适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法及系统与流程

本发明涉及飞行器轨迹拟合计算技术领域，更具体的，涉及一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法、系统、计算机设备及可读介质。

背景技术：

过失速机动作为一种近距格斗战术动作，已成为第四代战斗机特别是隐身飞行器重要的飞行特性指标之一，例如美国的f-22隐身飞行器具有一种典型的herbst过失速机动样式，主要过程为：飞行员拉杆使飞行器由常规飞行状态以高俯仰速率做大角度跃升，使其迅速达到30°至40°失速迎角，并在减速过程中使迎角增大到70°，飞行员控制飞行器绕速度矢量滚转或偏航，从而使机头快速指向所需方向，随后推杆减小迎角退出失速，转为俯冲增速恢复到常规飞行状态。传统拟合隐身飞行器herbst过失速机动，一般从飞行器的六自由度运动方程出发，结合推力矢量控制系统建立数学仿真模型，然后获得过失速机动数据。传统拟合方法存在的主要不足为：在不需要高精度数据时，六自由度运动方程和推力矢量控制系统数学模型复杂，建立仿真模型比较困难，不适用于快速获取隐身飞行器过失速机动数据。

技术实现要素：

为了解决在不需要高精度数据时，六自由度运动方程和推力矢量控制系统数学模型复杂，建立仿真模型比较困难，不适用于快速获取隐身飞行器过失速机动数据的问题，本发明提供一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法、系统、计算机设备及可读介质，简单、快速、易工程实现，可应用于对隐身飞机herbst过失速机动的研究，解决了采用传统的拟合方法对数学模型复杂、建立模型困难的问题，可以弥补传统方法的不足，提升隐身飞机过失速机动拟合的快速性。

在某些实施例中，一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法，包括：

根据飞行器飞行顺序依次生成与每个飞行阶段对应的过失速机动指令；

根据预设的目标运动模型对所述过失速机动指令进行目标运动处理；

基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为目标过失速机动航迹数据。

在某些实施例中，所述根据飞行器飞行顺序依次生成与每个飞行阶段对应的过失速机动指令，包括：

设定初始水平飞行阶段、上仰减速机动飞行阶段、圆周机动飞行阶段、圆周加速机动飞行阶段、俯冲机动飞行阶段、上仰加速机动飞行阶段、水平退出飞行阶段的时间周期；

根据每个阶段的周期确定与每个阶段一一对应的过失速机动指令，其中，每个过失速机动指令包括轴向机动指令、纵向机动指令以及横向机动指令。

在某些实施例中，所述根据预设的目标运动模型对所述过失速机动指令进行目标运动处理，包括：

根据与每个飞行阶段对应的过失速机动指令，通过所述预设的目标运动模型进行目标运动处理，生成目标飞行速度、目标飞行加速度、目标速度矢量倾角、目标速度矢量倾角变化率、目标速度矢量偏角以及目标速度矢量偏角变化率。

在某些实施例中，所述方法还包括：

建立所述目标运动模型。

在某些实施例中，所述基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为目标过失速机动航迹数据，包括：

基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为大地直角坐标系的x轴、y轴以及z轴方向上的目标位置分量和目标速度分量。

在某些实施例中，所述方法还包括：

建立所述航迹数据转换模型。

在某些实施例中，一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合系统，包括：

过失速机动指令生成模型，根据飞行器飞行顺序依次生成与每个飞行阶段对应的过失速机动指令；

目标运动处理模块，根据预设的目标运动模型对所述过失速机动指令进行目标运动处理；

航迹生成模块，基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为目标过失速机动航迹数据。

在某些实施例中，所述目标运动模型为：

其中，g表示重力加速度常值；vt表示目标飞行速度；表示目标飞行加速度；θt表示目标速度矢量倾角；表示目标速度矢量倾角变化率；ψt表示目标速度矢量偏角；表示目标速度矢量偏角变化率；nxt表示轴向机动指令；nyt表示纵向机动指令；nzt表示横向机动指令。

