[发明专利]基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法

说明书

本发明公开了一种基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法，包括以下步骤：步骤1：周期获取四旋翼飞行器机载传感器信息；步骤2：计算加速度、角加速度；步骤3：预测角速度、四元数、速度和位置；步骤4：判断各检测滤波器的故障结果，并对故障进行定位；步骤5：隔离故障传感器信息，通过联邦卡尔曼滤波器对角速度、四元数、速度、位置进行校正；步骤6：对各检测滤波器进行重置更新。本发明提供的基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法的优点在于：当惯性传感器故障时，通过动力学模型代替惯性传感器进行导航解算，解决惯性传感器失效时的导航问题，提高了四旋翼飞行器的导航可靠性。

技术领域

本发明涉及容错导航技术领域，尤其涉及基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法。

背景技术

四旋翼飞行器具有体积小、结构简单、可悬停和垂直起降等优点，特别适合在近地面环境(如室内、城区和丛林等)中执行监视、侦察等任务，具有广阔的军事和民用前景。导航系统为四旋翼飞行器提供其飞行控制系统所必须的导航信息，是其完成各种复杂飞行任务的必要保障。

目前四旋翼飞行器常用的传感器包括惯性传感器、GNSS(卫星导航系统)、磁传感器、气压高度计，其中惯性传感器包括陀螺仪与加速度计。受成本、体积所限，四旋翼飞行器中选用的惯性传感器精度、可靠性较低，易受外界温度、振动干扰而产生性能下降，甚至失效。此时，会导致导航系统精度下降，影响飞行安全。目前，尚未有针对惯性传感器的容错导航方案。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于提供一种基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法。

本发明是通过以下技术方案解决上述技术问题的：

通过对四旋翼飞行器的气动力和气动力矩分析，建立四旋翼飞行器的气动力模型，包括X轴阻力模型、Y轴阻力模型、升力模型，气动力矩模型，包括横滚力矩模型、俯仰力矩模型、扭矩模型，形成惯性传感器的冗余信息，将动力学模型、惯性传感器、量测传感器，三者两两组合，形成一种“互表决式”的故障检测系统，突破惯性传感器无故障的假设。该检测系统中采用的故障检测方法为卡方检测，但卡方检测对于量测传感器故障敏感，对状态输入量故障不敏感，为了实现对状态输入量故障的快速故障检测，提出使用n步预测卡方检测，在该检测方法中，状态预测在n步之内进行累积，不使用量测进行校准，为了避免检测器发散，在第n步时使用联邦滤波器的状态估计结果对检测器进行状态重置更新。在状态输入量发生故障时，在第n步的状态重置时，导致状态输入量故障的重新累积，为了避免累积过程中，检测结果的不断切换和误检测，引入故障隔离周期概念。当状态输入量检测到故障后，故障隔离周期开始计输，在故障隔离周期内认为系统一直存在故障。在隔离周期内再次检测到故障时，隔离周期重置。联邦卡尔曼滤波器根据故障定位结果，隔离故障传感器信息，使用无故障传感器进行状态融合估计。该方案通过故障检测系统及相应的故障隔离和系统重构措施，解决了惯性传感器失效时的导航问题。

本发明提供的基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法的优点在于：可以在不假设惯性传感器的无故障条件下，实现对惯性传感器、量测传感器、动力学模型的故障检测，并且当惯性传感器故障时，可以使用动力学模型代替故障的惯性传感器，完成惯性传感器故障情况下四旋翼飞行器角速度、四元数、速度、位置的解算，提高了四旋翼飞行器的导航可靠性。

附图说明

图1是本发明的实施例所提供的基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法的流程图；

图2是本发明的实施例所提供的基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法的系统结构框图；

图3是本发明的实施例所提供的基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法的滤波框图；

图4是本发明的实施例所提供的基于动力学模型的四旋翼飞行器惯性传感器容错导航方法的故障检测框图；