【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种飞行器机动飞行姿态确定方法，特别是涉及一种。
技术介绍
惯性设备在运动体导航和控制中具有重要作用；刚体运动的加速度、角速度和姿态等通常都依赖于惯性设备输出，因此提高惯性设备的输出精度具有明确的实际意义；在惯性设备中，加速度采用加速度计、角速度采用角速率陀螺直接测量方式，刚体的姿态精度要求很高时如飞行试验等采用姿态陀螺测量，但在很多应用领域都有角速度等测量直接解算输出；主要原因是由于动态姿态传感器价格昂贵、体积大，导致很多飞行器采用角速率陀螺等解算三个欧拉角，使得姿态时间更新输出成为导航等核心内容，也使其成为影响惯导系统精度的主要因素之一，因此设计和采用合理的姿态时间更新输出方法就成为研究的热点课题；从公开发表的文献中对姿态输出主要基于角速度采用欧拉方程直接近似法或采用近似龙格库塔方法解算(孙丽、秦永元，捷联惯导系统姿态算法比较，中国惯性技术学报， 2006, Vol. 14(3) :6-10 ；Pu Li, Wang TianMiao,Liang JianHong, Wang Song, An Attitude Estimate Approach using MEMS Sensors for Small UAVs,2006, IEEE International Conference on Industrial Informatics, 1113-1117)；由于欧拉方程中三个欧拉角互相耦合，属于非线性微分方程，在不同初始条件和不同飞行状态下的误差范围不同，难以保证实际工程要求的精度。
技术实现思路
为了克服现有的飞行器机动飞行时欧拉角输出...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1. 一种基于角速度的欧拉角傅里埃近似输出方法，其特征在于包括以下步骤 步骤1、(a)根据欧拉方程和(^sin 針/ToS 勿 / cos 9 < ^φο φ-Γ ηφ式中φΑ ψ分别指滚转、俯仰、偏航角；p，q，r分别为滚转、俯仰、偏航角速度；全文参数定义相同；这二个欧拉角的计算按照依次求解俯仰角、滚转角、偏航角的步骤进行；滚转、俯仰、偏航角速度P，q，r的η阶展幵式分别为ρ (t) = pA[l cos(cot) L cos[(n-l) ω t] cos(no t)]T +pB [sin (ω t) sin (2 ω t) L sin[(n_l) ω t] sin (η ω t) ]T q(t) = qA[l cos(cot) L cos[(n-l) ω t] cos(no t)]T +qB[sin(cot) sin (2 ω t) L sin[(n_l) ω t] sin(no t)]T r (t) = rA[cos(o t) cos (2 ω t) L cos[(n-l) ω t] cos(no t)]T +rB[sin(cot) sin (2 ω t) L sin[(n_l) ω t] sin(no t)]T 其中，ω为角频率，Pa = [PaO Pal L Pa(n-1) Pan] ‘ Ρβ = [Pbl Pb2 L Pb(n-i) Pbn] Qa = [QaO Qal L qa(n-i) Qan]，qB = [Qbl Qb2 L qb(n-i) qbn] r...
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