CN111634436A - 靶机发射控制方法、装置、靶机飞控计算机及存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种靶机发射控制方法、装置、靶机飞控计算机及存储介质，属于靶机控制领域。该方法包括：响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；若目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，点火指令用于控制火箭点火以发射目标靶机。通过检测目标靶机的俯仰角判断该俯仰角是否在预设的发射窗口的角度范围，以实现靶机在发射状态时，发射目标靶机，提高了靶机发射角度的准确率。

Description

靶机发射控制方法、装置、靶机飞控计算机及存储介质

技术领域

本发明涉及靶机控制领域，具体而言，提供一种靶机发射控制方法、装置、靶机飞控计算机及存储介质。

背景技术

靶机指的是作为射击目标的一种军用飞行器，这种飞行器利用遥控或预先设定好的飞行路径与模式，于军事演习或武器试射时模拟敌军之航空器或来袭导弹，为各类型火炮或是导弹系统提供假想的目标与射击的机会，属于无人机的一种。

相关技术中，靶机在海上发射时，靶机可以在舰船上通过人工点火的模式进行发射，具体可以通过将靶机和火箭安装发射架上，在火箭点火后，由于向前推力的作用下，推动靶机完成发射过程。

但是，海上发射时，由于舰船的摇摆会给靶机发射带来极大的安全隐患，为了发射安全，常在海上无浪或小浪舰船摇晃轻微发射靶机，但当海上出现大浪，舰船摇摆剧烈且频繁时，人工很难准确把握靶机的俯仰角是否在安全范围之内，导致靶机发射不准确，存在安全隐患。

发明内容

本发明的目的在于提供一种靶机发射控制方法、装置、靶机飞控计算机及存储介质，可以解决舰船摇摆剧烈且频繁时，人工很难准确把握靶机的俯仰角是否在安全范围之内，导致靶机发射不准确，存在安全隐患的问题。

本发明的实施例是这样实现的：

本发明实施例的一方面，提供一种靶机发射控制方法，所述方法包括：

响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；

根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；

若所述目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，所述点火指令用于控制火箭点火以发射所述目标靶机。

可选的，所述确定所述俯仰角是否在预设的发射区间的角度范围内之前，所述方法还包括：

获取至少一组仿真参数，每组仿真参数包括：靶机俯仰角的至少一项影响参数；

根据所述每组仿真参数，采用预先训练的所述目标靶机所在的舰船的摇摆模型进行模拟仿真，得到所述每组仿真参数的仿真结果，所述每组仿真参数的仿真结果包括：基于所述每组仿真参数仿真得到的对应靶机俯仰角的变化信息；

根据所述至少一组仿真参数的仿真结果，确定所述发射窗口的角度范围。

可选的，所述至少一项影响参数包括如下至少一项参数：火箭偏心信息，舰船航行数据、风力信息。

可选的，所述根据所述每组仿真参数，采用预先训练的所述目标靶机所在的舰船的摇摆模型进行模拟仿真之前，所述方法还包括：

根据所述舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对所述舰船上的靶机状态进行初始化；

根据预设的风力信息以及初始化后的靶机状态，采用预设的靶机自由度方程进行训练，得到所述舰船摇摆模型。

可选的，所述多种摇摆状态包括：横摇状态、纵摇状态，垂荡状态；所述横摇状态的航行数据包括：横摇状态的角位移和角速率；所述纵摇状态的航行数据包括：纵摇状态的角位移和角速率；所述垂荡状态的航行数据包括垂荡状态的位移和速率；所述靶机状态包括：靶机姿态、靶机位置，以及靶机速度；

所述根据所述舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对所述舰船上的靶机状态进行初始化，包括：

根据所述横摇状态的角位移、所述横摇状态的角速率、所述纵摇状态的角位移、所述纵摇状态的角速率，对所述舰船上的靶机姿态进行初始化；

根据所述垂荡状态的位移，对所述舰船上的靶机位置进行初始化；

根据所述垂荡状态的速率，对所述舰船上的靶机速度进行初始化。

可选的，所述根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态，包括：

若所述俯仰角在所述发射窗口的角度范围内，则确定所述目标靶机为发射状态；

若所述俯仰角不在所述发射窗口的角度范围内，则确定所述目标靶机为不可发射状态。

可选的，所述根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态，包括：

若所述俯仰角大于或等于所述发射窗口的角度范围的最小角度，则确定所述目标靶机为发射状态；

若所述俯仰角小于所述最小角度，则确定所述目标靶机为不可发射状态。

可选的，所述方法包括：

若所述目标靶机为不可发射状态，则继续检测所述目标靶机的俯仰角，直至检测到的所述目标靶机发射出去。

可选的，所述方法还包括：

若所述目标靶机为不可发射状态的持续时长大于或等于预设时长，则停止检测所述目标靶机的俯仰角。

本申请实施例另一方面，还提供一种靶机发射控制装置，包括：

检测模块，用于响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；

确定模块，用于根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；

发送模块，用于若所述目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，所述点火指令用于控制火箭点火以发射所述目标靶机。

