CN109737812B - 空对地制导武器侧向攻击方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空对地制导武器侧向攻击方法和装置，其中，该方法包括：获取攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的实时飞行状态，其中，飞行状态包括飞行器的位置、速度、风场条件；根据飞行状态和ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置；进一步的再根据虚拟目标位置、攻击目标位置和飞行状态，确定制导武器的飞行轨迹；并根据飞行轨迹，制导武器在发射后飞抵虚拟目标位置后，开启转弯程序，再根据ψ_c对攻击目标进行侧向攻击。本发明解决了相关技术中由于弹体限制而无法良好实现武器侧向攻击能力的技术问题。

Description

空对地制导武器侧向攻击方法和装置

技术领域

本发明属于制导控制领域，涉及一种空对地制导武器侧向攻击方法和装置。

背景技术

在现代战争中空对地制导武器能够以多种方式实现对目标的攻击，侧向攻击是其中一种重要的攻击方式。而相关技术中，武器的侧向攻击多采用最优制导率来实现，但由于弹体自身过载限制，该方法并不能最大程度发挥武器侧向攻击能力，并且该方法只能保证弹目相遇时的角度约束，对相遇前的视场角、剩余飞行距离等指标不能调节和控制，这就给加装导引头的空对地制导武器使用带来困难。

针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明提供了一种空对地制导武器侧向攻击方法和装置，以至少解决相关技术中由于弹体限制而无法良好实现武器侧向攻击能力的技术问题。

本发明的技术解决方案是：一种空对地制导武器侧向攻击方法，包括：获取攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的实时飞行状态，其中，所述飞行状态包括所述飞行器的位置、速度、风场条件；根据所述飞行状态和所述ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置；根据所述虚拟目标位置、所述攻击目标位置和所述飞行状态，确定所述制导武器的飞行轨迹；根据所述飞行轨迹，所述制导武器在发射后飞抵所述虚拟目标位置后，开启转弯程序，再根据所述ψ_c对所述攻击目标进行侧向攻击。

可选的，根据所述飞行状态和所述ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定所述虚拟目标位置，包括：根据所述飞行状态和所述ψ_c，通过弹道仿真迭代计算L和α，其中，所述L为所述攻击目标与所述虚拟目标之间的水平距离，所述α为所述攻击目标指向所述虚拟目标的矢量与弹目连线间的夹角；根据所述攻击目标位置、L和α，确定所述虚拟目标位置。

可选的，根据所述飞行状态和所述ψ_c，通过弹道仿真迭代计算L和α，包括：根据所述制导武器，确定所述虚拟目标位置计算初始值L₀、α₀和L的迭代步长X；根据所述α₀和L₁，通过弹道仿真迭代，确定与所述L₁对应的α₁和V₁，所述V₁为所述制导武器在所述L₁和所述α₁下的落地速度，其中，L₁＝L₀；根据所述L₁，先以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i，并确定L_max，其中，i＝1、2、3...；再以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j，并确定L_min，其中，j＝1、2、3...；在所述L_min到所述L_max的范围内统计得到的多组L、α、V，取V最大的一组中的L、α确定为通过弹道仿真迭代计算出的L和α。

可选的，以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i，并确定所述L_max，包括：以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i；在计算到V_i小于预定落地速度指标时，停止计算，并将V_i对应的L_i确定为所述L_max。

可选的，以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j，并确定所述L_min，包括：以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j；对每一组的α_j，都执行测试计算，得到侧向落角ψ_j1和侧向落角ψ_j2；在所述ψ_j1和所述ψ_j2，分别与所述ψ_c之间的任一差值的绝对值高于ψ_d时，停止计算，并将α_j对应的L_j确定为所述L_min；其中，所述测试计算包括：根据L_j和α_j1，进行弹道仿真，得到相对应的侧向落角ψ_j1，其中，α_j1＝α_j-α_d；根据L_j和α_j2，进行弹道仿真，得到相对应的侧向落角ψ_j2，其中，α_j2＝α_j+α_d；其中，所述ψ_d为所述制导武器的侧向落角与所述ψ_c之间的偏差阈值，5°≤ψ_d≤10°；所述α_d为对所述α_j进行测试计算的余量阈值，2°≤α_d≤8°。

