CN113917852B - 一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质 Download PDF

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CN113917852B CN202111162314.8A CN202111162314A CN113917852B CN 113917852 B CN113917852 B CN 113917852B CN 202111162314 A CN202111162314 A CN 202111162314A CN 113917852 B CN113917852 B CN 113917852B
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Abstract

本申请提供一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质，属于靶机机动控制技术领域。该方法包括：获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息；根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；根据过载控制信息以及航向控制信息控制仿真靶机模型航行。本申请可以提高对靶机的可控性，进而提高反舰导弹的突防能力。

Description

一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质
技术领域
本申请涉及靶机机动控制技术领域，具体而言，涉及一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质。
背景技术
为了提高反舰导弹的突防能力，反舰导弹末端制导多为机动形式以避免被拦截。S机动是其中一种主要机动形式，S机动是指飞行器飞行过程中左右反复滚转，改变航向，航迹呈现“S”型，又称为蛇形机动。通过S机动控制技术，使用靶机模拟反舰导弹末端制导能实现预定过载的各种机动动作，更好的模拟目标特性。
目前采用的靶机模拟方式主要是设定固定的时间，进而定时改变靶机的滚转角的大小从而实现靶机的开环控制。
然而，在实际操作中，如果靶机本身存在不对称性或者受到风力等外接因素的影响，会导致靶机航行的横向距离不可控、靶机S航迹左右不对称，进而导致靶机的可控性较差，影响反舰导弹的突防能力。
发明内容
本申请的目的在于提供一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质，可以提高对靶机的可控性，进而提高反舰导弹的突防能力。
本申请的实施例是这样实现的：
本申请实施例的一方面，提供一种靶机的模拟控制方法，应用于电子设备，电子设备中运行有靶机的仿真环境，仿真环境中包括靶机的仿真靶机模型，该方法包括：
获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息；
根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；
根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；
根据过载控制信息以及航向控制信息控制仿真靶机模型航行。
可选地，当前航行信息包括：当前航向；
根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据当前航向以及第一预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第一航向条件；
若仿真靶机模型满足第一航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第一航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：当前航向；
根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据当前航向以及第二预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第二航向条件；
若仿真靶机模型满足第二航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第二航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：横向航行距离；
根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据横向航行距离确定仿真靶机模型是否满足航行距离条件；
若仿真靶机模型满足航行距离条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第三航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：横向航行距离以及航行机动圈数；
根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据横向航行距离确定是否减小航行机动圈数；
根据航行机动圈数确定仿真靶机模型是否满足航行圈数条件；
若仿真靶机模型满足航行圈数条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第四航行控制阶段。
可选地，根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息，包括：
根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第一运行参数的值确定仿真靶机模型的过载控制信息，第一运行参数包括：过载控制积分参数、过载指令信息、过载信息、俯仰控制阻尼参数、俯仰角速率。