可选的，所述装置还包括：

获取模块，用于获取至少一组仿真参数，每组仿真参数包括：靶机俯仰角的至少一项影响参数；

仿真模块，用于根据所述每组仿真参数，采用预先训练的所述目标靶机所在的舰船的摇摆模型进行模拟仿真，得到所述每组仿真参数的仿真结果，所述每组仿真参数的仿真结果包括：基于所述每组仿真参数仿真得到的对应靶机俯仰角的变化信息；

确定模块，还用于根据所述至少一组仿真参数的仿真结果，确定所述发射窗口的角度范围。

可选的，所述至少一项影响参数包括如下至少一项参数：火箭偏心信息，舰船航行数据、风力信息。

可选的，所述装置还包括：

处理模块，用于根据所述舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对所述舰船上的靶机状态进行初始化；

训练模块，用于根据预设的风力信息以及初始化后的靶机状态，采用预设的靶机自由度方程进行训练，得到所述舰船摇摆模型。

可选的，所述多种摇摆状态包括：横摇状态、纵摇状态，垂荡状态；所述横摇状态的航行数据包括：横摇状态的角位移和角速率；所述纵摇状态的航行数据包括：纵摇状态的角位移和角速率；所述垂荡状态的航行数据包括垂荡状态的位移和速率；所述靶机状态包括：靶机姿态、靶机位置，以及靶机速度；

所述处理模块，具体用于根据所述横摇状态的角位移、所述横摇状态的角速率、所述纵摇状态的角位移、所述纵摇状态的角速率，对所述舰船上的靶机姿态进行初始化；根据所述垂荡状态的位移，对所述舰船上的靶机位置进行初始化；根据所述垂荡状态的速率，对所述舰船上的靶机速度进行初始化。

可选的，所述确定模块，具体用于若所述俯仰角在所述发射窗口的角度范围内，则确定所述目标靶机为发射状态；若所述俯仰角不在所述发射窗口的角度范围内，则确定所述目标靶机为不可发射状态。

可选的，所述确定模块，具体用于若所述俯仰角大于或等于所述发射窗口的角度范围的最小角度，则确定所述目标靶机为发射状态；若所述俯仰角小于所述最小角度，则确定所述目标靶机为不可发射状态。

可选的，所述检测模块，还用于若所述目标靶机为不可发射状态，则继续检测所述目标靶机的俯仰角，直至检测到的所述目标靶机发射出去。

可选的，所述检测模块，还用于若所述目标靶机为不可发射状态的持续时长大于或等于预设时长，则停止检测所述目标靶机的俯仰角。

本申请实施例还提供一种靶机飞控计算机包括：存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现上述所述的一种靶机发射控制方法的步骤。

本申请实施例还提供一种存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行上述所述的靶机发射控制方法的步骤。

本发明实施例的有益效果：本发明提供一种靶机发射控制方法、装置、靶机飞控计算机及存储介质，通过响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；若目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，点火指令用于控制火箭点火以发射目标靶机。通过俯仰角与预设的发射窗口的角度范围确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态，当目标靶机为发射状态时，则发射目标靶机，提高了目标靶机发射时的准确率，解决了舰船摇摆剧烈且频繁时，人工难以把握目标靶机俯仰角的角度，导致靶机发射时俯仰角处于非安全范围发射不准确，存在安全隐患的问题；进一步提高了目标靶机发射安全性和对海况的适应性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本发明提供的一种靶机发射控制系统的结构示意图；

图2为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图；

图3为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图；

图3-a为本发明提供的舰船在海上航行时的6种运动示意图；

图3-b为本发明提供的仿真情形1的波形示意图；

图3-c为本发明提供的仿真情形2的波形示意图；

图3-d为本发明提供的仿真情形3的波形示意图；

图3-e为本发明提供的仿真情形4的波形示意图；

图4为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图；

图5为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图；

图6为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图；

图7为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图；

图8为本申请一实施例提供的一种靶机发射控制装置的结构示意图；

图9为本发明提供的一种靶机飞控计算机的结构示意图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

海上发射目标靶机时，目标靶机、火箭均固定在舰船上的发射架上，由于舰船摇摆，发射目标靶机存在安全隐患，下述将通过多个实施例以及靶机发射控制系统，对避免目标靶机存在安全隐患进行详细介绍。