可选的，所述弹道仿真迭代包括：步骤6-1，设置α'₁＝α₀，根据所述α'₁进行弹道仿真，得到侧向落角_ψ1；步骤6-2，在所述_ψ1大于所述_ψc时，所述α'₂＝α'₁-1；在所述_ψ1小于所述_ψc时，所述α'₂＝α'₁+1；步骤6-3，将所述α'₂和所述L进行弹道仿真，得到侧向落角ψ₂；步骤6-4-1，在|ψ₂-ψ_c|>|ψ₁-ψ_c|时，输出α'₁为所述L对应的最优α，并确定相对应的V；步骤6-4-2，在|ψ₂-ψ_c|≤|ψ₁-ψ_c|时，以步骤6-2和步骤6-3的方式，迭代循环计算α'_k，和与所述α'_k相对应的侧向落角_ψk，直到|ψ_k-ψ_c|>|ψ_k-1-ψ_c|时，输出α'_k-1为所述L对应的最优α，并确定相对应的V，其中，k＝2、3、4...。

可选的，10Km≤L₀≤20Km，50°≤α₀≤70°，所述虚拟目标位置的高度为2Km～6Km。

可选的，根据所述飞行轨迹，所述制导武器在发射后飞抵所述虚拟目标位置的判断条件为：所述制导武器与所述虚拟目标位置之间的水平距离小于0.5Km～1.5Km；在开启所述转弯程序之后，根据所述ψ_c对所述攻击目标进行侧向攻击之前，所述方法还包括：判断所述转弯程序是否完成，其中，在所述制导武器速度方向与弹目方向连线小于1°～5°时，确定所述转弯程序完成，并飞向所述攻击目标。

可选的，在开启所述转弯程序之后，提升法向过载，其中，所述法向过载的提升量为实现0.5°～1.5°攻角所产生的升力。

根据本发明的另一方面，还提出了另一种技术解决方案：一种空对地制导武器侧向攻击装置，包括：获取模块，用于获取攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的实时飞行状态，其中，所述飞行状态包括所述飞行器的位置、速度、风场条件；第一确定模块，根据所述飞行状态和所述ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置；第二确定模块，根据所述虚拟目标位置、所述攻击目标位置和所述飞行状态，确定所述制导武器的飞行轨迹；飞行控制模块，根据所述飞行轨迹，所述制导武器在发射后飞抵所述虚拟目标位置后，开启转弯程序，再根据所述ψ_c对所述攻击目标进行侧向攻击。

本发明的空对地制导武器侧向攻击方法，通过攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的位置、速度、风场条件等实时飞行状态，采用弹道仿真迭代计算的方式，确定与攻击目标位置满足一定约束条件的最优虚拟目标位置，再根据结合虚拟目标位置的制导武器飞行轨迹，以武器发射后先飞向虚拟目标，再切换目的地到真实攻击目标的形式，使制导武器最终以满足侧向约束的状态实现对目标的攻击。本发明能够根据不同制导武器的使用性能，通过弹道仿真迭代的计算方式，使自虚拟目标位置转弯完成后武器的视场角、待飞距离都满足指定要求，且计算原理简单，无需复杂的理论算法支撑，解决了相关技术中由于弹体限制而无法良好实现武器侧向攻击能力的技术问题，实现了武器性能发挥最大化和工程上易于实现和移植的技术效果。

附图说明

图1是根据本发明实施例的空对地制导武器侧向攻击方法的流程图；

图2是根据本发明优选实施例的空对地制导武器侧向攻击方法的流程图；

图3是根据本发明实施例的制导武器投弹点、虚拟目标、攻击目标位置关系示意图；

图4是根据本发明实施例的虚拟目标位置迭代计算流程图；

图5是根据本发明实施例的弹道仿真迭代计算流程图；

图6是根据本发明实施例的仿真试验中弹体攻角、过载随时间变化情况图；

图7是根据本发明实施例的仿真试验中弹体弹道倾角、弹道偏角随时间变化情况图；

图8是根据本发明实施例的仿真试验中弹体弹道倾角、弹道偏角随弹目距离变化情况图；

图9是根据本发明实施例的仿真试验中不同风场及拉偏情况下落点散布及侧向角情况图；

图10为根据本发明实施例的空对地制导武器侧向攻击装置的结构框图。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好的理解本发明方案，下面将结合附图描述本发明实施例。

根据本发明实施例，提供了一种空对地制导武器侧向攻击的方法实施例，需要说明的是，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

图1是根据本发明实施例的空对地制导武器侧向攻击方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤S101，获取攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的实时飞行状态，其中，飞行状态包括飞行器的位置、速度、风场条件；

