CN116661334B - 基于ccd相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法 - Google Patents
基于ccd相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法 Download PDFInfo
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Abstract
基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，为解决纯数学方法无法真实的仿真导弹与目标的信息，不能有效验证空空导弹电视末制导方法的有效性的问题。构建包括上位机、CCD相机和屏幕的半物理仿真平台，并在其中建立导弹和目标的数学模型、导弹的制导控制模型，获得导弹的位置、速度和姿态、目标的位置和速度、控制指令；根据上述信息求解目标在屏幕坐标系下的位置，并在屏幕上模拟。用CCD相机模拟导弹红外导引头，根据模拟的目标位置和CCD相机的位置得到目标相对于导弹的视线角；根据视线角更新导弹的制导控制模型，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导。属于导弹制导领域。
Description
技术领域
本发明涉及一种半物理仿真平台验证方法，具体涉及一种基于CCD相机的空空导弹电视末制导跟踪目标的半物理仿真平台验证方法，属于导弹制导技术领域。
背景技术
空空导弹的电视末制导利用物体所反射的光获得目标区域的全方位信息，对导弹进行制导，使目标难以隐蔽，具有较高的制导精度。但现有常用的纯数学方法无法真实的仿真导弹的目标获取信息，仿真过程和实际导弹的飞行过程差距较大，不能有效验证空空导弹电视末制导方法的有效性。因此，如何构建一个导弹电视末制导地面模拟实验平台是一个亟待解决的问题。
发明内容
本发明为了解决纯数学方法无法真实的仿真导弹与目标的信息，仿真过程和实际导弹的飞行过程差距较大，不能有效验证空空导弹电视末制导方法的有效性的问题，进而提出了一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法。
本发明采取的技术方案是：
它包括以下步骤：
S1、构建半物理仿真平台；
半物理仿真平台的硬件部分包括上位机、CCD相机和屏幕，上位机分别与CCD相机和屏幕连接；
半物理仿真平台的软件部分包括视景显示系统、目标检测识别系统和C++模型系统；
视景显示系统运行在上位机中，用于根据导弹与目标的状态求解目标在屏幕坐标系下的位置，在屏幕上以亮点的方式模拟目标的实际位置；
目标检测识别系统运行在上位机中，用于将CCD相机模拟导弹的红外导引头，利用红外导引头识别屏幕上模拟的目标，根据像素与焦距得到目标相对于导弹的视线方位，根据视线方位得到视线角；
C++模型系统运行在上位机中，用于创建导弹的数学模型、目标的数学模型和导弹的制导控制模型；
S2、在C++模型系统中建立导弹的数学模型、目标的数学模型和导弹的制导控制模型；
根据导弹的数学模型获得导弹的位置、速度和姿态；
根据目标的数学模型获得目标的位置和速度；
根据导弹的制导控制模型获得控制指令；
S3、在视景显示系统内，根据导弹的位置、速度和姿态和目标的位置和速度求解目标在屏幕坐标系下的位置，并在半物理仿真平台的屏幕上模拟目标的位置；
S4、在目标检测识别系统内，用CCD相机模拟导弹的红外导引头，根据模拟的目标位置和CCD相机的位置，得到目标相对于导弹的视线角；
根据视线角更新S2中的导弹的制导控制模型，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导。
有益效果：
本发明建立了半物理仿真平台，它的硬件部分包括上位机、CCD相机和屏幕，上位机分别与CCD相机和屏幕连接，它的软件部分包括视景显示系统、目标检测识别系统和C++模型系统，视景显示系统、目标检测识别系统和C++模型系统均运行在上位机中。在C++模型系统中建立导弹的数学模型、目标的数学模型和导弹的制导控制模型，根据导弹的数学模型(运动学模型与六自由度的动力学模型)获得导弹的位置、速度和姿态；根据目标的数学模型(运动学模型与三自由度的动力学模型)获得目标的位置和速度；通过运动学模型与动力学模型得到真实的位置与速度等信息，提高了仿真的真实性与准确性。根据导弹的制导控制模型获得制导律，根据制导律获得控制指令。在视景显示系统内，根据导弹的位置、速度和姿态和目标的位置和速度求解目标在屏幕坐标系下的位置，并在半物理仿真平台的屏幕上模拟目标的位置。在目标检测识别系统内，用CCD相机模拟导弹的红外导引头，根据模拟的目标位置和CCD相机的位置，得到目标相对于导弹的视线角，根据视线角更新S2中的导弹的制导控制模型，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导。本发明半物理仿真平台在地面上就能够实现与导弹实际空中飞行过程的一致性，可有效验证空空导弹电视末制导方法，极大节省实弹验证的成本。
