X不小于UL时限幅环节的输出为UL，当X不大于LL时限幅环节的输出为LL，当X在UL和LL之间时限幅环节的输出为X；

(2.3)根据马赫数、动压和静压的融合处理结果和声速a，采用常规方法计算得到真空速V、校准空速Vc、气压高度HP和升降速度

3.根据权利要求1所述的嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，其特征在于：所述步骤(2)中的大气模型为标准大气模型、参考大气模型或用户定制的大气模型。

4.根据权利要求1所述的嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，其特征在于：所述步骤(4)中选择FADS解算初值的步骤如下：(4.1)判断上一时刻大气数据融合处理结果是否可用，如果可用则取上一时刻大气数据融合处理结果作为解算初值，进入步骤(4.3)，否则进入步骤(4.2)；

(4.2)取当前时刻INS大气数据解算结果作为解算初值，进入步骤(4.3)；

(4.3)根据解算初值判读是否满足FADS运行条件，如果满足则启动FADS大气数据解算，否则结束。

说明书

一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，可以提高飞行器大气数据测量性能，属于飞行器导航系统设计领域。

背景技术

[0002] 飞行器轨道再入或亚轨道再入过程中高速飞行时热环境条件恶劣，常规大气数据系统的机头空速管、L型探头、锥形探头或风标都无法满足热防护的要求。嵌入式大气数据系统(Flush Air Data System,FADS)通过飞行器表面压力测量解算大气相关参数，对热环境条件的适应能力强，且不会干扰飞行器外部流场，尤其适用于高超声速飞行器。但是，嵌入式大气数据系统在大气数据解算过程中通常要用到复杂的气动模型，该气动模型不仅与飞行器气动外形有关，还与飞行器飞行状态密切相关，对大气数据测量范围、精度和准确度有决定性的影响。嵌入式大气数据系统只能在气动模型允许的范围内工作，测量精度和准确度主要取决于气动模型的精度和准确度。当飞行器外部流场不稳定或在跨声速区域飞行时，气动模型的准确度将显著降低，嵌入式大气数据系统的测量准确度也将显著降低。嵌入式大气数据系统不仅要通过风洞试验进行标定，还要通过飞行试验进行性能验证和模型修正。由于飞行试验代价大，所能覆盖的包线范围有限，在超出飞行试验包线范围使用嵌入式大气数据系统将存在潜在的风险。

[0003] 惯性导航系统(Inertial Navigation System,INS)是自主导航系统，不依赖任何外界信息，不受环境或人为干扰，具有很好的隐蔽性，但是定位误差会随时间累积，长时间工作后导航精度会下降。现代飞行器都以惯性导航系统为基本导航系统，同时利用卫星导航系统(Global Navigation Satellite System,GNSS)进行辅助导航，某些飞行器可能还要用三轴磁强计等设备进行辅助导航。惯性导航系统利用辅助导航信息进行组合导航，可以消除误差随时间累积的影响，长时间稳定地按要求提供高精度导航信息。根据惯性导航系统输出的导航信息，选用适当的大气模型，在假定大气静止的条件下可以解算出大气相关参数。在飞行器速度远大于风速、风的影响相对较小的情况下，惯性导航系统的解算结果与大气数据系统的测量结果非常接近，惯性导航系统可以作为大气数据系统的一个测量基准。

[0004] 目前，在国内外公开发表的文献资料中嵌入式大气数据系统与惯性导航系统相结合有三种途径：(1)惯性导航系统的解算结果作为嵌入式大气数据系统的输入或解算初值，例如X-43A在估算攻角时以惯性导航系统解算出的马赫数作为参数调整的依据；(2)嵌入式大气数据系统的解算结果与惯性导航系统的解算结果进行互补滤波，例如X-43A采用互补滤波以提高攻角测量的动态性能，在针对X-34跨大气层飞行器的嵌入式大气数据系统方案中采用互补滤波以滤除高频噪声并保持动态性能；(3)采用卡尔曼滤波方法对嵌入式大气数据系统和惯性导航系统进行深度融合，从而估计出各种大气相关参数，该方法曾应用于F-18大攻角研究飞行器(High Alpha Research Flight Vehicle,HARV)飞行试验数据分析。在以上三种途径中，前两种途径主要用于提高大气数据测量的动态性能，对大气数据测量准确度的要求高，不能降低使用嵌入式大气数据系统的风险；最后一种算法复杂，计算量大，对气动模型准确度的要求高，验证难度大。

发明内容

[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，可以解决嵌入式大气数据系统所存在的共性问题，提高大气数据测量性能，具有原理简单、安全性好、适用范围广等优点。

