CN109932925B - 多侦察点仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及仿真技术领域，公开了一种多侦察点仿真方法。该方法包括：S100，判断当前航段中是否存在侦察点，若是转至S102，否则转至S116；S102，基于实时模型解算得到的侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角计算转台控制角度；S104，基于转台控制角度控制外两框在预定时间间隔从零位运动至预定位置；S106，基于理论视线俯仰角和理论视线航向角控制外两框从预定位置运动到侦察点位置；S108，判断是否飞过侦察点，若是转至S110，否则返回S106；S110，控制外两框在预定时间间隔从当前位置回到零位；S112，判断是否具有下一航段，若是转至S114，否则结束；S114，控制飞行器进入下一航段，返回S100；S116，控制外两框保持零位，返回S112。由此可实现多侦察点的仿真模拟。

Description

多侦察点仿真方法

技术领域

本发明涉及仿真技术领域，尤其涉及一种多侦察点仿真方法。

背景技术

半实物仿真试验中，通常只有一个目标点。将导引装置安装于五轴转台的内三框，目标模拟器安装于五轴转台的外两框。由内三框模拟飞行器的姿态，外两框模拟目标的相对位置，转台的运动过程通过仿真机软件计算出的相应数据进行控制。通过控制转台各框的转动，实现导引装置和目标模拟器之间的相对位置变化关系，从而实现验证导引装置目标识别能力的仿真。

随着型号研制需求的不断提高，某型号需要在弹道设计中增加多个侦察点，多侦察点相当于多目标点，不同之处在于导引装置会依次对侦察点进行目标识别和定位，之后继续飞行而不做攻击。这就需要在仿真过程中，实时模拟各侦察点的相对位置。然而，现有技术中尚没有关于对多侦察点进行仿真模拟的技术。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种多侦察点仿真方法，能够解决上述现有技术中无法对多侦察点进行仿真模拟的问题。

本发明的技术解决方案：一种多侦察点仿真方法，多个侦察点分布在多个航段中，模拟侦察点的目标模拟器设置在五轴转台的外两框上，所述五轴转台的内三框用于模拟飞行器的飞行姿态，其中，该方法包括：

S100，判断当前航段中是否存在侦察点，如果是，转至S102，否则转至S116；

S102，基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角计算转台控制角度；

S104，基于所述转台控制角度控制所述外两框在预定时间间隔从零位运动至预定位置；

S106，基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角控制所述外两框从所述预定位置运动到所述侦察点位置；

S108，判断所述飞行器是否飞过所述侦察点，如果是，转至S110，否则返回至S106；

S110，控制所述外两框在所述预定时间间隔从当前位置回到零位；

S112，判断是否具有下一航段，如果是，转至S114，否则结束；

S114，控制所述飞行器进入下一航段，返回至S100；

S116，控制所述外两框保持零位，返回至S112。

优选地，S102包括通过下述等式基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角计算转台俯仰控制角度：

Qf＝Qf_zcd*(t_f-t_s)/Δt t_f≤t_s+Δt，

其中，Qf表示所述转台俯仰控制角度，Qf_zcd表示理论视线俯仰角，t_s表示进入当前航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

优选地，S102还包括通过下述等式基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线航向角计算转台航向控制角度：

Qf'＝Qf'_zcd*(t_f-t_s)/Δt t_f≤t_s+Δt，

其中，Qf'表示所述转台航向控制角度，Qf'_zcd表示理论视线航向角，t_s表示进入当前航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

优选地，S104包括：

将所述转台控制角度转换为转台控制量；

基于所述转台控制量控制所述外两框在预定时间间隔从零位运动至预定位置。

优选地于，S110包括：

通过下式计算转台外俯仰框回零控制角度：

ZTwf＝ZTwf0-ZTwf0*(t_f-t_s')/Δt t_f≤t_s'+Δt；

将所述转台外俯仰框回零控制角度转化为转台外俯仰框回零控制量；

基于所述转台外俯仰框回零控制量控制外俯仰框在预定时间间隔从当前位置回到零位，

其中，ZTwf表示所述转台外俯仰框回零控制角度，ZTwf0表示外俯仰框在飞行器结束当前航段时刻点的角度，t_s'表示飞行器结束当前航段进入下一航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