附图说明
图1是坐标系之间的关系示意图；
图2是图像处理与角度计算流程图；
图3是弹目相对距离变化示意图；
图4是弹目轨迹曲线图；
图5是导弹三轴位置误差图；
图6是弹目速度曲线图；
图7是导弹三轴速度误差图；
图8是角速度变化曲线图；
图9是姿态角变化曲线图；
图10是过载变化曲线图；
图11是指令过载变化曲线图；
图12是舵偏角变化曲线图；
图13是原始图像；
图14是灰度图；
图15是中值滤波后图像示意图；
图16是相机识别的目标轨迹示意图；
图17是相机坐标系下仰角示意图；
图18是相机坐标系下偏角示意图；
图19是仿真流程图；
具体实施方式
具体实施方式一：结合图1-图19说明本实施方式，本实施方式所述一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，它包括以下步骤：
S1、构建半物理仿真平台，半物理仿真平台的硬件部分包括上位机、CCD相机和屏幕，上位机分别与CCD相机和屏幕连接，其中，上位机为惠普工作站，上位机是仿真的核心，它具有高定时精度和高数据处理速度等特点。上位机实现数据间传输、动力学模型解算、目标俯仰角与方位角计算、全部仿真过程等工作。CCD相机为华谷动力WP-UT500小面阵CCD相机，在本发明中将CCD相机模拟导弹的红外导引头。CCD相机与上位机之间采用USB3.0数据线进行数据传输。
半物理仿真平台的软件部分包括视景显示系统、目标检测识别系统和C++模型系统，
视景显示系统运行在上位机中，用于根据导弹与目标的状态求解目标在屏幕坐标系下的位置，在屏幕上以亮点的方式模拟目标的实际位置。
目标检测识别系统运行在上位机中，用于将CCD相机模拟导弹的红外导引头，利用红外导引头识别屏幕上模拟的目标，根据像素与焦距等参数得到目标相对于导弹的相对视线方位，进而得到视线角。
C++模型系统运行在上位机中，用于创建导弹的数学模型、目标的数学模型和导弹的制导控制模型，导弹的数学模型与目标的数学模型均包括动力学模型与运动学模型。
半物理仿真平台的软件部分采用Visual Studio 2019软件平台进行开发，使用C++进行编程。
S2、在C++模型系统中建立导弹的数学模型、目标的数学模型和导弹的制导控制模型，根据导弹的数学模型获得导弹的位置、速度和姿态，根据目标的数学模型获得目标的位置和速度，根据导弹的制导控制模型获得制导律和控制指令，具体过程为：
S21、建立导弹的数学模型，导弹的数学模型包括导弹质心动力学模型、导弹质心平动运动学模型、导弹姿态动力学模型和导弹姿态运动学模型，根据前述四个模型获得导弹的位置、速度和姿态。具体过程为：
S211、定义发射坐标系、弹体坐标系和速度坐标系，获得三个坐标系之间的坐标转换矩阵，具体过程为：
发射坐标系：发射坐标系的坐标原点o与发射点固联，ox轴在发射点o的水平面内，指向发射瞄准方向为正，oy轴垂直于发射点水平面指向上方为正，oz轴与xoy面垂直，并构成右手坐标系。由于发射点o随地球一起旋转，所以发射坐标系为一个动坐标系。利用发射坐标系可建立飞行器相对于地面的运动方程，便于描述飞行器相对大气运动所受到的作用力。
弹体坐标系：弹体坐标系的原点ot为导弹的质心，otxt轴与弹体纵轴重合，指向弹体头部为正，otyt轴在弹体纵向对称面内，且垂直于otxt轴，指向上为正，otzt轴与xtotyt面垂直，并构成右手直角坐标系。
速度坐标系：速度坐标系的原点o1为飞行器的质心，o1x1轴与飞行器质心的速度矢量V重合，o1y1轴在飞行器的主对称面内，且与o1x1垂直，指向上为正，o1z1轴与x1o1y1面垂直，并构成右手直角坐标系。速度坐标系与飞行器速度矢量固联，所以速度坐标系是一个动坐标系。
实际应用中，由于气动力的实际描述是以物体基准线(如飞行器轴对称线)与来流成一定攻角或侧滑角的情况下进行的，因而通常将气动力在速度坐标系的各轴上进行分解。分别称为气动阻力、升力、侧力。这样投影不仅符合气动力产生的原理，而且便于直接测量。
发射坐标系与弹体坐标系的坐标转换矩阵
按照坐标系YZX轴的顺序依次旋转偏航角俯仰角和滚转角γ，得到：
发射坐标系与速度坐标系的坐标转换矩阵
按照坐标系YZX轴的顺序依次旋转弹道偏角弹道倾角θ和速度滚转角γv，得到：
速度坐标系与弹体坐标系的坐标转换矩阵
按照坐标系YZ轴的顺序依次旋转侧滑角β和攻角α，得到：
S212、在发射坐标系下建立导弹质心动力学模型，获得导弹的位置：
根据牛顿第二定律，在惯性坐标系中有：
其中，为导弹推力矢量，为导弹所受气动力矢量，为导弹所受引力矢量，r为导弹位置，m为导弹质量，t为时间。
