CN111832193B - 一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，涉及超视距空战中威胁评估技术领域。该方法首先建立导弹模型，解算目标敌机所携带导弹的飞行数据；并根据敌机的方位角，确定我机逃逸时的转弯角度，进而确定我机的逃逸路线及折合逃逸距离；再根据我机方位角及敌我双方速度矢量指向，确定敌机转弯角度及转向时间；然后判断我机是否在敌机导弹射程内，进而结合敌我双方的飞行速度，判断敌机对我机的攻击结果及总攻击时间；最后根据敌机对我机的攻击结果，确定敌机对我机的威胁评估值。本发明方法以能量为基础，采用时间作为统一量纲，有效提高绝对威胁评估的判定精度；且由于输出量单位统一，有效提高相对威胁评估的判定精度。

Description

一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法

技术领域

本发明涉及超视距空战中威胁评估技术领域，尤其涉及一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法。

背景技术

歼击机在超视距空战中进行威胁评估的目的是为了确认目标战机(简称敌机)对我方战机(简称我机)的威胁程度，其优点是能够增强飞行员对战场态势的认知，提高战术决策的判断精度，能够有效提高空战胜率，现已广泛应用到歼击机超视距空战(BVR)、电子对抗(ECM)和指挥控制(C4I)等领域。由于空战威胁评估需要考虑的变量多而杂，当前研究成果多对初始条件做出严格限制，而罕有通用的超视距威胁评估方法，在实际应用中评估精度往往不能达标。为了提高威胁评估效果，需提出通用的评估方法以达到实际应用要求。现有技术中，为提高威胁评估方法的通用性，在脉冲多普勒雷达大量服役后，应用了以接近率为量纲的威胁评估方法，并将其加载到飞机的衍射平显上。接近率是由双方空速和进入角决定的一种量纲，它限定机载多普勒雷达在速度搜索(VS)或更高精度模式，由于该指标只是简单定义了目标的接近速度，因此很难判断出目标敌机对我机真正的威胁。现有技术中，曾考虑引入距离等作为参考量，此时雷达在边测距边搜索(RWS)模式，而该种模式与速度搜索(VS)模式不能同时运作，应用的普适性不佳。

近十年，国内学者针对该类问题展开研究，为更全面考虑战场态势参数，多引入了加权等算法作为解决方案，但对加权权重的定义成为该项研究的难点。为攻克该难题，在公开的研究中学者们引入了统计学赋权算法、结构熵权法、人工神经网络等作为解决方案，提高了指标加权的精度，部分研究能够提高20％以上的效率。虽然该技术相对传统方法在一定程度上提高了精确度与鲁棒性，但威胁评估引入的参量往往多而杂，最终结论适得其反。其缺点有二：一是引入了大量不相关的参量，即使提高赋权精度，仍然无法得到有逻辑的结论，不具备先进性。二是使用的参量过分复杂，在空战中通常不能全面获取情报，从而可能使算法中断甚至崩溃，通用性较差。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，提供一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，以能量为基础、最短攻击时间为量纲，实现对超视距空战中空中目标的威胁评估。

为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，包括以下步骤：

步骤1、建立导弹模型，解算目标敌机所携带导弹的飞行数据；

根据导弹总质量、导弹燃料质量、导弹燃料总冲量及导弹能量损耗因子性能指标，解算出导弹总飞行时间，如下公式所示：

其中，t_f为导弹总飞行时间，E为导弹能量差，E_l为导弹总能量，E_c为导弹碰撞能量，m为导弹质量，v₁为导弹最大飞行速度，v₃为导弹碰撞速度，h₁为我机飞行高度，h₂为敌机飞行高度，σ为导弹能量损耗因子，g为重力加速度；

导弹的实时能量损耗值等于导弹最大动能相对当前动能的差值与当前势能差的和，因此，由导弹的实时能量损耗值推出导弹实时飞行速度；再通过导弹实时飞行速度对时间的勒贝格积分，求得导弹最大射程，如下公式所示：

其中，S为导弹最大射程，v为导弹实时飞行速度，t为敌机已飞行时间，E_k为导弹最大动能；

步骤2、根据敌机的方位角，确定我机逃逸时的转弯角度，进而确定我机逃逸路线及折合逃逸距离；

设定我机逃逸时取最速逃逸路线，即我机以给定最快速度转弯以至将敌机完全置尾，即敌机在我机180度方位角处，而后全速逃逸；则根据敌机的方位角，确定我机逃逸时的转弯角度如下公式所示：

