CN115659103B - 旋转靶标的滚转角的计算方法、装置、介质、设备 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种旋转靶标的滚转角的计算方法、装置、介质、设备，该方法通过靶标标识信息判断卫星导航是否失效，并在卫星导航失效的情况下，利用模拟弹道参数中俯仰角与实飞弹道中弹道倾角的相似性，以及模拟弹道参数中偏航角与实飞弹道中弹道偏角的相似性，通过与目标时刻对应的第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，从而通过估算的滚转角，实现靶标的飞行姿态的控制，保证靶标在卫星导航失效后的平稳飞行。

Description

旋转靶标的滚转角的计算方法、装置、介质、设备

技术领域

本发明涉及导航信息处理技术领域，具体涉及一种旋转靶标的滚转角的计算方法、装置、介质、设备。

背景技术

旋转靶标在进行双通道控制时，需要对舵偏角指令进行实时解耦，而解耦依赖于滚转角，在滚转角误差较大时会导致解耦错误，从而使靶标姿态失稳，导致飞行试验失败。目前解算滚转角的方法大致分为两类，第一类是使用惯导测算滚转角；第二类是使用地磁信息并附加卫星导航信息等获取滚转角。其中，第一类方法成本较高、误差随时间累积而逐渐变大、且在靶标高速旋转时测算误差更大，因此对于需要控制成本的旋转靶标而言，利用地磁信息并辅助卫星导航信息来解算滚转角是最好的选择。

在相关技术中，地磁信息解算滚转角时，需要依赖卫星导航信息，在卫星导航失效时，弹道倾角与弹道偏角将会解算错误，从而导致依托于弹道倾角与弹道偏角解算的滚转角出现偏差，使靶标姿态失稳。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的在卫星导航失效时无法确定靶标的滚转角的技术缺陷，从而提供一种旋转靶标的滚转角的计算方法、装置、介质、设备。

第一方面，本发明实施例提供了一种旋转靶标的滚转角的计算方法，包括：获取靶标的导航标识信息；基于导航标识信息，判断靶标的卫星导航是否失效；如果是，则获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，模拟弹道参数包括：第一俯仰角和第一偏航角；基于第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，利用滚转角控制靶标的飞行姿态。

结合第一方面，在第一方面的一种可能的实现方式中，基于第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，包括：获取地磁信息及地磁信息的相关参数；地磁信息包括：磁力传感器的输出、磁偏角、磁倾角、射向；基于地磁信息、相关参数、第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角。

结合第一方面，在第一方面的另一种可能的实现方式中，通过如下公式表达滚转角：

γ=atan2(-em _Zb +cm _yb ,cm _Zb +em _yb )

其中，γ表示滚转角，m _yb 表示靶标本体系Y轴磁力传感器的输出，m _Zb 表示靶标本体系Z轴磁力传感器的输出，c、e均表示地磁信息的相关参数。

结合第一方面，在第一方面的另一种可能的实现方式中，通过如下公式表达地磁信息的相关参数：

c=cosIsin(D+ψ _N +A ₀)

e=-(sinIcosθ _N +cos(D+ψ _N +A ₀ )cosIsinθ _N )

其中，I表示磁倾角，D表示磁偏角，A ₀表示射向，ψ _N 表示第一偏航角，θ _N 表示第一俯仰角。

结合第一方面，在第一方面的另一种可能的实现方式中，旋转靶标的滚转角的计算方法，还包括：如果靶标的卫星导航未失效，基于靶标的弹道倾角与弹道偏角，计算靶标的滚转角，并通过实时插值，获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，模拟弹道参数包括：第二俯仰角和第二偏航角。

结合第一方面，在第一方面的另一种可能的实现方式中，通过如下公式表达第二俯仰角：

θ _M =(θ _m+1-θ _m )/(t _m+1-t _m )*(t _N -t _m )+θ _m

其中，θ _M 表示第二俯仰角，t _N 表示目标时刻，t _m 表示目标时刻的前一时刻，t _m+1表示目标时刻的下一时刻，θ _m 表示与t _m 对应的俯仰角，θ _m+1表示与t _m+1对应的俯仰角。