考虑发射坐标系相对惯性坐标系的自转运动，导弹位置在惯性坐标系中的绝对导数与导弹位置在发射坐标系下的相对导数存在以下关系式：
其中，为发射坐标系相对惯性坐标系的转动角速度矢量，即地球自转角速度，为导弹位置的矢量。
对上式两端同时求绝对导数，得：
其中，ve为导弹速度的标量。
上式经过整理得到：
其中，v为导弹的速度。
为了将上式表示在发射坐标系下，需将上式各项表示在发射坐标系下，则：
发射坐标系下推力为：
发射坐标系下气动力为：
其中，为发射坐标系与弹体坐标系的坐标转换矩阵转置，为发射坐标系与速度坐标系的坐标转换矩阵转置，s是参考面积，q是动量。
在子午面内，地球引力加速度可沿地心矢径r方向和子午线方向φ分解，即：
其中，GM为地球引力系数，GM＝μ＝3.986005×1014km3/s2；J为地球扁率项，ae为地球椭球体长半轴，ae＝6378.140km；r为飞行器当前位置到地心的距离(m)；φ为飞行器当前位置的地心纬度。
为计算方便，通常又将地球引力加速度g沿地心矢径r方向和绕地轴的旋转角速度ωe方向分解：
g＝g′rr+gωeωe
其中：
将r和ωe投影至发射坐标系，则地心纬度φ由投影至发射坐标系下的r和ωe计算得到：
式中，rx，ry，rz为弹道上的一个点到地心的距离在地心发射坐标系中的坐标；ωe为地球自转角速度(rad/s)；ωex，ωey，ωez为地球自转角速度在地心发射坐标系中的分量。
任意一点地心矢径为：
r＝R0+ρ
其中，R0为发射点地心矢径，ρ为发射点到弹道上任意一点的矢径。
R0在发射坐标系上的三个分量可表示为：
其中，A0为发射方位角，μ0为发射点地理纬度与地心纬度之差。
假设地球为一个两轴的旋转椭球体，故R0的长度可由子午椭圆方程求取：
其中，be为地球短半轴长度，φ0为地心纬度。
ρ在发射坐标系下的三个分量为ρx、ρy、ρz，则r在发射坐标系下的分量为：
而ωe在发射坐标系下的三分量可写成：
其中，ωex、ωey、ωez可由下式得到：
其中，B0是地理维度。
最终导弹所受的引力分解到发射坐标系下的分量形式为：
其中，x，y，z为导弹在发射坐标系上的位置坐标。
发射坐标系下导弹速度为：
则科式加速度：
发射系下导弹的位置矢量为：
离心加速度：
S213、根据导弹的位置，在发射坐标系下建立导弹质心平动运动学模型，获得导弹的速度：
其中，x，y，z为导弹在发射坐标系下的位置，为x，y，z的一阶导数，vx，vy，vz为导弹在发射坐标系下的速度分量。
S214、在弹体坐标系下建立导弹姿态动力学模型，即绕质心转动动力学方程：
根据导弹的动量矩定理：
式中，是弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度矢量，是导弹动量矩矢量。
式中，wx，wy，wz为弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度的三轴分量，J为转动惯量，Jx，Jy，Jz为转动惯量的分量。
导弹动量矩H在惯性坐标系下的导数为：
式中，MX，MY，MZ为导弹所受外力矩的分量。
导弹动量矩H在弹体坐标系下的导数为：
式中，是wx，wy，wz的一阶导数。
最终得到弹体坐标系下导弹的姿态动力学模型：
S215、根据导弹姿态动力学模型，在弹体坐标系下建立导弹姿态运动学模型，即绕质心转动运动学方程，获得导弹的姿态：
弹体坐标系相对于发射坐标系的转动角速度为：
其中，是俯仰角的一阶导数矢量，是偏航角的一阶导数矢量，是滚转角的一阶导数矢量。
导弹的姿态运动学模型在弹体坐标系下的表达式为：
S22、建立目标的数学模型，目标的数学模型包括目标质心动力学模型和目标质心运动学模型，根据前述两个模型获得目标的位置和速度。
S221、此时不考虑目标机动，只考虑目标受重力被动飞行，在发射坐标系下建立目标质心动力学模型，获得目标的位置：
其中，mT是目标的质量，是目标所受引力，vm是目标在发射坐标系下的速度，是发射坐标系相对惯性坐标系的转动角速度，即地球自转角速度，rm是目标的位置。
S222、在发射坐标系下建立目标质心运动学模型，获得目标的速度：
其中，xm,ym,zm为目标在发射坐标系下的位置坐标，为xm,ym,zm的一阶导数，vmx，vmy，vmz为目标在发射坐标系下的速度分量。
S23、建立导弹的制导控制模型，导弹的制导控制模型包括导航解算、制导律和控制指令解算；
根据导弹的位置、速度和姿态，利用导航解算得到导弹在末制导的位置、速度和姿态；
根据S22获得的目标的位置和速度，确定末制导时目标的位置和速度，根据导弹在末制导的位置、速度和姿态，以及目标在末制导的位置和速度，利用比例导引法生成制导律；
根据导航解算和制导律，采用PID控制律生成控制指令。
S231、根据导弹的位置、速度和姿态，利用导航解算得到导弹在末制导的位置、速度和姿态：
