CN102087082B - 一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法，所用的组成包括：目标探测系统、指挥控制系统、发射控制系统、拦截执行系统、通讯总线a、通讯总线b、通讯总线c。系统预存一套标准工况下的射表数据信息和不同工况下的拟合参数，依据目标飞行数据和环境数据参数，由发射控制系统预估相遇点，并完成作战流程各环节时序的计算和控制，最终输出射击诸元给拦截执行系统实现目标拦截。本发明可有效简化低空慢速小目标的拦截、操作过程，实现无控弹的作战流程地面控制，提高拦截系统单发命中概率，降低拦截成本。

Description

一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法

技术领域

本发明涉及一种空中目标拦截方法，特别是一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法。

背景技术

低空慢速小目标主要对重要活动、大型集会等构成恐怖威胁或破坏性攻击。由于国内外尚无针对这类目标的有效处置手段，在近些年的大型活动现场往往采用猎枪等传统武器，或借助高射炮和防空导弹等大型武器进行安保防御。然而，上述方法存在以下缺点：

1)枪支类武器射击范围有限，对操作人员要求较高，突发情况下很难保证对空目标的有效拦截；

2)高射炮单发命中率较低，往往需要多套配合、多发连射才能命中目标；

3)防空导弹单发拦截命中率高，但使用、维护成本较高，费效比低；

4)上述武器均属杀伤类武器系统，在人员密集的场所并不适宜使用，武器发射时刻的声、光、烟影响可能造成恐慌，武器残骸也有可能会对人群造成危害。

因此，采用高射炮的弹道打击原理和火力控制方法，通过降低发射时刻对环境造成的光、声、烟影响和改变战斗部打击模式的方法，能够满足使用环境的特殊要求，但此方法在弹丸出筒速度较低的情况下，单发命中概率较低，且无法实现对无控弹作战流程、战斗部展开时序的控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截的方法，解决高射炮单发命中率低及无控弹作战流程和战斗部展开时序控制的问题。

一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法，通过转塔式拦截系统实现；该系统包括：目标探测系统、指挥控制系统、发射控制系统、拦截执行系统、通讯总线a、通讯总线b和通讯总线c。目标探测系统通过通讯总线a与指挥控制系统连接；发射控制系统通过通讯总线b与指挥控制系统连接，拦截弹射表安装在发射控制系统的火控计算机中；拦截执行系统通过通讯总线c与发射控制系统连接。

其具体实施步骤为：

第一步目标探测系统获取目标数据信息

目标探测系统判定目标状态并获取目标飞行数据，包括：飞行高度、距离、方位角、俯仰角，通过通讯总线a发送给指挥控制系统；指挥控制系统将环境条件参数与目标飞行数据一起通过通讯总线b发送给发射控制系统，环境条件参数包括：温度、海拔、风速、风向。

第二步发射控制系统预估相遇点

发射控制系统中的火控计算机依据接收的目标飞行数据和环境条件参数，完成目标航迹推算，推算公式如下：

$V_x=\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_s}{\mathrm{dt}}\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S-\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S-\frac{d{\mathrm{\β}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S---\left(1\right)$

$V_y=\frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_s}{\mathrm{dt}}\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S-\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S+\frac{d{\mathrm{\β}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S---\left(2\right)$

$V_z=\frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_S}{\mathrm{dt}}\sin {\mathrm{\ϵ}}_S+\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S---\left(3\right)$

其中，D_S为目标斜距、ε_S目标俯仰角、β_S为目标方位角。

发射控制系统通过三维空间解算预估出弹丸与目标飞行的相遇点，具体计算公式如下，下标“S”表示初始位置，式中，飞行时间t_f依据预存射表的估计值。

$\left\{\begin{array}{c}D\cos \mathrm{\ϵ}\cos \mathrm{\β}-D_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S-V_x\·t_f=0\\ D\sin \mathrm{\ϵ}-D_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S-V_y\·t_f=0\\ D\cos \mathrm{\ϵ}\sin \mathrm{\β}-V_z\·t_f=0\\ t_f=f\left(D\right)\end{array}\right.---\left(4\right)$