结合第一方面，在第一方面的另一种可能的实现方式中，通过如下公式表达第二偏航角：

ψ _M =(ψ _m+1-ψ _m )/(t _m+1-t _m )*(t _N -t _m )+ψ _m

其中，ψ _M 表示第二偏航角，t _N 表示目标时刻，t _m 表示目标时刻的前一时刻，t _m+1表示目标时刻的下一时刻，ψ _m 表示与t _m 对应的偏航角，ψ _m+1表示与t _m+1对应的偏航角。

第二方面，本发明实施例提供了一种旋转靶标的滚转角的计算装置，包括：标识信息获取单元，用于获取靶标的导航标识信息；卫星导航判断单元，用于基于导航标识信息，判断靶标的卫星导航是否失效；模拟弹道参数确定单元，用于如果是，则获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，模拟弹道参数包括：第一俯仰角和第一偏航角；滚转角计算单元，用于基于第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，利用滚转角控制靶标的飞行姿态。

第三方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有计算机指令，计算机指令被处理器执行时，实现如第一方面任一实施方式的旋转靶标的滚转角的计算方法。

第四方面，本发明实施例提供了一种计算机设备，包括至少一个处理器；以及与至少一个处理器通信连接的存储器；存储器中存储有可计算机程序指令，当指令被至少一个处理器执行，实现如第一方面任一实施方式的旋转靶标的滚转角的计算方法。

本发明技术方案，具有如下优点：

本发明提供的旋转靶标的滚转角的计算方法、装置、介质、设备，该方法通过靶标标识信息判断卫星导航是否失效，并在卫星导航失效的情况下，利用模拟弹道参数中俯仰角与实飞弹道中弹道倾角的相似性，以及模拟弹道参数中偏航角与实飞弹道中弹道偏角的相似性，通过与目标时刻对应的第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，从而通过估算的滚转角，实现靶标的飞行姿态的控制，保证靶标在卫星导航失效后的平稳飞行。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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旋转靶标的滚转角的计算方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的一种旋转靶标的滚转角的计算方法中关于基准弹道俯仰角与实飞弹道的弹道倾角的示意图；

图3为本发明实施例提供的一种旋转靶标的滚转角的计算方法中关于基准弹道偏航角与实飞弹道的弹道偏角的示意图；

图4为本发明实施例提供的一种旋转靶标的滚转角的计算方法中关于基准弹道与实飞弹道关于滚转角的示意图；

图5为本发明实施例提供的一种旋转靶标的滚转角的计算方法中关于时间与滚转角偏差的示意图；

图6为本发明实施例提供的一种旋转靶标的滚转角的计算装置的原理框图；

图7为本发明实施例提供的一种计算机设备的结构示例图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，可以是无线连接，也可以是有线连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

本发明实施例提供的技术方案应用于旋转靶标飞行控制的系统，该系统包括：飞控系统、导航系统、制导系统，飞控系统分别与导航系统、制导系统相连，飞控系统用于控制靶标的飞行姿态；导航系统用于确定靶标的位置信息，并位置信息反馈至飞控软件；制导系统用于规划靶标的飞行线路，并将路线信息反馈至飞控系统。

应用于上述系统，本实施例提供一种旋转靶标的滚转角的计算方法，如图1所示，该方法包括如下步骤：

S101、获取靶标的导航标识信息。

具体地，靶标的导航标识信息是由导航系统反馈的信息，导航标识信息用于判断导航是否失效。

S102、基于导航标识信息，判断靶标的卫星导航是否失效。

可选地，导航标识信息包括标识位为0的信息或标识位为1的信息，或以其他形式作为标识，用于判断导航是否失效的信息，本发明对此不做具体限定。在导航标识信息中包含标识位为0的信息时，判定靶标的卫星导航失效。