导弹末段飞行过程采用捷联惯导进行导航，假设捷联惯导测量输出信息为弹体坐标系下的过载角速度则导弹在发射坐标系下导航解算方程如下：
导弹的导航动力学方程：
式中，是导弹的速度分量，是的一阶导数，g0为重力加速度，取g0＝9.8104m/s2，为过载的分量，gx，gy，gz是g0的分量。
导弹的导航运动学方程：
式中，是导航解算得到的导弹的位置坐标，是的一阶导数。
姿态角解算方程：
其中，是弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度的分量，分别是导航解算得到的俯仰角、偏航角和滚转角。
导航解算结果包括：导弹的三轴位置导弹的三轴速度和导弹的姿态角
S232、根据S22获得的目标的位置和速度，确定末制导时目标的位置和速度，根据导弹在末制导的位置、速度和姿态，以及目标在末制导的位置和速度，利用比例导引法生成制导律：
将比例导引法的比例系数改写为：
式中，k为导引比例系数，为导弹和目标相对距离的一阶导数，v为导弹的速度。
其中，xr、yr、zr为导弹和目标相对位置分量，vrx、vry、vrz为导弹和目标相对速度分量，r为导弹和目标相对距离。
改进的比例导引法使得比例系数具有了对导弹速度的自适应能力，能够使制导结果更平滑。比例导引接收导弹红外导引头的输出信号，生成法向过载指令和横向过载指令，分别为：
其中，nyv、nzc为y方向与z方向上的指令过载，分别为导弹弹道角的方位角的一阶导数和仰角的一阶导数，仰角由CCD相机识别屏幕上目标俯仰角及方位角，根据目标俯仰角及方位角计算视线角速度信息后得到。
其中，Ωx、Ωy、Ωz为导弹与目标之间的相对视线角速度分量，θ为弹道倾角，ψc为弹道偏角。
S233、根据导航解算和制导律，采用PID控制律生成控制指令，控制指令为指令舵偏角，表达式为：
δxc＝kpg(γc-γ)-kdgwx
式中，δxc，δyc和δzc为三轴指令舵偏角，kpg、kdg为滚转通道的比例系数，kpp、kdp为偏航通道的比例系数，kpf、kdf为俯仰通道的比例系数，wx，wy，wz导弹角速度分量，由惯导测量得到，ny、nz为导弹在当前时刻的实际法向过载，γc为指令滚转角。
上述的S2建立了导弹的运动学模型与六自由度的动力学模型，以及目标的运动学模型与三自由度的动力学模型，同时，还建立了导弹的制导律与控制律，用于仿真过程中数据的生成，其中，制导指令中导弹弹道角的方位角变化率和仰角变化率由相机实测得到，动力学积分得到的导弹位置、速度、姿态与目标的位置、速度数据传递给S3，用于模拟目标的显示。
S3、在视景显示系统内，根据导弹的位置、速度和姿态和目标的位置和速度求解目标在屏幕坐标系下的位置，并在半物理仿真平台的屏幕上模拟目标的位置，具体过程为：
S31、根据S2获取的导弹的位置、速度和姿态，以及目标的位置和速度得到当前时刻目标相对导弹的视线角。
S32、根据视线角、CCD相机与屏幕的安装位置和屏幕的像素，计算得到目标在屏幕坐标系下的位置。
S33、使用OpenGL在半物理仿真平台的屏幕上显示亮点，将亮点作为目标，模拟目标的位置。
S3根据S2得到的导弹与目标的状态信息，在导弹视角下模拟目标的方位，并以亮点的方式在屏幕上进行显示，用于S4的目标识别。
S4、在目标检测识别系统内，用CCD相机模拟导弹的红外导引头，根据模拟的目标位置和CCD相机的位置，得到目标相对于导弹的视线角；
根据视线角更新S2中的导弹的制导控制模型，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导，具体过程为：
S41、定义世界坐标系、相机坐标系、图像坐标系和相机像素坐标系。
世界坐标系(OW-XWYWZW)：世界坐标系的坐标原点OW和三个坐标轴XWYWZW可以根据所处情境具体定义。世界坐标系用来描述实际物体在三维空间中的位置信息。相机和被测的物体的位置信息可用世界坐标系下的坐标描述，其下坐标点可用(XW,YW,ZW)表示。
相机坐标系(OC-XCYCZC)：相机坐标系的坐标原点OC为CCD相机镜头的光心，ZC轴为相机镜头光轴，XC轴、YC轴分别与图像坐标系中的x轴、y轴平行。将CCD相机作为导弹的红外导引头，物体在红外相机坐标系下的坐标可以表示为(XC,YC,ZC)。
图像坐标系(O1-xy)：以CCD相机成像平面中心点为坐标原点O1，x轴和y轴分别平行于成像平面的两条垂直边缘。图像坐标系下点的坐标为(x,y)。
相机像素坐标系(O0-uv)：相机像素坐标系以相机所成图像左上角为坐标原点O0，u轴、v轴分别平行于图像坐标系中的x轴、y轴。像素坐标系上的像素点坐标可用(u,v)表示。
上述坐标系之间关系如图1所示，其中，f为相机的焦距，焦距是成像平面与红外相机坐标系OCXCYC平面的距离。
S42、建立相机成像模型
