本發(fā)明涉及建模仿真方法領(lǐng)域，具體是一種無人機載光電穩(wěn)定轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)建模仿真方法。

背景技術(shù)：

無人機載光電穩(wěn)定轉(zhuǎn)臺(簡稱光電轉(zhuǎn)臺)為可見光攝像機、前視紅外儀、激光測距儀、激光指示器、光學穩(wěn)定瞄準裝備的承載機構(gòu)，具有隔離無人機角運動對承載設(shè)備影響、實現(xiàn)姿態(tài)自適應(yīng)控制功能的高技術(shù)精密裝備。無人機部隊官兵在裝備飛行訓(xùn)練過程中發(fā)現(xiàn)，光電轉(zhuǎn)臺執(zhí)行偵察任務(wù)過程中，由于天氣能見度、無人機較高航高等因素的影響，操作過程非常復(fù)雜，操作手的技術(shù)熟練度要求高，對實裝飛行過程的依賴度較高。無人機飛行空域較寬，空域協(xié)調(diào)較為復(fù)雜，無人機部隊開展實裝飛行的條件受到諸多因素的限制。無人機裝備的使用壽命有限，不允許頻繁地開展實裝飛行訓(xùn)練。因此，迫切需要基于三維視景仿真技術(shù)的替代訓(xùn)練設(shè)備，來解決無人機部隊視頻偵察的替代訓(xùn)練難題。光電轉(zhuǎn)臺工作模式有多種，而慣性態(tài)為其它重要工作模式的前提和基礎(chǔ)，光電轉(zhuǎn)臺不執(zhí)行慣性態(tài)，就不能執(zhí)行其它幾種與執(zhí)行任務(wù)相關(guān)的重要工作模式。國內(nèi)外沒有針對無人機載光電轉(zhuǎn)臺硬件設(shè)備三維視景仿真應(yīng)用的全數(shù)字仿真建模相關(guān)研究。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種無人機載光電穩(wěn)定轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)建模仿真方法，以解決現(xiàn)有技術(shù)沒有無人機載光電轉(zhuǎn)臺仿真建模方法的問題。

為了達到上述目的，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案為：

無人機載光電穩(wěn)定轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)建模仿真方法，其特征在于：包括以下步驟：

(1)、光電轉(zhuǎn)臺抽象化功能構(gòu)模：

從功能上將光電穩(wěn)定轉(zhuǎn)臺簡化為二軸二框架結(jié)構(gòu)，該二軸二框架結(jié)構(gòu)由內(nèi)環(huán)組件、外環(huán)組件和支座組成，內(nèi)環(huán)組件安裝視點，視點的虛擬光軸線記為模型視軸線，內(nèi)環(huán)組件旋轉(zhuǎn)軸安裝在外環(huán)組件上，可隨外環(huán)組件一起運動，內(nèi)環(huán)組件繞旋轉(zhuǎn)軸相對外環(huán)組件轉(zhuǎn)動，其轉(zhuǎn)動角為高低角，記為模型高低角，外環(huán)組件的旋轉(zhuǎn)軸固定在支座上，可繞外環(huán)軸相對于支座做方位旋轉(zhuǎn)，其轉(zhuǎn)動角為方位角，記為模型方位角，支座為安裝固定裝置，可固定于無人機等運動或靜止平臺上；

(2)、視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法設(shè)計：

(2.1)、確定無人機N系坐標系，其坐標原點設(shè)定在無人機的質(zhì)心上，X_n軸指向地理北，Z_n軸為重力方向，Y_n軸為向東；

確定航跡坐S系坐標系，航跡坐S系坐標原點在無人機質(zhì)心處，X_s軸與無人機規(guī)劃航向同向，Z_s軸為重力方向，Y_s軸與X_s軸和Z_s軸為右手定則關(guān)系；