[0006] 本发明的技术解决方案是：

[0007] 一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，步骤如下：

[0008] (1)采集惯性导航系统输出的导航信息，所述导航信息包括大地纬度Lat、大地经度Lon、大地高度H、北向速度Vn、天向速度Vu、东向速度Ve、滚转角φ、偏航角ψ和俯仰角θ；

[0009] (2)根据步骤(1)惯性导航系统输出的大地纬度Lat、大地经度Lon、大地高度H和当前时间Time，基于选定的大气模型，计算得到大气温度T、静压Ps、密度ρ和声速a；

[0010] (3)根据步骤(1)惯性导航系统输出的大地高度H、北向速度Vn、天向速度Vu、东向速度Ve、滚转角φ、偏航角ψ、俯仰角θ和步骤(2)得到的大气温度T、静压Ps、密度ρ、声速a进行INS大气数据解算，得到真空速V、马赫数Ma、动压qc、攻角α和侧滑角β；

[0011] (4)根据当前时刻INS大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选择FADS解算初值，当所选解算初值满足FADS运行条件时，启动FADS大气数据解算，进入步骤(5)；否则不启动FADS大气数据解算，当前时刻FADS大气数据解算结果不可用，进入步骤(6)；

[0012] (5)根据步骤(4)得到的解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值P1、P2、P3、…、Pn完成FADS大气数据解算，计算得到马赫数Ma、攻角α、侧滑角β、静压Ps和动压qc，进入步骤(6)；

[0013] (6)判断当前时刻FADS大气数据解算结果是否可用，如果FADS大气数据解算结果不可用则将当前时刻INS大气数据解算结果作为大气数据融合处理结果输出；否则根据当前时刻INS大气数据解算结果以及FADS大气数据解算结果进行大气数据融合处理，并将处理结果作为大气数据测量结果输出。

[0014] 所述步骤(6)中进行大气数据融合处理的步骤如下：

[0015] (2.1)对静压、动压、攻角和侧滑角采用加权、滤波、限幅等手段进行融合处理：

[0016] Ps＝(Ps)INS+LIM(DPSUL,KPS*((Ps)FADS-(Ps)INS)*(1/(TPSs+1)),DPSLL)[0017] qc＝(qc)INS+LIM(DQCUL,KQC*((qc)FADS-(qc)INS)*(1/(TQCs+1)),DQCLL)[0018] α＝αINS+LIM(DAUL,KA*(αFADS-αINS)*(1/(TAs+1)),DALL)

[0019] β＝βINS+LIM(DBUL,KB*(βFADS-βINS)*(1/(TBs+1)),DBLL)

[0020] (Ps)INS、(qc)INS、αINS和βINS分别表示INS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和侧滑角；(Ps)FADS、(qc)FADS、αFADS和βFADS分别表示FADS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和侧滑角；KPS、KQC、KA和KB是在区间[0,1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数据解算结果；1/(TPSs+1)、1/(TQCs+1)、1/(TAs+1)和1/(TBs+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通滤波，其中TPS、TQC、TA和TB根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；LIM(·,·,·)为限幅环节，DPSUL和DPSLL分别是静压增量的上限值和下限值，DQCUL和DQCLL分别是动压增量的上限值和下限值，DAUL和DALL分别是攻角增量的上限值和下限值，DBUL和DBLL分别是侧滑角增量的上限值和下限值，所述DPSUL、DPSLL、DQCUL、DQCLL、DAUL、DALL、DBUL和DBLL根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；

[0021] (2.2)根据静压和动压的融合处理结果计算得到马赫数MaTMP，将该马赫数与INS大气数据解算结果中的马赫数采用加权、滤波、限幅等手段进行融合处理：

[0022] Ma＝MaINS+LIM(DMAUL,KMA*(MaTMP-MaINS)*(1/(TMAs+1)),DMALL)

[0023] MaINS表示INS大气数据解算得到的马赫数；KMA是在区间[0,1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数据解算结果；1/(TMAs+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通滤波，其中TMA根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；LIM(·,·,·)为限幅环节，DMAUL和DMALL分别是马赫数增量的上限值和下限值，根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；

[0024] 所述限幅环节LIM(·,·,·)的定义如下：

[0025] LIM(UL,X,LL)的输入为变量X，限幅环节用于将输出限定在上限值UL和下限值LL之间，上限值UL不小于下限值LL，当X不小于UL时限幅环节的输出为UL，当X不大于LL时限幅环节的输出为LL，当X在UL和LL之间时限幅环节的输出为X；