用相机成像模型描述实际物体的三维位置信息与图像上的二维像素信息对应关系，进而可通过处理相机得到的像素坐标信息，获得相应的物体三维坐标信息。
世界坐标系中的点[XW,YW,ZW]T通过旋转和平移变换可以转换到相机坐标系下进行描述，得到世界坐标系与相机坐标系的转换关系：
其中，R为3×3正交旋转矩阵，t′为三维平移向量，整理可得齐次坐标形式：
由于图像坐标系中点T'与相机坐标系中点T对应，所以根据相似三角形关系得到下式：
则用齐次坐标和矩阵可以表示为如下形式：
图像坐标系与相机像素坐标系之间的转换关系如下式所示：
式中，(u0,v0)代表图像坐标系中的原点转换到相机像素坐标系中的像素坐标，dx和dy分别表示单个像素在x和y方向的尺寸。
采用齐次坐标和矩阵可以将上式表示如下：
进一步处理可以得到：
其中：
其中，ax和ay为焦距与x、y两个方向上像素物理尺寸的比值，分别表示图像水平轴和垂直轴上的尺度因子。K中包含的参数有焦距ax、ay、主点坐标u0、v0等，这些参数只由相机的内部结构决定，所以K成为内部参数矩阵；M1中的R和t′分别表示相机坐标系相对世界坐标系的旋转矩阵和平移向量，R和t′由相机坐标系与世界坐标系之间的相对位置决定，因此，M1称为相机的外部参数矩阵，R和t′叫做外部参数，M＝KM1为世界坐标系与相机坐标系的投影矩阵。
在S42这一步骤中，依次计算世界坐标系与相机坐标系的转换，相机坐标系与图像坐标系的转换，图像坐标系与相机像素坐标系的转换。用于S45计算屏幕上的目标点相对于相机的仰角和偏角。
S43、对CCD相机输出的图像进行降噪处理，将降噪处理后的图像进行增强处理，得到新图像。
由于导弹的红外导引头成像过程中存在外界各种力学光学热学等干扰，导致CCD成像会有许多噪声，因此，需要对CCD相机输出的图像进行降噪处理，降噪方法为中值滤波，滤波器窗口选择3×3区域。同时，考虑到实际成像效果，以及去噪的过程可能会带来图像模糊现象，导致后续目标识别过程无法顺利进行，需对图像进行增强处理，增强方法为阈值分割或边缘检测分割或区域生长分割。图像分割是目标分析的重要部分，它将图像分割成不同的特征区域，以便对目标进行进一步分析处理。采用基于灰度值的阈值分割方法，实际电视制导中，根据实际条件设定图片上下分割阈值，此处由于目标模拟只进行了黑暗条件下光点的演示，不涉及复杂环境下特定区域的特定目标分析，因而只设定下阈值T即可。
其中，T为分割所用的图像灰度阈值。
S44、利用模板匹配算法对新图像进行识别，得到新图像内的目标的位置。
对于电视制导解算，最重要的环节就是图像识别。利用图像识别算法，借助计算机识别、跟踪目标，并进行制导。这一过程充分发挥了机器的智能，为自寻的式制导带来很大方便。图像识别算法包括模板匹配算法。
S45、根据新图像内目标的位置及相机成像模型计算屏幕上的目标点相对于CCD相机的仰角和偏角，对仰角和偏角进行差分，得到视线角速度，根据视线角速度更新S232中获得的制导律，利用更新后的制导律更新控制指令，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导。具体过程为：
根据新图像内目标的位置，对新图像内目标像素坐标取均值，可近似得到目标形心在相机像素坐标系下的坐标点(u,v)，在相机内参已知的前提下，根据相机成像模型可以通过坐标变换关系解得目标在相机坐标系下的偏角和仰角。
首先，考虑相机无畸变的理想情况，将相机像素坐标系下的坐标点(u,v)转换到图像坐标系下，结果如下式所示：
其中，dx、dy为单位像素点对应图像坐标系下实际长度，x0、y0为相机像素坐标系原点(即图像的左上角点)在图像坐标系下的坐标值。
在相机坐标系下，像点对应坐标应为(x,y,f)，像点为目标形心在图像坐标系下的坐标。因此，可以算得目标在相机坐标系下相对于CCD相机的仰角φ和偏角λ，如式下式所示：
φ＝arctan(y/f)
λ＝arctan(x/f)
S4利用CCD相机，对S3在屏幕上显示的模拟目标进行识别，并得到相机视角下的仰角与偏角，利用上述角度信息差分得到视线角速度，根据视线角速度得到并用更新S232中获得的制导律，利用更新后的制导律更新控制指令，根据更新的控制指令完成导弹对目标的制导。
实施例
首先，设置仿真的初始参数，仿真初始条件及其他参数如表1和表2所示：
表1初始条件
表2其他参数
C++模型系统通过四阶龙格库塔对动力学模型进行积分，得到导弹与目标的运动参数。使用目标与导弹的位置相减得到发射坐标系下的相对位置矢量，并根据导弹的姿态得到发射坐标系到弹体坐标系的坐标转换矩阵，从而通过坐标变换得到弹体坐标系下相对位置矢量。然后根据几何关系通过三角函数解算得到目标相对于导弹本体的视线角，用于目标模拟系统的工作。
目标模拟系统根据CCD相机与屏幕之间的距离，以及屏幕的参数，得到目标在屏幕坐标系下的坐标，使用OpenGL软件在屏幕上对目标点进行动点实时屏幕显示。