第三步发射控制系统完成作战流程的各环节时序控制

基于多抛射角度、多环境工况的实际弹道试验数据经提取气动参数和统计比对后，获得标准气象条件和非标准气象条件下的射表数据，发射控制系统仅预存一套标准气象条件下的射表数据，非标准气象条件数据按不同环境影响因素以拟合参数的方式贮存，环境影响因素包括：温度、海拔、风速、风向。

发射控制系统中的火控计算机依据环境条件因素查找对应拟合参数，由预存的标准射表获取实际工况射表，按发射控制系统计算得到的相遇点查询射表，完成插值计算，得到弹丸与目标的相遇时间、拦截系统反应时间和战斗部启动时间，并用于装订弹上计算机。

第四步发射控制系统输出射击诸元执行拦截

发射控制系统中的火控计算机按计算得到的相遇点，利用由射表数据得到的空间网格确定有效拦截弹道，并按拦截执行系统的初始位置比对后输出射击诸元，通过通讯总线c发送至拦截执行系统，控制系统进入不可逆发射流程，发射控制系统中的发射执行结构输出点火电流启动发射。

至此完成基于射表拟合的低空慢速小目标拦截。

本发明可以简化低空慢速小目标拦截、操作过程，实现无控弹的作战流程的地面控制，提高拦截系统单发命中概率，降低拦截成本。

具体实施方式

一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法，通过转塔式拦截系统实现；该系统包括：目标探测系统、指挥控制系统、发射控制系统、拦截执行系统、通讯总线a、通讯总线b和通讯总线c。目标探测系统通过通讯总线a与指挥控制系统连接；发射控制系统通过通讯总线b与指挥控制系统连接，拦截弹射表安装在发射控制系统的火控计算机中；拦截执行系统通过通讯总线c与发射控制系统连接。

其具体实施步骤为：

第一步目标探测系统获取目标数据信息

目标探测系统判定目标状态并获取目标飞行数据，包括：飞行高度、距离、方位角、俯仰角，通过通讯总线a发送给指挥控制系统；指挥控制系统将环境条件参数与目标飞行数据一起通过通讯总线b发送给发射控制系统，环境条件参数包括：温度、海拔、风速、风向。

第二步发射控制系统预估相遇点

发射控制系统中的火控计算机依据接收的目标飞行数据和环境条件参数，完成目标航迹推算，推算公式如下：

$V_x=\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_s}{\mathrm{dt}}\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S-\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S-\frac{d{\mathrm{\β}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S---\left(1\right)$

$V_y=\frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_s}{\mathrm{dt}}\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S-\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S+\frac{d{\mathrm{\β}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S---\left(2\right)$

$V_z=\frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_S}{\mathrm{dt}}\sin {\mathrm{\ϵ}}_S+\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S---\left(3\right)$

其中，D_S为目标斜距、ε_S目标俯仰角、β_S为目标方位角。

发射控制系统通过三维空间解算预估出弹丸与目标飞行的相遇点，具体计算公式如下，下标“S”表示初始位置，式中，飞行时间tf依据预存射表的估计值。

$\left\{\begin{array}{c}D\cos \mathrm{\ϵ}\cos \mathrm{\β}-D_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S-V_x\·t_f=0\\ D\sin \mathrm{\ϵ}-D_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S-V_y\·t_f=0\\ D\cos \mathrm{\ϵ}\sin \mathrm{\β}-V_z\·t_f=0\\ t_f=f\left(D\right)\end{array}\right.---\left(4\right)$

第三步发射控制系统完成作战流程的各环节时序控制

基于多抛射角度、多环境工况的实际弹道试验数据经提取气动参数和统计比对后，获得标准气象条件和非标准气象条件下的射表数据，发射控制系统仅预存一套标准气象条件下的射表数据，非标准气象条件数据按不同环境影响因素以拟合参数的方式贮存，环境影响因素包括：温度、海拔、风速、风向。

发射控制系统中的火控计算机依据环境条件因素查找对应拟合参数，由预存的标准射表获取实际工况射表，按发射控制系统计算得到的相遇点查询射表，完成插值计算，得到弹丸与目标的相遇时间、拦截系统反应时间和战斗部启动时间，并用于装订弹上计算机。