[0026] (2.3)根据马赫数、动压和静压的融合处理结果和声速a，采用常规方法计算得到真空速V、校准空速Vc、气压高度HP和升降速度

[0027] 所述步骤(2)中的大气模型为标准大气模型、参考大气模型或用户定制的大气模型。

[0028] 所述步骤(4)中选择FADS解算初值的步骤如下：

[0029] (4.1)判断上一时刻大气数据融合处理结果是否可用，如果可用则取上一时刻大气数据融合处理结果作为解算初值，进入步骤(4.3)，否则进入步骤(4.2)；

[0030] (4.2)取当前时刻INS大气数据解算结果作为解算初值，进入步骤(4.3)；

[0031] (4.3)根据解算初值判读是否满足FADS运行条件，如果满足则启动FADS大气数据解算，否则结束。

[0032] 本发明与现有技术相比的有益效果是：

[0033] (1)针对嵌入式大气数据系统受限于气动模型的共性问题，提出了一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统数据融合的解决方案。根据惯性导航系统输出的导航信息，选用适当的大气模型，在假定大气静止的条件下解算出大气相关参数，从而建立大气数据系统的一个测量基准。根据嵌入式大气数据系统的解算结果，采用加权、滤波、限幅等手段得到相对于测量基准的增量值。该方案原理简单，在超出嵌入式大气数据系统气动模型允许的范围也适用，并且能够保证输出结果连续。该方案还可以预防嵌入式大气数据系统在特定工况下测量准确度显著降低的问题，安全性好。

[0034] (2)嵌入式大气数据系统大气数据解算需要迭代求解非线性方程组，本发明通过合理选择解算初值可以提高解算效率。

[0035] (3)通过合理设置加权值以及限幅环节的上限值和下限值可以调节嵌入式大气数据系统的权重，降低未经飞行试验充分验证时使用嵌入式大气数据系统存在的风险。通过低通滤波环节可以滤除嵌入式大气数据系统引入的高频噪声，但不影响大气数据测量的动态性能。

[0036] (4)本发明适用于具有同样特征的嵌入式大气数据系统和惯性导航系统，因此通用性强、适用范围广。

附图说明

[0037] 图1为本发明的嵌入式大气数据系统与惯性导航系统数据融合原理框图；

[0038] 图2为本发明的静压、动压、攻角和侧滑角数据融合原理框图；

[0039] 图3为本发明的马赫数数据融合原理框图；

[0040] 图4为本发明的嵌入式大气数据系统示意图；

[0041] 图5为本发明的惯性导航系统示意图；

[0042] 图6为标准大气模型示意图；

[0043] 图7为参考大气模型示意图；

[0044] 图8为本发明的嵌入式大气数据系统初值选择流程图。

具体实施方式

[0045] 下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

[0046] 本发明提出了一种嵌入式大气数据系统与惯性导航系统的数据融合方法，如图1所示，步骤如下：

[0047] (1)采集惯性导航系统输出的导航信息，所述导航信息包括大地纬度Lat、大地经度Lon、大地高度H、北向速度Vn、天向速度Vu、东向速度Ve、滚转角φ、偏航角ψ和俯仰角θ；

[0048] 北向速度Vn、天向速度Vu和东向速度Ve是飞行器相对地球的飞行速度在地理坐标系中的分量。滚转角φ、偏航角ψ和俯仰角θ是从地理坐标系到机体坐标系的欧拉角。

[0049] 地理坐标系OXdYdZd定义如下：坐标原点O位于飞行器质心，OXd轴在当地水平面内并指向正北，OYd轴垂直于当地水平面并指向上，OZd轴的指向按右手法则确定。

[0050] 机体坐标系OXbYbZb定义如下：坐标原点O位于飞行器质心，OXb轴平行于飞行器设计轴线并指向机身头部，OYb轴平行于飞行器纵向对称面并指向机身背部，OZb轴的指向按右手法则确定。

[0051] (2)根据步骤(1)惯性导航系统输出的大地纬度Lat、大地经度Lon、大地高度H和当前时间Time，基于选定的大气模型，计算得到大气温度T、静压Ps、密度ρ和声速a；

[0052] 所述当前时间是指计算机时钟提供的UTC时间，其中包含季节、月份信息。

[0053] (3)根据步骤(1)惯性导航系统输出的大地高度H、北向速度Vn、天向速度Vu、东向速度Ve、滚转角φ、偏航角ψ、俯仰角θ和步骤(2)得到的大气温度T、静压Ps、密度ρ、声速a完成INS大气数据解算，计算得到真空速V、马赫数Ma、动压qc、攻角α和侧滑角β；

