本發(fā)明屬飛行器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種助推-滑翔式臨近空間飛行器捷聯(lián)慣性導(dǎo)航方法。

背景技術(shù)：

臨近空間(nearspace)是指距離地面20～100公里的空域，該空域高于國(guó)際民航組織管理的空域上界，而低于國(guó)際航空聯(lián)合會(huì)定義的航天區(qū)域下界，介于航天和航空領(lǐng)域之間。

助推-滑翔式臨近空間飛行器的飛行剖面主要包括助推段、自由彈道段、彈道再入段、彈道爬升段和滑翔段等飛行階段(jamesm.acton,“hypersonicboost-glideweapons”,science&globalsecurity,23,2015)。從飛控系統(tǒng)的角度來(lái)看，助推段、自由彈道段、彈道再入段和彈道爬升段等階段，屬于航天領(lǐng)域的彈道軌跡，需要航天體系下的導(dǎo)航信息來(lái)進(jìn)行飛行控制；而滑翔段飛行器沿著地球表面飛行，以地球表面作為參考，屬于航空領(lǐng)域的飛行軌跡，需要航空體系下導(dǎo)航信息來(lái)進(jìn)行飛行控制。可見(jiàn)，助推-滑翔式臨近空間飛行器具有航天和航空雙重的導(dǎo)航和控制需求。

張衛(wèi)東詳細(xì)闡述了航天體系下的捷聯(lián)慣導(dǎo)方法(“運(yùn)載火箭動(dòng)力學(xué)與控制”，中國(guó)宇航出版社[m]，2015)，其主要適用于垂直發(fā)射的飛行器，飛行器的彈道主要在射面附近。savagepg在strapdowninertialnavigationintegrationalgorithmdesignpart1:attitudealgorithms(journalofguidancecontrolanddynamics，vol.21,no.1,january–february1998)和strapdowninertialnavigationintegrationalgorithmdesignpart2:velocityandpositionalgorithms(journalofguidancecontrolanddynamics，vol.21,no.2,march–april1998)中主要研究的是適用于航空體系下飛行器的捷聯(lián)慣導(dǎo)方法，航空體系下的飛行器主要沿地球表面水平飛行，其俯仰角往往變化較小。stephens在文獻(xiàn)real-timenavigationalgorithmfortheshefex2hybridnavigationsystemexperiment(aiaa2012-4990)中研究了地球慣性坐標(biāo)系下高超聲速飛行器的捷聯(lián)慣導(dǎo)方法，但其導(dǎo)航信息的物理參考意義不明確，在高超聲速助推-滑翔飛行器大范圍飛行時(shí)，依然會(huì)出現(xiàn)姿態(tài)奇異現(xiàn)象。

對(duì)于承擔(dān)戰(zhàn)略任務(wù)的助推-滑翔式臨近空間飛行器，為了達(dá)到最大的到達(dá)范圍，其俯仰角或航向角的變化范圍，均超過(guò)了傳統(tǒng)航天或航空體系導(dǎo)航姿態(tài)定義范圍(liyu,cuinai-gang,“optimalattacktrajectoryforhypersonicboost-glidemissileinmaximumreachabledomain,”ieee-icma2009)。若單純地采用傳統(tǒng)的航天體系捷聯(lián)慣導(dǎo)方法，在滑翔段飛行彈道偏離射面時(shí)，如飛行器的偏航角在±90°時(shí)，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角將出現(xiàn)奇異；若單純地采用傳統(tǒng)的航空體系捷聯(lián)慣導(dǎo)方法，在垂直發(fā)射時(shí)將出現(xiàn)俯仰角為90°的情況，此時(shí)的航向角和滾轉(zhuǎn)角將出現(xiàn)奇異。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)現(xiàn)有的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航方法應(yīng)用在助推-滑翔式臨近空間飛行器出現(xiàn)姿態(tài)奇異而不能為飛控系統(tǒng)提供正確的導(dǎo)航信息問(wèn)題，本發(fā)明提供一種捷聯(lián)慣性導(dǎo)航方法以滿(mǎn)足助推-滑翔式臨近空間飛行器各個(gè)飛行階段的導(dǎo)航信息需求。