∠2＝180°-∠α₂-∠β

其中，∠2为我机转弯角度，∠α₂为敌机的方位角，∠β为敌机视线转角；

当90°≤∠α₂≤180°时，敌机视线转角∠β如下公式所示：

其中，R为我机转弯半径，A为转弯圆心辅助线，∠1为视线辅助转角；

当0°≤∠α₂<90°时，敌机视线转角∠β如下公式所示：

进而确定我机三种逃逸路线：

第一种逃逸路线：敌机的方位角满足90°≤∠α₂≤180°；

第二种逃逸路线：敌机的方位角满足0°≤∠α₂<90°且我机转弯角度满足0°≤∠2<90°；

第三种逃逸路线：敌机的方位角满足0°≤∠α₂<90°且我机转弯角度满足90°≤∠2≤180°；

我机逃逸距离与逃逸路线有关，当我机选择第一种逃逸路线和第二种逃逸路线时，我机的折合逃逸距离如下公式所示：

B＝Rsin∠2＝Rsin(180°-∠α₂-∠β)

当我机选择第三种逃逸路线时，我机的折合逃逸距离如下公式所示：

B＝Rcos(∠2-90°)＝Rcos(90°-∠α₂-∠β)

其中，B为我机的折合逃逸距离，即我机转弯段在我机逃逸路线上的投影长度；

步骤3、根据我机方位角及敌我双方速度矢量指向，确定敌机转弯角度及转向时间；

若敌我双方速度矢量指向落在双方位置连线两侧，则敌机转弯角度如下公式所示：

∠T1＝|∠α₁|+∠β

否则：

∠T1＝||∠α₁|-∠β|

其中，∠T1为敌机转弯角度，∠α₁为我机方位角；

将敌机转弯角度∠T1除以敌机转弯率，得到敌机转向时间T_t1；

步骤4、根据步骤1-3确定的导弹最大射程、我机的折合逃逸距离及敌机转弯角度及转向时间，判断我机是否在敌机导弹射程内，进而结合敌我双方的飞行速度，判断敌机对我机的攻击结果及总攻击时间；

(a)若我机在敌机导弹射程内，此时敌机携带的导弹在飞行至最大射程之前便会击中我机，此时敌机对我机的总攻击时间T_d为敌机转向时间T_t1与导弹在射程内时命中目标的时间t′_f之和，敌机携带的导弹实际射程为求速度对时间的变上限勒贝格积分，如下公式所示：

其中，C为敌机的折合追击距离，T_t2为我机转向时间，v₄为我机飞行速度；

(b)若我机不在敌机导弹射程内，且敌机的飞行速度大于我机的飞行速度，则敌机能够利用速度优势追上我机从而发射导弹，此时敌机对我机的总攻击时间如下公式所示：

T_d＝T_H+t_f+T_t1

其中，T_H为敌机追击时间；

(c)若我机不在敌机导弹射程内，且敌机的飞行速度大于我机的飞行速度，但敌机总攻击时间T_d超过设定的总攻击时间阈值，则设定敌机对我机的总攻击时间等于设定的总攻击时间阈值；

(d)若我机不在敌机的射程内，且敌机的飞行速度小于我机的飞行速度，则敌机永远无法追上我机从而发射导弹，敌机对我机的总攻击时间为无穷大；此时引入追击偏差因子，该因子定义为导弹射程占整体追击距离的比例，比例值越高，代表敌机相对更有机会接近至导弹射程内，如下公式所示：

