一种无动力高超声速飞行器的倾斜角的确定方法

摘要

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。

主权项

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。