一種助推-滑翔式臨近空間飛行器的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航方法，其特征在于步驟如下：

步驟一：助推-滑翔式臨近空間飛行器飛行在助推段、自由彈道段、彈道再入段、彈道爬升段時(shí)，采用航天體系下的捷聯(lián)慣性導(dǎo)航方法進(jìn)行導(dǎo)航，在發(fā)射慣性坐標(biāo)系下對(duì)陀螺儀和加速計(jì)的采樣數(shù)據(jù)進(jìn)行導(dǎo)航積分解算，得到發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的導(dǎo)航信息數(shù)據(jù)，所述的導(dǎo)航信息包括發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的位置信息、速度信息和姿態(tài)信息；

步驟二：助推-滑翔式臨近空間飛行器飛行在滑翔段時(shí)，在進(jìn)行發(fā)射慣性坐標(biāo)系下導(dǎo)航同時(shí)，利用坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換將發(fā)射慣性坐標(biāo)系的導(dǎo)航信息數(shù)據(jù)切換到當(dāng)?shù)厮阶鴺?biāo)系下，為飛控系統(tǒng)提供航空體系下的導(dǎo)航信息數(shù)據(jù)，具體為：

位置信息切換：假設(shè)地球沒(méi)有自轉(zhuǎn)，則發(fā)射坐標(biāo)系與發(fā)射慣性坐標(biāo)系重合，此時(shí)，發(fā)射坐標(biāo)系位置與發(fā)射慣性坐標(biāo)系位置p^a數(shù)值上相等，即則此時(shí)飛行器在地球固連坐標(biāo)系下的位置為其中，為地球固連坐標(biāo)系下飛行器發(fā)射點(diǎn)的位置初值，為發(fā)射坐標(biāo)系到地球固連坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣；

令則地球沒(méi)有自轉(zhuǎn)情況下的緯度l1、經(jīng)度λ1和高度h1分別為：

其中，a是地球長(zhǎng)半徑，b是地球短半徑，e是地球離心率；

在實(shí)際的飛行過(guò)程中，必須考慮地球自轉(zhuǎn)角速度ωie的影響，由于地球自轉(zhuǎn)只影響實(shí)際的經(jīng)度數(shù)值，而緯度和高度不受影響，根據(jù)飛行時(shí)間t，可得飛行器實(shí)際的緯度l、經(jīng)度λ和高度h分別為：l＝l1，λ＝λ1-ωie*t，h＝h1；

姿態(tài)信息切換：根據(jù)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換理論，由發(fā)射慣性坐標(biāo)系姿態(tài)矩陣按照計(jì)算得到飛行器相對(duì)于水平坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣其中，是航天飛行器體系到航空飛行器體系之間的旋轉(zhuǎn)矩陣，為飛行器相對(duì)于發(fā)射慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣，是發(fā)射坐標(biāo)系到發(fā)射慣性坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣，為地球固連坐標(biāo)系到發(fā)射坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，是水平坐標(biāo)系到地固坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣；

速度信息切換：利用計(jì)算得到飛行器水平坐標(biāo)系下的速度vⁿ，其中，為飛行器發(fā)射坐標(biāo)系下的速度矢量，v^a是飛行器發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的速度，ω^e是發(fā)射坐標(biāo)系相對(duì)發(fā)射慣性坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)角速度，是為發(fā)射坐標(biāo)系中描述的由地心至坐標(biāo)原點(diǎn)的位置矢量，p^g是飛行器發(fā)射坐標(biāo)系的位置。

本發(fā)明的有益效果是：由于采用在航空和航天兩種導(dǎo)航坐標(biāo)系下進(jìn)行導(dǎo)航信息切換的方法，能夠克服傳統(tǒng)的捷聯(lián)慣導(dǎo)方法應(yīng)用于助推-滑翔式臨近空間飛行器出現(xiàn)姿態(tài)角奇異現(xiàn)象的缺點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)了采用一套導(dǎo)航算法滿(mǎn)足助推-滑翔式臨近空間飛行器各飛行階段的導(dǎo)航信息需求，同時(shí)便于工程化。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明的助推-滑翔式臨近空間飛行器捷聯(lián)慣導(dǎo)方法的基本流程圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步說(shuō)明，本發(fā)明包括但不僅限于下述實(shí)施例。

