[发明专利]一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器导航、制导与控制技术，特别涉及一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法。

背景技术

在现有技术中，传统弹道导弹一般是以发射惯性系为导航基准。由于传统弹道导弹的机动能力不强，其飞行弹道总在射面内，且采用侧滑转弯(STT，side to turn)方式，因此利用基于速度坐标系的攻角、侧滑角特征参数即可实现转弯或机动飞行。

而对于滑翔飞行器来说，由于其具备回旋飞行能力，且采用倾斜转弯(BTT，bank to turn)飞行方式，如果采用相对发射惯性坐标系的倾侧角进行制导，则无法适用于大转弯飞行的状态。因此，需要解算能够正确表述其左转弯或右转弯逻辑的倾侧角。

由上可知，在现有技术中，如何对在惯性导航基准下的无动力高超声速飞行器在大转弯飞行状态下的倾侧角进行解算，是一个亟待解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法，从而可以较直观、且正确地获得无动力高超声速飞行器(例如，滑翔飞行器)的左转弯或右转弯逻辑的倾侧角。

本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种飞行器的倾斜角的确定方法，该方法包括：

设置一个航迹坐标系；

根据惯性导航参数计算发射惯性系到航迹坐标系的转换矩阵；

根据发射惯性系到弹体系的转换矩阵和发射惯性到航迹坐标系的转换矩阵，计算航迹坐标系到弹体系的转换矩阵；

根据航迹坐标系到弹体系的转换矩阵，计算飞行器相对航迹坐标系的倾斜角。

较佳的，所述设置一个航迹坐标系包括：

将飞行器的地心矢径与地球椭球表面的交点O_s设置为航迹坐标系的坐标原点；

将飞行器的地心矢径作为航迹坐标系的y_s轴；

将相对运动速度矢量叉乘地心矢径的方向作为哦航迹坐标系的z_s轴；

将航迹坐标系的x_s轴设置在水平面内，并根据y_s轴、z_s轴以及右手定则确定x_s轴的方向。

较佳的，通过如下所述的公式计算得到发射惯性系到航迹坐标系的转换矩阵：

其中，R_x、R_y和R_z为飞行器的地心矢径在发射惯性系中的分量，V_dx、V_dy和V_dz为飞行器的速度矢量在发射惯性系中的分量，Z_x、Z_y和Z_z为飞行器的在发射惯性系中的分量。

较佳的，通过如下所述的公式计算得到航迹坐标系到弹体系的转换矩阵A_s：