其中，n为追击偏差因子，Se为我机总逃逸距离，S为导弹射程最大值；

(e)若敌机与我机的速度差超过了敌机所携带导弹的最大动能，则无论敌机发射导弹与否，导弹都无法有效命中我机，此时不存在偏差因子，不构成发射条件；

步骤5、根据步骤4确定的敌机对我机的攻击结果，确定敌机对我机的威胁评估值；

(1)当敌机对我机的攻击为步骤4中(a)、(b)确定的攻击结果时，则敌机目标对我机的威胁评估值，如下公式所示：

T_d≤T_m

其中，T_m为设定的敌机的总攻击时间阈值；

(2)当敌机对我机的攻击为步骤4中(c)确定的攻击结果时，即T_d＞T_m，则敌机目标对我机的威胁评估值ω＝0.5；

(3)当敌机对我机的攻击为步骤4中(d)确定的攻击结果时，则敌机目标对我机的威胁评估值如下公式所示：

(4)当敌机对我机的攻击为步骤4中(e)确定的攻击结果时，敌机所携带的导弹不构成发射条件，则敌机目标对我机的威胁评估值ω＝0。

采用上述技术方案所产生的有益效果在于：本发明提供的一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，以能量为基础，采用时间作为统一量纲，有效提高绝对威胁的判定精度；由于输出量单位统一，若采取双向解算，还可归一化处理，有效提高相对威胁的判定精度。可显著增加与敌机对抗时的胜率，且输出结果更加直观。本发明方法威胁评估变量统一，输出参数合理，解决了不同参量的赋权难题，有效提高算法准确度。同时本发明在运行过程中，不易丢失数据导致算法崩溃，稳定性强。本发明方法能够获取的参数均对应于装机应用参数，是战场已知参数，在精度大幅提升前提下，其具有更强的通用性与合理性。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的我机不同逃逸路线的几何计算示意图，其中，(a)为第一种逃逸路线示意图；(b)为第二种逃逸路线示意图，(c)为第三种逃逸路线示意图。

图中：1、敌机航向；2、我机航向；3、我机逃逸路线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

本实施例通过Matlab R2014a对超视距空战中空中目标敌机对我机的威胁进行仿真实验，采用本发明的一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法对空中目标敌机对我机的威胁进行评估。

本实施例中，一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，如图1所示，包括以下步骤：

步骤1、建立导弹模型，解算目标敌机所携带导弹的飞行数据；

根据导弹总质量、导弹燃料质量、导弹燃料总冲量及导弹能量损耗因子性能指标，解算出导弹总飞行时间，如下公式所示：

其中，t_f为导弹总飞行时间，E为导弹能量差，E_l为导弹总能量，E_c为导弹碰撞能量，m为导弹质量，v₁为导弹最大飞行速度，v₃为导弹碰撞速度，h₁为我机飞行高度，h₂为敌机飞行高度，σ为导弹能量损耗因子，g为重力加速度；

导弹的实时能量损耗值等于导弹最大动能相对当前动能的差值与当前势能差的和，因此，由导弹的实时能量损耗值推出导弹实时飞行速度；再通过导弹实时飞行速度对时间的勒贝格积分，求得导弹最大射程，如下公式所示：

其中，S为导弹最大射程，v为导弹实时飞行速度，t为敌机已飞行时间，E_k为导弹最大动能；

本实施例以歼击机机载雷达通常截获的数据作为输入量，共有七个输入量，分别为敌机高度、我机高度、敌机速度、我机速度、敌机方位角、我机方位角以及敌我双方距离。同时，确定两个预设参量σ、K的数值。在本实施例中，敌机高度为11000m、我机高度为11000m，在此高度下，当地声速为295m/s，此时敌机速度为2.5Mah，合737.5m/s；我机速度为2.3Mah，合678.5m/s；敌机方位角为120度、我机方位角为0度、敌我双方距离为120km，σ＝1MJ/s，

空空导弹分为近距红外制导格斗导弹和超视距雷达制导拦射导弹，本实施例中敌机携带的导弹为超视距雷达制导拦射导弹。空空导弹模型以AIM120d型空空导弹为范例，该导弹为AMRAAM超视距导弹家族的最新型号。该导弹全重165kg，导弹所用高能复合固体推进剂质量为55kg，推进剂总冲量为115000N·s。考虑到被攻击方对导弹的规避，导弹末动能冗余裕度设置为K＝200％，导弹初始速度即敌机飞行速度737.5m/s。

导弹质量为导弹全重与推进剂的差值，即m＝110kg。

已知推进剂总冲量i，由动量定理得导弹最大飞行速度

考虑能量冗余裕度，导弹碰撞速度

为计算导弹射程，需先计算导弹飞行时间，此处引入能量损耗因子σ，导弹飞行两端能量差与能量损耗因子的比值可推出导弹总飞行时间：

即已知动能，考虑到势能的转化，则导弹实时飞行速度为：

将导弹实时飞行速度对时间进行勒贝格积分，从而求得导弹最大射程：

步骤2、根据敌机的方位角，确定我机逃逸时的转弯角度，进而确定我机的逃逸路线及折合逃逸距离；

设定我机逃逸时取最速逃逸路线，即我机以给定最快速度转弯以至将敌机完全置尾，即敌机在我机180度方位角处，而后全速逃逸；则根据敌机的方位角，确定我机逃逸时的转弯角度如下公式所示：