確定無人機U系坐標系，無人機U系與無人機機體固聯(lián)，其坐標原點O_u為無人機的質(zhì)心，X_u軸為無人機的機頭方向，Z_u軸垂直于機身平面并指向下方，Y_u軸與X_u軸和Z_u軸構(gòu)成右手定則關(guān)系，無人機偏航角為無人機U系X_u軸投影在無人機N系X_nO_nY_n平面上的方位角；無人機俯仰角為無人機U系的X_uO_uY_u平面與無人機N系的X_nO_nY_n平面的夾角，向上為正；無人機滾轉(zhuǎn)角為無人機U系的X_uO_uZ_u平面與無人機N系的X_nO_nZ_n平面的夾角，右轉(zhuǎn)為正；

確定光電轉(zhuǎn)臺坐標系，光電轉(zhuǎn)臺坐標系包括基座B系、方位環(huán)A系、高低環(huán)F系和橫滾環(huán)R系；其中基座B系的坐標原點O_b為轉(zhuǎn)軸中心，Z_b軸由鏡頭指向目標，X_b軸、Y_b軸分別平行于無人機U系的X_u軸、Y_u軸；方位環(huán)A系與光電轉(zhuǎn)臺的方位環(huán)固聯(lián)，相對基座B系，只能繞Z_b軸旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生光電轉(zhuǎn)臺方位角θ_a；高低環(huán)F系與高低環(huán)固聯(lián)，Y_f軸沿高低環(huán)軸與方位環(huán)A系Y_a軸同向，高低環(huán)F系，為方位環(huán)A系繞Y_a軸旋轉(zhuǎn)高低角θ_f而得到；橫滾環(huán)R系與橫滾環(huán)固聯(lián)，X_r軸沿橫滾環(huán)軸并與高低環(huán)X_f軸同向，橫滾環(huán)R系，為高低F系，繞X_f軸旋轉(zhuǎn)橫滾角θ_r得到；

確定像平面M系坐標系，像平面M系坐標原點O_m為像主點，Z_m軸與光軸平行且指向目標，當光電轉(zhuǎn)臺三個姿態(tài)角均為零時，像平面M系Y_m軸垂直飛行方向向右，X_m軸垂直于Y_m軸向上，像平面M系的Z坐標為焦距f；

確定攝像機C系坐標軸，攝像機C系坐標原點O_c位于攝像機光心即像主點處，X_c軸平行于像平面M系的X_m軸，Y_c軸平行于像平面M系的Y_m軸，Z_c軸平行于像平面M系的X_m軸；

地面站K系、無人機K系，坐標原點為分別為地面站和無人機質(zhì)心，X_k軸向東，Y_k軸向北，Z_k軸與重力反向，X_k軸、Y_k軸和Z_k軸為右手定則關(guān)系；

令地面目標點在地面站K系坐標為T:[x_t y_t z_t]^T，無人機瞬時位置在地面站K系坐標為U:[x_u y_u z_u]^T，功能模型對目標跟蹤的實時姿態(tài)角(a,β)，a,β分別為模型方位角和模型高低角，模型視軸線與地面的交點即地主點O的攝像機C系坐標O_c:[0 0 L]^T，其中L為視軸線斜距；

(2.2)、解算模型視軸線的無人機N系方向余弦：

基于坐標變換原理，地主點O由攝像機C系至無人機N系的坐標變換過程如式(5)：

其中，和分別為無人機N系至航跡S系、航跡S系至無人機U系、基座B系至方位環(huán)A系、方位環(huán)A系至高低環(huán)F系的旋轉(zhuǎn)變換矩陣，分別對應(yīng)于無人機的航向角φ_hx、包括偏航角俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的無人機姿態(tài)角、包括模型方位角模型高低角的模型姿態(tài)角的輸入角參量，其表達式如式(5.1)～(5.4)所示：

其中，M_x、M_y、M_z分別繞X軸、Y軸和Z軸的基本旋轉(zhuǎn)矩陣，

則模型視軸線的無人機N系的方位余弦表達式如式(6)：

其中，上式中的x_n、y_n和z_n表達式如下：

則即為當前時刻k的模型視軸線的無人機N系方向余弦；(2.3)、DFP解算模型姿態(tài)角：

DFP解算模型姿態(tài)角可使得模型視軸線在采樣各時刻保持方向不變，具體來說，確保當前模型視軸線方向余弦與前一時刻的視軸線方向余弦相等，當前時刻根據(jù)來反向解算模型方位角和模型高低角；