图1为本发明提供的一种靶机发射控制系统的结构示意图，如图1所示，该系统包括：目标靶机101、火箭102、点火控制器103、电台105、靶机飞控计算机106、地面站操纵器107。

在一种具体的示例中，考虑到海上传输数据时，受风力等因素的影响导致传输数据时信号不稳定，可以采用电台105进行传输数据，其中，电台105与地面站操纵器107、点火控制器103、靶机飞控计算机106分别连接，火箭102与点火控制器103、目标靶机101分别连接。

具体可以采用电台105与地面站操纵器107、点火控制器103有线连接，电台105与靶机飞控计算机106之间可以通过无线连接，火箭102与目标靶机101与点火控制器103之间通过有线连接。

靶机发射控制系统工作时，用户可以在地面站操纵器107上按下发射按钮，地面站操纵器107可以根据用户的触发操作生成发射指令，地面站操纵器107可以向电台105发送发射指令，通过电台105将发射指令发送至靶机飞控计算机106，靶机飞控计算机106可以检测当前目标靶机101的俯仰角，并判断当前目标靶机101的俯仰角是否在预设的发射窗口的角度范围，以便根据判断结果确定当前目标靶机101能否发射。若目标靶机101处于发射状态，则靶机飞控计算机106可以向电台105发送点火指令，电台105可以将点火指令发送至点火控制器103，点火控制器103接收点火指令后，控制火箭102点火，火箭102点火后在向前推力的作用下推动目标靶机101完成发射过程。

需要说明的是预设的发射窗口的角度范围指的是目标靶机101的安全发射时对应的俯仰角，当目标靶机101的俯仰角在预设的发射窗口的角度范围之外时，若发射目标靶机101，则导致目标靶机101出现安全隐患。例如：坠海等安全隐患；目标靶机101和火箭102均设置在舰船上的发射架上，发射架的角度为预设固定值，不会受外界因素的影响而改变。

因此，通过靶机飞控计算机106判断当前目标靶机101的俯仰角与预设的发射窗口的角度范围确定目标靶机101为发射状态或不可发射状态。当目标靶机101的俯仰角在预设的发射窗口的角度范围时，则表明目标靶机101的俯仰角处于安全发射状态，则可以发射目标靶机101，提高了目标靶机101发射的准确率，解决了人工难以把握目标靶机101俯仰角的角度，导致靶机发射时俯仰角处于非安全范围发射不准确，存在安全隐患的问题。

上述系统可以应用在海用型靶机研制、控制及使用领域，如下通过多个实施例对靶机发射控制方法进行详细的解释说明。

图2为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图，应用于上述靶机发射控制系统中的靶机飞控计算机，如图2所示，该方法包括：

S201、响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角。

其中，目标靶机的俯仰角指的是目标靶机机体轴X与水平面之间的夹角，此时目标靶机的抬头为正，目标靶机位于舰船上，目标靶机的俯仰角受舰船的摇摆而改变。

当靶机飞控计算机接收到靶机发射指令时，靶机飞控计算机可以通过目标靶机上预先设置的传感器，实时检测目标靶机的俯仰角，以便后续步骤中可以根据获取的目标靶机的俯仰角进行判断目标靶机的状态，由于目标靶机的俯仰角受舰船的摇摆而改变，通过实时检测目标靶机的俯仰角可以进一步提高后续步骤中判断目标靶机的状态的准确率。

S202、根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态。

其中，预设的发射窗口的角度范围指的是目标靶机安全发射时对应的俯仰角的范围，根据俯仰角与预设的发射窗口的角度范围进行判断目标靶机为发射状态，还是不可发射状态。发射状态指的是目标靶机在当前的俯仰角发射时，处于安全发射范围；不可发射状态指的是目标靶机在当前的俯仰角发射时，存在安全隐患不适合发射。

预设的发射窗口的角度范围可以是预先设置的，还可以是通过获取相关参数实时计算的，本发明实施例对此不作限定。

若靶机飞控计算机通过预先设置的传感器获取到当前目标靶机的俯仰角时，则可以将目标靶机的俯仰角与预设的发射窗口的角度范围进行比较，根据比较结果进一步判断目标靶机在当前俯仰角时，目标靶机为发射状态，还是不可发射状态。根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机的状态，可以进一步提高目标靶机发射时的安全性。

S203、若目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，点火指令用于控制火箭点火以发射目标靶机。

若目标靶机为发射状态时，则表示当前目标靶机对应的俯仰角发射时，目标靶机处于安全发射范围，则靶机飞控计算机可以通过电台向点火控制器发送点火指令，以便点火控制器可以根据点火指令控制火箭进行点火以发射目标靶机。

