本發(fā)明涉及飛行器導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法。

背景技術(shù)：

由于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)無(wú)法測(cè)量大氣參數(shù)，為滿足現(xiàn)代飛行器高精度控制需求，現(xiàn)代飛行器廣泛采用了大氣測(cè)量系統(tǒng)。

傳統(tǒng)的大氣測(cè)量系統(tǒng)通常采用基于壓力測(cè)量的置于飛行器外部的空速管或攻角、側(cè)滑角傳感裝置。對(duì)于需要高速再入大氣的飛行器而言，傳統(tǒng)的大氣測(cè)量系統(tǒng)無(wú)法適應(yīng)大攻角飛行狀態(tài)，前端及側(cè)緣探出的測(cè)量裝置會(huì)引起橫向不穩(wěn)定甚至失控發(fā)散，并同時(shí)產(chǎn)生很大的熱流，對(duì)結(jié)構(gòu)和防熱帶來(lái)巨大風(fēng)險(xiǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

(一)要解決的技術(shù)問(wèn)題

本發(fā)明的目的是提供一種基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法，解決傳統(tǒng)的大氣測(cè)量系統(tǒng)無(wú)法適應(yīng)大攻角飛行狀態(tài)，容易引起橫向不穩(wěn)定甚至失控發(fā)散，產(chǎn)生很大的熱流的問(wèn)題。

(二)技術(shù)方案

為了解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提供了一種基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法，該方法具體包括如下步驟：

設(shè)定FADS大氣特征參數(shù)Δρ^*和ΔT^*，其中分別為北天東坐標(biāo)系下的大氣運(yùn)動(dòng)速度，Δρ^*為大氣密度誤差，ΔT^*為大氣溫度誤差；

設(shè)定大氣特征參數(shù)Δρ^*和ΔT^*的判別門限分別對(duì)應(yīng)為Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，將各個(gè)大氣特征參數(shù)的絕對(duì)值分別與對(duì)應(yīng)的各判別門限進(jìn)行對(duì)比，判斷各個(gè)大氣特征參數(shù)的有效性；

根據(jù)各個(gè)大氣特征參數(shù)的有效性判斷結(jié)果，對(duì)各個(gè)大氣特征參數(shù)分別進(jìn)行修正，分別獲取修正后的大氣運(yùn)動(dòng)速度修正后大氣密度以及修正后的大氣溫度

通過(guò)第一、第二和第三計(jì)算式分別計(jì)算獲得修正后的攻角、修正后的側(cè)滑角和修正后的馬赫數(shù)：

其中，α^*為修正后的攻角，β^*為修正后的側(cè)滑角，為修正后的馬赫數(shù)，分別為大氣運(yùn)動(dòng)速度在飛行器本體坐標(biāo)系的投影；

通過(guò)第四和第五計(jì)算式分別計(jì)算獲得修正后的大氣靜壓和修正后的大氣動(dòng)壓：

其中，為飛行器修正后的大氣靜壓，q^*為飛行器修正后的大氣動(dòng)壓，為通用氣體常數(shù)，μ為氣體分子數(shù)。

(三)有益效果

本發(fā)明的上述技術(shù)方案具有如下優(yōu)點(diǎn)：

本發(fā)明提供了一種基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法，利用FADS系統(tǒng)有效的輸出大氣特征信息，實(shí)時(shí)在線地修正飛行器的慣性導(dǎo)航信息，計(jì)算方法簡(jiǎn)單，能夠有效解決FADS對(duì)慣性導(dǎo)航參數(shù)修正問(wèn)題，為飛行器控制提供高精度的導(dǎo)航信息。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法流程圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施例的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例是本發(fā)明的一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

FADS的發(fā)展克服了傳統(tǒng)大氣測(cè)量系統(tǒng)的種種缺陷與不足，它利用嵌入在飛行器不同位置的壓力傳感器測(cè)量機(jī)體表面的壓力，根據(jù)壓力分布與大氣參數(shù)的模型關(guān)系，解算出大氣特征參數(shù)，進(jìn)而計(jì)算其它更多的飛行參數(shù)，供飛行控制使用。

針對(duì)FADS對(duì)飛行器慣性導(dǎo)航參數(shù)校正問(wèn)題，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法，該方法基于FADS系統(tǒng)解算出的大氣特征參數(shù)，完成了對(duì)飛行器慣性導(dǎo)航參數(shù)的修正，提高了飛行器的導(dǎo)航精度。

本技術(shù)方案是在FADS系統(tǒng)解算出大氣特征參數(shù)后，利用大氣運(yùn)動(dòng)速度、溫度誤差、密度誤差等信息，對(duì)飛行器慣性導(dǎo)航參數(shù)，如空速、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角、靜壓、動(dòng)壓等參數(shù)進(jìn)行精確修正。