在某些实施例中，所述航迹数据转换模型为：

其中，vt表示目标飞行速度；θt表示目标速度矢量倾角；ψt表示目标速度矢量偏角；表示大地直角坐标系下x轴方向目标速度分量；表示大地直角坐标系下y轴方向目标速度分量；表示大地直角坐标系下z轴方向目标速度分量；xt表示大地直角坐标系下x轴方向目标位置分量；yt表示大地直角坐标系下y轴方向目标位置分量；zt表示大地直角坐标系下z轴方向目标位置分量。

在某些实施例中，一种计算机设备，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如上所述方法。

在某些实施例中，一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如上所述方法。

本发明的有益效果如下：

本发明提供一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法、系统、计算机设备及可读介质，通过目标运动模型和航迹数据转换模型对飞行数据进行转换和拟合，能够实现对隐身飞机过失速机动的拟合，简单、快速、易工程实现，可应用于对隐身飞机herbst过失速机动的研究，解决了采用传统的拟合方法对数学模型复杂、建立模型困难的问题，可以弥补传统方法的不足，提升隐身飞机过失速机动拟合的快速性。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出了本发明实施例中一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法流程示意图之一。

图2示出了本发明实施例中图1中步骤s1的具体流程示意图。

图3示出了本发明实施例中一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法流程示意图之二。

图4示出了本发明实施例中一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法流程示意图之三。

图5示出了本发明实施例中一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合系统结构示意图之一。

图6示出本发明实施例中图5的过失速机动指令生成模块100的结构示意图。

图7示出了本发明实施例中一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合系统结构示意图之二。

图8示出了本发明实施例中一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合系统结构示意图之三。

图9示出适用于用来实现本发明实施例的终端设备或服务器的计算机设备的结构示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

传统拟合隐身飞行器herbst过失速机动，一般从飞行器的六自由度运动方程出发，结合推力矢量控制系统建立数学仿真模型，然后获得过失速机动数据。传统拟合方法存在的主要不足为：在不需要高精度数据时，六自由度运动方程和推力矢量控制系统数学模型复杂，建立仿真模型比较困难，不适用于快速获取隐身飞行器过失速机动数据。

有鉴于此，为了解决在不需要高精度数据时，六自由度运动方程和推力矢量控制系统数学模型复杂，建立仿真模型比较困难，不适用于快速获取隐身飞行器过失速机动数据的问题，本发明提供一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法、系统、计算机设备及可读介质，简单、快速、易工程实现，可应用于对隐身飞机herbst过失速机动的研究，解决了采用传统的拟合方法对数学模型复杂、建立模型困难的问题，可以弥补传统方法的不足，提升隐身飞机过失速机动拟合的快速性。

下面结合附图对本发明进行详细说明。

本发明的第一方面提供一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法，结合图1所示，具体包括：

s1:根据飞行器飞行顺序依次生成与每个飞行阶段对应的过失速机动指令；

s2:根据预设的目标运动模型对所述过失速机动指令进行目标运动处理；

s3:基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为目标过失速机动航迹数据。

本发明提供的适用于隐身飞行器过失速机动的拟合方法，通过目标运动模型和航迹数据转换模型对飞行数据进行转换和拟合，能够实现对隐身飞机过失速机动的拟合，简单、快速、易工程实现，可应用于对隐身飞机herbst过失速机动的研究，解决了采用传统的拟合方法对数学模型复杂、建立模型困难的问题，可以弥补传统方法的不足，提升隐身飞机过失速机动拟合的快速性。

在一些实施例中，飞行阶段包括：设定初始水平飞行阶段、上仰减速机动飞行阶段、圆周机动飞行阶段、圆周加速机动飞行阶段、俯冲机动飞行阶段、上仰加速机动飞行阶段、水平退出飞行阶段。

