[發明專利]一種基于飛行軌跡的三維模型姿態調整控制方法

有效

• 申請號: 201910914423.7
• 申請日: 2019-09-25
• 公開（公告）號: CN111026139B
• 公開（公告）日: 2023-07-18
• 發明（設計）人: 魏五洲;劉洋;高峰;趙海旭;崔曉宇;尚嘉楓;陸柏霖;孫博
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍63850部隊
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京中北知識產權代理有限公司 11253
• 代理人: 許建

本發明基于導彈模型以及導彈軌跡，確定彈體坐標系OXYZ各軸指向；通過地球坐標系與地心坐標系的變換將導彈模型加載到三維地球上；再根據飛行軌跡點以及地面坐標系與彈體坐標系的角度關系求出彈體姿態角；最后利用四元數旋轉矩陣實時更三維地球上導彈的飛行姿態。

技術領域

本發明涉及軍事應用系統，更具體地說，涉及一種基于飛行軌跡的三維模型姿態調整控制方法。

背景技術

在三維GIS彈道可視化系統中，導彈飛行姿態的實時、精確調整是直觀決定導彈測控試驗成功的重要因素之一。目前對高速飛行目標的姿態測量方法主要分為兩大類：一類是姿態內測，即在飛行目標上掛載測量傳感器采集飛行目標的姿態數據；另一類是姿態外測，即利用地面測量設備對飛行目標姿態進行測量。姿態內測的方法目前已經比較廣泛的應用于飛機等航空器上，但還存在實時性較弱、測量誤差較大等不足。姿態外測比較典型的方法是采用高速攝像機和光學經緯儀拍攝飛行目標的影像數據，然后對這些影像序列進行分析進而得出飛行目標的姿態。但是由于飛行目標的高速性和遠距離性，用影像序列的分析手段在技術上還存在許多困難，而無論上述哪種姿態測量，無法在數據響應以及檢測精度能得到一個較大的平衡。

發明內容

有鑒于此，本發明目的是提供一種基于飛行軌跡的三維模型姿態調整控制方法。

為了解決上述技術問題，本發明的技術方案是：一種基于飛行軌跡的三維模型姿態調整控制方法，提供導彈模型以及該導彈的飛行軌跡，具體包括以下步驟：

導彈模型配置步驟，根據所述導彈模型確定對應的彈體坐標系，所述彈體坐標系反映所述導彈的姿態數據；

模型建立步驟，配置一地面坐標系以及一地心坐標系，所述地面坐標系的參數反映所述導彈與地面的相對位置，所述地心坐標系反映所述導彈與地心的相對位置，根據地面坐標系以及地心坐標系的相對關系生成一轉化算法，所述轉化算法用于將所述地面坐標系中的位置參數換算成地心坐標系中的位置參數；

姿態檢測步驟，所述姿態檢測步驟包括位置獲取子步驟以及姿態計算子步驟；

所述位置獲取子步驟包括，配置第一單位時間，從所述導彈的飛行軌跡中獲取任意時間間隔第一單位時間的兩個軌跡點為第一軌跡點和第二軌跡點，并分別生成第一軌跡點、第二軌跡點在地面坐標系中的位置參數，并根據轉化算法得到第一軌跡點以及第二軌跡點在地心坐標系中的位置參數；

所述姿態計算子步驟包括配置有姿態計算算法，根據所述姿態計算算法根據第一軌跡點和第二軌跡點的位置參數計算姿態角。

進一步地：所述姿態角包括航向角以及俯仰角。

進一步地：所述姿態角還包括橫滾角。

進一步地：還包括轉化環境模型步驟，配置一環境模型，所述環境模型配置有對應的第二軌跡點的位置參數，所述轉化環境模型步驟包括根據獲得的姿態角在地面坐標系中配置所述導彈模型在對應的第二軌跡點的姿態并顯示在所述環境模型中。

進一步地：通過一換算算法將所述姿態角轉化成所述環境模型中的姿態信息。

進一步地：所述換算算法通過四元數旋轉矩陣實現姿態角對姿態信息的轉化。

進一步地：定義所述導彈相對于地面的朝向具有向上的分量時，所述俯仰角為正值，所述導彈相對于地面的朝向具有向下的分量時，所述俯仰角為負值。

進一步地：所述俯仰角的角度范圍在-90度到90度之間。

進一步地：定義所述航向角的取值范圍在0度到360度之間。

進一步地：定義所述橫滾角的取值范圍在0度到360度之間。