一種無動力高超聲速飛行器的傾斜角的確定方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及高超聲速飛行器導航、制導與控制技術，特別涉及一種無動力高超聲 速飛行器的傾斜角的確定方法。
【背景技術】
[0002] 在現有技術中，傳統彈道導彈一般是以發射慣性系為導航基準。由于傳統彈道導 彈的機動能力不強，其飛行彈道總在射面內，且采用側滑轉彎（STT，side to turn)方式，因 此利用基于速度坐標系的攻角、側滑角特征參數即可實現轉彎或機動飛行。
[0003] 而對于滑翔飛行器來說，由于其具備回旋飛行能力，且采用傾斜轉彎（BTT，bank to turn)飛行方式，如果采用相對發射慣性坐標系的傾側角進行制導，則無法適用于大轉 彎飛行的狀態。因此，需要解算能夠正確表述其左轉彎或右轉彎邏輯的傾側角。
[0004] 由上可知，在現有技術中，如何對在慣性導航基準下的無動力高超聲速飛行器在 大轉彎飛行狀態下的傾側角進行解算，是一個亟待解決的技術問題。
【發明內容】
[0005] 有鑒于此，本發明提供一種無動力高超聲速飛行器的傾斜角的確定方法，從而可 以較直觀、且正確地獲得無動力高超聲速飛行器（例如，滑翔飛行器）的左轉彎或右轉彎邏 輯的傾側角。
[0006] 本發明的技術方案具體是這樣實現的：
[0007] -種飛行器的傾斜角的確定方法，該方法包括：
[0008] 設置一個航跡坐標系；
[0009] 根據慣性導航參數計算發射慣性系到航跡坐標系的轉換矩陣；
[0010] 根據發射慣性系到彈體系的轉換矩陣和發射慣性到航跡坐標系的轉換矩陣，計算 航跡坐標系到彈體系的轉換矩陣；
[0011] 根據航跡坐標系到彈體系的轉換矩陣，計算飛行器相對航跡坐標系的傾斜角。
[0012] 較佳的，所述設置一個航跡坐標系包括：
[0013] 將飛行器的地心矢徑與地球橢球表面的交點Os設置為航跡坐標系的坐標原點；
[0014] 將飛行器的地心矢徑？作為航跡坐標系的73軸；
[0015] 將相對運動速度矢量叉乘地心矢徑P x/7的方向作為哦航跡坐標系的zji ;
[0016] 將航跡坐標系的Xs軸設置在水平面內，并根據y s軸、Z s軸以及右手定則確定X 3軸 的方向。
[0017] 較佳的，通過如下所述的公式計算得到發射慣性系到航跡坐標系的轉換矩陣：
[0018]
【主權項】
1. 一種無動力高超聲速飛行器的傾斜角的確定方法，其特征在于，該方法包括： 設置一個航跡坐標系； 根據慣性導航參數計算發射慣性系到航跡坐標系的轉換矩陣； 根據發射慣性系到彈體系的轉換矩陣和發射慣性到航跡坐標系的轉換矩陣，計算航跡 坐標系到彈體系的轉換矩陣； 根據航跡坐標系到彈體系的轉換矩陣，計算飛行器相對航跡坐標系的傾斜角。
2. 根據權利要求1所述的方法，其特征在于，所述設置一個航跡坐標系包括： 將飛行器的地心矢徑與地球橢球表面的交點Os設置為航跡坐標系的坐標原點； 將飛行器的地心矢徑？作為航跡坐標系的ys軸； 將相對運動速度矢量叉乘地心矢徑fxF的方向作為哦航跡坐標系的zji ; 將航跡坐標系的xs軸設置在水平面內，并根據y s軸、z s軸以及右手定則確定X s軸的方
3. 根據權利要求2所述的方法，其特征在于，通過如下所述的公式計算得到發射慣性 系到航跡坐標系的轉換矩陣：
其中，Rx、&和R 2為飛行器的地心矢徑？在發射慣性系中的分量，Vdx、Vdy和V dz為飛行 器的速度矢量在發射慣性系中的分量，Zx、ZjP Z z為飛行器的F xF在發射慣性系中的分量。
4. 根據權利要求3所述的方法，其特征在于，通過如下所述的公式計算得到航跡坐標 系到彈體系的轉換矩陣As:
其中，[A]為發射慣性系到彈體系的轉換矩陣。
5. 根據權利要求4所述的方法，其特征在于，所述計算飛行器相對航跡坐標系的傾斜 角包括： 根據航跡坐標系到彈體系的轉換矩陣計算飛行器相對于航跡坐標系的偏航角； 根據所述偏航角計算得到傾斜角的正弦值和余弦值； 根據所述傾斜角的正弦值和余弦值，計算得到傾斜角的值，并判斷所述滾轉角所在的 象限。
6. 根據權利要求5所述的方法，其特征在于，通過如下所述的公式計算得到飛行器相 對于航跡坐標系的偏航角
7. 根據權利要求6所述的方法，其特征在于，通過如下所述的公式計算得到傾斜角γ s 的正弦值和余弦值：
8. 根據權利要求7所述的方法，其特征在于，通過如下所述的公式計算得到傾斜角γ s 的值：
【專利摘要】本發明公開了一種無動力高超聲速飛行器的傾斜角的確定方法。該方法包括：設置一個航跡坐標系；根據慣性導航參數計算發射慣性系到航跡坐標系的轉換矩陣；根據發射慣性系到彈體系的轉換矩陣和發射慣性到航跡坐標系的轉換矩陣，計算航跡坐標系到彈體系的轉換矩陣；根據航跡坐標系到彈體系的轉換矩陣，計算飛行器相對航跡坐標系的傾斜角。通過使用本發明所提供的飛行器的傾斜角的確定方法，可以較直觀、且正確地獲得無動力高超聲速飛行器(例如，滑翔飛行器)的左轉彎或右轉彎邏輯的傾側角。
【IPC分類】G01C21-16
【公開號】CN104729504
【申請號】CN201510103669
【發明人】楊業, 包為民, 黃萬偉, 馬衛華, 祁振強, 禹春梅, 唐海紅, 田海濤
【申請人】北京航天自動控制研究所
【公開日】2015年6月24日
【申請日】2015年3月9日