根據(jù)視軸線方向余弦的解算過程可知，解算模型方位角和模型高低角為模型視軸線解算逆向過程，為典型的非線性過程，很難直接用解析表達式計算，需要使用數(shù)值迭代法求解，其代價函數(shù)J(·)如式(7)：

使用DFP擬牛頓數(shù)值迭代算法來解算式(7)中的模型姿態(tài)角，為了達到快速收斂提高算法的效率目的，將前一時刻的模型視軸線方向余弦賦予當前模型視軸線方向余弦，并把前一時刻解算的模型姿態(tài)角作為DFP解算的迭代輸入，基于當前無人機姿態(tài)角、無人機航向角為已知參量，使用DFP擬牛頓法迭代解算當前時刻的包括模型方位角和模型高低角的模型姿態(tài)角。

本發(fā)明工作原理：將實裝光電轉(zhuǎn)臺復(fù)雜的機械伺服結(jié)構(gòu)、陀螺儀穩(wěn)定回路和圖像控制儀自適應(yīng)控制回路，簡化為由視點、內(nèi)環(huán)組件、外環(huán)組件、支座組成的二自由度功能模型，基于模型視軸線慣性空間保持不變原理，利用前一采樣時刻解算的模型視軸線方向余弦和模型姿態(tài)角傳遞為當前時間的迭代解算初值，使用DFP擬牛頓數(shù)據(jù)值迭代算法來實時解算功能模型的方位角和高低角，實現(xiàn)慣性態(tài)仿真算法的設(shè)計，解決了在三維視景仿真模擬訓(xùn)練中的光電轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)的數(shù)字建模仿真關(guān)鍵技術(shù)問題。

本發(fā)明構(gòu)造了光電轉(zhuǎn)臺二自由度功能模型，設(shè)計實現(xiàn)了視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法，很好地解決了三維視景仿真光電轉(zhuǎn)臺的功能建模和慣性態(tài)算法建模難題，具有很好的工程可用性。

本發(fā)明很好了解決三維仿真環(huán)下對光電轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)的數(shù)字建模仿真問題。軟件仿真測試表明，收斂速度快、計算精度高。將模型和算法加載到三維視景仿真場景中測試后，能夠很好地實現(xiàn)了對場景視點的控制，與實裝光電轉(zhuǎn)臺的逼真度高，無論無人機何種運動方式，或者運動到何地，模型視軸線保持慣性空間相對穩(wěn)定，仿真視場畫面保持穩(wěn)定不晃動，計算機系統(tǒng)資源實時占用率不高，三維畫面流暢穩(wěn)定。

