CN111026139A - 一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法 - Google Patents

一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法 Download PDF

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Abstract

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。

Description

一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法
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。
本发明技术效果主要体现在以下方面：本发明提出一种基于飞行轨迹的导弹姿态调整算法，该算法利用实时性和准确性较稳定的导弹飞行轨迹数据，自动生成飞行姿态数据，实时调整三维场景中导弹的飞行姿态，在试验指挥显示等领域有很强的实用价值。
附图说明
图1：本发明基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法步骤流程图；
图2：本发明坐标系构建原理示意图；
图3：本发明航向角计算原理示意图。
图4：本发明俯仰角计算原理示意图；
图5：本发明姿态检测步骤流程图。
具体实施方式
以下结合附图，对本发明的具体实施方式作进一步详述，以使本发明技术方案更易于理解和掌握。
参照图1所示，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，首先，使用3DMax建模工具创建导弹模型，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环境模型上，环境模型可以预先配置，可以选择为三维地球；首先介绍三维空间几个常用的坐标系之间的关系，如图2所示。地心坐标系 OX0Y0Z0：即原点O在地球的中心，OZ0轴指向北极方向，OX0轴为赤道面与黄道面的交线且指向春分点，OY0轴垂直OX0和OX0轴所在的平面且符合右手定则。地球坐标系OX1Y1Z1：即OZ1轴与地心坐标系轴OZ0重合，OX1和OY1轴位于赤道平面且OX1轴指向格林尼治子午线，OY1轴垂直OX1轴指向东经90方向。地球附近任意一个坐标位置都可以用经度、纬度和高度表示。地面坐标系OX2Y2Z2：即东北天坐标系，OX2指向东，OY2指向北，OZ2垂直地面指向天空。具体包括以下步骤：
导弹模型配置步骤S1，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S2，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S3，所述姿态检测步骤包括位置获取子步骤S31以及姿态计算子步骤S32；
所述位置获取子步骤S31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S32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。
根据导弹在地球坐标系下的初始位置点P0(lon0,lat0,alt0)将导弹加载到三维地球上，其中lon0、lat0、alt0分别表示导弹的经度，纬度和海拔高度。
首先使用公式(1)把角度制表示的经纬度转化为弧度制表示的经纬度，然后使用公式(2)将导弹在地球坐标系下的当前位置点转化为地心坐标系下的点(X,Y,Z)。
rad＝(angle/180)π (1)
其中，rad表示转化的弧度，angle表示需要转化的角度。
Z＝[N(1-e2)+alt0]sinB (2)
式(2)中，点(X,Y,Z)表示地心坐标系中的点坐标，B、L分别表示弧度制的经度，纬度。a表示地球的长半轴，b表示地球的短半轴，a和b的值为一固定的常量，a＝6378.1370km、b＝6356.7523km。e为地球的第一偏心率，N表示地球曲率半径，W为第一辅助系数，公式如下：
Figure RE-GDA0002405247750000041
N＝a/w (4)
Figure RE-GDA0002405247750000051
加载完成后，弹体坐标系与地面坐标系的关系如图4所示，弹体坐标系的 OY轴指向正北，即与地面坐标系OY2轴重合；弹体坐标系的OX轴指向正东，即与地面坐标系OX2轴重合；弹体坐标系的OZ轴垂直地面指向天空，即与地面坐标系OZ2轴重合。
俯仰角为绕X轴旋转的角度，即弹体坐标系纵轴OY与地面坐标系OY2之间夹角，角度范围[-90～90]，导弹抬头向上为正，向下为负；航向角为绕Z轴旋转的角度，即弹体坐标系OY在地面坐标系水平面的投影与地面坐标系OY2之间夹角，角度范围[0～360]，顺时针旋转为正；横滚角为绕Y轴旋转的角度，即弹体坐标系OX轴与地面坐标系水平面的夹角，角度范围[0～360]，顺时针旋转为正。
导弹姿态调整的三个关键参数：航向角、俯仰角和横滚角的计算方法。首先介绍一下方位角的概念。方位角(Azimuth angle，缩写为Az)，是在平面上量度物体之间的角度差的方法之一，是从某点的指北方向线起依顺时针方向到目标方向线之间的水平夹角。