可选地，根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息，包括：
根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第二运行参数的值确定仿真靶机模型的航向控制信息，第二运行参数包括：航向控制比例参数、航向指令信息、航向信息、滚转控制比例参数、滚转角信息、滚转控制阻尼参数、滚转角速率。
本申请实施例的另一方面，提供一种靶机的模拟控制装置，应用于电子设备，电子设备中运行有靶机的仿真环境，仿真环境中包括靶机的仿真靶机模型，该装置包括：获取模块、确定模块、航行模块；
获取模块，用于获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息；
确定模块，用于根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；
确定模块，还用于根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；
航行模块，用于根据过载控制信息以及航向控制信息控制仿真靶机模型航行。
可选地，当前航行信息包括：当前航向；确定模块，具体用于根据当前航向以及第一预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第一航向条件；若仿真靶机模型满足第一航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第一航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：当前航向；确定模块，具体用于根据当前航向以及第二预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第二航向条件；若仿真靶机模型满足第二航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第二航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：横向航行距离；确定模块，具体用于根据横向航行距离确定仿真靶机模型是否满足航行距离条件；若仿真靶机模型满足航行距离条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第三航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：横向航行距离以及航行机动圈数；确定模块，具体用于根据横向航行距离确定是否减小航行机动圈数；根据航行机动圈数确定仿真靶机模型是否满足航行圈数条件；若仿真靶机模型满足航行圈数条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第四航行控制阶段。
可选地，确定模块，具体用于根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第一运行参数的值确定仿真靶机模型的过载控制信息，第一运行参数包括：过载控制积分参数、过载指令信息、过载信息、俯仰控制阻尼参数、俯仰角速率。
可选地，确定模块，具体用于根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第二运行参数的值确定仿真靶机模型的航向控制信息，第二运行参数包括：航向控制比例参数、航向指令信息、航向信息、滚转控制比例参数、滚转角信息、滚转控制阻尼参数、滚转角速率。
本申请实施例的另一方面，提供一种计算机设备，包括：存储器、处理器，存储器中存储有可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时，实现上述靶机的模拟控制方法的步骤。
本申请实施例的另一方面，提供一种计算机可读存储介质，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，实现上述靶机的模拟控制方法的步骤。
本申请实施例的有益效果包括：
本申请实施例提供的一种靶机的模拟控制方法、装置、设备及存储介质中，可以获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息；根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；根据过载控制信息以及航向控制信息控制仿真靶机模型航行。其中，通过上述方式获取过载控制信息以及航向控制信息之后，根据过载控制信息以及航向控制信息对仿真靶机模型进行控制，可以提高对仿真靶机模型的可控性，进而可以将该仿真靶机模型应用于实际反舰导弹中，从而可以提高对反舰导弹的可控性，提高反舰导弹的突防能力。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，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申请的某些实施例，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为本申请实施例提供的靶机的仿真环境的画面示意图；
图2为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图一；
图3为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图二；
图4为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图三；
图5为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图四；
图6为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图五；
图7为本申请实施例提供的航行控制阶段的示意图；