∠2＝180°-∠α₂-∠β

其中，∠2为我机转弯角度，∠α₂为敌机的方位角，∠β为敌机视线转角；

当90°≤∠α₂≤180°时，敌机视线转角∠β如下公式所示：

其中，R为我机转弯半径，A为转弯圆心辅助线，∠1为视线辅助转角；

当0°≤∠α₂<90°时，敌机视线转角∠β如下公式所示：

进而确定我机如图2所示的三种逃逸路线：

第一种逃逸路线：敌机的方位角满足90°≤∠α₂≤180°；

第二种逃逸路线：敌机的方位角满足0°≤∠α₂<90°且我机转弯角度满足0°≤∠2<90°；

第三种逃逸路线：敌机的方位角满足0°≤∠α₂<90°且我机转弯角度满足90°≤∠2≤180°；

我机逃逸距离与逃逸路线有关，当我机选择第一种逃逸路线和第二种逃逸路线时，我机的折合逃逸距离如下公式所示：

B＝Rsin∠2＝Rsin(180°-∠α₂-∠β)

当我机选择第三种逃逸路线时，我机的折合逃逸距离如下公式所示：

B＝Rcos(∠2-90°)＝Rcos(90°-∠α₂-∠β)

其中，B为我机的折合逃逸距离，即我机转弯段在我机逃逸路线上的投影长度；

本实施例中，敌机方位角为120度，我机选择第一种逃逸路线逃逸，并通过余弦定理等方式解出转弯圆心辅助线

视线辅助转角/>

敌机视线转角/>

我机转弯角度∠2＝180°-∠α₂-∠β＝59.07°；我机的折合逃逸距离B＝Rsin∠2＝Rsin(180°-∠α₂-∠β)＝34.3(km)。

步骤3、根据我机方位角及敌我双方速度矢量指向，确定敌机转弯角度及转向时间；

若敌我双方速度矢量指向落在双方位置连线两侧，则敌机转弯角度如下公式所示：

∠T1＝|∠α₁|+∠β

否则：

∠T1＝||∠α₁|-∠β|

其中，∠T1为敌机转弯角度，∠α₁为我机方位角；

将敌机转弯角度∠T1除以敌机转弯率r，得到敌机转向时间T_t1；

本实施例中，敌机转弯角度∠T1＝|∠α1|+∠β＝0.93°，敌机转向时间

其中，v_t1和α₁是由歼击机包线求得我机的转弯速度与转弯过载，分别为442.5m/s与5g。

步骤4、根据步骤1-3确定的导弹最大射程、我机的折合逃逸距离及敌机转弯角度及转向时间，判断我机是否在敌机导弹射程内，并结合敌我双方的飞行速度，判断敌机对我机的攻击结果及总攻击时间；

(a)若我机在敌机导弹射程内，此时敌机携带的导弹在飞行至最大射程之前便会击中我机，此时敌机对我机的总攻击时间T_d为敌机转向时间T_t1与导弹在射程内时命中目标的时间t′_f之和，敌机携带的导弹实际射程为求速度对时间的变上限勒贝格积分，如下公式所示：

其中，C为敌机的折合追击距离，T_t2为我机转向时间，v₄为我机飞行速度；

(b)若我机不在敌机导弹射程内，且敌机的飞行速度大于我机的飞行速度，则敌机能够利用速度优势追上我机从而发射导弹，此时敌机对我机的总攻击时间如下公式所示：

T_d＝T_H+t_f+T_t1

其中，T_H为敌机追击时间；

(c)若我机不在敌机导弹射程内，且敌机的飞行速度大于我机的飞行速度，但敌机总攻击时间T_d超过设定的总攻击时间阈值，则设定敌机对我机的总攻击时间等于设定的总攻击时间阈值；敌机总攻击时间阈值根据敌机载油量和作战半径等设定；

以上步骤(a)-(c)中，敌机均能够击中我机，标记敌机对我机的攻击结果为第一类；

(d)若我机不在敌机的射程内，且敌机的飞行速度小于我机的飞行速度，则敌机永远无法追上我机从而发射导弹，敌机对我机的总攻击时间为无穷大；此时引入追击偏差因子，该因子定义为导弹射程占整体追击距离的比例，比例值越高，代表敌机相对更有机会接近至导弹射程内，如下公式所示：