可以使得目标靶机在发射状态时进行发射，即在安全范围内发射靶机，进一步消除了发射目标靶机时存在的安全隐患。

本发明提供一种靶机发射控制方法，通过响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；若目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，点火指令用于控制火箭点火以发射目标靶机。通过俯仰角与预设的发射窗口的角度范围确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态，当目标靶机为发射状态时，则发射目标靶机，提高了目标靶机发射时的准确率，解决了舰船摇摆剧烈且频繁时，人工难以把握目标靶机俯仰角的角度，导致靶机发射时俯仰角处于非安全范围发射不准确的问题，提高了目标靶机发射的安全性和对海况的适应性。

下述通过一具体实施例对根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态之前的处理进行示例解释说明。

图3为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图，可选的，参考图3，上述S202之前，方法还包括：

S301、获取至少一组仿真参数。

其中，每组仿真参数包括：靶机俯仰角的至少一项影响参数，靶机俯仰角的至少一项影响参数包括如下至少一项参数：火箭偏心信息，舰船航行数据、风力信息。

具体影响参数如下：

火箭偏心信息可以包括：火箭纵向正/负偏心信息、火箭侧向正/负偏心信息；舰船航行数据可以包括：横摇角、纵摇角、垂荡相关数据；风力信息包括：顺风、逆风、侧风相关信息。

图3-a为本发明提供的舰船在海上航行时的6种运动示意图；参考图3，参考图3，在海上航行的舰船，可以产生6个自由度的运动，包括沿3个坐标轴方向的往复振荡运动：横荡、纵荡、垂荡；绕3个坐标轴的旋转振荡运动：横摇、纵摇、偏摇；在以上六种运动中，横摇、纵摇和垂荡可以认为是完全震荡因素，对在舰船上发射靶机的发射影响较大，因此在本发明实施例中可以获取横摇角、纵摇角和垂荡相关数据进行计算，根据至少一组仿真参数进行后续计算，可以提高计算的精确度。

表1舰船在预设的海况下的摇摆幅值，预设的海况以四级为例如表1所示：

序号	四级海况	横摇	纵摇	垂荡
					1	摇摆幅值	7.5°	2.1°	1.5m
2	周期/s	9	5.5	4.5m

根据表中的舰船摇摆幅值，在4级海况下横摇运动、纵摇运动和垂荡运动相互不耦合，对3种摇摆运动周期可以取下限，例如：即横摇运动周期可以为9s，纵摇运动周期可以为5.5s，垂荡运动周期可以为4.5s。

S302、根据每组仿真参数，采用预先训练的目标靶机所在的舰船的摇摆模型进行模拟仿真，得到每组仿真参数的仿真结果。

其中，每组仿真参数的仿真结果包括：基于每组仿真参数仿真得到的对应目标靶机俯仰角的变化信息。

例如：火箭纵向正负偏心角不同时，则目标靶机出现低头/抬头现象、目标靶机的俯仰角出现低头/抬头、相对舰船高度下降/上升；顺风时风力不同，导致目标靶机低头、俯仰角低头、相对于舰船高度下降。

其中，滚转角指的是目标靶机的机体轴Z与通过目标靶机的机体轴X的铅垂面间夹角，目标靶机向右滚转时为正。

表2为不同仿真参数对目标靶机的抬头方向、俯仰角以及相对舰船的高度的影响，目标靶机发射安全主要表现在为姿态稳定以及高度安全，仿真中影响因素较多，可以通过理论及仿真，定性分析各个因素造成的影响，如表2所示：

从表2中可以看到，对于本发明实施例中的目标靶机，垂荡对其影响很小，因此，以造成的影响最严重为原则，重新分类得到以下仿真情形的最极端数据。

表3为最极端的仿真情形中不同仿真参数的最极端情况下仿真参数的取值，如下参考表3，可以得到不同仿真参数的最极端情况下，不同仿真参数的取值，对目标靶机的影响。

在最极端的仿真情形下进行仿真可以得到仿真结果，仿真结果如下：

图3-b为仿真情形1的波形示意图，如图3-b所示，可以得到目标靶机在横摇角取负值的不同角度发射时，目标靶机俯仰角的变化曲线，当t取值相同时，横摇角度越大，则俯仰角越大。

图3-c为仿真情形2的波形示意图，如图3-c，可以得到目标靶机在横摇角的不同角度发射时，目标靶机相对于海平面高度的变化曲线，从中可以得到目标靶机应该在横摇角大于-10°时，发射目标靶机，此时目标靶机的高度高于海平面避免目标靶机低于海平面时存在安全隐患。

图3-d为仿真情形3的波形示意图，如图3-d所示，可以得到目标靶机在横摇角取正值的不同角度发射时，目标靶机俯仰角的变化曲线，从中可以得到横摇角取正值时，横摇角越大俯仰角越大，横摇取正值时，不会出现安全隐患。