图8为本申请实施例提供的过载控制阶跃响应图；
图9为本申请实施例提供的过载控制波特图；
图10为本申请实施例提供的滚转控制阶跃响应图；
图11为本申请实施例提供的滚转控制波特图；
图12为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的整体流程图；
图13为本申请实施例提供的靶机的模拟航行轨迹示意图；
图14为本申请实施例提供的靶机的过载情况示意图；
图15为本申请实施例提供的靶机的模拟控制装置的结构示意图；
图16为本申请实施例提供的计算机设备的结构示意图。
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。
下面来通过具体的仿真环境场景来解释本申请实施例中提供的靶机的模拟控制方法具体应用环境。
图1为本申请实施例提供的靶机的仿真环境的画面示意图，请参照图1，图1中所示的画面中包括靶机101和靶机轨迹102，其中，靶机101可以是设置于靶机的仿真环境中的仿真靶机模型，靶机轨迹102可以是该靶机101的航行轨迹。图1中所示即为同一靶机101在靶机轨迹102上航行的情况。
可选地，靶机的仿真环境可以是设置于电子设备中的仿真运行环境，用于仿真的反舰导弹末端制导的航行场景，靶机101即代表反舰导弹末端制导。
可选地，电子设备可以是电脑、手机、平板电脑等电子设备，在此不作具体限制。
下面来解释本申请实施例中提供的靶机的模拟控制方法的具体实施过程。
图2为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图一，请参照图2，该方法包括：
S210：获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息。
可选地，当前航行信息可以包括多种类型的信息，例如：当前航行的方向、速度、横向距离、纵向高度、航行机动圈数等，具体可以根据实际需求选择其中的一种或者多种进行获取，在此不作具体限制。
可选地，在计算机程序中进行仿真时，可以通过软件程序获取对应的而上述信息，在实际应用过程中，可以通过反舰导弹末端制导上设置的传感器来获取相关信息，在此不作具体限制。
S220：根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段。
其中，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线。
可选地，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，这些航行控制阶段可以是在预设的航线轨迹上所处的不同位置，预设的航线轨迹即为图1中所述的航行轨迹。仿真靶机模型依次按照多个航行控制阶段进行航行所形成的路线即可得到上述航行轨迹。该路线即为预设形状的路线，在本申请的实施例中可以是“S”形路线。
可选地，确定上述当前航行信息之后，可以根据这些航行信息判定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，不同的航行控制阶段中，当前航行信息的值也有所不同。
S230：根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息。
可选地，运行参数可以包括多种类型的参数，例如：俯仰角、滚转角等参数，具体可以根据实际需求进行选择，过载控制信息可以是控制该仿真靶机模型的过载情况的信息，也即是该仿真靶机模型航行时的过载动力等；航向控制信息可以是该仿真靶机模型的具体方向，也即是该仿真靶机模型航行时的转向角度。
可选地，确定上述运行参数之后，可以根据其具体的参数值按照预设的计算方式计算得到仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息。
S240：根据过载控制信息以及航向控制信息控制仿真靶机模型航行。
可选地，控制信息可以分为纵向和横向两部分，纵向为过载控制信息，横向为航向控制信息。
可选地，仿真靶机模型的机动动作可以通过纵向升力面提供升力实现，过载可以精确的反应升力的大小及升力产生的运动学效应，因此半滚倒转算法中，纵向采用过载控制。由过载指令产生升降舵指令，通过大参数的过载积分实现高精度的过载控制。在不同的航行控制阶段，控制仿真靶机模型按照不同的过载控制信息以及航向控制信息进行航行，可以得到上述航行轨迹。
本申请实施例提供的一种靶机的模拟控制方法中，可以获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息；根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；根据过载控制信息以及航向控制信息控制仿真靶机模型航行。其中，通过上述方式获取过载控制信息以及航向控制信息之后，根据过载控制信息以及航向控制信息对仿真靶机模型进行控制，可以提高对仿真靶机模型的可控性，进而可以将该仿真靶机模型应用于实际反舰导弹中，从而可以提高对反舰导弹的可控性，提高反舰导弹的突防能力。
下面来具体解释本申请实施例中提供的确定当前所属的航行控制阶段的实施方式之一。
图3为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图二，请参照图3，当前航行信息包括：当前航向；根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
S310：根据当前航向以及第一预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第一航向条件。
可选地，当前航向即是当前仿真靶机模型的航行方向，第一预设航向可以是预设的某一航行方向，当确定当前航向与第一预设航向的偏差角度在一定预设范围内时，则可以确定仿真靶机模型满足第一航向条件。
例如：可以设置第一预设航向为0°，偏差角度为±5°，则若当前航向在[-5°，5°]区间内，则可以确定仿真靶机模型满足第一航向条件；相应地，若不在该区间内，则可以确定仿真靶机模型不满足第一航向条件。