目标模拟过程中，采用高精度工业相机模拟导弹的红外导引头，假设相机正对高分辨率屏幕安装，即相机坐标系的OCXCYC平面与屏幕平面平行，则在相机视场下屏幕光点运动的角度信息与实际飞行过程中导引头测得的目标方位信息一致。
引入相机安装参数l，以表示相机坐标系OCXCYC与屏幕平面距离(假设两平面已经平行且相机坐标系OCXC轴、OCYC轴分别与屏幕平面直角坐标系OWXW轴、OWYW轴平行)，则可知屏幕目标模拟点在屏幕平面直角坐标系下的坐标(XW,YW)如下：
XW＝-l tanλ
YW＝l tanφ
像素比kx、ky表示屏幕上每个像素点对应横、纵向长度。对于经过良好加工的高精度屏幕，k值应为一确定常数，即kx＝ky＝k。根据屏幕像素与实际尺寸对应参数，可将目标模拟点对应的像素值计算得出。
因此在屏幕像素点坐标系下，目标模拟点的坐标如下：
p＝p0-[(l tanγ)/k]
q＝q0-[(l tanφ)/k]
其中，p0、q0分别为屏幕平面直角坐标系原点在相机像素点坐标系下的横、纵坐标。由于像素点为整数，最终计算得到的像素值进行取整以供屏幕编程。
使用OpenGL软件在屏幕上对目标点进行动点实时屏幕显示后，即可开始目标检测识别系统的工作。
目标检测识别系统使用CCD相机模拟导弹的红外导引头，对屏幕上的模拟目标进行识别。CCD相机与上位机之间采用USB3.0数据线进行数据传输,利用CCD相机对图像进行实时采集，将采集到的图像进行数字化，并利用相机API接口函数库实现对相机图像的底层读取。在读取方式上，选择使用C语言进行读取，并在C语言环境下使用开源图像处理库OpenCV针对相机数字图像进行处理与分析，得到导弹制导所需的目标俯仰角与方位角。
首先对原始图像进行降噪处理，采用中值滤波处理进行降噪,滤波器窗口选择3×3区域。然后采用基于灰度值的阈值分割方法，对图片根据实际条件设定上下分割阈值，此处由于目标模拟只进行了黑暗条件下光点的演示，不涉及复杂环境下特定区域的特定目标分析，因而只设定下阈值T即可。
其中，T为分割所用的图像灰度阈值。
最后通过几何关系得到目标相对于导弹的视线角，提取经过处理后的目标形心，可近似得到目标中心在相机像素坐标系下的坐标(u,v)，在相机内参已知的前提下，可以通过坐标变换关系解得目标在相机坐标系下的偏角和仰角。
首先，可把相机像素坐标系下的点转换到图像坐标系下，考虑相机无畸变的理想情况下的结果如下式所示。
其中，dx、dy为单位像素点对应图像坐标系下实际长度，x0、y0为相机像素坐标系原点(即相机所成图像的左上角点)在图像坐标系下的坐标值。
可知，在相机坐标系下，像点对应坐标应为(x,y,f)。因此，可以算得目标在相机坐标系下仰角φ和偏角λ，如式下式所示。
φ＝arctan(y/f)
λ＝arctan(x/f)
得到视线角后，对两时刻时间视线角进行时间差分，得到目标相对导弹视线角的变化率，用于制导指令的生成。
制导律采用比例导引法，比例系数的形式写作：
得到制导指令后，用于控制指令的生成，采用PID控制律对导弹进行控制，然后根据动力学模型积分得到导弹与目标新的运动状态，循环上述过程直到导弹击中目标。
Claims (7)
1.一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，其特征在于：它包括以下步骤：
S1、构建半物理仿真平台；
半物理仿真平台的硬件部分包括上位机、CCD相机和屏幕，上位机分别与CCD相机和屏幕连接；
半物理仿真平台的软件部分包括视景显示系统、目标检测识别系统和C++模型系统；
视景显示系统运行在上位机中，用于根据导弹与目标的状态求解目标在屏幕坐标系下的位置，在屏幕上以亮点的方式模拟目标的实际位置；
目标检测识别系统运行在上位机中，用于将CCD相机模拟导弹的红外导引头，利用红外导引头识别屏幕上模拟的目标，根据像素与焦距得到目标相对于导弹的视线方位，根据视线方位得到视线角；
C++模型系统运行在上位机中，用于创建导弹的数学模型、目标的数学模型和导弹的制导控制模型；
S2、在C++模型系统中建立导弹的数学模型、目标的数学模型和导弹的制导控制模型；
根据导弹的数学模型获得导弹的位置、速度和姿态；
根据目标的数学模型获得目标的位置和速度；
根据导弹的制导控制模型获得控制指令；
所述S2具体过程为：
S21、建立导弹的数学模型，导弹的数学模型包括导弹质心动力学模型、导弹质心平动运动学模型、导弹姿态动力学模型和导弹姿态运动学模型，根据前述四个模型获得导弹的位置、速度和姿态；
S22、建立目标的数学模型，目标的数学模型包括目标质心动力学模型和目标质心运动学模型，根据前述两个模型获得目标的位置和速度；
S23、建立导弹的制导控制模型，导弹的制导控制模型包括导航解算、制导律和控制指令解算；