為方便后續(xù)描述，在本發(fā)明的實(shí)施例中定義以下兩個(gè)坐標(biāo)系，其一、北天東坐標(biāo)系O_T-X_TY_TZ_T：坐標(biāo)原點(diǎn)O_T位于飛行器質(zhì)心，O_TX_T軸指向地理東向，O_TY_T和O_TZ_T軸分別指向北向和天向。其二、飛行器本體坐標(biāo)系O_b-X_bY_bZ_b：坐標(biāo)原點(diǎn)O_b位于飛行器質(zhì)心，O_bX_b與飛行器縱軸重合，指向頭部，O_bY_b在飛行器縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，垂直于O_bX_b，向上為正，O_bZ_b按右手定則確定。

如圖1所示，本發(fā)明實(shí)施例提供的基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法，具體包括如下步驟：

設(shè)定FADS大氣特征參數(shù)Δρ^*和ΔT^*，其中分別為北天東坐標(biāo)系下的大氣運(yùn)動(dòng)速度，Δρ^*為大氣密度誤差，ΔT^*為大氣溫度誤差。

設(shè)定與各大氣特征參數(shù)Δρ^*和ΔT^*一一對(duì)應(yīng)的判別門限分別為Val1、Val2、Val3、Val4和Val5。

設(shè)定標(biāo)志Flag1、Flag2、Flag3、Flag4和Flag5分別對(duì)應(yīng)表示大氣特征參數(shù)Δρ^*和ΔT^*的有效性，若Δρ^*和ΔT^*的絕對(duì)值分別大于Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，則將標(biāo)志Flag1、Flag2、Flag3、Flag4和Flag5均置為1，表示各個(gè)大氣特征參數(shù)有效。若Δρ^*和ΔT^*的絕對(duì)值分別小于或等于Val1、Val2、Val3、Val4和Val5，則將標(biāo)志Flag1、Flag2、Flag3、Flag4和Flag5均置為0，表示各個(gè)大氣特征參數(shù)無(wú)效。

1、判斷大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)有效性，根據(jù)有效性判斷結(jié)果修正大氣運(yùn)動(dòng)速度。

將大氣運(yùn)動(dòng)速度的絕對(duì)值分別與對(duì)應(yīng)的判別門限進(jìn)行一一對(duì)比。

若Flag1＝1，則若Flag1＝0，則

若Flag2＝1，則若Flag2＝0，則

若Flag3＝1，則若Flag3＝0，則

其中，V_N、V_U、V_E分別為飛行器相對(duì)靜止大氣的導(dǎo)航速度，分別為修正后的大氣運(yùn)動(dòng)速度在北天東坐標(biāo)系的投影；

計(jì)算修正后的大氣運(yùn)動(dòng)速度：

其中，為修正后的大氣運(yùn)動(dòng)速度。

2、判斷大氣密度誤差有效性，根據(jù)有效性判斷結(jié)果修正大氣密度。

若Flag4＝1，則

若Flag4＝0，則

其中，為修正后的大氣密度，ρ_h為飛行器當(dāng)前高度所裝訂的大氣密度。

3、判斷大氣溫度誤差有效性，根據(jù)有效性判斷結(jié)果修正大氣溫度。

若Flag5＝1，則

若Flag5＝0，則

其中，為修正后的大氣溫度，T_h為飛行器當(dāng)前高度所裝訂的大氣溫度。

4、修正攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)。

將修正后的大氣運(yùn)動(dòng)速度轉(zhuǎn)換至飛行器本體坐標(biāo)系：

其中，分別為大氣運(yùn)動(dòng)速度在飛行器本體坐標(biāo)系的投影，為北天東坐標(biāo)系至飛行器本體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣。

通過(guò)以下計(jì)算式分別獲得修正后的攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)：

其中，α^*為修正后的攻角，β^*為修正后的側(cè)滑角，為修正后的馬赫數(shù)。

5、基于氣體狀態(tài)方程，修正飛行器靜壓和動(dòng)壓。

氣體的靜壓、溫度和密度之間滿足關(guān)系且為通用氣體常數(shù)，μ為氣體分子數(shù)，ρ為氣體密度，T為氣體溫度。

通過(guò)以下計(jì)算式獲得修正后的大氣靜壓、大氣動(dòng)壓：

其中，為飛行器修正后的大氣靜壓，q^*為飛行器修正后的大氣動(dòng)壓。

綜上所述，本發(fā)明實(shí)施例所述的基于大氣特征參數(shù)的飛行器導(dǎo)航信息修正方法，利用FADS系統(tǒng)有效的輸出大氣特征信息，通過(guò)上述各步驟，能夠?qū)崟r(shí)在線地修正飛行器的慣性導(dǎo)航信息，計(jì)算方法簡(jiǎn)單，能夠有效解決FADS對(duì)慣性導(dǎo)航參數(shù)修正問(wèn)題，為飛行器控制提供高精度的導(dǎo)航信息。

最后應(yīng)說(shuō)明的是：以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。