一種無(wú)動(dòng)力高超聲速飛行器的傾斜角的確定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及高超聲速飛行器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)，特別涉及一種無(wú)動(dòng)力高超聲 速飛行器的傾斜角的確定方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在現(xiàn)有技術(shù)中，傳統(tǒng)彈道導(dǎo)彈一般是以發(fā)射慣性系為導(dǎo)航基準(zhǔn)。由于傳統(tǒng)彈道導(dǎo) 彈的機(jī)動(dòng)能力不強(qiáng)，其飛行彈道總在射面內(nèi)，且采用側(cè)滑轉(zhuǎn)彎（STT，side to turn)方式，因 此利用基于速度坐標(biāo)系的攻角、側(cè)滑角特征參數(shù)即可實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎或機(jī)動(dòng)飛行。
[0003] 而對(duì)于滑翔飛行器來(lái)說(shuō)，由于其具備回旋飛行能力，且采用傾斜轉(zhuǎn)彎（BTT，bank to turn)飛行方式，如果采用相對(duì)發(fā)射慣性坐標(biāo)系的傾側(cè)角進(jìn)行制導(dǎo)，則無(wú)法適用于大轉(zhuǎn) 彎飛行的狀態(tài)。因此，需要解算能夠正確表述其左轉(zhuǎn)彎或右轉(zhuǎn)彎邏輯的傾側(cè)角。
[0004] 由上可知，在現(xiàn)有技術(shù)中，如何對(duì)在慣性導(dǎo)航基準(zhǔn)下的無(wú)動(dòng)力高超聲速飛行器在 大轉(zhuǎn)彎飛行狀態(tài)下的傾側(cè)角進(jìn)行解算，是一個(gè)亟待解決的技術(shù)問(wèn)題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 有鑒于此，本發(fā)明提供一種無(wú)動(dòng)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(wú)動(dòng)力高超聲速飛行器（例如，滑翔飛行器）的左轉(zhuǎn)彎或右轉(zhuǎn)彎邏 輯的傾側(cè)角。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案具體是這樣實(shí)現(xiàn)的：
[0007] -種飛行器的傾斜角的確定方法，該方法包括：
[0008] 設(shè)置一個(gè)航跡坐標(biāo)系；
[0009] 根據(jù)慣性導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算發(fā)射慣性系到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；
[0010] 根據(jù)發(fā)射慣性系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣和發(fā)射慣性到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，計(jì)算 航跡坐標(biāo)系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣；
[0011] 根據(jù)航跡坐標(biāo)系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣，計(jì)算飛行器相對(duì)航跡坐標(biāo)系的傾斜角。
[0012] 較佳的，所述設(shè)置一個(gè)航跡坐標(biāo)系包括：
[0013] 將飛行器的地心矢徑與地球橢球表面的交點(diǎn)Os設(shè)置為航跡坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點(diǎn)；
[0014] 將飛行器的地心矢徑？作為航跡坐標(biāo)系的73軸；
[0015] 將相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度矢量叉乘地心矢徑P x/7的方向作為哦航跡坐標(biāo)系的zji ;
[0016] 將航跡坐標(biāo)系的Xs軸設(shè)置在水平面內(nèi)，并根據(jù)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(guò)如下所述的公式計(jì)算得到發(fā)射慣性系到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣：
[0018]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種無(wú)動(dòng)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(shè)置一個(gè)航跡坐標(biāo)系； 根據(jù)慣性導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算發(fā)射慣性系到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣； 根據(jù)發(fā)射慣性系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣和發(fā)射慣性到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，計(jì)算航跡 坐標(biāo)系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣； 根據(jù)航跡坐標(biāo)系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣，計(jì)算飛行器相對(duì)航跡坐標(biāo)系的傾斜角。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述設(shè)置一個(gè)航跡坐標(biāo)系包括： 將飛行器的地心矢徑與地球橢球表面的交點(diǎn)Os設(shè)置為航跡坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點(diǎn)； 將飛行器的地心矢徑？作為航跡坐標(biāo)系的ys軸； 將相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度矢量叉乘地心矢徑fxF的方向作為哦航跡坐標(biāo)系的zji ; 將航跡坐標(biāo)系的xs軸設(shè)置在水平面內(nèi)，并根據(jù)y s軸、z s軸以及右手定則確定X s軸的方
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，通過(guò)如下所述的公式計(jì)算得到發(fā)射慣性 系到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣：
其中，Rx、&和R 2為飛行器的地心矢徑？在發(fā)射慣性系中的分量，Vdx、Vdy和V dz為飛行 器的速度矢量在發(fā)射慣性系中的分量，Zx、ZjP Z z為飛行器的F xF在發(fā)射慣性系中的分量。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，通過(guò)如下所述的公式計(jì)算得到航跡坐標(biāo) 系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣As:
其中，[A]為發(fā)射慣性系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述計(jì)算飛行器相對(duì)航跡坐標(biāo)系的傾斜 角包括： 根據(jù)航跡坐標(biāo)系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣計(jì)算飛行器相對(duì)于航跡坐標(biāo)系的偏航角； 根據(jù)所述偏航角計(jì)算得到傾斜角的正弦值和余弦值； 根據(jù)所述傾斜角的正弦值和余弦值，計(jì)算得到傾斜角的值，并判斷所述滾轉(zhuǎn)角所在的 象限。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，通過(guò)如下所述的公式計(jì)算得到飛行器相 對(duì)于航跡坐標(biāo)系的偏航角
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，通過(guò)如下所述的公式計(jì)算得到傾斜角γ s 的正弦值和余弦值：
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于，通過(guò)如下所述的公式計(jì)算得到傾斜角γ s 的值：
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種無(wú)動(dòng)力高超聲速飛行器的傾斜角的確定方法。該方法包括：設(shè)置一個(gè)航跡坐標(biāo)系；根據(jù)慣性導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算發(fā)射慣性系到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；根據(jù)發(fā)射慣性系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣和發(fā)射慣性到航跡坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，計(jì)算航跡坐標(biāo)系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣；根據(jù)航跡坐標(biāo)系到彈體系的轉(zhuǎn)換矩陣，計(jì)算飛行器相對(duì)航跡坐標(biāo)系的傾斜角。通過(guò)使用本發(fā)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(wú)動(dòng)力高超聲速飛行器(例如，滑翔飛行器)的左轉(zhuǎn)彎或右轉(zhuǎn)彎邏輯的傾側(cè)角。
【IPC分類】G01C21-16
【公開(kāi)號(hào)】CN104729504
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510103669
【發(fā)明人】楊業(yè), 包為民, 黃萬(wàn)偉, 馬衛(wèi)華, 祁振強(qiáng), 禹春梅, 唐海紅, 田海濤
【申請(qǐng)人】北京航天自動(dòng)控制研究所
【公開(kāi)日】2015年6月24日
【申請(qǐng)日】2015年3月9日