可选地，航向的角度可以具体根据实际需求进行设置，例如可以是相对水平面的角度，或者也可以是垂直水平面的相对角度，在此不作具体限制，若确定以某一设置方式确定航向的角度，则可以将所有的航向角度均采用相同的设置方式。
S320：若仿真靶机模型满足第一航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第一航行控制阶段。
可选地，确定仿真靶机模型满足第一航向条件之后，可以确定当前已经进入了第一航行控制阶段，其中，第一航行控制阶段可以是仿真靶机模型即将进入“S”型轨迹的第一个圆弧轨迹的阶段。
下面来具体解释本申请实施例中提供的确定当前所属的航行控制阶段的另一实施方式。
图4为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图三，请参照图4，当前航行信息包括：当前航向；根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
S410：根据当前航向以及第二预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第二航向条件。
可选地，第二预设航向可以是另一预设的某一航行方向，当确定当前航向与第二预设航向的偏差角度在一定预设范围内时，则可以确定仿真靶机模型满足第二航向条件。
例如：可以设置第二预设航向为50°，偏差角度为±5°，则若当前航向在[45°，55°]区间内，则可以确定仿真靶机模型满足第二航向条件；相应地，若不在该区间内，则可以确定仿真靶机模型不满足第二航向条件。
S420：若仿真靶机模型满足第二航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第二航行控制阶段。
可选地，确定仿真靶机模型满足第二航向条件之后，可以确定当前已经进入了第二航行控制阶段，其中，第二航行控制阶段可以是仿真靶机模型完成“S”型轨迹的第一个圆弧轨迹中的阶段。
下面来具体解释本申请实施例中提供的确定当前所属的航行控制阶段的又一实施方式。
图5为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图四，请参照图5，当前航行信息包括：横向航行距离；根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
S510：根据横向航行距离确定仿真靶机模型是否满足航行距离条件。
可选地，横向航行距离可以是仿真靶机模型进入第二航行控制阶段后横向方向所航行的距离，航行距离条件可以是某一段距离的大小，在横向航行距离与航行距离条件对应的某一段距离的大小关系满足预设条件时，则可以确定满足航行距离条件。
例如：可以设置横向航行距离为d2(仿真靶机模型进入第二航行控制阶段后横向方向所航行的距离)，具体可以是当d2＞-2d1时，满足航行距离条件；相应地，若d2≤-2d1，不满足航行距离条件；其中，d1可以是仿真靶机模型从进入第一航行控制阶段开始到进入第二航行控制阶段为止横向方向所航行的距离。
d1和d2的具体公式如下：
其中，t1为第一航行控制阶段中机动开始累计的时间，t2为第二航行控制阶段中机动开始累计的时间，v为仿真靶机模型的速度，为仿真靶机模型当前航向与S机动中轴线航向偏差角度。
S520：若仿真靶机模型满足航行距离条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第三航行控制阶段。
可选地，确定仿真靶机模型满足航行距离条件之后，可以确定当前已经进入了第三航行控制阶段，其中，第三航行控制阶段可以是仿真靶机模型即将进入“S”型轨迹的第二个圆弧轨迹的阶段，该第二圆弧轨迹在第一圆弧轨迹之后。
下面来具体解释本申请实施例中提供的确定当前所属的航行控制阶段的再一实施方式。
图6为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的流程示意图五，请参照图6，当前航行信息包括：横向航行距离以及航行机动圈数；根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
S610：根据横向航行距离确定是否减小航行机动圈数。
可选地，该横向航行距离具体可以是仿真靶机模型进入第三航行控制阶段后横向方向所航行的距离，可以用d3来表示，其中，d3的具体计算公式如下：
其中，t3为第三航行控制阶段中机动开始累计的时间。
若d3＞0，则可以确定S机动航线均匀分布在中轴线两侧，进而可以确定航行机动圈数-1，也即是可以确定减小航行机动圈数。
S620：根据航行机动圈数确定仿真靶机模型是否满足航行圈数条件。
可选地，确定航行机动圈数之后，若航行机动圈数为0，则可以确定仿真靶机模型满足航行圈数条件；相应地，若不为0，可以确定仿真靶机模型不满足航行圈数条件。其中，航行机动圈数具体可以是仿真靶机模型执行机动的周期，例如：若为S机动，航行机动圈数具体可以是作S机动的一个周期。
S630：若仿真靶机模型满足航行圈数条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第四航行控制阶段。
可选地，确定仿真靶机模型满足航行圈数条件之后，可以确定当前已经进入了第四航行控制阶段，其中，第四航行控制阶段可以是仿真靶机模型完成“S”型轨迹的第二个圆弧轨迹的阶段。
下面通过具体图示来解释本申请中提供的四个航行控制阶段对应在航行轨迹中的位置。
图7为本申请实施例提供的航行控制阶段的示意图，请参照图7，在图7中：
第一航行控制阶段为A到B点之间，仿真靶机模型进入S机动，航向第一次改变，进入第一个圆弧轨迹；
第二航行控制阶段为B到D点之间，仿真靶机模型航向第二次改变，航向调转，完成第一个圆弧，过渡至第二个圆弧开始段；
第三航行控制阶段为D到E点之间，仿真靶机模型航向改变，进入第二个圆弧；
第四航行控制阶段为E到F点之间，仿真靶机模型第二个圆弧完成，过渡至推出阶段。