如图2所示，该实施例中，上述步骤s1具体包括：

s11:设定初始水平飞行阶段、上仰减速机动飞行阶段、圆周机动飞行阶段、圆周加速机动飞行阶段、俯冲机动飞行阶段、上仰加速机动飞行阶段、水平退出飞行阶段的时间周期；

s12:根据每个阶段的周期确定与每个阶段一一对应的过失速机动指令。

在具体实施时，按照herbst机动样式模拟形成过失速机动指令，主要包括轴向机动指令nxt、纵向机动指令nyt、横向机动指令nzt。根据机动飞行顺序依次形成初始水平飞行阶段、上仰减速机动飞行阶段、圆周机动飞行阶段、圆周加速机动飞行阶段、俯冲机动飞行阶段、上仰加速机动飞行阶段、水平退出飞行阶段等7个阶段的过失速机动指令，各阶段的过失速机动指令形成如下：

初始水平飞行阶段根据实际需求设定时间周期长度，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝1

nzt＝0

上仰减速机动飞行阶段设定时间周期为5s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝-0.35

nyt＝2.8

nzt＝0

圆周机动飞行阶段设定时间周期为3s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝0

nzt＝0.5

圆周加速机动飞行阶段设定时间周期为4s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0.5

nyt＝0

nzt＝1.825

俯冲机动飞行阶段设定时间周期为3s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝-1.0

nzt＝0

上仰加速机动飞行阶段设定时间周期为5s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0.38

nyt＝2.83

nzt＝0

水平退出飞行阶段根据实际需求自行设定飞行时间周期长度，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝1

nzt＝0

在某些实施例中，步骤s2具体包括：根据与每个飞行阶段对应的过失速机动指令，通过所述预设的目标运动模型进行目标运动处理，生成目标飞行速度、目标飞行加速度、目标速度矢量倾角、目标速度矢量倾角变化率、目标速度矢量偏角以及目标速度矢量偏角变化率。

在具体实施时，根据目标运动模型进行目标运动处理，处理公式如下：

上式中，g表示重力加速度常值，一般取9.81m/s²；

vt表示目标飞行速度；

表示目标飞行加速度；

θt表示目标速度矢量倾角；

表示目标速度矢量倾角变化率；

ψt表示目标速度矢量偏角；

表示目标速度矢量偏角变化率；

nxt表示轴向机动指令；

nyt表示纵向机动指令；

nzt表示横向机动指令。

在某些实施例中，根据上述目标运动处理公式，设定目标飞行速度初值为100m/s、目标速度矢量倾角初值为0°、目标速度矢量偏角初值为0°，通过微分方程解算获得目标飞行速度vt、目标速度矢量倾角θt、目标速度矢量偏角ψt等数据。

此外，本方面的实施例中，如图3所示，还可以包括：

s01:建立所述目标运动模型。

该实施例中的目标运动模型即为上述的处理公式，本发明不再赘述。

进一步的，步骤s3具体包括：基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为大地直角坐标系的x轴、y轴以及z轴方向上的目标位置分量和目标速度分量。

