[发明专利]一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法

说明书

本发明基于导弹模型以及导弹轨迹，确定弹体坐标系OXYZ各轴指向；通过地球坐标系与地心坐标系的变换将导弹模型加载到三维地球上；再根据飞行轨迹点以及地面坐标系与弹体坐标系的角度关系求出弹体姿态角；最后利用四元数旋转矩阵实时更三维地球上导弹的飞行姿态。

技术领域

本发明涉及军事应用系统，更具体地说，涉及一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法。

背景技术

在三维GIS弹道可视化系统中，导弹飞行姿态的实时、精确调整是直观决定导弹测控试验成功的重要因素之一。目前对高速飞行目标的姿态测量方法主要分为两大类：一类是姿态内测，即在飞行目标上挂载测量传感器采集飞行目标的姿态数据；另一类是姿态外测，即利用地面测量设备对飞行目标姿态进行测量。姿态内测的方法目前已经比较广泛的应用于飞机等航空器上，但还存在实时性较弱、测量误差较大等不足。姿态外测比较典型的方法是采用高速摄像机和光学经纬仪拍摄飞行目标的影像数据，然后对这些影像序列进行分析进而得出飞行目标的姿态。但是由于飞行目标的高速性和远距离性，用影像序列的分析手段在技术上还存在许多困难，而无论上述哪种姿态测量，无法在数据响应以及检测精度能得到一个较大的平衡。

发明内容

有鉴于此，本发明目的是提供一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法。

为了解决上述技术问题，本发明的技术方案是：一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，提供导弹模型以及该导弹的飞行轨迹，具体包括以下步骤：

导弹模型配置步骤，根据所述导弹模型确定对应的弹体坐标系，所述弹体坐标系反映所述导弹的姿态数据；

模型建立步骤，配置一地面坐标系以及一地心坐标系，所述地面坐标系的参数反映所述导弹与地面的相对位置，所述地心坐标系反映所述导弹与地心的相对位置，根据地面坐标系以及地心坐标系的相对关系生成一转化算法，所述转化算法用于将所述地面坐标系中的位置参数换算成地心坐标系中的位置参数；

姿态检测步骤，所述姿态检测步骤包括位置获取子步骤以及姿态计算子步骤；

所述位置获取子步骤包括，配置第一单位时间，从所述导弹的飞行轨迹中获取任意时间间隔第一单位时间的两个轨迹点为第一轨迹点和第二轨迹点，并分别生成第一轨迹点、第二轨迹点在地面坐标系中的位置参数，并根据转化算法得到第一轨迹点以及第二轨迹点在地心坐标系中的位置参数；

所述姿态计算子步骤包括配置有姿态计算算法，根据所述姿态计算算法根据第一轨迹点和第二轨迹点的位置参数计算姿态角。

进一步地：所述姿态角包括航向角以及俯仰角。

进一步地：所述姿态角还包括横滚角。

进一步地：还包括转化环境模型步骤，配置一环境模型，所述环境模型配置有对应的第二轨迹点的位置参数，所述转化环境模型步骤包括根据获得的姿态角在地面坐标系中配置所述导弹模型在对应的第二轨迹点的姿态并显示在所述环境模型中。

进一步地：通过一换算算法将所述姿态角转化成所述环境模型中的姿态信息。

进一步地：所述换算算法通过四元数旋转矩阵实现姿态角对姿态信息的转化。

进一步地：定义所述导弹相对于地面的朝向具有向上的分量时，所述俯仰角为正值，所述导弹相对于地面的朝向具有向下的分量时，所述俯仰角为负值。

进一步地：所述俯仰角的角度范围在-90度到90度之间。

进一步地：定义所述航向角的取值范围在0度到360度之间。

进一步地：定义所述横滚角的取值范围在0度到360度之间。