[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

摘要

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。

主权项

1.一种助推‑滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法，其特征在于步骤如下：步骤一：助推‑滑翔式临近空间飞行器飞行在助推段、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性导航方法进行导航，在发射惯性坐标系下对陀螺仪和加速计的采样数据进行导航积分解算，得到发射惯性坐标系下的导航信息数据，所述的导航信息包括发射惯性坐标系下的位置信息、速度信息和姿态信息；步骤二：助推‑滑翔式临近空间飞行器飞行在滑翔段时，在进行发射惯性坐标系下导航同时，利用坐标系转换将发射惯性坐标系的导航信息数据切换到当地水平坐标系下，为飞控系统提供航空体系下的导航信息数据，具体为：位置信息切换：假设地球没有自转，则发射坐标系与发射惯性坐标系重合，此时，发射坐标系位置与发射惯性坐标系位置p^a数值上相等，即则此时飞行器在地球固连坐标系下的位置为其中，p₀^e为地球固连坐标系下飞行器发射点的位置初值，为发射坐标系到地球固连坐标系的转换矩阵；令则地球没有自转情况下的纬度L₁、经度λ₁和高度H₁分别为：其中，a是地球长半径，b是地球短半径，e是地球离心率；在实际的飞行过程中，必须考虑地球自转角速度ω_ie的影响，由于地球自转只影响实际的经度数值，而纬度和高度不受影响，根据飞行时间t，可得飞行器实际的纬度L、经度λ和高度H分别为：L＝L₁，λ＝λ₁‑ω_ie*t，H＝H₁；姿态信息切换：根据坐标系转换理论，由发射惯性坐标系姿态矩阵按照计算得到飞行器相对于水平坐标系的姿态矩阵其中，是航天飞行器体系到航空飞行器体系之间的旋转矩阵，为飞行器相对于发射惯性坐标系的姿态矩阵，是发射坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵，为地球固连坐标系到发射坐标系的转换矩阵，是水平坐标系到地固坐标系的姿态矩阵；速度信息切换：利用计算得到飞行器水平坐标系下的速度vⁿ，其中，为飞行器发射坐标系下的速度矢量，v^a是飞行器发射惯性坐标系下的速度，ω^e是发射坐标系相对发射惯性坐标系的旋转角速度，是为发射坐标系中描述的由地心至坐标原点的位置矢量，p^g是飞行器发射坐标系的位置。