图3-e为仿真情形4的波形示意图，如图3-e所示，可以得到在目标靶机的纵摇角度取2.1°时，滚转角的变换曲线，滚转角在t取(0，2)时滚转角有最大值，最大值为64°，考虑到纵摇角最大为2.1°时，整体影响微小，因此发射时可以不考虑纵摇角。

需要说明的是仿真结果还受靶机自身性能的影响，对于不同目标靶机对应的仿真结果亦不同，因此，本申请实施例中对于不同目标靶机仿真结果亦不同，上述仿真结果只是一具体实施例中的一种可能结果。

S303、根据至少一组仿真参数的仿真结果，确定发射窗口的角度范围。

根据每一组仿真参数确定对靶机俯仰角影响最大的一组或多组仿真参数，根据影响最大的一组或多组仿真参数进行结合，确定发射窗口的角度范围。

例如：若仿真结果指示靶机在横摇时的影响最大，其它仿真参数对其影响相比可以忽略时，则可以通过靶机在横摇时，横摇角度对俯仰角的影响，确定发射窗口的角度范围，若仿真结果中显示靶机应在横摇角度大于-10°时发射，则可以根据“-10°”进一步确定发射窗口的角度范围。

计算发射窗口角度范围时，由于火箭与靶机均安装在发射架上，因此还需要考虑发射架的角度。在一种可能的示例中，发射架的角度为13°，发射架在舰船上架好之后，并不会变化。

若仿真结果指示横摇角对靶机的发射影响最大，靶机应在横摇角的角度大于-10°时发射，则发射窗口的角度范围最小值应为-10°+13°＝3°。

需要说明的是，不同的目标靶机确定发射窗口时，均需要用到发射架的角度，通过发射架的角度以及仿真结果确定发射窗口的角度范围的最小值。

另外，发射窗口的角度范围的最大值可以预先设定，例如：最大值可以设置为25°，当计算得到发射窗口的角度范围最小值为3°时，则发射窗口的角度范围为(3°～25°)。

每一组仿真参数均对目标靶机的俯仰角有一定的影响，因此根据至少一组仿真参数的仿真结果，确定发射窗口的角度范围，提高了确定发射窗口的角度范围的精确度，进一步提高了目标靶机发射安全性和对海况的适应性。

下述通过一具体实施例对根据至少一组仿真参数的仿真结果，确定发射窗口的角度范围之前的处理，进行示例解释说明。

图4为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图，可选的，参考图4，上述S303之前，方法还包括：

S401、根据舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对舰船上的靶机状态进行初始化。

其中，对舰船上的靶机状态进行初始化指的是对舰船多种摇摆状态下的航行数据进行设置初始值，以便后续根据初始化后的靶机状态进行仿真。

S402、根据预设的风力信息以及初始化后的靶机状态，采用预设的靶机自由度方程进行训练，得到舰船摇摆模型。

其中，预设的靶机自由度方程可以为六自由度方程组，将预设的风力信息以及初始化后的靶机状态的相关参数带入靶机自由度方程中进行训练，可以得到舰船摇摆模型。

下述通过一具体实施例对根据舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对舰船上的靶机状态进行初始化的处理进行示例解释说明。

图5为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图，参考图5，上述S401包括：

可选的，多种摇摆状态包括：横摇状态、纵摇状态，垂荡状态；横摇状态的航行数据包括：横摇状态的角位移和角速率；纵摇状态的航行数据包括：纵摇状态的角位移和角速率；垂荡状态的航行数据包括垂荡状态的位移和速率；靶机状态包括：靶机姿态、靶机位置，以及靶机速度。

S501、根据横摇状态的角位移、横摇状态的角速率、纵摇状态的角位移、纵摇状态的角速率，对舰船上的靶机姿态进行初始化。

其中，靶机的偏航角指的是机体轴X在水平面上的投影与地轴Xg间的铅垂面夹角，靶机向右滚转时为正，靶机姿态包括：靶机的俯仰角低头/抬头、靶机滚转角左滚/右滚、靶机的上/下起伏。

在本发明实施例中预设海况下设定横摇状态、纵摇状态和垂荡状态的运动相互间不耦合，并获取预设的横摇状态、纵摇状态运动时的运动周期。

以上述为例在4级海况下横摇运动、纵摇运动和垂荡运动相互不耦合，对3种摇摆运动周期可以取下限，横摇运动周期可以为9s，纵摇运动周期可以为5.5s，垂荡运动周期可以为4.5s。以