在某些实施例中，航迹数据转换模型为：

上式中，vt表示目标飞行速度；

θt表示目标速度矢量倾角；

ψt表示目标速度矢量偏角；

表示大地直角坐标系下x轴方向目标速度分量；

表示大地直角坐标系下y轴方向目标速度分量；

表示大地直角坐标系下z轴方向目标速度分量；

xt表示大地直角坐标系下x轴方向目标位置分量；

yt表示大地直角坐标系下y轴方向目标位置分量；

zt表示大地直角坐标系下z轴方向目标位置分量。

在某些实施例中，根据上述航迹生成转换公式，设定目标三个方向的位置初值分别为0m、1000m、0m，通过微分方程解算获得目标过失速机动航迹数据xt、yt、zt。

此外，本方面的实施例中，如图4所示，还可以包括：

s02:建立所述航迹数据转换模型。

该实施例中的航迹数据转换模型即为上述的转换公式，本发明不再赘述。

显然，通过上述实施例的详细说明，可以知晓，本方面提供的方法，通过简单的目标运动模型以及航迹数据转换模型，对飞行数据进行转换和拟合，能够实现对隐身飞机过失速机动的拟合，简单、快速、易工程实现，可应用于对隐身飞机herbst过失速机动的研究，解决了采用传统的拟合方法对数学模型复杂、建立模型困难的问题，可以弥补传统方法的不足，提升隐身飞机过失速机动拟合的快速性。

基于与本发明第一方面相同的理由，本发明的第二方面提供一种适用于隐身飞行器过失速机动的拟合系统，结合图5所示，包括：

过失速机动指令生成模型100，根据飞行器飞行顺序依次生成与每个飞行阶段对应的过失速机动指令；

目标运动处理模块200，根据预设的目标运动模型对所述过失速机动指令进行目标运动处理；

航迹生成模块300，基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为目标过失速机动航迹数据。

本发明提供的适用于隐身飞行器过失速机动的拟合系统，通过目标运动模型和航迹数据转换模型对飞行数据进行转换和拟合，能够实现对隐身飞机过失速机动的拟合，简单、快速、易工程实现，可应用于对隐身飞机herbst过失速机动的研究，解决了采用传统的拟合方法对数学模型复杂、建立模型困难的问题，可以弥补传统方法的不足，提升隐身飞机过失速机动拟合的快速性。

在一些实施例中，飞行阶段包括：设定初始水平飞行阶段、上仰减速机动飞行阶段、圆周机动飞行阶段、圆周加速机动飞行阶段、俯冲机动飞行阶段、上仰加速机动飞行阶段、水平退出飞行阶段。

如图6所示，该实施例中，过失速机动指令生成模型100具体包括：

时间周期设定单元101，设定初始水平飞行阶段、上仰减速机动飞行阶段、圆周机动飞行阶段、圆周加速机动飞行阶段、俯冲机动飞行阶段、上仰加速机动飞行阶段、水平退出飞行阶段的时间周期

确定单元102，根据每个阶段的周期确定与每个阶段一一对应的过失速机动指令。

在具体实施时，按照herbst机动样式模拟形成过失速机动指令，主要包括轴向机动指令nxt、纵向机动指令nyt、横向机动指令nzt。根据机动飞行顺序依次形成初始水平飞行阶段、上仰减速机动飞行阶段、圆周机动飞行阶段、圆周加速机动飞行阶段、俯冲机动飞行阶段、上仰加速机动飞行阶段、水平退出飞行阶段等7个阶段的过失速机动指令，各阶段的过失速机动指令形成如下：

初始水平飞行阶段根据实际需求设定时间周期长度，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝1

nzt＝0

上仰减速机动飞行阶段设定时间周期为5s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝-0.35

nyt＝2.8

nzt＝0

圆周机动飞行阶段设定时间周期为3s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝0

nzt＝0.5

圆周加速机动飞行阶段设定时间周期为4s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0.5

nyt＝0

nzt＝1.825

俯冲机动飞行阶段设定时间周期为3s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝-1.0

nzt＝0

上仰加速机动飞行阶段设定时间周期为5s，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0.38

nyt＝2.83

nzt＝0

水平退出飞行阶段根据实际需求自行设定飞行时间周期长度，该阶段的过失速机动指令如下：

nxt＝0

nyt＝1

nzt＝0

在某些实施例中，所述目标运动处理模块200根据与每个飞行阶段对应的过失速机动指令，通过所述预设的目标运动模型进行目标运动处理，生成目标飞行速度、目标飞行加速度、目标速度矢量倾角、目标速度矢量倾角变化率、目标速度矢量偏角以及目标速度矢量偏角变化率。