其中，n为追击偏差因子，Se为我机总逃逸距离，S为导弹射程最大值；

(e)若敌机与我机的速度差超过了敌机所携带导弹的最大动能，则无论敌机发射导弹与否，导弹都无法有效命中我机，此时不存在偏差因子，不构成发射条件；

以上步骤(d)-(e)中，敌机均不能击中我机，标记敌机对我机的攻击结果为第二类；

本实施例中，我机转向时间

总逃逸距离Se＝B+v₄(t_f+T_t1-T_t2)＝81.48(km)，此时S<C+Se，则我机不在敌机射程内，且敌机的速度大于我机，则敌机可利用速度优势追上我机从而发射导弹，敌机追击时间/>

总攻击时间T_d＝T_H+t_f+T_t1＝565.65(s)。

步骤5、根据步骤4确定的敌机对我机的攻击结果，确定敌机对我机的威胁评估值；

(1)当敌机对我机的攻击为步骤4中(a)、(b)确定的攻击结果时，则敌机目标对我机的威胁评估值，如下公式所示：

T_d≤T_m

其中，T_m为设定的敌机的总攻击时间阈值；

(2)当敌机对我机的攻击为步骤4中(c)确定的攻击结果时，即T_d＞T_m，则敌机目标对我机的威胁评估值ω＝0.5；

(3)当敌机对我机的攻击为步骤4中(d)确定的攻击结果时，则敌机目标对我机的威胁评估值如下公式所示：

(4)当敌机对我机的攻击为步骤4中(e)确定的攻击结果时，敌机所携带的导弹不构成发射条件，则敌机目标对我机的威胁评估值ω＝0。

本实施例中，根据该歼击机作战半径设置该敌机总攻击时间阈值T_m＝882(s)，则根据步骤4确定的敌机对我机的攻击结果，T_d＝565.65>T_m，则敌机对我机的威胁评估值

本实施例，根据以上计算过程，还给出敌机与我机的十种不同初始条件下，同时覆盖步骤4中五种不同攻击结果的威胁评估值，如表1所示，从表1可以看出本发明的威胁评估方法的稳定性。

表1不同初始条件下的威胁评估结果

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明权利要求所限定的范围。

Claims (4)

1.一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1、建立导弹模型，解算目标敌机所携带导弹的飞行数据；所述导弹的飞行数据包括导弹总飞行时间、导弹实时飞行速度及导弹最大射程；

步骤2、根据敌机的方位角，确定我机逃逸时的转弯角度，进而确定我机的逃逸路线及折合逃逸距离；

步骤3、根据我机方位角及敌我双方速度矢量指向，确定敌机转弯角度及转向时间；

步骤4、根据步骤1-3确定的导弹最大射程、我机的折合逃逸距离及敌机转弯角度及转向时间，判断我机是否在敌机导弹射程内，进而结合敌我双方的飞行速度，判断敌机对我机的攻击结果及总攻击时间；

(a)若我机在敌机导弹射程内，此时敌机携带的导弹在飞行至最大射程之前便会击中我机，此时敌机对我机的总攻击时间T_d为敌机转向时间T_t1与导弹在射程内时命中目标的时间t′_f之和，敌机携带的导弹实际射程为求速度对时间的变上限勒贝格积分，如下公式所示：

其中，C为敌机的折合追击距离，B为我机的折合逃逸距离，T_t2为我机转向时间，v₄为我机飞行速度；

(b)若我机不在敌机导弹射程内，且敌机的飞行速度大于我机的飞行速度，则敌机能够利用速度优势追上我机从而发射导弹，此时敌机对我机的总攻击时间如下公式所示：

T_d＝T_H+t_f+T_t1

其中，T_H为敌机追击时间，t_f为导弹总飞行时间；

(c)若我机不在敌机导弹射程内，且敌机的飞行速度大于我机的飞行速度，但敌机总攻击时间T_d超过设定的总攻击时间阈值，则设定敌机对我机的总攻击时间等于设定的总攻击时间阈值；

(d)若我机不在敌机的射程内，且敌机的飞行速度小于我机的飞行速度，则敌机永远无法追上我机从而发射导弹，敌机对我机的总攻击时间为无穷大；此时引入追击偏差因子，该因子定义为导弹射程占整体追击距离的比例，比例值越高，代表敌机相对更有机会接近至导弹射程内，如下公式所示：