其中，B点到C点所消耗的时间为t，在航行控制阶段初始时，需要沿设定航向平飞t秒，不同的t值，可以改变横向距离的大小。d1以及d2具体长度在图7中也进行了标注，为S机动扇形圆弧角度设定，/>越大，扇形圆弧越大，一般设为30～50°。
可选地，根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息，包括：
根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第一运行参数的值确定仿真靶机模型的过载控制信息，第一运行参数包括：过载控制积分参数、过载指令信息、过载信息、俯仰控制阻尼参数、俯仰角速率。
可选地，过载控制信息具体计算公式如下：
其中，δe为升降舵角度，也即是上述过载控制信息，为过载控制积分参数，Nzc为过载指令信息，Nz为过载信息，/>为俯仰控制阻尼参数、ωy为俯仰角速率。
可选地，确定上述升降舵角度之后，即可以控制仿真靶机模型的过载，也即是可以实现纵向的控制，具体可以是通过改变升降舵角度来实现纵向的上升和下降。
可选地，根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息，包括：
根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第二运行参数的值确定仿真靶机模型的航向控制信息，第二运行参数包括：航向控制比例参数、航向指令信息、航向信息、滚转控制比例参数、滚转角信息、滚转控制阻尼参数、滚转角速率。
可选地，航向控制通过滚转角控制实现，航向控制信息如下：
其中，δa为副翼角度，也即是上述航向控制信息，为航向控制比例参数，/>为航向指令信息，/>为航向信息，Kγ为滚转控制比例参数，γ为滚转角信息，/>为滚转控制阻尼参数，ωx为滚转角速率，γc为滚转角指令信息。
可选地，确定上述副翼角度之后，即可以控制仿真靶机模型的航向，也即是可以实现横向的控制，具体可以是通过改变副翼角度来实现横向的向左或者向右。
下面分别解释每个航行控制阶段的相关参数变化：
第一航行控制阶段中，航向设定为读取S机动退出航向设定值将控制解算航向设定值/>设定为/>过载设定为读取过载设定nc，纵向进入过载控制。其中，nc可以是过载的设定值，也即是期望达到的过载值。
第二航行控制阶段中，航向设定为读取S机动设定值t，在第二阶段初始时，需要沿设定航向平飞t秒，不同的t值，可以改变横向距离的大小。此时航向设定值为t秒结束后，靶机开始调转航向，航向设定值为/>过载设定为读取过载设定nc，纵向进入过载控制。
第三航行控制阶段中，航向设定为读取S机动设定值t，在第三阶段初始时，需要沿设定航向平飞t秒，此时航向设定值为t秒结束后，靶机开始调转航向，航向设定值为/>过载设定为读取过载设定nc，纵向进入过载控制。
第四航行控制阶段中，航向设定为靶机开始调转航向，航向设定值为过载设定为读取过载设定nc，纵向进入过载控制。
另外，第四航行控制阶段的结束条件为当前航向与航向设定值偏差小于5°。
其中，上述参数均可以进行通过以下方式进行配置：
退出航向：通过设置。
圆弧角度：通过设置。
起始圆弧方向：通过设置，/>为负先左转后右转，为正则先右转后左转。
圆弧大小：通过t值设置。
圈数：通过圈数n设定。
下面来通过具体的图表来通过半滚倒转机动控制方法对本方法进一步说明：
图8为本申请实施例提供的过载控制阶跃响应图，请参照图8，可以利用根轨迹法设计控制参数，并用时域及频域法进行控制参数评估。过载控制参数满足1.5倍拉偏。
表1为过载控制参数与性能列表，具体如下：
表1
速度 幅值裕度(dB) 相位裕度(°) 时延裕度(ms)
130 29 96.8 159
180 25.6 97.9 115.1
230 24.6 97.9 103.3
根据该表可以对应绘制过载控制阶跃响应图，具体可以参照图8。
图9为本申请实施例提供的过载控制波特图，请参照图9，图9为图8对应的过载控制波特图。
其中，图8和图9即为根据表1的数据进行绘制的过载控制阶跃响应图以及过载控制波特图，阶跃响应图表示控制相应快速、无超调；波特图表示控制参数的幅值和相位裕度满足需求。
图10为本申请实施例提供的滚转控制阶跃响应图，请参照图10，可以利用根轨迹法设计控制参数，并用时域及频域法进行控制参数评估。过载控制参数满足1.5倍拉偏。滚转通道参数满足1.5倍拉偏要求。
表2为滚转控制参数与性能列表，具体如下：
表2
速度 幅值裕度(dB) 相位裕度(°) 时延裕度(ms)
80 19.2 75.4 109.3
130 15.9 74.6 82.3
180 13.8 73.6 66
230 12.3 74.8 57.1
根据该表可以对应绘制滚转控制阶跃响应图，具体可以参照图10。
图11为本申请实施例提供的滚转控制波特图，请参照图11，图11为图10对应的过载控制波特图。
其中，图10和图11即为根据表2的数据进行绘制的滚转控制阶跃响应图以及滚转控制波特图，阶跃响应图表示控制相应快速、无超调；波特图表示控制参数的幅值和相位裕度满足需求。
图12为本申请实施例提供的靶机的模拟控制方法的整体流程图，请参照图12，整体步骤如下：
S710：获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息。
S720：确定仿真靶机模型是否满足第一航向条件。若满足，执行S721，若不满足，执行S730。
S721：确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第一航行控制阶段。
S722：确定第一航行控制阶段对应的过载控制信息以及航向控制信息。执行S730。
S730：确定仿真靶机模型是否满足第二航向条件。若满足，执行S731，若不满足，执行S740。
S731：确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第二航行控制阶段。
S732：确定第二航行控制阶段对应的过载控制信息以及航向控制信息。执行S740。
