CN104729504B - 一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无动力高超声速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。通过使用本发明所提供的飞行器的倾斜角的确定方法，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。

Description

一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法

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，sidetoturn)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，banktoturn)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：

$A_s=\left[A\right]\·{\left[T\right]}^T=\left[\begin{array}{ccc}{A}_s^{11}& A_s^{12}& A_s^{13}\\ A_s^{21}& A_s^{22}& A_s^{23}\\ A_s^{31}& A_s^{32}& A_s^{33}\end{array}\right];$

其中，[A]为发射惯性系到弹体系的转换矩阵。

较佳的，所述计算飞行器相对航迹坐标系的倾斜角包括：

根据航迹坐标系到弹体系的转换矩阵计算飞行器相对于航迹坐标系的偏航角；

根据所述偏航角计算得到倾斜角的正弦值和余弦值；

根据所述倾斜角的正弦值和余弦值，计算得到倾斜角的值，并判断所述滚转角所在的象限。

较佳的，通过如下所述的公式计算得到飞行器相对于航迹坐标系的偏航角ψ_s：

${\mathrm{\ψ}}_s={\sin }^{-1}(-A_s^{13}).$

较佳的，通过如下所述的公式计算得到倾斜角γ_s的正弦值和余弦值：

$\sin \left({\mathrm{\γ}}_s\right)=\frac{A_s^{23}}{\cos \left({\mathrm{\ψ}}_s\right)};\cos \left({\mathrm{\γ}}_s\right)=\frac{A_s^{33}}{\cos \left({\mathrm{\ψ}}_s\right)}.$

较佳的，通过如下所述的公式计算得到倾斜角γ_s的值：

${\mathrm{\γ}}_s={\mathrm{tg}}^{-1}\left(\frac{\sin \left({\mathrm{\γ}}_s\right)}{\cos \left({\mathrm{\γ}}_s\right)}\right).$

如上可见，在本发明所提供的无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法中，由于首先设置了一个航迹坐标系，然后根据该航迹坐标系定义，提供了航迹坐标系的三轴向量的确定方法，进而通过计算得到了发射惯性系到航迹坐标系的转换矩阵，以及航迹坐标系到弹体系的转换矩阵，并最终计算得到了飞行器相对航迹坐标系的倾侧角或滚转角γ_s，因此可以较直观、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，解决了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的计算问题，从而可以准确地实现对滑翔飞行器的左转弯或右转弯的控制需求，可以适用于滑翔飞行器的大转弯飞行状态。

附图说明

图1为本发明实施例中的无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

本实施例提供了一种飞行器的倾斜角的确定方法。

图1为本发明实施例中的无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法主要包括如下所述的步骤：

步骤101，设置一个航迹坐标系。

在本发明的技术方案中，首先可以设置(即定义)一个航迹坐标系。该航迹坐标系的水平轴取向与飞行器的航迹有关，因此称为航迹坐标系，也可以称为地平坐标系。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以用O_sx_sy_sz_s来描述航迹坐标系。其中，将无动力高超声速飞行器(以下简称为飞行器)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，即x_s＝y_s×z_s，其中的“×”表示叉乘的操作。

设置上述的航迹坐标系，可以获得较为直观的飞行器的姿态信息，从而方便在后续流程中对飞行器进行制导控制。

步骤102，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。

由于惯性导航参数中包括了位置和速度参数，因此，可以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。

例如，根据上述航迹坐标系的定义可知，飞行器的地心矢径为航迹坐标系的y_s轴，方向为航迹坐标系的z_s轴，x_s＝y_s×z_s。假设飞行器的地心矢径在发射惯性系中的分量为速度矢量在发射惯性系中的分量为则可以得到在发射惯性系中的分量：

因此，根据惯性导航参数中的位置和速度参数，通过如下所述的公式即可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。

步骤103，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。

在本发明的技术方案中，假设发射惯性系到弹体系(其中的弹体即飞行器)的转换矩阵为[A]，则转换矩阵[A]可由惯性导航系统所提供的姿态角(或四元素数)得到，而发射惯性系到航迹坐标系的转换矩阵[T]也可根据上述的步骤102计算得到，因此，可以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。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以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：

$A_s=\left[A\right]{\·\left[T\right]}^T=\left[\begin{array}{ccc}{A}_s^{11}& A_s^{12}& A_s^{13}\\ A_s^{21}& A_s^{22}& A_s^{23}\\ A_s^{31}& A_s^{32}& A_s^{33}\end{array}\right]---\left(3\right)$