本發(fā)明提出的助推-滑翔式臨近空間飛行器捷聯(lián)慣性導(dǎo)航方法的基本流程圖如圖1所示，當(dāng)飛行器工作在助推段、自由彈道段、彈道再入段、彈道爬升段時(shí)，采用航天體系下的捷聯(lián)慣導(dǎo)方法為飛控系統(tǒng)提供導(dǎo)航信息；當(dāng)飛行器工作在滑翔段時(shí)，采用導(dǎo)航信息切換的方法將其變換到航空體系下，從而為飛控系統(tǒng)提供導(dǎo)航信息。

下面分步驟詳細(xì)說(shuō)明各階段的具體導(dǎo)航方式。

第一步：飛行器飛行在助推段、自由彈道段、彈道再入段、彈道爬升段時(shí)導(dǎo)航信息的計(jì)算。按照發(fā)射慣性坐標(biāo)系(發(fā)慣系，a系)下捷聯(lián)慣性導(dǎo)航方法對(duì)陀螺采樣的角速度和加速度計(jì)采樣比力數(shù)據(jù)進(jìn)行導(dǎo)航積分解算，從而獲得飛行器在發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的位置p^a、速度v^a和姿態(tài)四元數(shù)q^a導(dǎo)航信息，其數(shù)學(xué)表達(dá)式為：

其中，q^a是發(fā)射慣性坐標(biāo)系下飛行器的姿態(tài)四元數(shù)；是陀螺儀測(cè)量的角速度；v^a是發(fā)射慣性坐標(biāo)系下飛行器的速度矢量；f^b是加速度計(jì)測(cè)量的比力；g^a是發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的重力矢量；p^a是在發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的位置矢量；為彈體坐標(biāo)系相對(duì)于發(fā)射慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)矩陣，的計(jì)算表達(dá)式為：

其中，b^a表示航天飛行器體系，為飛行器相對(duì)于發(fā)射慣性坐標(biāo)系的俯仰角；ψ^a為飛行器相對(duì)于發(fā)射慣性坐標(biāo)系偏航角；γ^a為飛行器相對(duì)于發(fā)射慣性坐標(biāo)系滾轉(zhuǎn)角。mx(α)、my(α)和mz(α)分別表示對(duì)參量α進(jìn)行旋轉(zhuǎn)操作，具體為：

第二步：飛行器飛行于滑翔段時(shí)，為了給飛控系統(tǒng)提供航空體系下的導(dǎo)航信息，本發(fā)明利用坐標(biāo)轉(zhuǎn)換的方法將導(dǎo)航信息切換到當(dāng)?shù)厮阶鴺?biāo)系下，其導(dǎo)航信息的切換包括位置信息切換、姿態(tài)信息切換、速度信息切換。

1、位置信息切換：

在位置信息切換時(shí)，首先假設(shè)地球沒(méi)有自轉(zhuǎn)，則發(fā)射坐標(biāo)系(發(fā)射系，g系)與發(fā)射慣性坐標(biāo)系重合。此時(shí)，發(fā)射慣性坐標(biāo)系位置p^a可認(rèn)為是發(fā)射坐標(biāo)系位置即則此時(shí)的地球固連坐標(biāo)系(地固系，e系)位置為：

其中，為地球固連坐標(biāo)系下飛行器發(fā)射點(diǎn)的位置初值，為發(fā)射坐標(biāo)系到地球固連坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，根據(jù)飛行器初始經(jīng)度λ0、緯度l0、高度h0和航向α0，和[xe0,ye,ze]分別計(jì)算如下：