附圖說明

圖1為抽象化功能模型示意圖。

圖2為無人機N系圖。

圖3為航跡S系圖。

圖4為無人機U系圖。

圖5為光電轉(zhuǎn)臺坐標系圖。

圖6為像平面M系與攝像機C系圖。

圖7為視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法流程圖。

圖8為攝像機C系至無人機N系坐標變換過程圖。

圖9為DFP解算模型姿態(tài)角流程圖。

圖10為功能模型慣性態(tài)仿真方位角變化曲線圖。

圖11為功能模型慣性態(tài)仿真高低角變化曲線圖。

圖12為慣性態(tài)截圖1。

圖13為慣性態(tài)截圖2。

圖14為慣性態(tài)截圖3。

圖15為慣性態(tài)截圖4。

具體實施方式

光電轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)是無人機執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)時的重要工作模式，主要用于完成隔離無人機角運動對承載的攝像機/紅外儀/激光測距儀/激光指示器/光學瞄準器設(shè)備的影響，保持視場在慣性空間相對穩(wěn)定，有利于無人機光電偵察/目標跟蹤/武器瞄準等作戰(zhàn)使用。本發(fā)明著重解決光電轉(zhuǎn)臺慣性工作態(tài)的數(shù)字功能建模問題，不采購光電轉(zhuǎn)臺的實物裝備，僅使用計算機軟件仿真實現(xiàn)光電轉(zhuǎn)臺的硬件隔離角運動、慣性空間穩(wěn)定功能。發(fā)明擬要解決的技術(shù)問題包括實裝光電轉(zhuǎn)臺操作層面功能抽象化建模和慣性態(tài)仿真算法設(shè)計，完成對光電轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)功能的高逼真度仿真實現(xiàn)。光電轉(zhuǎn)臺操作層面功能抽象化建模，著重從光電轉(zhuǎn)臺任務(wù)執(zhí)行功能層面進行抽象化構(gòu)模，設(shè)計實現(xiàn)同實裝完全一致的操作自由度、承載設(shè)備安裝位置(攝像機/前視紅外儀/激光測距儀/激光指示器/光學瞄準裝置的視角位置)、設(shè)備響應(yīng)參數(shù)、設(shè)備安裝位置等等。光電轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)軟件仿真算法建模，是本發(fā)明的核心內(nèi)容，擬使用智能計算方法和坐標變換算法，解決對光電轉(zhuǎn)臺硬件慣性態(tài)的功能仿真，在三維仿真軟硬件環(huán)境下，用以替代光電轉(zhuǎn)臺硬件對承載設(shè)備的角運動隔離和保持慣性空間穩(wěn)定的有效仿真難題，解決部隊無人機裝備的高逼真度替代訓(xùn)練問題。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

本發(fā)明主要包括兩部分內(nèi)容，其一是光電轉(zhuǎn)臺抽象化功能構(gòu)模，其二是光電轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)仿真算法實現(xiàn)。

1、光電轉(zhuǎn)臺抽象化功能構(gòu)模：

實裝光電轉(zhuǎn)臺為兩軸四框架結(jié)構(gòu)，由機械伺服機構(gòu)、陀螺儀穩(wěn)定機構(gòu)和圖像控制儀自適應(yīng)控制機構(gòu)組成，本發(fā)明從功能上將其簡化為二軸二框架結(jié)構(gòu)(簡記為功能模型)。如圖1所示，由內(nèi)環(huán)組件、外環(huán)組件和支座組成。內(nèi)環(huán)組件安裝視點(包括攝像機/前視紅外儀/激光測距儀/激光指示器/光學瞄準裝置仿真視點，視點的虛擬光軸線簡記為模型視軸線)，內(nèi)環(huán)組件旋轉(zhuǎn)軸安裝在外環(huán)組件上，可隨外環(huán)組件一起運動。內(nèi)環(huán)組件繞旋轉(zhuǎn)軸相對外環(huán)組件轉(zhuǎn)動，其轉(zhuǎn)動角為高低角(簡記為模型高低角)。外環(huán)組件旋轉(zhuǎn)軸固定在支座上，可繞外環(huán)軸相對于支座做方位旋轉(zhuǎn)，其轉(zhuǎn)動角為方位角(簡記為模型方位角)。支座為安裝固定裝置，可固定于無人機等運動或靜止平臺上。

2、視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法設(shè)計

視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法為本發(fā)明的核心內(nèi)容，主要使用智能計算方法和坐標變換算法來仿真光電轉(zhuǎn)臺硬件工作時對其承載設(shè)備的視軸線在光電轉(zhuǎn)臺慣性空間內(nèi)保持穩(wěn)定過程，即保持光電轉(zhuǎn)臺搭載的攝像機/前視紅外儀/激光指示器/激光測距儀/光學瞄準裝置的視軸線在慣性空間內(nèi)持續(xù)不變，構(gòu)建實裝光電轉(zhuǎn)臺在慣性態(tài)時其陀螺儀穩(wěn)定機構(gòu)、機械伺服機構(gòu)和圖像控制儀的自適應(yīng)控制過程的功能仿真算法，稱之為視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法。

具體來說，利用視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法解算的模型方位角和模型高低角，控制本發(fā)明提出的功能模型，以實現(xiàn)對模型視軸線的實時控制，使其在慣性空間保持穩(wěn)定，隔離無人機平臺角運用的影響。視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法基本原理：從慣性態(tài)起始時刻開始，將前一時刻模型視軸線的方向余弦和模型姿態(tài)角作為當前時刻方向余弦和模型姿態(tài)角解算初值，使用非線性數(shù)值迭代算法解算當前時刻的模型姿態(tài)角，實現(xiàn)對功能模型視軸線的自適應(yīng)控制，以此類推，實現(xiàn)各采樣時刻對模型視軸線的精確控制。