根据导弹的位置、速度和姿态，利用导航解算得到导弹在末制导的位置、速度和姿态；
根据S22获得的目标的位置和速度，确定末制导时目标的位置和速度，根据导弹在末制导的位置、速度和姿态，以及目标在末制导的位置和速度，利用比例导引法生成制导律；
根据导航解算和制导律，采用PID控制律生成控制指令；
所述S23具体过程为：
S231、根据导弹的位置、速度和姿态，利用导航解算得到导弹在末制导的位置、速度和姿态：
导弹末段飞行过程采用捷联惯导进行导航，假设捷联惯导测量输出信息为弹体坐标系下的过载角速度则导弹在发射坐标系下导航解算方程如下：
导弹的导航动力学方程：
式中，是导弹的速度分量，是的一阶导数，g0为重力加速度，取g0＝9.8104m/s2，为过载的分量，gx，gy，gz是g0的分量，为发射坐标系与弹体坐标系的坐标转换矩阵转置；
导弹的导航运动学方程：
式中，是导弹的位置坐标，是的一阶导数；
姿态角解算方程：
其中，是弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度的分量，分别是俯仰角、偏航角和滚转角；
导航解算结果包括：导弹的三轴位置导弹的三轴速度和导弹的姿态角
S232、根据S22获得的目标的位置和速度，确定末制导时目标的位置和速度，根据导弹在末制导的位置、速度和姿态，以及目标在末制导的位置和速度，利用比例导引法生成制导律：
比例导引法的比例系数为：
式中，k为导引比例系数，为导弹和目标相对距离的一阶导数，v为导弹的速度；
其中，xr、yr、zr为导弹和目标相对位置分量，vrx、vry、vrz为导弹和目标相对速度分量，r为导弹和目标相对距离；
比例导引接收导弹红外导引头的输出信号，生成法向过载指令和横向过载指令，分别为：
其中，nyc、nzc分别为法向过载指令和横向过载指令，分别为导弹弹道角的方位角的一阶导数和仰角的一阶导数；
其中，Ωx、Ωy、Ωz为导弹与目标之间的相对视线角速度分量，θ为弹道倾角，ψc为弹道偏角；
S233、根据导航解算和制导律，采用PID控制律生成控制指令，控制指令为指令舵偏角，表达式为：
δxc＝kpg(γc-γ)-kdgwx
δyc＝kpp∫(nzc-nz)dt-kdpwy
δzc＝kpf∫(nyc-ny)dt-kdfwz
式中，δxc，δyc和δzc为三轴指令舵偏角，kpg、kdg为滚转通道的比例系数，kpp、kdp为偏航通道的比例系数，kpf、kdf为俯仰通道的比例系数，wx，wy，wz导弹角速度分量，ny、nz为导弹在当前时刻的实际法向过载，γc为指令滚转角；
S3、在视景显示系统内，根据导弹的位置、速度和姿态和目标的位置和速度求解目标在屏幕坐标系下的位置，并在半物理仿真平台的屏幕上模拟目标的位置；
S4、在目标检测识别系统内，用CCD相机模拟导弹的红外导引头，根据模拟的目标位置和CCD相机的位置，得到目标相对于导弹的视线角；
根据视线角更新S2中的导弹的制导控制模型，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导；
所述S4具体过程为：
S41、定义世界坐标系、相机坐标系、图像坐标系和相机像素坐标系：
世界坐标系OW-XWYWZW：世界坐标系的坐标原点OW和三个坐标轴XWYWZW根据所处情境具体定义；
相机坐标系OC-XCYCZC：相机坐标系的坐标原点OC为CCD相机镜头的光心，ZC轴为相机镜头光轴，XC轴、YC轴分别与图像坐标系中的x轴、y轴平行；CCD相机作为导弹的红外导引头；
图像坐标系O1-xy：以CCD相机成像平面中心点为坐标原点O1，x轴和y轴分别平行于成像平面的两条垂直边缘；
相机像素坐标系O0-uv：相机像素坐标系以相机所成图像左上角为坐标原点O0，u轴、v轴分别平行于图像坐标系中的x轴、y轴；
S42、建立相机成像模型
其中：
其中，ax和ay分别表示图像水平轴和垂直轴上的尺度因子；f为相机的焦距，焦距是成像平面与红外导引头坐标系OCXCYC平面的距离；dx和dy分别表示单个像素在x和y方向的物理尺寸；K为内部参数矩阵；u0、v0为主点坐标；M1为相机的外部参数矩阵；R和t′分别表示相机坐标系相对世界坐标系的旋转矩阵和平移向量；M为世界坐标系与相机坐标系的投影矩阵，M＝KM1；
S43、对CCD相机输出的图像进行降噪处理，将降噪处理后的图像进行增强处理，得到新图像；
S44、利用模板匹配算法对新图像进行识别，得到新图像内的目标的位置；
S45、根据新图像内目标的位置及相机成像模型，计算屏幕上的目标相对于CCD相机的仰角和偏角，对仰角和偏角进行差分，得到视线角速度，根据视线角速度更新S232中获得的制导律，利用更新后的制导律更新控制指令，获得新控制指令，根据新控制指令完成导弹对目标的制导。