式(5)中，a是地球長(zhǎng)半徑，e是地球離心率。

令為地球沒(méi)有自轉(zhuǎn)情況下地球固連坐標(biāo)系下飛行器的位置矢量。根據(jù)可以得到地球沒(méi)有自轉(zhuǎn)情況下的緯度l1、經(jīng)度λ1和高度h1，如下式所示：

式(6)中，b是地球短半徑。

在實(shí)際的飛行過(guò)程中，必須考慮地球自轉(zhuǎn)角速度ωie的影響。地球自轉(zhuǎn)將影響實(shí)際的經(jīng)度數(shù)值，而緯度和高度不受影響，可得到飛行器實(shí)際的緯度l、經(jīng)度λ和高度h分別為：

其中，t為飛行時(shí)間。

由飛行器緯度l、經(jīng)度λ和高度h等位置信息，可進(jìn)一步得到實(shí)際的地球固連坐標(biāo)系下位置p^e＝[xe,ye,ze]^t和發(fā)射坐標(biāo)系下的位置p^g：

式(8)中，

2、姿態(tài)信息切換：

姿態(tài)信息的切換采用坐標(biāo)轉(zhuǎn)換理論，由發(fā)射慣性坐標(biāo)系姿態(tài)矩陣(式(2)所示)，經(jīng)過(guò)多次坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)后，得到當(dāng)?shù)厮阶鴺?biāo)系(水平系，n系)下的姿態(tài)矩陣

其中，bⁿ表示航空飛行器體系，θⁿ為飛行器相對(duì)于水平坐標(biāo)系的俯仰角；ψⁿ為飛行器相對(duì)于水平坐標(biāo)系的航向角；γⁿ為飛行器相對(duì)于水平坐標(biāo)系的滾轉(zhuǎn)角。是由16次坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得到，坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)如下：當(dāng)?shù)厮阶鴺?biāo)系(n系)→地球地固坐標(biāo)系(e系)→發(fā)射坐標(biāo)系(g系)→發(fā)射慣性坐標(biāo)系(a系)→航天飛行器體系(b^a系)→航空飛行器體系(bⁿ系)，各坐標(biāo)轉(zhuǎn)換的姿態(tài)矩陣為：

1)n系旋轉(zhuǎn)到e系，由3次旋轉(zhuǎn)獲得，涉及飛行器經(jīng)度λ、緯度l，各次旋轉(zhuǎn)描述如下：

2)e系旋轉(zhuǎn)到g系，如式(4)所示。

3)g系旋轉(zhuǎn)到a系，其中，a＝mz(l0)my(α0)，b＝mx(-ωiet)，則：

4)a系旋轉(zhuǎn)到b^a系，由3次旋轉(zhuǎn)獲得，如式(2)所示。

5)b^a系旋轉(zhuǎn)到bⁿ系，是兩種彈體坐標(biāo)系之間的旋轉(zhuǎn)矩陣，由2次旋轉(zhuǎn)獲得：

因此，可由航天體系下的姿態(tài)矩陣以及其它矩陣信息，獲得航空體系下的姿態(tài)矩陣令根據(jù)式(14)可進(jìn)一步提取航空體系下的姿態(tài)角：

3、速度信息切換：

根據(jù)哥氏定理，可知發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的速度矢量在發(fā)射坐標(biāo)系下的速度投影為：

經(jīng)下式的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，發(fā)射慣性坐標(biāo)系的速度v^a可表示為：

其中，ω^e是發(fā)射坐標(biāo)系相對(duì)發(fā)射慣性坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)角速度，是為發(fā)射坐標(biāo)系中描述的由地心至坐標(biāo)原點(diǎn)的位置矢量，p^g是飛行器發(fā)射坐標(biāo)系的位置。

根據(jù)式(16)，可以推導(dǎo)出發(fā)射坐標(biāo)系下的速度矢量v^g為：

其中，

再根據(jù)v^g，可得到水平坐標(biāo)系下的速度矢量vⁿ為：

其中，

通過(guò)本發(fā)明提出的方法，助推-滑翔式臨近空間飛行器能在采用一套導(dǎo)航系統(tǒng)的情況下，實(shí)現(xiàn)不同飛行階段的導(dǎo)航信息輸出。