和θ(t)分别表示当舰船航行时，舰船在海浪的作用下产生的横摇角和纵摇角，

和θ(t)均是随时间变化的函数，取t＝0时刻为平衡时刻，可以得到舰船的横摇状态的角位移、横摇状态的角速率、纵摇状态的角位移、纵摇状态的角速率初始化的时域方程，通过下述方程对舰船上的靶机姿态进行初始化：

横摇状态的角位移：

横摇状态的角速率：

纵摇状态的角位移：

纵摇状态的角速率：

根据横摇状态的角位移、横摇状态的角速率、纵摇状态的角位移、纵摇状态的角速率对舰船上的靶机姿态进行初始化，得到初始化后的靶机姿态。

S502、根据垂荡状态的位移，对舰船上的靶机位置进行初始化。

获取预设的垂荡周期，以z(t)表示舰船的垂荡状态的位移，z(t)为随着时间变化的函数，取t＝0时刻为平衡时刻，可以得到垂荡位移的时域方程，根据垂荡位移方程对靶机位置进行初始化处理。

根据上述垂荡位移的时域方程可以对靶机位置进行初始化，得到初始化后的靶机位置。

需要说明的是，目标靶机的侧向位置由船速决定，侧向位置为：

y(t)＝10.3t

S503、根据垂荡状态的速率，对舰船上的靶机速度进行初始化。

获取预设的垂荡周期，以z(t)表示舰船的垂荡状态的位移，z(t)为随着时间变化的函数，取t＝0时刻为平衡时刻，则垂荡速率即为垂荡位移的导数，垂荡速率的时域方程如下：

根据垂荡速率的时域方程，对舰船上的靶机速度进行初始化可以得到初始化后的靶机速度。

需要说明的是，目标靶机的速度可以分解为前向速度和侧向速度，由于目标靶机的方向垂直于舰船前进方向，目标靶机的前向速度为0，侧向速度为目标靶机的速度在侧向的分量，侧向速度与船速保持一致为：

若发射目标靶机时，舰船处于航行状态，则需要在风速上叠加舰船航速，在仿真中可以以20节(为计算方便，可以设与风速一致为10.7m/s)航速计算。

考虑到风力因素，可以将风力因素与靶机的气流角结合，靶机的气流角包括：迎角α指的是靶机飞行速度矢量V在靶机对称平面上的投影与机体轴x之间夹角；侧滑角指的是靶机飞行速度矢量V与靶机对称平面间夹角，V的投影在飞机对称面右侧为正；靶机相对于空气的速度vt,不论外界环境风如何改变，靶机地速不会突变(靶机相对于地面的速度)，因此，可以采用靶机机体三轴速度(u,v,w)代替(α,β,vt)，代入刚体六自由度方程计算时叠加风速，可以得到下述计算式：

其中，ε为风相对于靶机的角度，ε可以通过预先设置得到，目标靶机坐标轴中的三个速度分量(u,v,w)是靶机飞行飞行速度在机体坐标轴系各轴的分量。u与靶机机体轴X重合一致；v与机体轴Y重合一致，w与机体轴Z重合一致。

通过将风力因素与靶机的气流角结合，将风力因素与靶机的气流角对应的相关参数带入刚体六自由度方程进行计算，进一步提高了后续计算发射窗口的角度范围的准确度。

下述通过一具体实施例对根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态的处理进行示例解释说明。

图6为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图，可选的，参考图6，上述S202包括：

S601若俯仰角在发射窗口的角度范围内，则确定目标靶机为发射状态。

根据目标靶机当前的俯仰角与发射窗口的角度范围进行判断，若目标靶机当前的俯仰角在发射窗口的角度范围内，则判断结果指示目标靶机为发射状态。在目标靶机的发射状态时发射目标靶机，避免目标靶机存在安全隐患。

S602若俯仰角不在发射窗口的角度范围内，则确定目标靶机为不可发射状态。

根据目标靶机当前的俯仰角与发射窗口的角度范围进行判断，若目标靶机当前的俯仰角不在发射窗口的角度范围内，则表示当前目标靶机的俯仰角为不可发射状态，不符合发射要求，即可不进行发射目标靶机，避免在不可发射状态下发射目标靶机时存在安全隐患。

下述通过一具体实施例对根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，即可不进行发射目标靶机，避免在不可发射状态下发射目标靶机时存在安全隐患。

图7为本发明提供的一种靶机发射控制方法的流程示意图，可选的，参考图7，上述S202包括：

S701、若俯仰角大于或等于发射窗口的角度范围的最小角度，则确定目标靶机为发射状态。

其中，发射窗口的角度范围的最小角度指的是目标靶机发射时的临界条件，即目标靶机的俯仰角大于或等于发射窗口的角度范围的时，此时发射目标靶机则处于安全发射范围，不存在安全隐患。