S740：确定仿真靶机模型是否满足航行距离条件。若满足，执行S741，若不满足，执行S750。
S741：确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第三航行控制阶段。
S742：确定第三航行控制阶段对应的过载控制信息以及航向控制信息。执行S750。
S750：确定仿真靶机模型是否满足航行圈数条件。若满足，执行S751，若不满足，执行S760。
S751：确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第四航行控制阶段。
S752：确定第四航行控制阶段对应的过载控制信息以及航向控制信息。执行S760。
S760：确定仿真靶机模型是否满足退出机动航行条件。若满足，执行S761。
S761：退出机动航行。
图13为本申请实施例提供的靶机的模拟航行轨迹示意图，请参照图13，通过电子设备进行仿真之后，可以搭建半实物仿真平台进性S机动仿真，参数设置如下：
退出航向：
圆弧角度：
圆弧大小：t＝2；
圈数：n＝1；
过载设定：4g；
仿真结果表明改算法能够实现S机动功能，具备工程实现能力，能够实现横向距离的控制和限制，算法易用性强。
图13所示为靶机的模拟航行轨迹，其中横向为经度，纵向为纬度。所示线条即为航行轨迹。
图14为本申请实施例提供的靶机的过载情况示意图，请参照图14，图14为图13对应的轨迹中靶机的过载情况，其中，横轴为时间，纵轴为过载。
下述对用以执行的本申请所提供的靶机的模拟控制方法对应的装置、设备及存储介质等进行说明，其具体的实现过程以及技术效果参见上述，下述不再赘述。
图15为本申请实施例提供的靶机的模拟控制装置的结构示意图，请参照图15，该装置包括：获取模块110、确定模块120、航行模块130；
获取模块110，用于获取仿真靶机模型在仿真环境中的当前航行信息；
确定模块120，用于根据当前航行信息确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；
确定模块120，还用于根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；
航行模块130，用于根据过载控制信息以及航向控制信息控制仿真靶机模型航行。
可选地，当前航行信息包括：当前航向；确定模块120，具体用于根据当前航向以及第一预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第一航向条件；若仿真靶机模型满足第一航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第一航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：当前航向；确定模块120，具体用于根据当前航向以及第二预设航向，确定仿真靶机模型是否满足第二航向条件；若仿真靶机模型满足第二航向条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第二航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：横向航行距离；确定模块120，具体用于根据横向航行距离确定仿真靶机模型是否满足航行距离条件；若仿真靶机模型满足航行距离条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第三航行控制阶段。
可选地，当前航行信息包括：横向航行距离以及航行机动圈数；确定模块120，具体用于根据横向航行距离确定是否减小航行机动圈数；根据航行机动圈数确定仿真靶机模型是否满足航行圈数条件；若仿真靶机模型满足航行圈数条件，则确定仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第四航行控制阶段。
可选地，确定模块120，具体用于根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第一运行参数的值确定仿真靶机模型的过载控制信息，第一运行参数包括：过载控制积分参数、过载指令信息、过载信息、俯仰控制阻尼参数、俯仰角速率。
可选地，确定模块120，具体用于根据仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第二运行参数的值确定仿真靶机模型的航向控制信息，第二运行参数包括：航向控制比例参数、航向指令信息、航向信息、滚转控制比例参数、滚转角信息、滚转控制阻尼参数、滚转角速率。
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。
图16为本申请实施例提供的计算机设备的结构示意图，请参照图16，计算机设备，包括：存储器210、处理器220，存储器210中存储有可在处理器220上运行的计算机程序，处理器220执行计算机程序时，实现上述靶机的模拟控制方法的步骤。
本申请实施例的另一方面，还提供一种计算机可读存储介质，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，实现上述靶机的模拟控制方法的步骤。
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，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。
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。
上仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种靶机的模拟控制方法，其特征在于，应用于电子设备，所述电子设备中运行有靶机的仿真环境，所述仿真环境中包括靶机的仿真靶机模型，所述方法包括：
获取所述仿真靶机模型在所述仿真环境中的当前航行信息；
