基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法技术

本发明专利技术涉及一种基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，使用飞行器惯性导航系统测量获得的攻角信息、法向过载信息，基于飞行器法向气动力模型准确性高、且攻角受风影响小和海拔高度与大气密度相关这一本质规律，采用数学方法，利用模型和测量到的速度、法向过载信息，获得飞行器的海拔高度。通过无迹卡尔曼滤波技术对数据进行融合，获得精确的飞行器组合导航海拔高度。相对雷达高度表的方法，能够节省几百万元的成本，节省数十公斤的重量，节约飞行器上的空间。节约飞行器上的空间。

【技术实现步骤摘要】
基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法


[0001]本专利技术涉及一种基于大气模型和飞行器法向过载组合的海拔高度测量方法，属于航天导航与测量领域，可广泛应用于大气层内长时间飞行的飞行器。

技术介绍

[0002]一般飞机、导弹等飞行器飞行中海拔高度信息的获取依赖于气压高度表与惯性导航系统，但对于高超声速飞行的飞行器而言，空速管的安装会破化飞行器的气动外形，即使气动外形能接受，一般空速管也无法适应高超声速的气动加热，更何况高超声速气体的可压缩特性，也使得伯努力方程的空速管原理失效。
[0003]对于高速远程飞行器而言，海拔高度的测量关系到飞行器的位置导航精度。如果采用测高雷达+地形匹配方式，是可以解决这一问题，但不经济。无论是从重量还是体积，抑或是造价上，均不便宜。

技术实现思路

[0004]本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法。
[0005]本专利技术的技术解决方案是：
[0006]基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，包括本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，其特征在于包括如下步骤：(1)飞行器进入大气层后以指定攻角飞行，产生气动力，根据当前的飞行马赫数、攻角和飞行器力学特性数据库，计算飞行器的升力系数；(2)根据获得的升力系数，结合飞行器质量特性以及惯性测量单元测得的加速度计算飞行动压和大气密度，并根据大气密度和大气物理数据库计算相应的海拔高度；(3)根据步骤(2)得到的气压高度数据，结合先验的大气物理偏差模型、飞行器动力学偏差模型和惯组误差模型，计算海拔高度的解算精度；(4)基于气压高度及海拔高度解算精度，结合惯组误差模型，利用卡尔曼滤波进行高度阻尼，得到飞行器组合导航的精确海拔高度。2.根据权利要求1所述的基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，其特征在于，所述步骤(2)中，利用如下公式计算海拔高度：H
ρ
＝H(ρ)式中，ρ为当前高度的大气密度，m为飞行器质量；a
i
为气动力法向加速度，v为飞行器对地飞行速度，S为飞行器参考面积，C
i
为当前飞行状态下的升力系数，其中，H
ρ
为当前海拔高度，H(ρ)为大气密度数据库函数。3.根据权利要求1所述的基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，其特征在于，所述步骤(3)中，按照如下公式计算海拔高度的解算精度：ΔH＝
‑
h
s
ln(1+Δρ/ρ)式中，ΔH为海拔高度解算精度，h
s
为地球大气高度常数，取7210m，Δρ为当前高度的大气密度偏差，Δm为飞行器质量偏差；Δa
i
为气动力法向加速度偏差，Δv为对地飞行速度偏差，ΔC
i
为当前飞行状态下的升力系数偏差。4.根据权利要求1所述的基于大气模型和飞行器法向过载组合的高度测量方法，其特征在于，所述步骤(4)的实现过程如下：1)k时刻，从惯组误差模型状态量X
k
采样2n+1个样本点，第i个样本点满足如下公式；满足如下公式；满足如下公式；满足如下公式；为k
‑
1时刻惯组误差模型状态量的估计值，表示k时刻的第0个采样点，γ为采样参数，P
k
‑1为k
‑
1时刻惯组误差模型状态量的方差；2)计算惯组误差模型状态量X
k
的一步预测模型：
为从k
‑
1时刻预测的k时刻第i个采样点的值，f()为惯组误差模型状态...

【专利技术属性】
技术研发人员：闵昌万，郭振西，武斌，郑榕，李萌萌，杨明，季登高，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：