在具体实施时，根据目标运动模型进行目标运动处理，处理公式如下：

上式中，g表示重力加速度常值，一般取9.81m/s²；

vt表示目标飞行速度；

表示目标飞行加速度；

θt表示目标速度矢量倾角；

表示目标速度矢量倾角变化率；

ψt表示目标速度矢量偏角；

表示目标速度矢量偏角变化率；

nxt表示轴向机动指令；

nyt表示纵向机动指令；

nzt表示横向机动指令。

在某些实施例中，根据上述目标运动处理公式，设定目标飞行速度初值为100m/s、目标速度矢量倾角初值为0°、目标速度矢量偏角初值为0°，通过微分方程解算获得目标飞行速度vt、目标速度矢量倾角θt、目标速度矢量偏角ψt等数据。

此外，本方面的实施例中，如图7所示，该系统还包括：

目标运动模型建立模块001，建立所述目标运动模型。该实施例中的目标运动模型即为上述的处理公式，本发明不再赘述。

进一步的，航迹生成模块300基于预设的航迹数据转换模型，将目标运动处理生成的结果转换为大地直角坐标系的x轴、y轴以及z轴方向上的目标位置分量和目标速度分量。

在某些实施例中，航迹数据转换模型为：

上式中，vt表示目标飞行速度；

θt表示目标速度矢量倾角；

ψt表示目标速度矢量偏角；

表示大地直角坐标系下x轴方向目标速度分量；

表示大地直角坐标系下y轴方向目标速度分量；

表示大地直角坐标系下z轴方向目标速度分量；

xt表示大地直角坐标系下x轴方向目标位置分量；

yt表示大地直角坐标系下y轴方向目标位置分量；

zt表示大地直角坐标系下z轴方向目标位置分量。

在某些实施例中，根据上述航迹生成转换公式，设定目标三个方向的位置初值分别为0m、1000m、0m，通过微分方程解算获得目标过失速机动航迹数据xt、yt、zt。

此外，本方面的实施例中，如图8所示，所述系统还包括：

航迹数据转换模型建立模块002，建立所述航迹数据转换模型。

该实施例中的航迹数据转换模型即为上述的转换公式，本发明不再赘述。

显然，通过上述实施例的详细说明，可以知晓，本方面提供的系统，通过简单的目标运动模型以及航迹数据转换模型，对飞行数据进行转换和拟合，能够实现对隐身飞机过失速机动的拟合，简单、快速、易工程实现，可应用于对隐身飞机herbst过失速机动的研究，解决了采用传统的拟合方法对数学模型复杂、建立模型困难的问题，可以弥补传统方法的不足，提升隐身飞机过失速机动拟合的快速性。

下面参考图9,其示出了适于用来实现本申请实施例的终端设备或服务器的计算机设备800的结构示意图。

如图9所示，计算机设备800包括中央处理单元(cpu)801，其可以根据存储在只读存储器(rom)802中的程序或者从存储部分808加载到随机访问存储器(ram))803中的程序而执行各种适当的工作和处理。在ram803中，还存储有系统800操作所需的各种程序和数据。cpu801、rom802、以及ram803通过总线804彼此相连。输入/输出(i/o)接口805也连接至总线804。

以下部件连接至i/o接口805：包括键盘、鼠标等的输入部分806；包括诸如阴极射线管(crt)、液晶显示器(lcd)等以及扬声器等的输出部分807；包括硬盘等的存储部分808；以及包括诸如lan卡，调制解调器等的网络接口卡的通信部分809。通信部分809经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器810也根据需要连接至i/o接口806。可拆卸介质811，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器810上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装如存储部分808。

特别地，根据本发明的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本发明的实施例包括一种计算机程序产品，其包括有形地包含在机器可读介质上的计算机程序，所述计算机程序包括用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分809从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质811被安装。

附图中的流程图和框图，图示了按照本发明各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，所述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发送。例如两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，他们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，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，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。