步骤S102，根据上述飞行状态和ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置；

步骤S103，根据虚拟目标位置、攻击目标位置和飞行状态，确定制导武器的飞行轨迹；

步骤S104，根据飞行轨迹，制导武器在发射后飞抵虚拟目标位置后，开启转弯程序，再根据ψ_c对攻击目标进行侧向攻击。

通过上述步骤，可以实现在本发明实施例中，采用弹道仿真迭代计算的方法，根据攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的位置、速度、风场条件等实时飞行状态，确定与攻击目标位置满足一定约束条件的最优虚拟目标位置，再根据结合虚拟目标位置的制导武器飞行轨迹，以武器发射后先飞向虚拟目标，再切换目的地到真实攻击目标的形式，使制导武器最终以满足侧向约束的状态实现对目标的攻击。图2是根据本发明优选实施例的空对地制导武器侧向攻击方法的流程图，如图2所示，本发明实施例能够根据不同制导武器的使用性能，通过弹道仿真迭代的计算方式，使自虚拟目标位置转弯完成后武器的视场角、待飞距离都满足指定要求，且计算原理简单，无需复杂的理论算法支撑，解决了相关技术中由于弹体限制而无法良好实现武器侧向攻击能力的技术问题，实现了武器性能发挥最大化和工程上易于实现和移植的技术效果。

可选的，根据飞行状态和ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置，包括：根据飞行状态和ψ_c，通过弹道仿真迭代计算L和α，其中，L为攻击目标与虚拟目标之间的水平距离，α为攻击目标指向虚拟目标的矢量与弹目连线间的夹角，可以以逆时针方向为正；进一步的，根据攻击目标位置、L和α，确定虚拟目标位置。

其中，需要说明的是，在制导武器发射之前，可以将武器弹道模型及气动数据模型装入飞行器飞控计算机中。为了提高运算速度，弹道模型采用三维质点模型。

其中，运动方程如下：

其中，m为质量，V为飞行速度，X为阻力，g为重力加速度，θ为弹道倾角，Y为升力，γ_c为指令滚转角，Z为侧力，ψ_v为弹道偏角，x_，y_，z分别为武器在制导坐标系下的纵向位置、侧向位置和高度。

制导方程如下：

其中，n_y为法向指令过载，K_y为法向制导系数，

为俯冲平面弹目视线旋转角速度，V为飞行速度，g为重力加速度，θ为弹道倾角，n_z为侧向指令过载，K_z为侧向制导系数，

为转弯平面弹目视线旋转角速度。

同时，气动数据模型可能有两种情况：

若武器气动特性线性度较好，可装订线性化气动参数

若武器气动特性线性度不佳，可直接装订气动数据，由两点线性插值方法解算出需要的气动参数。

质点弹道仿真的时间步长选取为0.005s～0.02s。

图3是根据本发明实施例的制导武器投弹点、虚拟目标、攻击目标位置关系示意图，其中，虚拟目标点坐标用L,α,Z来表示，其中L为虚拟目标与攻击目标之间的水平距离；α为从攻击目标指向虚拟目标的矢量与弹目连线之间的夹角，以逆时针方向为正；Z为虚拟目标的高度。

优选的，根据飞行状态和ψ_c，通过弹道仿真迭代计算L和α，可以包括：根据制导武器，确定虚拟目标位置计算初始值L₀、α₀和L的迭代步长X；根据α₀和L₁，通过弹道仿真迭代，确定与L₁对应的α₁和V₁，V₁为制导武器在L₁和α₁下的落地速度，其中，L₁＝L₀；根据L₁，先以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i，并确定L的最大值L_max，其中，i＝1、2、3...；再以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j，并确定L的最小值L_min，其中，j＝1、2、3...；在L_min到L_max的范围内统计得到的多组L、α、V，取V最大的一组中的L、α确定为通过弹道仿真迭代计算出的L和α。

图4是根据本发明实施例的虚拟目标位置迭代计算流程图，如图4所示，迭代计算过程中，首先固定L，寻找在L下最优的α，可以从L₁开始，其中L₁＝L₀，L₀可以根据不同制导武器的性能进行不同值的设定，优选的，10Km≤L₀≤20Km。计算完与L₁对应的最优α₁和V₁之后，再通过相应的迭代算法找到不同的L及其对应的α。