可选地，导航标识信息包括收星数信息，基于导航标识信息，判断靶标的卫星导航是否失效是指在导航标识信息的收星数信息小于预设收星阈值时，判定靶标的卫星导航失效。通常选取4作为预设收星阈值，可根据实际工况进行设置，本发明对此不作具体限定。

S103、如果是，则获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，模拟弹道参数包括：第一俯仰角和第一偏航角。

具体地，目标时刻是指靶标在飞行过程中的当前时刻，目标时刻的取值属于以靶标的卫星导航失效时刻作为起始时刻，以靶标抵达目的地的时刻作为终止时刻的时间数据集中。

具体地，预设时间间隔内的模拟弹道参数是指基于预设的靶标运动模型，通过模拟仿真，确定的靶标的模拟弹道参数集。其中，预设时间间隔至少包括由靶标的起飞时刻作为初始时刻，至以靶标抵达目的地的时刻作为终止时刻的所有时间间隔。靶标的模拟弹道参数集包括与时间信息相对应的俯仰角与偏航角。应该理解的是，预设的靶标运动模型，通过模拟仿真，确定的靶标的模拟弹道参数集属于较为成熟的技术，本发明对此不再进行赘述。如表1所示，示例性地展示了模拟弹道参数集。

表1

在如表1的示例中，可以看出每一组俯仰角与偏航角与时间信息呈一一对应的关系，即预设时间间隔内每一时刻均存在对应的俯仰角与偏航角。其中，t ₀表示弹道仿真起始点，t _n 表示弹道仿真结束点，L表示扩充时间。

可选地，t _n +L用于表示在弹道仿真结束后扩充模拟过程，用以防止在靶标实飞过程中，用时超过弹道仿真结束点，而无从获取俯仰角与偏航角信息。

S104、基于第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，利用滚转角控制靶标的飞行姿态。

具体地，基于第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角是指利用地磁信息、地磁信息的相关参数、第一俯仰角与第一偏航角计算靶标与目标时刻对应的滚转角。

具体地，利用滚转角控制转角靶标的飞行姿态属于较为成熟的技术，本发明对此不作具体限定。

通过实施本实施例，通过靶标标识信息判断卫星导航是否失效，并在卫星导航失效的情况下，利用模拟弹道参数中俯仰角与实飞弹道中弹道倾角的相似性，以及模拟弹道参数中偏航角与实飞弹道中弹道偏角的相似性，通过与目标时刻对应的第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，从而通过估算的滚转角，实现靶标的飞行姿态的控制，保证靶标在卫星导航失效后的平稳飞行。

在一种可选实施方式中，为在卫星导航失效时，确定靶标的滚转角，上述步骤S104的过程，具体包括：

（1）获取地磁信息及地磁信息的相关参数；地磁信息包括：磁力传感器的输出、磁偏角、磁倾角、射向。

具体地，磁力传感器的输出、磁偏角、磁倾角、射向的获取属于较为成熟的技术手段，本发明对此不做具体限定，其中，磁力传感器的输出包括：坐标系X轴、Y轴、Z轴的磁力传感器的输出，坐标系是指以靶标建立的坐标系。

（2）基于地磁信息、相关参数、第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角。

具体地，第一俯仰角是指在卫星导航失效时，与目标时刻对应的模拟弹道参数中的俯仰角。第一偏航角是指在卫星导航失效时，与目标时刻对应的模拟弹道参数中的偏航角。

在一种可选实施方式中，在靶标的卫星导航失效时，通过如下公式表达滚转角：

γ=atan2(-em _Zb +cm _yb ,cm _Zb +em _yb )

其中，γ表示滚转角，m _yb 表示靶标本体系Y轴磁力传感器的输出，m _Zb 表示靶标本体系Z轴磁力传感器的输出，c、e均表示地磁信息的相关参数。

进一步地，通过如下公式表达地磁信息的相关参数：

c=cosIsin(D+ψ _N +A ₀)

e=-(sinIcosθ _N +cos(D+ψ _N +A ₀ )cosIsinθ _N )