S702、若俯仰角小于最小角度，则确定目标靶机为不可发射状态。

其中，当俯仰角小于最小角度时，则表明目标靶机为不可发射状态，即在不可发射状态下发射目标靶机时，存在安全隐患。

可选的，若目标靶机为不可发射状态，则继续检测目标靶机的俯仰角，直至检测到的目标靶机发射出去。

其中，当目标靶机为不可发射状态时，则需要继续检测目标靶机的俯仰角，通过实时或者目标靶机的俯仰角与发射窗口的角度范围进行比较，判断目标靶机是否为发射状态，直到目标靶机为发射状态为止。

当靶机飞控计算机接收到靶机发射指令后，并不直接发送点火指令，以使根据点火控制器根据点火指令控制火箭点火以发射目标靶机。而是，通过持续检测目标靶机的俯仰角，直到目标靶机的俯仰角满足条件时，即目标靶机的俯仰角确定目标靶机为发射状态时，才发射目标靶机。提高了目标靶机发射时的准确率，解决了舰船摇摆剧烈且频繁时，人工难以把握目标靶机俯仰角的角度，导致靶机发射时俯仰角处于非安全范围发射不准确的问题。

可选的，若目标靶机为不可发射状态的持续时长大于或等于预设时长，则停止检测目标靶机的俯仰角。

例如：若目标靶机为不可发射状态的持续时间为2分钟，目标靶机在2分钟之内依旧保持不可发射状态，则可以停止检测目标靶机的俯仰角，并发送回传错误信息，以便后续用户及时进行处理，通过回传错误信息提醒用户，进一步提高了用户的体验。

下述提供一对应的靶机发射控制装置的实施例，对该装置的内容详细介绍如下：

图8为本申请一实施例提供的一种靶机发射控制装置的结构示意图；如图8所示，该装置包括：

检测模块801，用于响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；

确定模块802，用于根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；

发送模块803，用于若目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，点火指令用于控制火箭点火以发射目标靶机。

可选的，装置还包括：

获取模块，用于获取至少一组仿真参数，每组仿真参数包括：靶机俯仰角的至少一项影响参数；

仿真模块，用于根据每组仿真参数，采用预先训练的目标靶机所在的舰船的摇摆模型进行模拟仿真，得到每组仿真参数的仿真结果，每组仿真参数的仿真结果包括：基于每组仿真参数仿真得到的对应靶机俯仰角的变化信息；

确定模块，还用于根据至少一组仿真参数的仿真结果，确定发射窗口的角度范围。

可选的，至少一项影响参数包括如下至少一项参数：火箭偏心信息，舰船航行数据、风力信息。

可选的，装置还包括：

处理模块，用于根据舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对舰船上的靶机状态进行初始化；

训练模块，用于根据预设的风力信息以及初始化后的靶机状态，采用预设的靶机自由度方程进行训练，得到舰船摇摆模型。

多种摇摆状态包括：横摇状态、纵摇状态，垂荡状态；横摇状态的航行数据包括：横摇状态的角位移和角速率；纵摇状态的航行数据包括：纵摇状态的角位移和角速率；垂荡状态的航行数据包括垂荡状态的位移和速率；靶机状态包括：靶机姿态、靶机位置，以及靶机速度。

处理模块，具体用于根据横摇状态的角位移、横摇状态的角速率、纵摇状态的角位移、纵摇状态的角速率，对舰船上的靶机姿态进行初始化；根据垂荡状态的位移，对舰船上的靶机位置进行初始化；根据垂荡状态的速率，对舰船上的靶机速度进行初始化。

可选的，确定模块，具体用于若俯仰角在发射窗口的角度范围内，则确定目标靶机为发射状态；若俯仰角不在发射窗口的角度范围内，则确定目标靶机为不可发射状态。

可选的，确定模块，具体用于若俯仰角大于或等于发射窗口的角度范围的最小角度，则确定目标靶机为发射状态；若俯仰角小于最小角度，则确定目标靶机为不可发射状态。

可选的，检测模块，还用于若目标靶机为不可发射状态，则继续检测目标靶机的俯仰角，直至检测到的目标靶机发射出去。

可选的，检测模块，还用于若目标靶机为不可发射状态的持续时长大于或等于预设时长，则停止检测目标靶机的俯仰角。

本发明提供一种靶机发射控制装置，通过响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；根据俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；若目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，点火指令用于控制火箭点火以发射目标靶机。通过俯仰角与预设的发射窗口的角度范围确定目标靶机为发射状态，还是不可发射状态，当目标靶机为发射状态时，则发射目标靶机，提高了目标靶机发射时的准确率，解决了舰船摇摆剧烈且频繁时，人工难以把握目标靶机俯仰角的角度，导致靶机发射时俯仰角处于非安全范围发射不准确的问题。