其中，通过相应的迭代算法找不同L的过程中，需要确定寻求L的可选数值范围，故需要确定可选数值范围的最大值和最小值。在寻求L最大值时，可以选用L_i+1＝L_i+X的迭代计算方式，在寻求L最小值时，可以选用L_j+1＝L_j-X的迭代计算方式，其中，X为L的迭代步长，根据制导武器弹道特性来设定，优选的，X可以设为1Km，即以L_i+1＝L_i+1Km来进行L的迭代时，L₂＝L₁+1Km、L₃＝L₂+1Km、L₄＝L₃+1Km。

确定完寻求L的可选数值范围后，在其中就可以计算、统计出多组L、α、V了，优选的，取V最大的一组中的L、α确定为通过弹道仿真迭代计算出的最优值，设置为代表虚拟目标位置的L和α。

进一步为寻求L最优的最大值，优选的，以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i，并确定L_max，可以包括：以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i；在计算到V_i小于预定落地速度指标时，停止计算，并将V_i对应的L_i确定为L_max，即L可选数值范围的最大值。优选的，上述预定落地速度指标可以为230m/s。

上述过程中，采用落地速度来进行最大值L_max判定，是为了保证制导武器速度落地不小于某一设定值；因为落地速度常被作为战标，是制导控制系统设计必须要考虑的重要因素，它经常关系到引信的正常工作及战斗部攻击的效果。

进一步为寻求L最优的最小值，优选的，以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j，并确定L_min，可以包括：以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j；对每一组的α_j，都执行测试计算，得到侧向落角ψ_j1和侧向落角ψ_j2；在ψ_j1和ψ_j2，分别与ψ_c之间的任一差值的绝对值高于ψ_d时，即|ψ_j1-ψ_c|>ψ_d或|ψ_j2-ψ_c|>ψ_d时，停止计算，并将α_j对应的L_j确定为L_min；其中，上述测试计算包括：根据L_j和α_j1，进行弹道仿真，得到相对应的侧向落角ψ_j1，其中，α_j1＝α_j-α_d；根据L_j和α_j2，进行弹道仿真，得到相对应的侧向落角ψ_j2，其中，α_j2＝α_j+α_d；其中，ψ_d为制导武器的侧向落角与ψ_c之间的偏差阈值，5°≤ψ_d≤10°；α_d为对α_j进行测试计算的余量阈值，2°≤α_d≤8°。上述_ψd是根据对侧向落角允许精度来设定的，α_d可以根据弹道拉偏量来调节，优选的，_ψd可以为10°，α_d可以为5°。

上述过程中，对每一组的α_j，都执行测试计算，得到侧向落角ψ_j1和侧向落角ψ_j2，并采用两者分别与预定侧向约束角之间的两个角度差值来进行最小值L_min判定，是为了使弹道有一定的拉偏余量，即在制导武器存在一定的升力、阻力偏差和风场摄动的情况下，仍能保证攻击精度及侧向落角约束。

优选的，对每一个^L在进行对应的α寻优中，都需要采用弹道仿真迭代计算的方式，为得到最优的计算结果，上述弹道仿真迭代可以包括：

步骤6-1，设置α'₁＝α₀，根据α'₁进行弹道仿真，得到侧向落角_ψ1，其中，α₀为虚拟目标位置计算初始值，可以根据不同制导武器的性能进行不同值的设定，优选的，50°≤α₀≤70°；

步骤6-2，在_ψ1大于_ψc时，α'₂＝α'₁-1；在_ψ1小于_ψc时，α'₂＝α'₁+1；

步骤6-3，将α'₂和L进行弹道仿真，得到侧向落角_ψ2；

步骤6-4-1，在|ψ₂-ψ_c|>|ψ₁-ψ_c|时，输出α'₁为L对应的最优α，并确定相对应的V；

步骤6-4-2，在|ψ₂-ψ_c|≤|ψ₁-ψ_c|时，以步骤6-2和步骤6-3的方式，迭代循环计算α'_k，和与α'_k相对应的侧向落角ψ_k，直到|ψ_k-ψ_c|>|ψ_k-1-ψ_c|时，输出α'_k-1为L对应的最优α，并确定相对应的V，其中，k＝2、3、4...。