其中，I表示磁倾角，D表示磁偏角，A ₀表示射向，ψ _N 表示第一偏航角，θ _N 表示第一俯仰角。

具体地，N表示与目标时刻对应的时间点，如表1所示，N∈(t ₀,t _n +L)。

在一示例中，如图2至图5为旋转靶标的实飞弹道数据与基准弹道数据，其中，基准弹道数据是指通过基于预设的靶标运动模型，通过模拟仿真，确定的靶标的模拟弹道数据，基准弹道数据包括模拟弹道参数集。由图2可以看出，基准弹道的俯仰角与实飞弹道的弹道倾角趋势一致，即基准弹道的俯仰角与实飞弹道的弹道倾角具有相似性，并且，由于基准弹道的俯仰角与实飞弹道的弹道倾角存在一定误差，对应时间点偏差最大不超过15°，若使用相关技术中直接解算滚转角的方式，会导致基准弹道的滚转角与实飞弹道的滚转角存在较大误差，因此不能直接使用基准弹道的滚转角代替实飞弹道的滚转角。同理，由图3可以看出，基准弹道的偏航角与实飞弹道的弹道偏角趋势一致，即基准弹道的偏航角与实飞弹道弹道偏角具有相似性，并且，基准弹道的偏航角和实飞弹道的弹道偏角均较小，对应时间点偏差不超过4°，不能直接使用基准弹道的滚转角代替实飞弹道的滚转角。由图4可以看出，在122.3s时，基准弹道与实飞弹道对应滚转角的偏差超过120°，这也证明了不能直接使用基准弹道的滚转角代替实飞弹道的滚转角。

具体地，图5所示数据为应用本发明实施例提供的旋转靶标的滚转角的计算方法的示例图，其中，卫星导航在第4秒失效，20s起控后的滚转角偏差不超过3°，从而可以实现靶标的飞行姿态的控制，保证靶标解耦的准确性，即靶标在卫星导航失效后的平稳飞行；而相对应的常规方法，在第4秒卫星导航失效后，飞行过程中的滚转角偏差逐渐变大直至70°左右，这必然会导致控制指令等的解耦错误，使靶标姿态失稳，最终引发飞行试验失败；而即便在30s时卫星导航失效，用常规方法解算的滚转角误差也有15°，此时俯仰和偏航的耦合较为严重，对姿态控制不利。

通过实施本实施例，在卫星导航失效时，利用模拟弹道参数中俯仰角与实飞弹道中弹道倾角的相似性，以及模拟弹道参数中偏航角与实飞弹道中弹道偏角的相似性，通过地磁信息、地磁信息的相关参数、第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，从而通过解算的滚转角完成靶标的飞行姿态控制，保证靶标在卫星导航失效后的平稳飞行。

在一种可选实施方式中，为在卫星导航未失效时，确定靶标的滚转角，并且保证与目标时刻对应的模拟弹道参数可以被实时获取，旋转靶标的滚转角的计算方法，还包括：

如果靶标的卫星导航未失效，基于靶标的弹道倾角与弹道偏角，计算靶标的滚转角，并通过实时插值，获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，模拟弹道参数包括：第二俯仰角和第二偏航角。

具体地，在靶标的卫星导航未失效时，通过如下公式表达滚转角：

γ=atan2(-em _Zb +cm _yb ,cm _Zb +em _yb )

进一步地，通过如下公式表示地磁信息的相关参数：

c=cosIsin(D+ψ _V +A ₀)

e=-(sinIcosθ _B +cos(D+ψ _V +A ₀ )cosIsinθ _B )

其中，ψ _V 表示弹道偏角，θ _B 表示弹道倾角。

具体地，由于旋转靶标算力、成本等因素限制，使得靶标在实飞过程中无法获取俯仰角与偏航角，因此，采用弹道倾角与弹道偏角来代替俯仰角与偏航角，而在本发明提供的实施例中，通过预设的靶标运动模型，通过模拟仿真，确定的靶标的模拟弹道参数集，通过模拟仿真的方式，恰恰解决了在实际应用过程中无法解决的技术问题。