上述装置用于执行前述实施例提供的方法，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。

以上这些模块可以是被配置成实施以上方法的一个或多个集成电路，例如：一个或多个特定集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)，或，一个或多个微处理器(digital singnal processor，简称DSP)，或，一个或者多个现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，简称FPGA)等。再如，当以上某个模块通过处理元件调度程序代码的形式实现时，该处理元件可以是通用处理器，例如中央处理器(CentralProcessing Unit，简称CPU)或其它可以调用程序代码的处理器。再如，这些模块可以集成在一起，以片上系统(system-on-a-chip，简称SOC)的形式实现。

下述为靶机发射控制方法所对应的设备的实施例，本发明实施例该设备可以以靶机飞控计算机为例，具体描述如下：

图9为本发明提供的一种靶机飞控计算机的结构示意图，该靶机飞控计算机包括：处理器901、存储器902。处理器901和存储器902通过总线连接。

存储器902用于存储程序，处理器901调用存储器902存储的程序，以执行上述方法实施例。具体实现方式和技术效果类似，这里不再赘述。

可选地，本发明还提供一种程序产品，例如计算机可读存储介质，包括程序，该程序在被处理器执行时用于执行上述方法实施例。

在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。

上述以软件功能单元的形式实现的集成的单元，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。上述软件功能单元存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)或处理器(英文：processor)执行本发明各个实施例所述方法的部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(英文：Read-Only Memory，简称：ROM)、随机存取存储器(英文：Random Access Memory，简称：RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

Claims (10)

1.一种靶机发射控制方法，其特征在于，所述方法包括：

响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；

根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；

若所述目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，所述点火指令用于控制火箭点火以发射所述目标靶机。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态之前，所述方法还包括：

获取至少一组仿真参数，每组仿真参数包括：靶机俯仰角的至少一项影响参数；

根据所述每组仿真参数，采用预先训练的所述目标靶机所在的舰船的摇摆模型进行模拟仿真，得到所述每组仿真参数的仿真结果，所述每组仿真参数的仿真结果包括：基于所述每组仿真参数仿真得到的对应靶机俯仰角的变化信息；

根据所述至少一组仿真参数的仿真结果，确定所述发射窗口的角度范围。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述每组仿真参数，采用预先训练的所述目标靶机所在的舰船的摇摆模型进行模拟仿真之前，所述方法还包括：

根据所述舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对所述舰船上的靶机状态进行初始化；

根据预设的风力信息以及初始化后的靶机状态，采用预设的靶机自由度方程进行训练，得到所述舰船摇摆模型。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述多种摇摆状态包括：横摇状态、纵摇状态，垂荡状态；所述横摇状态的航行数据包括：横摇状态的角位移和角速率；所述纵摇状态的航行数据包括：纵摇状态的角位移和角速率；所述垂荡状态的航行数据包括垂荡状态的位移和速率；所述靶机状态包括：靶机姿态、靶机位置，以及靶机速度；

所述根据所述舰船在多种摇摆状态下的航行数据，对所述舰船上的靶机状态进行初始化，包括：

根据所述横摇状态的角位移、所述横摇状态的角速率、所述纵摇状态的角位移、所述纵摇状态的角速率，对所述舰船上的靶机姿态进行初始化；

根据所述垂荡状态的位移，对所述舰船上的靶机位置进行初始化；

根据所述垂荡状态的速率，对所述舰船上的靶机速度进行初始化。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态，包括：

若所述俯仰角在所述发射窗口的角度范围内，则确定所述目标靶机为发射状态；

若所述俯仰角不在所述发射窗口的角度范围内，则确定所述目标靶机为不可发射状态。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若所述目标靶机为不可发射状态，则继续检测所述目标靶机的俯仰角，直至检测到的所述目标靶机发射出去。

7.如权利要求1-6中任一所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若所述目标靶机为不可发射状态的持续时长大于或等于预设时长，则停止检测所述目标靶机的俯仰角。

8.一种靶机发射控制装置，其特征在于，所述装置包括：

检测模块，用于响应接收到的靶机发射指令，检测目标靶机的俯仰角；

确定模块，用于根据所述俯仰角以及预设的发射窗口的角度范围，确定所述目标靶机为发射状态，还是不可发射状态；

发送模块，用于若所述目标靶机为发射状态，则向点火控制器发送点火指令，所述点火指令用于控制火箭点火以发射所述目标靶机。

9.一种靶机飞控计算机，其特征在于，包括：存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现上述权利要求1至7任一项所述方法的步骤。

10.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时，实现权利要求1至7中任一项所述方法的步骤。

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