本發(fā)明視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法設(shè)計流程如下：

(2.1)、如圖2所示，無人機N系，其坐標原點設(shè)定在無人機的質(zhì)心上，X_n軸指向地理北，Z_n軸為重力方向，Y_n軸為向東。

如圖3所示，航跡坐S系坐標原點在無人機質(zhì)心處，X_s軸與無人機規(guī)劃航向同向，Z_s軸為重力方向，Y_s軸與X_s軸和Z_s軸為右手定則關(guān)系。

如圖4所示，無人機U系與無人機機體固聯(lián)，其坐標原點O_u為無人機的質(zhì)心，X_u軸為無人機的機頭方向，Z_u軸垂直于機身平面并指向下方，Y_u軸與X_u軸和Z_u軸構(gòu)成右手定則關(guān)系，無人機偏航角為無人機U系X_u軸投影在無人機N系X_nO_nY_n平面上的方位角；無人機俯仰角為無人機U系的X_uO_uY_u平面與無人機N系的X_nO_nY_n平面的夾角，向上為正；無人機滾轉(zhuǎn)角為無人機U系的X_uO_uZ_u平面與無人機N系的X_nO_nZ_n平面的夾角，右轉(zhuǎn)為正。

如圖5所示，光電轉(zhuǎn)臺坐標系包括基座B系、方位環(huán)A系、高低環(huán)F系和橫滾環(huán)R系；其中基座B系的坐標原點O_b為轉(zhuǎn)軸中心，Z_b軸由鏡頭指向目標，X_b軸、Y_b軸分別平行于無人機U系的X_u軸、Y_u軸；方位環(huán)A系與光電轉(zhuǎn)臺的方位環(huán)固聯(lián)，相對基座B系，只能繞Z_b軸旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生光電轉(zhuǎn)臺方位角θ_a；高低環(huán)F系與高低環(huán)固聯(lián)，Y_f軸沿高低環(huán)軸與方位環(huán)A系Y_a軸同向，高低環(huán)F系，為方位環(huán)A系繞Y_a軸旋轉(zhuǎn)高低角θ_f而得到；橫滾環(huán)R系與橫滾環(huán)固聯(lián)，X_r軸沿橫滾環(huán)軸并與高低環(huán)X_f軸同向，橫滾環(huán)R系，為高低F系，繞X_f軸旋轉(zhuǎn)橫滾角θ_r得到。

如圖6所示，像平面M系，坐標原點O_m為像主點，Z_m軸與光軸平行且指向目標，當光電轉(zhuǎn)臺三個姿態(tài)角均為零時，像平面M系Y_m軸垂直飛行方向向右，X_m軸垂直于Y_m軸向上，像平面M系的Z坐標為焦距f。

如圖6所示，攝像機C系坐標原點O_c位于攝像機光心即像主點處，X_c軸平行于像平面M系的X_m軸，Y_c軸平行于像平面M系的Y_m軸，Z_c軸平行于像平面M系的X_m軸。

地面站K系、無人機K系，坐標原點為分別為地面站和無人機質(zhì)心，X_k軸向東，Y_k軸向北，Z_k軸與重力反向，X_k軸、Y_k軸和Z_k軸為右手定則關(guān)系。

令地面目標點坐標為T:[x_t y_t z_t]^T(地面站K系)，無人機瞬時位置為U:[x_u y_u z_u]^T(地面站K系)，功能模型對目標跟蹤的實時姿態(tài)角(α,β)(α,β分別為模型方位角和模型高低角)，模型視軸線與地面的交點(地主點O)的攝像機C系坐標O_c:[0 0 L]^T(L為視軸線斜距)。

(2.2)、本發(fā)明提出的視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法，計算流程如圖7所示，主要包括解算模型視軸線的無人機N系方向余弦和DFP解算模型姿態(tài)角二個關(guān)鍵步驟：