可选地，通过如下公式表达弹道倾角：

其中，V _x 、V _y 、V _z 分别表示坐标系内与x、y、z轴对应的速度。由导航装置提供。

可选地，通过如下公式表达弹道偏角：

ψ _V =tan ^-1(-V _z )/(V _x )

具体地，第二俯仰角是指在卫星导航未失效时，与目标时刻对应的模拟弹道参数中的俯仰角。第二偏航角是指在卫星导航未失效时，与目标时刻对应的模拟弹道参数中的偏航角。

在一种可选实施方式中，通过如下公式表达第二俯仰角：

θ _M =(θ _m+1-θ _m )/(t _m+1-t _m )*(t _N -t _m )+θ _m

其中，θ _M 表示第二俯仰角，t _N 表示目标时刻，t _m 表示目标时刻的前一时刻，t _m+1表示目标时刻的下一时刻，θ _m 表示与t _m 对应的俯仰角，θ _m+1表示与t _m+1对应的俯仰角。

在一种可选实施方式中，通过如下公式表达第二偏航角：

ψ _M =(ψ _m+1-ψ _m )/(t _m+1-t _m )*(t _N -t _m )+ψ _m

其中，ψ _M 表示第二偏航角，t _N 表示目标时刻，t _m 表示目标时刻的前一时刻，t _m+1表示目标时刻的下一时刻，ψ _m 表示与t _m 对应的偏航角，ψ _m+1表示与t _m+1对应的偏航角。

具体地，由于对于飞控软件的解算存在一定时间间隔，目标时刻所对应的时间节点不一定与预设时间间隔相对应，因此，对于俯仰角与偏航角的计算中包含了目标时刻的前一时刻以及目标时刻的下一时刻。

在一示例中，若目标时刻对应的时间节点为第70.005秒，飞控系统的解算时间间隔为0.005秒，而预设时刻间隔为1s，即预设时刻为0s、…70s、71s，…则使用70s、71s这两个预设时间点及其对应的模拟俯仰角和偏航角按照上述公式求解第二俯仰角和偏航角。若目标时刻与预存的时间点对应，则无需插值，直接使用相应时刻对应的模拟俯仰角和偏航角作为第二俯仰角和第二偏航角。

通过实施本实施例，在靶标的卫星导航未失效时，通过弹道倾角与弹道偏角计算靶标的滚转角，并通过实施插值的方式保证靶标可以实时获取与目标时刻对应的俯仰角和偏航角，从而保证在靶标的卫星导航失效时，通过俯仰角和偏航角计算靶标与目标时刻对应的滚转角，从而实现靶标的飞行姿态的控制，保证靶标在卫星导航失效后的平稳飞行。

本实施例提供一种项目流程执行状态更新装置，如图6所示，包括：标识信息获取单元21、卫星导航判断单元22、模拟弹道参数确定单元23、滚转角计算单元24。

目标节点获取单元21，用于获取靶标的导航标识信息。具体过程可参见上述实施例中关于步骤S101的相关描述，在此不再赘述。

卫星导航判断单元22，用于基于导航标识信息，判断靶标的卫星导航是否失效。具体过程可参见上述实施例中关于步骤S102的相关描述，在此不再赘述。

模拟弹道参数确定单元23，用于如果是，则获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，模拟弹道参数包括：第一俯仰角和第一偏航角。具体过程可参见上述实施例中关于步骤S103的相关描述，在此不再赘述。

滚转角计算单元24，用于基于第一俯仰角与第一偏航角，计算靶标与目标时刻对应的滚转角，利用滚转角控制靶标的飞行姿态。具体过程可参见上述实施例中关于步骤S104的相关描述，在此不再赘述。

