本发明涉及仿真建模技术领域，具体涉及一种六自由度仿真建模方法。
背景技术：
建模就是建立模型，就是为了理解事物而对事物做出的一种抽象，是对事物的一种无歧义的书面描述。建立系统模型的过程，又称模型化。建模是研究系统的重要手段和前提。凡是用模型描述系统的因果关系或相互关系的过程都属于建模。因描述的关系各异，所以实现这一过程的手段和方法也是多种多样的。可以通过对系统本身运动规律的分析，根据事物的机理来建模；也可以通过对系统的实验或统计数据的处理,并根据关于系统的已有的知识和经验来建模。还可以同时使用几种方法。
系统建模主要用于三个方面。
①分析和设计实际系统。例如工程界在分析设计一个新系统时，通常先进行数学仿真和物理仿真实验，最后再到现场作实物实验。数学仿真比物理仿真简单、易行。用数学仿真来分析和设计一个实际系统时，必须有一个描述系统特征的模型。对于许多复杂的工业控制过程，建模往往是最关键和最困难的任务。对社会和经济系统的定性或定量研究也是从建模着手的。例如在人口控制论中，建立各种类型的人口模型，改变模型中的某些参量，可以分析研究人口政策对于人口发展的影响。
②预测或预报实际系统的某些状态的未来发展趋势。预测或预报基于事物发展过程的连贯性。例如根据以往的测量数据建立气象变化的数学模型，用于预报未来的气象。
③对系统实行最优控制。运用控制理论设计控制器或最优控制律的关键或前提是有一个能表征系统特征的数学模型。在建模的基础上，再根据极大值原理、动态规划、反馈、解耦、极点配置、自组织、自适应和智能控制等方法，设计各种各样的控制器或控制律。系统建模主要用于3个方面对于同一个实际系统，人们可以根据不同的用途和目的建立不同的模型。但建立的任何模型都只是实际系统原型的简化，因为既不可能也没必要把实际系统的所有细节都列举出来。如果在简化模型中能保留系统原型的一些本质特征，那么就可认为模型与系统原型是相似的，是可以用来描述原系统的。因此，实际建模时，必须在模型的简化与分析结果的准确性之间作出适当的折衷，这常是建模遵循的一条原则。
现有技术的缺点在于：就无人机仿真系统而言，目前的建模方式还无法提供一套行之有效仿真效果逼真的系统模型。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种六自由度仿真建模方法，采用面向对象技术和软件模块设计思想，建立通用无人机飞行包线内六自由度运动非线性、高精度仿真模型库，用于无人机模拟飞行过程中飞行控制及飞行轨迹规划、显示任务。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：
六自由度仿真建模方法，应用于飞机的飞行仿真建模，其特征在于包括以下步骤：
eci：惯性坐标系；定义原点o固连在地球中心，xoy平面位于赤道内，x轴指向某一恒星，z轴通过北极；
ecef：地球中心固连坐标系，随地球自转一起转动；原点o固连在地球中心，xoy平面位于赤道平面内，x轴初始位置与xeci相差一角度lg(0)，z轴通过北极，y轴按右手准则垂直xoz平面；
b：体轴系，定义原点o固连在飞机重心，x轴沿机头向前，z轴在飞机对称面内垂直x轴向下，y轴垂直xoz平面向右；
geo：地理坐标系，原点为飞机重心在地球表面法向投影，x轴指向北极，y轴指向东，z轴垂直当地地表向下。
方向余弦矩阵下标说明：dcmba：由a坐标系到b坐标系的方向余弦矩阵。
优选的，还包括根据地球自转角速度为ωe和考虑地球自转，建立飞机质心动力学方程：
其中dcmbi，为惯性轴系到机体轴系方向余弦矩阵，fb为体轴系下飞机所受合外力，包括气动力、发动机推力和重力，xi为飞机在惯性系下位置。
优选的，所述飞机在惯性系下位置变化由以下公式计算：
其中dcmib为机体轴系到惯性轴系方向余弦矩阵；飞机在机体轴下速度vb、角速度ωb，地球自转角速度ωe在体轴系投影ωrel分别为：
优选的，所述体轴系下转动动力学方程：
其中mb为体轴系下合外力矩，i为转动惯量矩阵：
为避免使用欧拉角求解时出现奇异，使用四元素法求解：
优选的，所述方向余弦矩阵亦可用四元素求得对应求得：
由四元素转换为欧拉角的计算公式为：
飞机迎角：
体轴系下飞机线加速度：
其中ab为惯性加速度在机体轴投影：
体轴系下飞机速度可通过对以下偏微分公式求积分得到：
欧拉角通过对以下公式积分得到：
本发明的有益效果是：采用面向对象技术和软件模块设计思想，建立通用无人机飞行包线内六自由度运动非线性、高精度仿真模型库，用于无人机模拟飞行过程中飞行控制及飞行轨迹规划、显示任务。
附图说明
图1为六自由度仿真建模方法；
图2为坐标系定义图。
具体实施方式
下面结合具体实施例进一步详细描述本发明的技术方案，但本发明的保护范围不局限于以下所述。
如图1-2所示：
六自由度仿真建模方法，包括以下以下步骤：
eci：惯性坐标系；原点o固连在地球中心，xoy平面位于赤道内，x轴指向某一恒星，z轴通过北极；
ecef：地球中心固连坐标系，随地球自转一起转动；原点o固连在地球中心，xoy平面位于赤道平面内，x轴初始位置与xeci相差一角度lg(0)，z轴通过北极，y轴按右手准则垂直xoz平面；
b：体轴系，原点o固连在飞机重心，x轴沿机头向前，z轴在飞机对称面内垂直x轴向下，y轴垂直xoz平面向右；
geo：地理坐标系，原点为飞机重心在地球表面法向投影，x轴指向北极，y轴指向东，z轴垂直当地地表向下。
不同坐标系下变量名下标说明：
i：惯性坐标系；
b：机体轴系；
f：地球中心固连坐标系；
e：地理坐标系。
方向余弦矩阵下标说明：
dcmba：由a坐标系到b坐标系的方向余弦矩阵。
考虑地球自转的动力学及运动学模型
质心动力学及运动学方程
地球自转角速度为ωe，考虑地球自转，飞机质心动力学方程为：
其中dcmbi为惯性轴系到机体轴系方向余弦矩阵，fb为体轴系下飞机所受合外力，包括气动力、发动机推力和重力，xi为飞机在惯性系下位置。
飞机在惯性系下位置变化由以下公式计算：
其中dcmib为机体轴系到惯性轴系方向余弦矩阵；飞机在机体轴下速度vb角速度ωb，地球自转角速度ωe在体轴系投影ωrel分别为：
体轴系下转动动力学及运动学方程
体轴系下转动动力学方程：
其中mb为体轴系下合外力矩，i为转动惯量矩阵：
为避免使用欧拉角求解时出现奇异，使用四元素法求解：
亦可用四元素求得对应的方向余弦矩阵如下：
由四元素转换为欧拉角的计算公式为：
飞机迎角：
体轴系下飞机线加速度：
其中ab为惯性加速度在机体轴投影：
体轴系下飞机速度可通过对以下偏微分公式求积分得到：
欧拉角通过对以下公式积分得到：
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。