假设导弹飞行一个轨迹点P1(lon1,lat1,alt1)，相邻的下一个轨迹点 P2(lon2,lat2,alt2)，如图3所示，将P2点投影在P1所在平面上，P3是与P1同经度，同高度，与P2同纬度的点，即P3(lon1,lat2,alt1)。根据地球上任意两点距离公式 [6]，dis表示P1和P2两点间的距离，r0为地球半径6378.1370km，计算方法如下：
Figure RE-GDA0002405247750000061
其中，
C＝cos(lat1)cos(lat2)cos(lon2-lon1)+sin(lat1)sin(lat2)结合方位角的概念，则
(1)如果P2在以P1为坐标原点的第一象限时，则P2与P1的方位角为 Az12＝arctan(dis23/dis13)；
(2)如果P2在以P1为坐标原点的第二象限时，则P2与P1的方位角为 Az12＝360-arctan(dis23/dis13)；
(3)如果P2在以P1为坐标原点的第三象限时，则P2与P1的方位角 Az12＝180+arctan(dis23/dis13)；
(4)如果P2在以P1为坐标原点的第四象限时，则P2与P1的方位角 Az12＝180-arctan(dis23/dis13)。
因弹体坐标系与地面坐标系重合，故方位角与导弹的航向角相等。如图4 所示，P2′是P2在P1平面的投影。根据P2与P1两点的高度差h和P2′与P1两点之间距离dis12，则俯仰角为：
pitch12＝arcsin(h/dis12′) (7)
横滚角可根据导弹的飞行关键位置进行动态设置，如果不需要可以设置为 0.0，本算法横滚角初始化为0.0度，每50ms增加0.1度。
还包括转化环境模型步骤S4，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。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。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。在三维程序设计中，为了避免了欧拉角旋转时万向锁的存在且四元数使用四个数值就可以表示旋转，占用存储空间更小，通常会采用四元数旋转来调整三维场景中动态目标的姿态。
四元数是一种高阶复数，四元数q表示为：
q＝(w,x,y,z)＝w+xi+yj+zk (8)
其中i,j,k满足i2＝j2＝k2＝-1，ij＝k,ji＝-k,jk＝i,kj＝-i,ki＝j,ik＝-j，另外 q2＝w2+x2+y2+z2＝1。四元数可以写成一个标量w和一个三维向量V＝(x,y,z)的组合。
以任意向量
Figure RE-GDA0002405247750000071
为旋转轴，旋转角度为θ，Nx,Ny,Nz分别是旋转轴在 x,y,z方向的分量，则四元数表示为：
Figure RE-GDA0002405247750000072
欧拉角旋转矩阵M为：
Figure RE-GDA0002405247750000073
再结合半角公式，如下：
Figure RE-GDA0002405247750000081
容易得出四元数的旋转矩阵Q为：
Figure RE-GDA0002405247750000082
最后结合上一节求出的姿态角以及公式(9)和公式(11)分别得出绕Z 轴、X轴、Y轴的四元数旋转矩阵QZ、QX和QY。本算法采用的旋转顺序为Z→X→Y,故得到最终的旋转矩阵QL＝QZQXQY,最后利用QL实时更新三维地球中导弹模型的姿态即可。
本发明不需要针对具体型号装备进行专门软件开发，将该算法用于在某型号导弹飞行态势的三维GIS仿真模拟试验中，从导弹呈现出的飞行态势以及求出的姿态数据可以看出，该算法自动生成的飞行态势精确度高，实际应用效果好。
实验数据：
为了客观评价验证本文算法的有效性，本节随机分别选取导弹上升阶段和下降阶段的5个连续轨迹点，然后对未采用本算法和采用本算法的姿态数据进行对比，结果如表3所示。
表1上升阶段飞行轨迹点
Figure RE-GDA0002405247750000083
Figure RE-GDA0002405247750000091
表2下降阶段飞行轨迹点
序号 经度 纬度 高度
1 122.734175 46.159459 5223.988400
2 122.734210 46.159735 5209.568900
3 122.734244 46.160011 5194.993800
4 122.734279 46.160287 5180.707900
5 122.734314 46.160562 5166.200600
表3上升阶段姿态数据对比
Figure RE-GDA0002405247750000092
表4下降阶段姿态数据对比
Figure RE-GDA0002405247750000093
Figure RE-GDA0002405247750000101
由表3、表4导弹姿态数据对比可以看出，无论在导弹上升还是下降阶段，相同位置的情况下，采用经纬仪得到导弹的航向角和俯仰角存在明显误差，实时性差，并且滚转角的测量还存在一定困难。采用本文算法得到的导弹姿态角都在实时变化，而且角度的计算精度和仿真结果逼真度都相对较高。
当然，以上只是本发明的典型实例，除此之外，本发明还可以有其它多种具体实施方式，凡采用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本发明要求保护的范围之内。