通过实施本实施例，通过目标节点获取单元获取靶标标识信息，通过卫星导航判断单元判断卫星导航是否失效，并在卫星导航失效的情况下，通过模拟弹道参数确定单元，利用模拟弹道参数中俯仰角与实飞弹道中弹道倾角的相似性，以及模拟弹道参数中偏航角与实飞弹道中弹道偏角的相似性，确定与目标时刻对应的第一俯仰角与第一偏航角，并通过滚转角计算单元计算靶标与目标时刻对应的滚转角，从而通过估算的滚转角，实现靶标的飞行姿态的控制，保证靶标在卫星导航失效后的平稳飞行。

本发明一个实施例还提供了一种计算机存储介质，计算机存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意方法实施例中的旋转靶标的滚转角的计算方法。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体（Read-Only Memory，ROM）、随机存储记忆体（Random Access Memory，RAM）、快闪存储器（Flash Memory）、硬盘（HardDisk Drive，缩写：HDD）或固态硬盘（Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。

本发明一个实施例还提供一种计算机设备，如图7所示，图7是本发明一个可选实施例提供的一种计算机设备的结构示意图，该计算机设备可以包括至少一个处理器31、至少一个通信接口32、至少一个通信总线33和至少一个存储器34，其中，通信接口32可以包括显示屏（Display）、键盘（Keyboard），可选通信接口32还可以包括标准的有线接口、无线接口。存储器34可以是高速RAM存储器（Random Access Memory，易挥发性随机存取存储器），也可以是非不稳定的存储器（non-volatile memory），例如至少一个磁盘存储器。存储器34可选的还可以是至少一个位于远离前述处理器31的存储装置。其中处理器31可以结合图6所描述的装置，存储器34中存储应用程序，且处理器31调用存储器34中存储的程序代码，以用于执行上述任意方法实施例所述的旋转靶标的滚转角的计算方法的步骤。

其中，通信总线33可以是外设部件互连标准（peripheral componentinterconnect，PCI）总线或扩展工业标准结构（extended industry standardarchitecture，EISA）总线等。通信总线33可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图7中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

其中，存储器34可以包括易失性存储器（volatile memory），例如随机存取存储器（random-access memory，RAM）；存储器也可以包括非易失性存储器（non-volatilememory），例如快闪存储器（flash memory），硬盘（hard disk drive，HDD）或固态硬盘（solid-state drive，SSD）；存储器34还可以包括上述种类的存储器的组合。

其中，处理器31可以是中央处理器（central processing unit，CPU），网络处理器（network processor，NP）或者CPU和NP的组合。

其中，处理器31还可以进一步包括硬件芯片。上述硬件芯片可以是专用集成电路（application-specific integrated circuit， ASIC），可编程逻辑器件（programmablelogic device， PLD）或其组合。上述PLD可以是复杂可编程逻辑器件（complexprogrammable logic device，CPLD），现场可编程逻辑门阵列（field-programmable gatearray，FPGA），通用阵列逻辑（generic array logic, GAL）或其任意组合。

可选地，存储器34还用于存储程序指令。处理器31可以调用程序指令，实现本发明任一实施例中所述的旋转靶标的滚转角的计算方法。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (7)

1.一种旋转靶标的滚转角的计算方法，其特征在于，所述方法包括：

获取靶标的导航标识信息；

基于所述导航标识信息，判断所述靶标的卫星导航是否失效；

如果是，则获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，所述模拟弹道参数包括：第一俯仰角和第一偏航角；

基于所述第一俯仰角与所述第一偏航角，计算所述靶标与目标时刻对应的滚转角，利用所述滚转角控制所述靶标的飞行姿态；

所述基于所述第一俯仰角与所述第一偏航角，计算所述靶标与目标时刻对应的滚转角，包括：

获取地磁信息及地磁信息的相关参数；所述地磁信息包括：磁力传感器的输出、磁偏角、磁倾角、射向；

基于所述地磁信息、所述相关参数、所述第一俯仰角与所述第一偏航角，计算所述靶标与目标时刻对应的滚转角；

通过如下公式表达滚转角：

γ=atan2(-em _Zb +cm _yb ,cm _Zb +em _yb )