根据所述当前航行信息确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，所述仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，所述仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；
根据所述仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定所述仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；
根据所述过载控制信息以及所述航向控制信息控制所述仿真靶机模型航行，控制信息分为纵向和横向两部分，纵向为过载控制信息，横向为航向控制信息。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述当前航行信息包括：当前航向；
所述根据所述当前航行信息确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据所述当前航向以及第一预设航向，确定所述仿真靶机模型是否满足第一航向条件；
若所述仿真靶机模型满足第一航向条件，则确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第一航行控制阶段。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述当前航行信息包括：当前航向；
所述根据所述当前航行信息确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据所述当前航向以及第二预设航向，确定所述仿真靶机模型是否满足第二航向条件；
若所述仿真靶机模型满足第二航向条件，则确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第二航行控制阶段。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述当前航行信息包括：横向航行距离；
所述根据所述当前航行信息确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据所述横向航行距离确定所述仿真靶机模型是否满足航行距离条件；
若所述仿真靶机模型满足航行距离条件，则确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第三航行控制阶段。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述当前航行信息包括：横向航行距离以及航行机动圈数；
所述根据所述当前航行信息确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，包括：
根据所述横向航行距离确定是否减小所述航行机动圈数；
根据所述航行机动圈数确定所述仿真靶机模型是否满足航行圈数条件；
若所述仿真靶机模型满足航行圈数条件，则确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段为第四航行控制阶段。
6.如权利要求1-5任一项所述的方法，其特征在于，所述根据所述仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定所述仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息，包括：
根据所述仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第一运行参数的值确定所述仿真靶机模型的过载控制信息，所述第一运行参数包括：过载控制积分参数、过载指令信息、过载信息、俯仰控制阻尼参数、俯仰角速率。
7.如权利要求1-5任一项所述的方法，其特征在于，所述根据所述仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定所述仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息，包括：
根据所述仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的第二运行参数的值确定所述仿真靶机模型的航向控制信息，所述第二运行参数包括：航向控制比例参数、航向指令信息、航向信息、滚转控制比例参数、滚转角信息、滚转控制阻尼参数、滚转角速率。
8.一种靶机的模拟控制装置，其特征在于，应用于电子设备，所述电子设备中运行有靶机的仿真环境，所述仿真环境中包括靶机的仿真靶机模型，所述装置包括：获取模块、确定模块、航行模块；
所述获取模块，用于获取所述仿真靶机模型在所述仿真环境中的当前航行信息；
所述确定模块，用于根据所述当前航行信息确定所述仿真靶机模型当前所属的航行控制阶段，所述仿真靶机模型的航行过程中包括多个航行控制阶段，所述仿真靶机模型按照各航行控制阶段的顺序航行之后所形成的路线为预设形状的路线；
所述确定模块，还用于根据所述仿真靶机模型在当前所属的航行控制阶段的运行参数的值，确定所述仿真靶机模型的过载控制信息以及航向控制信息；
所述航行模块，用于根据所述过载控制信息以及所述航向控制信息控制所述仿真靶机模型航行，控制信息分为纵向和横向两部分，纵向为过载控制信息，横向为航向控制信息。
9.一种计算机设备，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任一项所述的方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，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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