(2.2.1)解算模型視軸線的無人機N系方向余弦：

如圖8所示，基于坐標變換原理，地主點O由攝像機C系至無人機N系的坐標變換過程如下：

其中，和分別為無人機N系至航跡S系、航跡S系至無人機U系、基座B系至方位環(huán)A系、方位環(huán)A系至高低環(huán)F系的旋轉(zhuǎn)變換矩陣，分別對應(yīng)于無人機的航向角φ_hx、包括偏航角俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的無人機姿態(tài)角、包括模型方位角模型高低角的模型姿態(tài)角的輸入角參量，其表達式如式(5.1)～(5.4)所示：

其中，M_x、M_y、M_z分別繞X軸、Y軸和Z軸的基本旋轉(zhuǎn)矩陣。

則模型視軸線的無人機N系的方位余弦表達式如下：

其中，上式中的x_n、y_n和z_n表達式如下：

則即為當前時刻k的模型視軸線的無人機N系方向余弦。

(2.2.2)、DFP解算模型姿態(tài)角：

DFP解算模型姿態(tài)角流程如圖9所示，使得模型視軸線在采樣各時刻保持方向不變，具體來說，確保當前模型視軸線方向余弦與前一時刻的視軸線方向余弦相等，當前時刻根據(jù)來反向解算模型方位角和模型高低角。

根據(jù)視軸線方向余弦的解算過程可知，解算模型方位角和模型高低角為模型視軸線解算逆向過程，為典型的非線性過程，很難直接用解析表達式計算，需要使用數(shù)值迭代法求解，其代價函數(shù)J(·)表達式如下：

本發(fā)明使用DFP擬牛頓數(shù)值迭代算法來解算式(7)中的模型姿態(tài)角。為了達到快速收斂提高算法的效率目的，本發(fā)明將前一時刻的模型視軸線方向余弦賦予當前模型視軸線方向余弦，并把前一時刻解算的模型姿態(tài)角作為DFP解算的迭代輸入，基于當前無人機姿態(tài)角、無人機航向角為已知參量，使用DFP擬牛頓法迭代解算當前時刻的模型姿態(tài)角(模型方位角和模型高低角)。

為了驗證本發(fā)明提出的光電轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)仿真建模技術(shù)的正確性，給定了功能模型的初始姿態(tài)，即模型視軸線的指向，模擬無人機繞地面某點做大圓圈飛行(航向角做大幅度變化)，通過給出的視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法，來實時解算功能模型的姿態(tài)變化，即模型方位角和模型高低角調(diào)整變化，使得視軸線始終保持在初始給定的慣性空間方向，實現(xiàn)功能模型隔離無人機角運動功能，并保持慣性空間穩(wěn)定。

測試具體參數(shù)如下：功能模型始姿態(tài)角度[40°,10°]，無人機初始姿態(tài)角[10°,10°,10°]，無人機初始航向為正北，其它參數(shù)不變。模型方位角和模型高低角變化曲線如圖10和圖11所示。

由圖10和圖11可知，隨著無人機航向角的快速變化(做大圓周運動)，為使得視軸線保持在初始的慣性方向，視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法重新解算了模型方向角和模型高低角，可以看出，模型方位角變化較大，呈360度周期性變化，模型高低角在0度和359度間呈非線性變化。結(jié)果表明，本發(fā)明提出的無人機載光電穩(wěn)定轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)建模仿真技術(shù)理論正確。

將功能模型加載到三維仿真場景，并把視軸線慣性穩(wěn)定遞推迭代算法軟件工程化后用于控制該三維場景視角，慣性態(tài)測試截圖如圖12～圖15所示，無論無人機做何種運動方式，也無論運動到任何地點，視場視軸線保持相對穩(wěn)定，畫面不抖動不旋轉(zhuǎn)，計算機資源占用率不高，三維畫面流暢穩(wěn)定，不僅說明無人機載光電穩(wěn)定轉(zhuǎn)臺慣性態(tài)建模仿真技術(shù)理論正確，而且還證明了該技術(shù)具有較好的工程可用性。