[0054] 真空速

[0055] 马赫数

[0056] 动压

[0057] 攻角

[0058] 侧滑角

[0059] 其中， 是根据地理坐标系速度分量计算得到的机体坐标系速度分量，

[0060] 是从地理坐标系到机体坐标系的坐标变换矩阵。

[0061] (4)根据当前时刻INS大气数据解算结果以及上一时刻大气数据融合处理结果选择FADS解算初值，当所选解算初值满足FADS运行条件时，启动FADS大气数据解算，进入步骤(5)；否则不启动FADS大气数据解算，当前时刻FADS大气数据解算结果不可用，进入步骤(6)；

[0062] 所述FADS运行条件是指嵌入式大气数据系统气动模型所要求的马赫数范围、攻角范围或侧滑角范围，只有在允许的范围之内嵌入式大气数据系统才能正常工作。

[0063] (5)根据步骤(4)得到的解算初值以及飞行器测压孔处的表面压力值P1、P2、P3、…、Pn完成FADS大气数据解算，计算得到马赫数Ma、攻角α、侧滑角β、静压Ps和动压qc；

[0064] 所述压力值与飞行器表面的测压孔一一对应。

[0065] (6)判断当前时刻FADS大气数据解算结果是否可用，如果FADS大气数据解算结果不可用则将当前时刻INS大气数据解算结果作为大气数据融合处理结果输出；否则采用加权、滤波、限幅等手段按照如下步骤进行大气数据融合处理，并将处理结果作为大气数据测量结果输出：

[0066] (6.1)如图2所示，对静压、动压、攻角和侧滑角采用加权、滤波、限幅等手段进行融合处理：

[0067] Ps＝(Ps)INS+LIM(DPSUL,KPS*((Ps)FADS-(Ps)INS)*(1/(TPSs+1)),DPSLL)[0068] qc＝(qc)INS+LIM(DQCUL,KQC*((qc)FADS-(qc)INS)*(1/(TQCs+1)),DQCLL)[0069] α＝αINS+LIM(DAUL,KA*(αFADS-αINS)*(1/(TAs+1)),DALL)

[0070] β＝βINS+LIM(DBUL,KB*(βFADS-βINS)*(1/(TBs+1)),DBLL)

[0071] (Ps)INS、(qc)INS、αINS和βINS分别表示INS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和侧滑角；(Ps)FADS、(qc)FADS、αFADS和βFADS分别表示FADS大气数据解算得到的静压、动压、攻角和侧滑角；KPS、KQC、KA和KB是在区间[0,1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数据解算结果；1/(TPSs+1)、1/(TQCs+1)、1/(TAs+1)和1/(TBs+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通滤波，其中TPS、TQC、TA和TB根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；LIM(·,·,·)为限幅环节，DPSUL和DPSLL分别是静压增量的上限值和下限值，DQCUL和DQCLL分别是动压增量的上限值和下限值，DAUL和DALL分别是攻角增量的上限值和下限值，DBUL和DBLL分别是侧滑角增量的上限值和下限值，所述上限值和下限值根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；

[0072] 所述加权值KPS、KQC、KA和KB代表FADS大气数据解算结果的权重，根据不同飞行状态下FADS大气数据解算结果的准确度来确定。

[0073] 所述一阶惯性环节的参数TPS、TQC、TA和TB根据不同飞行状态下大气数据测量的频域特征来确定，一般可都取1。

[0074] 所述一阶惯性环节低通滤波器也可由形式更复杂的模拟或数字滤波器来代替。

[0075] 所述上限值和下限值可基于数学仿真、半实物仿真或飞行试验所获得的不同飞行状态下相应参数的实际变化范围或允许变化范围来确定。

[0076] (6.2)如图3所示，根据静压和动压的融合处理结果计算得到马赫数MaTMP，将该马赫数与INS大气数据解算结果中的马赫数采用加权、滤波、限幅等手段进行融合处理。

[0077] 根据静压和动压按下列等式关系解算马赫数：

[0078]

[0079] 对马赫数MaTMP和INS大气数据解算结果中的马赫数进行融合处理：

[0080] Ma＝MaINS+LIM(DMAUL,KMA*(MaTMP-MaINS)*(1/(TMAs+1)),DMALL)

[0081] MaINS表示INS大气数据解算得到的马赫数；KMA是在区间[0,1]取值的加权值，若取0则直接输出INS大气数据解算结果；1/(TMAs+1)是一阶惯性环节的传递函数，用于低通滤波，其中TMA根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；LIM(·,·,·)为限幅环节，DMAUL和DMALL分别是马赫数增量的上限值和下限值，所述上限值和下限值根据大地高度H、马赫数Ma、动压qc确定；