2.根据权利要求1中所述的一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，其特征在于：所述S1中上位机为惠普工作站，CCD相机为华谷动力WP-UT500小面阵CCD相机，CCD相机与上位机之间采用USB3.0数据线进行数据传输。
3.根据权利要求2中所述的一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，其特征在于：所述S21具体过程为：
S211、定义发射坐标系、弹体坐标系和速度坐标系，获得三个坐标系之间的坐标转换矩阵：
发射坐标系：发射坐标系的坐标原点o与发射点固联，ox轴在发射点o的水平面内，指向发射瞄准方向为正，oy轴垂直于发射点水平面指向上方为正，oz轴与xoy面垂直，并构成右手坐标系；
弹体坐标系：弹体坐标系的原点ot为导弹的质心，otxt轴与弹体纵轴重合，指向弹体头部为正，otyt轴在弹体纵向对称面内，且垂直于otxt轴，指向上为正，otzt轴与xtotyt面垂直，并构成右手直角坐标系；
速度坐标系：速度坐标系的原点o1为飞行器的质心，o1x1轴与飞行器质心的速度矢量V重合，o1y1轴在飞行器的主对称面内，且与o1x1垂直，指向上为正，o1z1轴与x1o1y1面垂直，并构成右手直角坐标系；
发射坐标系与弹体坐标系的坐标转换矩阵
按照坐标系YZX轴的顺序依次旋转偏航角俯仰角和滚转角γ，得到：
发射坐标系与速度坐标系的坐标转换矩阵
按照坐标系YZX轴的顺序依次旋转弹道偏角弹道倾角θ和速度滚转角γv，得到：
速度坐标系与弹体坐标系的坐标转换矩阵
按照坐标系YZ轴的顺序依次旋转侧滑角β和攻角α，得到：
S212、在发射坐标系下建立导弹质心动力学模型，获得导弹的位置：
其中，为导弹的位置矢量，x，y，z为导弹在发射坐标系上的位置坐标，R0为发射点地心矢径，R0x，R0y，R0z为R0在发射坐标系上的三个分量；
S213、根据导弹的位置，在发射坐标系下建立导弹质心平动运动学模型，获得导弹的速度：
其中，为x，y，z的一阶导数，vx，vy，vz为导弹在发射坐标系下的速度分量；
S214、在弹体坐标系下建立导弹姿态动力学模型；
S215、根据导弹姿态动力学模型，在弹体坐标系下建立导弹姿态运动学模型，获得导弹的姿态：
其中，wx，wy，wz为弹体坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度的分量。
4.根据权利要求3中所述的一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，其特征在于：所述S22具体过程为：
S221、不考虑目标机动，只考虑目标受重力被动飞行，在发射坐标系下建立目标质心动力学模型，获得目标的位置：
其中，mT是目标的质量，是目标所受引力，vm是目标在发射坐标系下的速度，是发射坐标系相对惯性坐标系的转动角速度，即地球自转角速度，rm是目标的位置；
S222、在发射坐标系下建立目标质心运动学模型，获得目标的速度：
其中，xm,ym,zm为目标在发射坐标系下的位置坐标，为xm,ym,zm的一阶导数，vmx，vmy，vmz为目标在发射坐标系下的速度分量。
5.根据权利要求4中所述的一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，其特征在于：所述S3具体过程为：
S31、根据S2获取的导弹的位置、速度和姿态，以及目标的位置和速度得到当前时刻目标相对导弹的视线角；
S32、根据视线角、CCD相机与屏幕的安装位置和屏幕的像素，计算得到目标在屏幕坐标系下的位置；
S33、使用OpenGL在半物理仿真平台的屏幕上显示亮点，将亮点作为目标。
6.根据权利要求5中所述的一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，其特征在于：所述S43中降噪处理的方法为中值滤波，增强处理的方法为基于灰度值的阈值分割或边缘检测分割或区域生长分割。
7.根据权利要求6中所述的一种基于CCD相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法，其特征在于：所述S45具体过程为：
根据新图像内目标的位置，对新图像内的目标像素坐标取均值，可近似得到目标形心在相机像素坐标系下的坐标点(u,v)，根据相机成像模型得到目标形心在相机坐标系下对应的坐标点为(x,y,f)，根据坐标点(x,y,f)计算目标在相机坐标系下相对于CCD相机的仰角φ和偏角λ：
φ＝arctan(y/f)
λ＝arctan(x/f)
对仰角和偏角进行差分得到视线角速度，根据视线角速度得到根据更新S232中获得的制导律，利用更新后的制导律更新控制指令，根据更新的控制指令完成导弹对目标的制导。
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