图5是根据本发明实施例的弹道仿真迭代计算流程图，如图5所示，弹道仿真迭代计算过程中，具体算法为将L_i及α₀带入弹道仿真，以L₁为例，首先以α'₁＝α₀为计算初始值，若仿真结果显示α'₁对应的侧向落角大于侧向约束角_ψc，则α'_i+1＝α'_i-1，即下一次弹道仿真的α在此次的基础上减小一度；若仿真结果显示α'₁对应的侧向落角小于侧向约束角ψ_c，则α'_i+1＝α'_i+1，即下一次弹道解算的α在此次的基础上增加一度。然后再将算出的下一次α迭代入弹道仿真再次计算，直到找到一个α_end使得侧向角度最接近于约束值，退出弹道仿真迭代。

本发明实施例中，对每一个L都采用上述弹道仿真迭代过程进行对应的α寻优，是为了找到一个对应于L的最佳虚拟攻击点坐标，使得制导武器以最接近设定值的侧向落角实现对目标的攻击。

优选的，L₀的取值范围为10Km～20Km，α₀的取值范围为50°～70°，虚拟目标位置的高度取值范围为2Km～6Km。

进一步的，根据飞行轨迹，制导武器在发射后飞抵虚拟目标位置的判断条件可以为：制导武器与虚拟目标位置之间的水平距离小于0.5Km～1.5Km。

同时，在开启转弯程序之后，根据ψ_c对攻击目标进行侧向攻击之前，本发明实施例还可以包括：判断转弯程序是否完成，其中，在制导武器速度方向与弹目方向连线小于1°～5°时，确定转弯程序完成，退出转弯程序，并飞向攻击目标。

需要说明的是，在开启转弯程序之后，可以提升法向过载，其中，法向过载的提升量为实现0.5°～1.5°攻角所产生的升力，采取此设置，可以通过在正常制导指令基础将法向过载增加一定的值，进而保证制导武器高度不会下降的太快。

图6是根据本发明实施例的仿真试验中弹体攻角、过载随时间变化情况图、

图7是根据本发明实施例的仿真试验中弹体弹道倾角、弹道偏角随时间变化情况图、图8是根据本发明实施例的仿真试验中弹体弹道倾角、弹道偏角随弹目距离变化情况图、图9是根据本发明实施例的仿真试验中不同风场及拉偏情况下落点散布及侧向角情况图。如图6-9所示，通过上述仿真试验，可以体现出本发明实施例在虚拟目标的寻优过程中充分利用实时飞行状态信息：位置、速度、风场条件和武器弹道模型，使得该种侧向攻击方法能够更大程度地发挥武器性能；同时在虚拟目标的寻优过程中考虑到转弯完成后的视场角、剩余飞行距离等指标，使得本发明实施例更加适用于加装导引头的空对地制导武器。

根据本发明实施例，还提供了一种空对地制导武器侧向攻击装置，图10为根据本发明实施例的空对地制导武器侧向攻击装置的结构框图，如图10所示，该装置包括：获取模块101、第一确定模块102、第二确定模块103和飞行控制模块104。下面对该装置进行说明。

获取模块101，用于获取攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的实时飞行状态，其中，飞行状态包括飞行器的位置、速度、风场条件；

第一确定模块102，连接于获取模块101，用于根据飞行状态和ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置；

第二确定模块103，连接于第一确定模块102，用于根据虚拟目标位置、攻击目标位置和飞行状态，确定制导武器的飞行轨迹；

飞行控制模块104，连接于第二确定模块103，用于根据飞行轨迹，制导武器在发射后飞抵虚拟目标位置后，开启转弯程序，再根据ψ_c对攻击目标进行侧向攻击。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种存储介质，该存储介质包括存储的程序，其中，在程序运行时控制存储介质所在设备执行上述任意一项的空对地制导武器侧向攻击方法。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种处理器，该处理器用于运行程序，其中，程序运行时执行上述任意一项的空对地制导武器侧向攻击方法。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种空对地制导武器侧向攻击方法，其特征在于，包括：

获取攻击目标位置、预定侧向约束角ψ_c和飞行器的实时飞行状态，其中，所述飞行状态包括所述飞行器的位置、速度、风场条件；

根据所述飞行状态和所述预定侧向约束角ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定虚拟目标位置；

根据所述虚拟目标位置、所述攻击目标位置和所述飞行状态，确定所述制导武器的飞行轨迹；

根据所述飞行轨迹，所述制导武器在发射后飞抵所述虚拟目标位置后，开启转弯程序，再根据所述预定侧向约束角ψ_c对所述攻击目标进行侧向攻击；

其中，根据所述飞行轨迹，所述制导武器在发射后飞抵所述虚拟目标位置的判断条件为：所述制导武器与所述虚拟目标位置之间的水平距离小于0.5Km～1.5Km；

在开启所述转弯程序之后，根据所述预定侧向约束角ψ_c对所述攻击目标进行侧向攻击之前，所述方法还包括：判断所述转弯程序是否完成，其中，在所述制导武器速度方向与弹目方向连线小于1°～5°时，确定所述转弯程序完成，并飞向所述攻击目标；