Claims (10)

1.一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：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。
2.如权利要求1所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：所述姿态角包括航向角以及俯仰角。
3.如权利要求2所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：所述姿态角还包括横滚角。
4.如权利要求1所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：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。
5.如权利要求4所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：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。
6.如权利要求5所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：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。
7.如权利要求2所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：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。
8.如权利要求7所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：所述俯仰角的角度范围在-90度到90度之间。
9.如权利要求2所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：定义所述航向角的取值范围在0度到360度之间。
10.如权利要求3所述的一种基于飞行轨迹的三维模型姿态调整控制方法，其特征在于：定义所述横滚角的取值范围在0度到360度之间。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112182774A (zh) * 2020-10-16 2021-01-05 西安应用光学研究所 一种直升机载环境下的三维场景实时更新方法
CN112649884A (zh) * 2021-01-13 2021-04-13 中国自然资源航空物探遥感中心 应用于航空电磁测量系统的吊舱姿态实时调整方法

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4198015A (en) * 1978-05-30 1980-04-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot
DE3802551A1 (de) * 1988-01-28 1989-08-10 Deutsch Franz Forsch Inst Verfahren zum korrigieren der flugbahn eines flugkoerpers sowie flugkoerper zur durchfuehrung dieses verfahrens
WO2000052413A2 (en) * 1999-02-22 2000-09-08 Raytheon Company Highly accurate long range optically-aided inertially guided type missile
US20080147254A1 (en) * 2004-06-02 2008-06-19 David William Vos Systems and Methods for Controlling Dynamic Systems
CA2756159A1 (en) * 2009-03-26 2010-12-02 Ohio University Trajectory tracking flight controller
CN106342284B (zh) * 2008-08-18 2011-11-23 西北工业大学 一种飞行载体姿态确定方法
US20130092785A1 (en) * 2008-07-11 2013-04-18 Davidson Technologies, Inc. System and method for guiding and controlling a missile using high order sliding mode control
CN103869701A (zh) * 2014-02-27 2014-06-18 天津大学 基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法
CN105571412A (zh) * 2015-12-11 2016-05-11 中国人民解放军63850部队 基于Hilbert变换的弹丸进动周期提取方法
CN106705770A (zh) * 2017-02-23 2017-05-24 西北工业大学 一种侧窗探测条件下的导弹轨迹姿态协调控制系统及方法
CN107065917A (zh) * 2017-06-06 2017-08-18 上海微小卫星工程中心 临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法
CN109190248A (zh) * 2018-09-03 2019-01-11 中国运载火箭技术研究院 一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统
CN109813308A (zh) * 2019-03-07 2019-05-28 京东方科技集团股份有限公司 姿态估计方法、装置及计算机可读存储介质
CN109857130A (zh) * 2019-02-22 2019-06-07 四川航天系统工程研究所 一种基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4198015A (en) * 1978-05-30 1980-04-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot
DE3802551A1 (de) * 1988-01-28 1989-08-10 Deutsch Franz Forsch Inst Verfahren zum korrigieren der flugbahn eines flugkoerpers sowie flugkoerper zur durchfuehrung dieses verfahrens
WO2000052413A2 (en) * 1999-02-22 2000-09-08 Raytheon Company Highly accurate long range optically-aided inertially guided type missile
US20080147254A1 (en) * 2004-06-02 2008-06-19 David William Vos Systems and Methods for Controlling Dynamic Systems
US20130092785A1 (en) * 2008-07-11 2013-04-18 Davidson Technologies, Inc. System and method for guiding and controlling a missile using high order sliding mode control
CN106342284B (zh) * 2008-08-18 2011-11-23 西北工业大学 一种飞行载体姿态确定方法
CA2756159A1 (en) * 2009-03-26 2010-12-02 Ohio University Trajectory tracking flight controller
CN103869701A (zh) * 2014-02-27 2014-06-18 天津大学 基于姿态序列解算的飞行器新型实时制导方法
CN105571412A (zh) * 2015-12-11 2016-05-11 中国人民解放军63850部队 基于Hilbert变换的弹丸进动周期提取方法
CN106705770A (zh) * 2017-02-23 2017-05-24 西北工业大学 一种侧窗探测条件下的导弹轨迹姿态协调控制系统及方法
CN107065917A (zh) * 2017-06-06 2017-08-18 上海微小卫星工程中心 临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法
CN109190248A (zh) * 2018-09-03 2019-01-11 中国运载火箭技术研究院 一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统
CN109857130A (zh) * 2019-02-22 2019-06-07 四川航天系统工程研究所 一种基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法
CN109813308A (zh) * 2019-03-07 2019-05-28 京东方科技集团股份有限公司 姿态估计方法、装置及计算机可读存储介质

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
崔晓阳等: ""姿态测量系统中两种姿态解算方法的分析比较"" *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112182774A (zh) * 2020-10-16 2021-01-05 西安应用光学研究所 一种直升机载环境下的三维场景实时更新方法
CN112182774B (zh) * 2020-10-16 2024-03-26 西安应用光学研究所 一种直升机载环境下的三维场景实时更新方法
CN112649884A (zh) * 2021-01-13 2021-04-13 中国自然资源航空物探遥感中心 应用于航空电磁测量系统的吊舱姿态实时调整方法
CN112649884B (zh) * 2021-01-13 2024-02-09 中国自然资源航空物探遥感中心 应用于航空电磁测量系统的吊舱姿态实时调整方法

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