步骤104，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。

在本发明的技术方案中，由于已经获得了航迹坐标系到弹体系的转换矩阵，因此即可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。其中，所述倾斜角又可称为滚转角。

较佳的，在本发明的具体实施例中，根据上述对航迹坐标系的定义可知，飞行器(例如，滑翔飞行器)相对航迹坐标系的弹道偏角为0，姿态角范围为：俯仰角偏航角ψ_s∈(-90,90)，滚转角γ_s∈(-180,180]。因此，可以通过计算得到飞行器相对于航迹坐标系的姿态角。一般来说，只需最终计算得到滚转角(即倾斜角)即可。

在本发明的较佳实施例中，可以通过如下所述的步骤计算得到飞行器相对于航迹坐标系的倾斜角：

步骤31，根据航迹坐标系到弹体系的转换矩阵计算飞行器相对于航迹坐标系的偏航角。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式来计算得到飞行器相对于航迹坐标系的偏航角ψ_s：

${\mathrm{\ψ}}_s={\sin }^{-1}(-A_s^{13})---\left(4\right)$

步骤32，根据所述偏航角计算得到滚转角(即倾斜角)的正弦值和余弦值。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式来计算得到倾斜角的正弦值和余弦值：

$\sin \left({\mathrm{\γ}}_s\right)=\frac{A_s^{23}}{\cos \left({\mathrm{\ψ}}_s\right)};\cos \left({\mathrm{\γ}}_s\right)=\frac{A_s^{33}}{\cos \left({\mathrm{\ψ}}_s\right)}---\left(5\right)$

步骤33，根据所述倾斜角的正弦值和余弦值，计算得到倾斜角的值。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过如下所述的公式来计算得到倾斜角γ_s的值：

${\mathrm{\γ}}_s={\mathrm{tg}}^{-1}\left(\frac{\sin \left({\mathrm{\γ}}_s\right)}{\cos \left({\mathrm{\γ}}_s\right)}\right)---\left(6\right)$

并判断所述滚转角所在的象限，其中，γ_s∈(-180,180]。

通过上述的步骤31～33，即可计算得到飞行器相对于航迹坐标系的倾斜角。

在实际应用中，姿态控制系统通过对γ_s的跟踪控制，即可正确实现对无动力高超声速飞行器的左转弯或右转弯的控制需求。

综上可知，在本发明中的无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法中，由于首先设置了一个航迹坐标系，然后根据该航迹坐标系定义，提供了航迹坐标系的三轴向量的确定方法，进而通过计算得到了发射惯性系到航迹坐标系的转换矩阵，以及航迹坐标系到弹体系的转换矩阵，并最终计算得到了飞行器相对航迹坐标系的倾侧角或滚转角γ_s，因此可以较直观、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，解决了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的计算问题，从而可以准确地实现对滑翔飞行器的左转弯或右转弯的控制需求，可以适用于滑翔飞行器的大转弯飞行状态。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (5)

1.一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法，其特征在于，该方法包括：

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；

根据惯性导航参数和下述公式计算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；

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，包括：

根据航迹坐标系到弹体系的转换矩阵计算飞行器相对于航迹坐标系的偏航角；

根据所述偏航角计算得到倾斜角的正弦值和余弦值；

根据所述倾斜角的正弦值和余弦值，计算得到倾斜角的值，并判断所述滚转角所在的象限。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，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：

$A_s=\[A\]\·{\[T\]}^T=\left[\begin{array}{ccc}{A}_s^{11}& A_s^{12}& A_s^{13}\\ A_s^{21}& A_s^{22}& A_s^{23}\\ A_s^{31}& A_s^{32}& A_s^{33}\end{array}\right];$

其中，[A]为发射惯性系到弹体系的转换矩阵。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过如下所述的公式计算得到飞行器相对于航迹坐标系的偏航角ψ_s：

${\mathrm{\ψ}}_s={\sin }^{-1}(-A_s^{13}).$

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过如下所述的公式计算得到倾斜角γ_s的正弦值和余弦值：

$\begin{array}{cc}sin\left({\mathrm{\γ}}_s\right)=\frac{A_s^{23}}{cos\left({\mathrm{\ψ}}_s\right)};& cos\left({\mathrm{\γ}}_s\right)=\frac{A_s^{33}}{cos\left({\mathrm{\ψ}}_s\right)}\end{array}.$

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，通过如下所述的公式计算得到倾斜角γ_s的值：

${\mathrm{\γ}}_s={\mathrm{tg}}^{-1}\left(\frac{sin\left({\mathrm{\γ}}_s\right)}{cos\left({\mathrm{\γ}}_s\right)}\right).$