其中，n为追击偏差因子，Se为我机总逃逸距离，S为导弹射程最大值；

(e)若敌机与我机的速度差超过了敌机所携带导弹的最大动能，则无论敌机发射导弹与否，导弹都无法有效命中我机，此时不存在偏差因子，不构成发射条件；

步骤5、根据步骤4确定的敌机对我机的攻击结果，确定敌机对我机的威胁评估值；

(1)当敌机对我机的攻击为步骤4中(a)、(b)确定的攻击结果时，则敌机目标对我机的威胁评估值，如下公式所示：

T_d≤T_m

其中，T_m为设定的敌机的总攻击时间阈值；

(2)当敌机对我机的攻击为步骤4中(c)确定的攻击结果时，即T_d＞T_m，则敌机目标对我机的威胁评估值ω＝0.5；

(3)当敌机对我机的攻击为步骤4中(d)确定的攻击结果时，则敌机目标对我机的威胁评估值如下公式所示：

(4)当敌机对我机的攻击为步骤4中(e)确定的攻击结果时，敌机所携带的导弹不构成发射条件，则敌机目标对我机的威胁评估值ω＝0。

2.根据权利要求1所述的一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，其特征在于：所述步骤1的具体方法为：

根据导弹总质量、导弹燃料质量、导弹燃料总冲量及导弹能量损耗因子性能指标，解算出导弹总飞行时间，如下公式所示：

其中，t_f为导弹总飞行时间，E为导弹能量差，E_l为导弹总能量，E_c为导弹碰撞能量，m为导弹质量，v₁为导弹最大飞行速度，v₃为导弹碰撞速度，h₁为我机飞行高度，h₂为敌机飞行高度，σ为导弹能量损耗因子，g为重力加速度；

导弹的实时能量损耗值等于导弹最大动能相对当前动能的差值与当前势能差的和，因此，由导弹的实时能量损耗值推出导弹实时飞行速度；再通过导弹实时飞行速度对时间的勒贝格积分，求得导弹最大射程，如下公式所示：

其中，S为导弹最大射程，v为导弹实时飞行速度，t为敌机已飞行时间，E_k为导弹最大动能。

3.根据权利要求2所述的一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，其特征在于：所述步骤2的具体方法为：

设定我机逃逸时取最速逃逸路线，即我机以给定最快速度转弯以至将敌机完全置尾，即敌机在我机180度方位角处，而后全速逃逸；则根据敌机的方位角，确定我机逃逸时的转弯角度如下公式所示：

∠2＝180°-∠α₂-∠β

其中，∠2为我机转弯角度，∠α₂为敌机的方位角，∠β为敌机视线转角；

当90°≤∠α₂≤180°时，敌机视线转角∠β如下公式所示：

其中，R为我机转弯半径，A为转弯圆心辅助线，∠1为视线辅助转角；

当0°≤∠α₂<90°时，敌机视线转角∠β如下公式所示：

进而确定我机三种逃逸路线：

第一种逃逸路线：敌机的方位角满足90°≤∠α₂≤180°；

第二种逃逸路线：敌机的方位角满足0°≤∠α₂<90°且我机转弯角度满足0°≤∠2<90°；

第三种逃逸路线：敌机的方位角满足0°≤∠α₂<90°且我机转弯角度满足90°≤∠2≤180°；

我机逃逸距离与逃逸路线有关，当我机选择第一种逃逸路线和第二种逃逸路线时，我机的折合逃逸距离如下公式所示：

B＝Rsin∠2＝Rsin(180°-∠α₂-∠β)

当我机选择第三种逃逸路线时，我机的折合逃逸距离如下公式所示：

B＝Rcos(∠2-90°)＝Rcos(90°-∠α₂-∠β)

其中，B为我机的折合逃逸距离，即我机转弯段在我机逃逸路线上的投影长度。

4.根据权利要求3所述的一种超视距空战中空中目标的威胁评估方法，其特征在于：所述步骤3的具体方法为：

若敌我双方速度矢量指向落在双方位置连线两侧，则敌机转弯角度如下公式所示：

∠T1＝|∠α₁|+∠β

否则：

∠T1＝||∠α₁|-∠β|

其中，∠T1为敌机转弯角度，∠α₁为我机方位角；

将敌机转弯角度∠T1除以敌机转弯率，得到敌机转向时间T_t1。

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