第四步发射控制系统输出射击诸元执行拦截

发射控制系统中的火控计算机按计算得到的相遇点，利用由射表数据得到的空间网格确定有效拦截弹道，并按拦截执行系统的初始位置比对后输出射击诸元，通过通讯总线c发送至拦截执行系统，控制系统进入不可逆发射流程，发射控制系统中的发射执行结构输出点火电流启动发射。

至此完成基于射表拟合的低空慢速小目标拦截。

Claims (1)

1.一种基于射表拟合的低空慢速小目标拦截方法，通过转塔式拦截系统实现；该系统包括：目标探测系统、指挥控制系统、发射控制系统、拦截执行系统、通讯总线a、通讯总线b和通讯总线c；目标探测系统通过通讯总线a与指挥控制系统连接；发射控制系统通过通讯总线b与指挥控制系统连接，拦截弹射表安装在发射控制系统的火控计算机中；拦截执行系统通过通讯总线c与发射控制系统连接；

其特征在于具体实施步骤为：

第一步目标探测系统获取目标数据信息

目标探测系统判定目标状态并获取目标飞行数据，包括：飞行高度、距离、方位角、俯仰角，通过通讯总线a发送给指挥控制系统；指挥控制系统将环境条件参数与目标飞行数据一起通过通讯总线b发送给发射控制系统，环境条件参数包括：温度、海拔、风速、风向；

第二步发射控制系统预估相遇点

发射控制系统中的火控计算机依据接收的目标飞行数据和环境条件参数，完成目标航迹推算，推算公式如下：

$V_x=\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_s}{\mathrm{dt}}\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S-\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S-\frac{d{\mathrm{\β}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S---\left(1\right)$

$V_y=\frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_s}{\mathrm{dt}}\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S-\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S\sin {\mathrm{\β}}_S+\frac{d{\mathrm{\β}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S\cos {\mathrm{\β}}_S---\left(2\right)$

$V_z=\frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\mathrm{dD}}_S}{\mathrm{dt}}\sin {\mathrm{\ϵ}}_S+\frac{{\mathrm{d\ϵ}}_S}{\mathrm{dt}}{D}_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S---\left(3\right)$

其中，D_S为目标斜距、ε_S目标俯仰角、β_S为目标方位角；

发射控制系统通过三维空间解算预估出弹丸与目标飞行的相遇点，具体计算公式如下，下标“S”表示初始位置，式中，飞行时间t_f依据预存射表的估计值；

$\left\{\begin{array}{c}D\cos \mathrm{\ϵ}\cos \mathrm{\β}-D_S\cos {\mathrm{\ϵ}}_S-V_x\·t_f=0\\ D\sin \mathrm{\ϵ}-D_S\sin {\mathrm{\ϵ}}_S-V_y\·t_f=0\\ D\cos \mathrm{\ϵ}\sin \mathrm{\β}-V_z\·t_f=0\\ t_f=f\left(D\right)\end{array}\right.---\left(4\right)$

第三步发射控制系统完成作战流程的各环节时序控制

基于多抛射角度、多环境工况的实际弹道试验数据经提取气动参数和统计比对后，获得标准气象条件和非标准气象条件下的射表数据，发射控制系统仅预存一套标准气象条件下的射表数据，非标准气象条件数据按不同环境影响因素以拟合参数的方式贮存，环境影响因素包括：温度、海拔、风速、风向；

发射控制系统中的火控计算机依据环境条件因素查找对应拟合参数，由预存的标准射表获取实际工况射表，按发射控制系统计算得到的相遇点查询射表，完成插值计算，得到弹丸与目标的相遇时间、拦截系统反应时间和战斗部启动时间，并用于装订弹上计算机；

第四步发射控制系统输出射击诸元执行拦截

发射控制系统中的火控计算机按计算得到的相遇点，利用由射表数据得到的空间网格确定有效拦截弹道，并按拦截执行系统的初始位置比对后输出射击诸元，通过通讯总线c发送至拦截执行系统，控制系统进入不可逆发射流程，发射控制系统中的发射执行结构输出点火电流启动发射；

至此完成基于射表拟合的低空慢速小目标拦截。