其中，γ表示滚转角，m _yb 表示靶标本体系Y轴磁力传感器的输出，m _Zb 表示靶标本体系Z轴磁力传感器的输出，c、e均表示地磁信息的相关参数；

通过如下公式表达地磁信息的相关参数：

c=cosIsin(D+ψ _N +A ₀)

e=-(sinIcosθ _N +cos(D+ψ _N +A ₀)cosIsinθ _N )

其中，I表示磁倾角，D表示磁偏角，A ₀表示射向，ψ _N 表示第一偏航角，θ _N 表示第一俯仰角。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

如果所述靶标的卫星导航未失效，基于所述靶标的弹道倾角与弹道偏角，计算所述靶标的滚转角，并通过实时插值，获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，所述模拟弹道参数包括：第二俯仰角和第二偏航角。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过如下公式表达第二俯仰角：

θ _M =(θ _m+1-θ _m )/(t _m+1-t_m)*(t _N -t _m )+θ _m

其中，θ _M 表示第二俯仰角，t _N 表示目标时刻，t _m 表示目标时刻的前一时刻，t _m+1表示目标时刻的下一时刻，θ _m 表示与t _m 对应的俯仰角，θ _m+1表示与t _m+1对应的俯仰角。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过如下公式表达第二偏航角：

ψ _M =(ψ _m+1-ψ _m )/(t _m+1-t_m)*(t _N -t _m )+ψ _m

其中，ψ _M 表示第二偏航角，t _N 表示目标时刻，t _m 表示目标时刻的前一时刻，t _m+1表示目标时刻的下一时刻，ψ _m 表示与t _m 对应的偏航角，ψ _m+1表示与t _m+1对应的偏航角。

5.一种旋转靶标的滚转角的计算装置，其特征在于，所述装置包括：

标识信息获取单元，用于获取靶标的导航标识信息；

卫星导航判断单元，用于基于所述导航标识信息，判断所述靶标的卫星导航是否失效；

模拟弹道参数确定单元，用于如果是，则获取靶标在预设时间间隔内与目标时刻对应的模拟弹道参数，所述模拟弹道参数包括：第一俯仰角和第一偏航角；

滚转角计算单元，用于基于所述第一俯仰角与所述第一偏航角，计算所述靶标与目标时刻对应的滚转角，利用所述滚转角控制所述靶标的飞行姿态；基于所述第一俯仰角与所述第一偏航角，计算所述靶标与目标时刻对应的滚转角的过程，包括：

获取地磁信息及地磁信息的相关参数；所述地磁信息包括：磁力传感器的输出、磁偏角、磁倾角、射向；

基于所述地磁信息、所述相关参数、所述第一俯仰角与所述第一偏航角，计算所述靶标与目标时刻对应的滚转角；

通过如下公式表达滚转角：

γ=atan2(-em _Zb +cm _yb ,cm _Zb +em _yb )

其中，γ表示滚转角，m _yb 表示靶标本体系Y轴磁力传感器的输出，m _Zb 表示靶标本体系Z轴磁力传感器的输出，c、e均表示地磁信息的相关参数；

通过如下公式表达地磁信息的相关参数：

c=cosIsin(D+ψ _N +A ₀)

e=-(sinIcosθ _N +cos(D+ψ _N +A ₀)cosIsinθ _N )

其中，I表示磁倾角，D表示磁偏角，A ₀表示射向，ψ _N 表示第一偏航角，θ _N 表示第一俯仰角。

6.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时，实现如权利要求1-4中任一项所述的旋转靶标的滚转角的计算方法。

7.一种计算机设备，其特征在于，包括：至少一个处理器；以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；

所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的计算机程序指令，当所述指令被所述至少一个处理器执行，执行如权利要求1至4中任一项所述的旋转靶标的滚转角的计算方法。

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