优选地，S110还包括：

通过下式计算转台外航向框回零控制角度：

ZTwf'＝ZTwf0'-ZTwf0*(t_f-t_s')/Δt t_f≤t_s'+Δt；

将所述转台外航向框回零控制角度转化为转台外航向框回零控制量；

基于所述转台外航向框回零控制量控制外航向框在预定时间间隔从当前位置回到零位，

其中，ZTwf'表示所述转台外航向框回零控制角度，ZTwf0'表示外航向框在飞行器结束当前航段时刻点的角度，t_s'表示飞行器结束当前航段进入下一航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

通过上述技术方案，可以在当前航段中存在侦察点的情况下基于转台控制角度控制转台外两框在预定时间间隔内从零位运动到预定位置，再基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角控制所述外两框从所述预定位置运动到所述侦察点位置，实现当前航段中的侦察点的模拟；然后可以控制外两框在预定时间间隔内从当前位置(即，侦察点位置返回至零位，以执行进入下一航段的侦察点模拟。由此，可以实现多侦察点的仿真模拟，进而可以对飞行器(例如，导弹)的目标侦察能力进行全面有效的验证，降低靶试试验的风险，为型号研制工作做出了贡献。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种多侦察点仿真方法的流程图；以及

图2为本发明实施例中的弹道条件示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。

图1为本发明实施例提供的一种多侦察点仿真方法的流程图。该方法可以应用于制导控制系统半实物仿真试验。

如图1所示，本发明实施例提供了一种多侦察点仿真方法，多个侦察点分布在多个航段中，模拟侦察点的目标模拟器设置在五轴转台的外两框上，所述五轴转台的内三框用于模拟飞行器的飞行姿态，其中，该方法包括：

S100，判断当前航段中是否存在侦察点，如果是，转至S102，否则转至S116；

S102，基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角计算转台控制角度；

S104，基于所述转台控制角度控制所述外两框在预定时间间隔从零位运动至预定位置；

S106，基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角控制所述外两框从所述预定位置运动到所述侦察点位置；

S108，判断所述飞行器是否飞过所述侦察点，如果是，转至S110，否则返回至S106；

S110，控制所述外两框在所述预定时间间隔从当前位置回到零位；

S112，判断是否具有下一航段，如果是，转至S114，否则结束；

S114，控制所述飞行器进入下一航段，返回至S100；

S116，控制所述外两框保持零位，返回至S112。

通过上述技术方案，可以在当前航段中存在侦察点的情况下基于转台控制角度控制转台外两框在预定时间间隔内从零位运动到预定位置，再基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角控制所述外两框从所述预定位置运动到所述侦察点位置，实现当前航段中的侦察点的模拟；然后可以控制外两框在预定时间间隔内从当前位置(即，侦察点位置返回至零位，以执行进入下一航段的侦察点模拟。由此，可以实现多侦察点的仿真模拟，进而可以对飞行器(例如，导弹)的目标侦察能力进行全面有效的验证，降低靶试试验的风险，为型号研制工作做出了贡献。

其中，本领域技术人员可以根据实际情况对预定时间间隔进行设定，本发明不对此进行限定。例如，可以根据转台性能进行设定。举例来讲，该预定时间间隔例如可以设置为6s。

根据本发明一种实施例，本发明所述的方法涉及的仿真辅助设备包括五轴转台、仿真工作站、目标模拟器、CIG图像生成系统和惯性导航接口计算机。具体地：

五轴转台分为三轴部分(即内三框)和两轴部分(即外两框)。五轴转台的三轴部分用于模拟导弹的飞行姿态，一体机安装于三轴部分(其中，一体机为弹上待试验的实物设备，包括综合控制计算机、惯导、导引头等)；五轴转台的两轴部分用于模拟目标方位，目标模拟器安装于两轴部分。

