[发明专利]一种临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法及系统

权利要求书

1.一种临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法，其特征在于，包括：

获取飞行器与浮空器分离时刻飞行器升力面法向以及目标航向；

根据所述升力面法向与地理坐标位置关系确定所述飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角；

根据所述夹角生成滚转制导指令并发送至所述飞行器的滚转通道舵面，以便所述滚转通道舵面通过执行所述滚转制导指令产生滚转力矩使所述飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角调整为目标角度，且使所述飞行器的与升力面相对的一面与所述目标航向相对；

所述根据所述夹角生成滚转制导指令并发送至所述飞行器的滚转通道舵面的步骤，包括：

获取所述飞行器与所述浮空器分离后所述飞行器的飞行动压，确定所述飞行动压大于目标动压阈值后将所述滚转制导指令发送至所述飞行器的滚转通道舵面；所述目标动压阈值为所述滚转通道舵面可驱动所述飞行器通过所述滚转通道进行姿态调整的动压阈值；

所述动压阈值通过以下公式计算获得：

式中：为动压阈值、为有效预期角加速度、为飞行器设计滚转通道的转动惯量、为滚转舵面半极限偏转的滚转力矩系数、为滚转通道参考长度、为飞行器参考面积；

所述滚转舵面半极限偏转的滚转力矩系数为通过计算或仿真分析获得；

所述飞行动压为通过所述飞行器的空速管获得或通过所述飞行器GPS定位信息经计算获得。

2.根据权利要求1所述的临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法，其特征在于，获取所述飞行器与所述浮空器分离时刻所述飞行器升力面法向以及目标航向的步骤，包括：所述飞行器与所述浮空器分离前，使用导航辅助机构获取到的固接支架的姿态信息，调节补偿机载导航机构包括的惯性导航设备的姿态角解算数据精度。

3.根据权利要求2所述的临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法，其特征在于，所述固接支架的姿态信息的获取方法包括：

所述导航辅助机构通过所述浮空器带动所述飞行器常规飞行的状态下，根据卫星信号接收机构接收到的卫星定姿数据获取所述固接支架的姿态信息。

4.根据权利要求3所述的临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法，其特征在于，所述调节补偿机载导航机构包括的惯性导航设备的姿态角解算数据精度的步骤，包括：

临时固联机构在达到固联条件时，将所述飞行器与所述固接支架进行临时固联，使所述飞行器与所述固接支架在达到任务条件点之前持续处于相同的飞行姿态，且在达到任务条件点时，将所述飞行器与所述固接支架解除固联，使所述飞行器与所述固接支架恢复柔性连接；

其中，所述导航辅助机构与所述飞行器的机载导航机构通信相连，在所述飞行器与所述固接支架临时固联的状态下，将所述固接支架的姿态信息同步给所述机载导航机构，所述机载导航机构用于根据所述同步的姿态信息对所述机载导航机构的惯性导航设备的偏差进行修正，所述任务条件点根据修正结果进行确定。

5.根据权利要求2所述的临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法，其特征在于，所述惯性导航设备的姿态角为所述飞行器吊装于所述固接支架上后，采用双欧拉角坐标解算和四元数转移矩阵确定的飞行器姿态角。

6.根据权利要求5所述的临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导方法，其特征在于，所述惯性导航设备进行地面定姿后将所述飞行器吊装于所述固接支架上。

7.一种临近空间垂直投放发射定向飞行导航制导系统，其特征在于，包括：

法向及航向获取机构，用于获取飞行器与浮空器分离时刻飞行器升力面法向以及目标航向；

夹角计算机构，用于根据所述升力面法向与地理坐标位置关系确定所述飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角；

制导指令发送机构，用于根据所述夹角生成滚转制导指令并发送至所述飞行器的滚转通道舵面，以便所述滚转通道舵面通过执行所述滚转制导指令产生滚转力矩使所述飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角调整为目标角度，且使所述飞行器的与升力面相对的一面与所述目标航向相对；

其中，所述制导指令发送机构根据所述夹角生成滚转制导指令并发送至所述飞行器的滚转通道舵面的实施，包括：

获取所述飞行器与所述浮空器分离后所述飞行器的飞行动压，确定所述飞行动压大于目标动压阈值后将所述滚转制导指令发送至所述飞行器的滚转通道舵面；所述目标动压阈值为所述滚转通道舵面可驱动所述飞行器通过所述滚转通道进行姿态调整的动压阈值；

所述动压阈值通过以下公式计算获得：

式中：为动压阈值、为有效预期角加速度、为飞行器设计滚转通道的转动惯量、为滚转舵面半极限偏转的滚转力矩系数、为滚转通道参考长度、为飞行器参考面积；

所述滚转舵面半极限偏转的滚转力矩系数为通过计算或仿真分析获得；

所述飞行动压为通过所述飞行器的空速管获得或通过所述飞行器GPS定位信息经计算获得。