[0082] 所述加权值KMA代表FADS大气数据解算结果的权重，根据不同飞行状态下FADS大气数据解算结果的准确度来确定。

[0083] 所述一阶惯性环节的参数TMA根据不同飞行状态下大气数据测量的频域特征来确定，一般可取1。

[0084] 所述一阶惯性环节低通滤波器也可由形式更复杂的模拟或数字滤波器来代替。

[0085] 所述上限值和下限值可基于数学仿真、半实物仿真或飞行试验所获得的不同飞行状态下相应参数的实际变化范围或允许变化范围来确定。

[0086] 本发明的限幅环节LIM(·,·,·)的定义如下：

[0087] 限幅环节LIM(UL,X,LL)的输入为变量X，限幅环节用于将输出限定在上限值UL和下限值LL之间，上限值UL不小于下限值LL，当X不小于UL时限幅环节的输出为UL，当X不大于LL时限幅环节的输出为LL，当X在UL和LL之间时限幅环节的输出为X。

[0088] (6.3)根据马赫数、动压和静压的融合处理结果和声速a，采用常规方法计算得到真空速V、校准空速Vc、气压高度HP和升降速度

[0089] 如图4所示，所述嵌入式大气数据系统是指仅通过飞行器表面压力测量就能进行大气数据解算的一类大气数据系统，其中最具代表性的是曾应用于F-18HARV和X-33的嵌入式大气数据系统。与常规大气数据系统相比，嵌入式大气数据系统没有空速管、L型探头、锥形探头或风标等突起物，只有分布于飞行器表面且数量有限的测压孔。测压孔数量n与嵌入式大气数据系统的设计方案及余度配置有关，对于单余度嵌入式大气数据系统测压孔数量通常为n＝5～9。

[0090] 嵌入式大气数据系统大气数据解算常采用线性化方法将气动模型展开为非线性方程组，然后在每一次大气数据解算时都用加权最小二乘法或加权线性回归方法迭代求解非线性方程组。通常情况下，如果外部能提供合适的解算初值，那么大气数据解算效率将可以大大提高。解算初值是马赫数、攻角、侧滑角、静压、动压或它们的组合。对于升力式面对称飞行器，侧滑角的解算初值常取0，不一定由外部提供。由于马赫数、静压和动压之间存在等式关系，如果外部已提供马赫数和静压，不一定同时提供动压作为解算初值。

[0091] 如图5所示，所述惯性导航系统是指能按要求提供高精度导航信息的自主导航系统，在条件允许的情况下能利用卫星导航系统或三轴磁强计等设备提供的辅助导航信息进行组合导航。

[0092] 所述大气模型是指标准大气模型(Standard Atmosphere,SA)、参考大气模型(Reference Atmosphere,RA)或用户定制的大气模型。

[0093] 如图6所示，标准大气模型的输入是大地高度(或几何高度)。最常用的标准大气模型是1976年美国标准大气模型。

[0094] 如图7所示，参考大气模型的输入包括当前时间、大地纬度、大地经度、大地高度(或几何高度)。最常用的参考大气模型是美国NASA马歇尔航天飞行中心(Marshall Space Flight Center)的地球全球参考大气模型(Earth Global Reference Atmosphere Model)。

[0095] 用户定制的大气模型是指用户根据实际测量数据建立的大气模型，或者对标准大气模型、参考大气模型进行适应性修改而得到的非标准、衍生大气模型。

[0096] 如图8所示，选择FADS解算初值的步骤如下：

[0097] (a)判断上一时刻大气数据融合处理结果是否可用，如果可用则取上一时刻大气数据融合处理结果作为解算初值，进入步骤(c)，否则进入步骤(b)；

[0098] (b)取当前时刻INS大气数据解算结果作为解算初值，进入步骤(c)；

[0099] (c)根据解算初值判断是否满足FADS运行条件，如果满足则启动FADS大气数据解算，否则结束。

[0100] 在选择FADS解算初值时，当前时刻大气数据融合处理尚未进行，因此这时只能取上一时刻大气数据融合处理结果。在首次进行INS大气数据解算时，上一时刻大气数据融合处理结果不可用，因此这时只能取当前时刻INS大气数据解算结果作为解算初值。

[0101] 由于飞行器在飞行过程中大气相关参数是连续变化的，上一时刻大气数据融合处理结果与当前时刻大气数据测量结果最为接近，因此最适合作为解算初值。

[0102] 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。