仿真工作站，用于导弹和目标的数学模型解算，并将得出的导弹航向、俯仰、滚动三个姿态角数据发送至五轴转台的三轴部分，将目标相对于导弹的两个方位角数据(视线航向角和视线俯仰角)发送至五轴台的两轴部分，将目标运动信息发送至CIG图像生成系统，将惯导信息发送至惯性导航接口计算机。

目标模拟器，其功能是为导引头提供目标及背景图像。该设备安装在五轴台的两轴上，接收CIG图像生成系统输出的图像视频信号并转换为光学图像信号，经光学系统耦合至导引头；

CIG图像生成系统，其功能是接收来自仿真工作站的目标位置信息并生成包含典型目标及其背景的图像，所形成的视频信号作为目标模拟器的输入；

惯性导航接口计算机，接收仿真工作站计算出的位置、速度等信息通过特定接口发送至惯导，用于惯导进行导航信息融合。

根据本发明一种实施例，S102可以包括通过下述等式基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角计算转台俯仰控制角度：

Qf＝Qf_zcd*(t_f-t_s)/Δt t_f≤t_s+Δt，

其中，Qf表示所述转台俯仰控制角度，Qf_zcd表示理论视线俯仰角，t_s表示进入当前航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

也就是，在预定时间间隔内通过上式计算转台俯仰控制角度用于控制转台的外俯仰框从零位运动到预定位置。在经过该预定时间间隔之后，外俯仰框从零位运动到了预定位置，此时可以直接利用实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角控制所述俯仰框从所述预定位置运动到所述侦察点位置。

根据本发明一种实施例，S102还可以包括通过下述等式基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线航向角计算转台航向控制角度：

Qf'＝Qf'_zcd*(t_f-t_s)/Δt t_f≤t_s+Δt，

其中，Qf'表示所述转台航向控制角度，Qf'_zcd表示理论视线航向角，t_s表示进入当前航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

也就是，在预定时间间隔内通过上式计算转台航向控制角度用于控制转台的外航向框从零位运动到预定位置。在经过该预定时间间隔之后，外航向框从零位运动到了预定位置，此时可以直接利用实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线航向角控制所述航向框从所述预定位置运动到所述侦察点位置。

根据本发明一种实施例，S104可以包括：

将所述转台控制角度转换为转台控制量；

基于所述转台控制量控制所述外两框在预定时间间隔从零位运动至预定位置。

也就是，可以通过转台控制角度到转台控制量的转换实现对转台外两框的运动的控制。

其中，上述转台控制角度到转台控制量的转换可以采用现有技术中已有的方式(例如，坐标转换方式)，本发明对此不再赘述。

根据本发明一种实施例，S110可以包括：

通过下式计算转台外俯仰框回零控制角度：

ZTwf＝ZTwf0-ZTwf0*(t_f-t_s')/Δt t_f≤t_s'+Δt；

将所述转台外俯仰框回零控制角度转化为转台外俯仰框回零控制量；

基于所述转台外俯仰框回零控制量控制外俯仰框在预定时间间隔从当前位置回到零位，

其中，ZTwf表示所述转台外俯仰框回零控制角度，ZTwf0表示外俯仰框在飞行器结束当前航段时刻点的角度，t_s'表示飞行器结束当前航段进入下一航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

由此，可以通过上述步骤控制所述外俯仰框在预定时间间隔返回至零位。并且，在经过该预定时间间隔返回至零位之后，在检测到下一侦察点之前外俯仰框保持在零位状态。

根据本发明一种实施例，S110还可以包括：

通过下式计算转台外航向框回零控制角度：

ZTwf'＝ZTwf0'-ZTwf0*(t_f-t_s')/Δt t_f≤t_s'+Δt；

将所述转台外航向框回零控制角度转化为转台外航向框回零控制量；

基于所述转台外航向框回零控制量控制外航向框在预定时间间隔从当前位置回到零位，

其中，ZTwf'表示所述转台外航向框回零控制角度，ZTwf0'表示外航向框在飞行器结束当前航段时刻点的角度，t_s'表示飞行器结束当前航段进入下一航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