其中，根据所述飞行状态和所述预定侧向约束角ψ_c，通过弹道仿真迭代计算的方式，确定所述虚拟目标位置，包括：根据所述飞行状态和所述预定侧向约束角ψ_c，通过弹道仿真迭代计算L和α，其中，所述L为所述攻击目标与所述虚拟目标之间的水平距离，所述α为所述攻击目标指向所述虚拟目标的矢量与弹目连线间的夹角；根据所述攻击目标位置、L和α，确定所述虚拟目标位置；

根据所述飞行状态和所述预定侧向约束角ψ_c，通过弹道仿真迭代计算L和α，包括：根据所述制导武器，确定所述虚拟目标位置计算初始值L₀、α₀和L的迭代步长X；根据α₀和L₁，通过弹道仿真迭代，确定与所述L₁对应的α₁和V₁，所述V₁为所述制导武器在所述L₁和所述α₁下的落地速度，其中，L₁＝L₀；根据所述L₁，先以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i，并确定L_max，其中，i＝1、2、3...；再以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j，并确定L_min，其中，j＝1、2、3...；在所述L_min到所述L_max的范围内统计得到的多组L、α、V，取V最大的一组中的L、α确定为通过弹道仿真迭代计算出的L和α。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i，并确定所述L_max，包括：

以L_i+1＝L_i+X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_i、α_i、V_i；

在计算到V_i小于预定落地速度指标时，停止计算，并将V_i对应的L_i确定为所述L_max。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j，并确定所述L_min，包括：

以L_j+1＝L_j-X的迭代方式，采用所述弹道仿真迭代进行多次计算，得到多组L_j、α_j、V_j；

对每一组的α_j，都执行测试计算，得到侧向落角ψ_j1和侧向落角ψ_j2；

在所述侧向落角ψ_j1和所述侧向落角ψ_j2，分别与所述预定侧向约束角ψ_c之间的任一差值的绝对值高于ψ_d时，停止计算，并将α_j对应的L_j确定为所述L_min；

其中，所述测试计算包括：

根据L_j和α_j1，进行弹道仿真，得到相对应的侧向落角ψ_j1，其中，α_j1＝α_j-α_d；

根据L_j和α_j2，进行弹道仿真，得到相对应的侧向落角ψ_j2，其中，α_j2＝α_j+α_d；

其中，所述ψ_d为所述制导武器的侧向落角与所述预定侧向约束角ψ_c之间的偏差阈值，5°≤ψ_d≤10°；所述α_d为对所述α_j进行测试计算的余量阈值，2°≤α_d≤8°。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述弹道仿真迭代包括：

步骤6-1，设置α'₁＝α₀，根据所述α'₁进行弹道仿真，得到侧向落角ψ₁；

步骤6-2，在所述侧向落角ψ₁大于所述预定侧向约束角ψ_c时，α'₂＝α'₁-1；在所述侧向落角ψ₁小于所述预定侧向约束角ψ_c时，α'₂＝α'₁+1；

步骤6-3，将所述α'₂和所述L进行弹道仿真，得到侧向落角ψ₂；

步骤6-4-1，在|ψ₂-ψ_c|>|ψ₁-ψ_c|时，输出α'₁为所述L对应的最优α，并确定相对应的V；

步骤6-4-2，在|ψ₂-ψ_c|≤|ψ₁-ψ_c|时，以步骤6-2和步骤6-3的方式，迭代循环计算α'_k，和与所述α'_k相对应的侧向落角ψ_k，直到|ψ_k-ψ_c|>|ψ_k-1-ψ_c|时，输出α'_k-1为所述L对应的最优α，并确定相对应的V，其中，k＝2、3、4...。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其特征在于，10Km≤L₀≤20Km，50°≤α₀≤70°，所述虚拟目标位置的高度为2Km～6Km。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在开启所述转弯程序之后，提升法向过载，其中，所述法向过载的提升量为实现0.5°～1.5°攻角所产生的升力。

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