[发明专利]一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法

说明书

本发明提供了一种助推‑滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法，当飞行器工作在助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段时，采用航天体系下的捷联惯导方法为飞控系统提供导航信息；当飞行器工作在滑翔段时，采用导航信息切换的方法将其变换到航空体系下，从而为飞控系统提供导航信息。由于采用在航空和航天两种坐标系下进行导航信息切换的方法，能够克服传统的捷联惯导方法应用于助推‑滑翔式临近空间飞行器出现姿态角奇异现象的缺点，满足助推‑滑翔式临近空间飞行器各飞行阶段的导航信息需求，同时便于工程化。

技术领域

本发明属飞行器导航、制导与控制技术领域，具体涉及一种助推-滑翔式临近空间飞行器捷联惯性导航方法。

背景技术

临近空间(Near Space)是指距离地面20～100公里的空域，该空域高于国际民航组织管理的空域上界，而低于国际航空联合会定义的航天区域下界，介于航天和航空领域之间。

助推-滑翔式临近空间飞行器的飞行剖面主要包括助推段、自由弹道段、弹道再入段、弹道爬升段和滑翔段等飞行阶段(James M.Acton,“Hypersonic Boost-GlideWeapons”,Science&Global Security,23,2015)。从飞控系统的角度来看，助推段、自由弹道段、弹道再入段和弹道爬升段等阶段，属于航天领域的弹道轨迹，需要航天体系下的导航信息来进行飞行控制；而滑翔段飞行器沿着地球表面飞行，以地球表面作为参考，属于航空领域的飞行轨迹，需要航空体系下导航信息来进行飞行控制。可见，助推-滑翔式临近空间飞行器具有航天和航空双重的导航和控制需求。

张卫东详细阐述了航天体系下的捷联惯导方法(“运载火箭动力学与控制”，中国宇航出版社[M]，2015)，其主要适用于垂直发射的飞行器，飞行器的弹道主要在射面附近。Savage P G在Strapdown Inertial Navigation Integration Algorithm Design Part1:Attitude Algorithms(Journal of Guidance Control and Dynamics，Vol.21,No.1,January–February 1998)和Strapdown Inertial Navigation Integration AlgorithmDesign Part 2:Velocity and Position Algorithms(Journal of Guidance Controland Dynamics，Vol.21,No.2,March–April 1998)中主要研究的是适用于航空体系下飞行器的捷联惯导方法，航空体系下的飞行器主要沿地球表面水平飞行，其俯仰角往往变化较小。Stephen S在文献Real-Time Navigation Algorithm for the SHEFEX2 HybridNavigation System Experiment(AIAA 2012-4990)中研究了地球惯性坐标系下高超声速飞行器的捷联惯导方法，但其导航信息的物理参考意义不明确，在高超声速助推-滑翔飞行器大范围飞行时，依然会出现姿态奇异现象。

对于承担战略任务的助推-滑翔式临近空间飞行器，为了达到最大的到达范围，其俯仰角或航向角的变化范围，均超过了传统航天或航空体系导航姿态定义范围(Li Yu,CuiNai-gang,“Optimal Attack Trajectory for Hypersonic Boost-Glide Missile inMaximum Reachable Domain,”IEEE-ICMA 2009)。若单纯地采用传统的航天体系捷联惯导方法，在滑翔段飞行弹道偏离射面时，如飞行器的偏航角在±90°时，俯仰角和滚转角将出现奇异；若单纯地采用传统的航空体系捷联惯导方法，在垂直发射时将出现俯仰角为90°的情况，此时的航向角和滚转角将出现奇异。

发明内容

针对现有的捷联惯性导航方法应用在助推-滑翔式临近空间飞行器出现姿态奇异而不能为飞控系统提供正确的导航信息问题，本发明提供一种捷联惯性导航方法以满足助推-滑翔式临近空间飞行器各个飞行阶段的导航信息需求。