由此，可以通过上述步骤控制所述外航向框返回至零位。并且，在经过该预定时间间隔返回至零位之后，在检测到下一侦察点之前外航向框保持在零位状态。

图2为本发明实施例中的弹道条件示意图。

下面结合图2对本发明所述的多侦察点仿真方法进行描述。

以图2所示弹道条件为例，A-B-C-D为示例飞行航迹(航段)上依次经过的四个航路点。在A-B段有侦察点Z1，在B-C段有侦察点Z2。由此，当飞行器在A-B段时，需要模拟Z1点的相对位置，当飞行器到达B-C段时，需要模拟Z2点的相对位置。

飞行器飞行进入A-B段航迹之前，五轴台外两框处于零位。进入A-B段航迹，执行S100-S108；飞行器在飞过侦察点后执行S110-S114；在B-C段重复执行S100-S108；导弹结束B-C段进入C-D段航迹时，判断该段航迹中没有侦察点，则保持零位(S116)。

如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。

应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。

本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。

这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (4)

1.一种多侦察点仿真方法，多个侦察点分布在多个航段中，模拟侦察点的目标模拟器设置在五轴转台的外两框上，所述五轴转台的内三框用于模拟飞行器的飞行姿态，所述外两框为五轴转台的两轴部分，所述内三框为五轴转台的三轴部分，其特征在于，该方法包括：

S100，判断当前航段中是否存在侦察点，如果是，转至S102，否则转至S116；

S102，基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角计算转台控制角度；

S104，基于所述转台控制角度控制所述外两框在预定时间间隔从零位运动至预定位置；

S106，基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角和理论视线航向角控制所述外两框从所述预定位置运动到所述侦察点位置；

S108，判断所述飞行器是否飞过所述侦察点，如果是，转至S110，否则返回至S106；

S110，控制所述外两框在所述预定时间间隔从当前位置回到零位；

S112，判断是否具有下一航段，如果是，转至S114，否则结束；

S114，控制所述飞行器进入下一航段，返回至S100；

S116，控制所述外两框保持零位，返回至S112；

其中，S102包括通过下述等式基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线俯仰角计算转台俯仰控制角度：

Qf＝Qf_zcd*(t_f-t_s)/Δt t_f≤t_s+Δt，

其中，Qf表示所述转台俯仰控制角度，Qf_zcd表示理论视线俯仰角，t_s表示进入当前航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔；

S102还包括通过下述等式基于实时模型解算得到的所述侦察点相对于飞行器的理论视线航向角计算转台航向控制角度：

Qf'＝Qf'_zcd*(t_f-t_s)/Δt t_f≤t_s+Δt，

其中，Qf'表示所述转台航向控制角度，Qf'_zcd表示理论视线航向角，t_s表示进入当前航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，S104包括：

将所述转台控制角度转换为转台控制量；

基于所述转台控制量控制所述外两框在预定时间间隔从零位运动至预定位置。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，S110包括：

通过下式计算转台外俯仰框回零控制角度：

ZTwf＝ZTwf0-ZTwf0*(t_f-t_s')/Δt t_f≤t_s'+Δt；

将所述转台外俯仰框回零控制角度转化为转台外俯仰框回零控制量；

基于所述转台外俯仰框回零控制量控制外俯仰框在预定时间间隔从当前位置回到零位，

其中，ZTwf表示所述转台外俯仰框回零控制角度，ZTwf0表示外俯仰框在飞行器结束当前航段时刻点的角度，t_s'表示飞行器结束当前航段进入下一航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，S110还包括：

通过下式计算转台外航向框回零控制角度：

ZTwf'＝ZTwf0'-ZTwf0*(t_f-t_s')/Δt t_f≤t_s'+Δt；

将所述转台外航向框回零控制角度转化为转台外航向框回零控制量；

基于所述转台外航向框回零控制量控制外航向框在预定时间间隔从当前位置回到零位，

其中，ZTwf'表示所述转台外航向框回零控制角度，ZTwf0'表示外航向框在飞行器结束当前航段时刻点的角度，t_s'表示飞行器结束当前航段进入下一航段的时间，t_f表示所述飞行器的飞行时间，Δt表示所述预定时间间隔。

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