CN113642122B - 基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法及系统 - Google Patents

基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法及系统 Download PDF

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CN113642122B CN202110865385.8A CN202110865385A CN113642122B CN 113642122 B CN113642122 B CN 113642122B CN 202110865385 A CN202110865385 A CN 202110865385A CN 113642122 B CN113642122 B CN 113642122B
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Abstract

本发明属于导弹防御技术领域，特别涉及一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法及系统，构建远程拦截弹伪六自由度弹道计算模型，依据拦截弹拦截能力与条件确定拦截弹拦截区域边界；依据拦截弹道数量及拦截弹拦截区域边界获取每条弹道最大负攻角；基于平均的发射点和发射方位角数值及每条弹道最大负攻角，利用弹道计算模型生成固定发射方位角的通用单面射表；依据单面射表和目标预测弹道获取发射诸元初值，并利用一次牛顿迭代对发射诸元初值进行修正，获取发射诸元准确数值。本发明解决发射点不确定的远程拦截弹诸元计算等问题，降低计算量，提升运算设备稳定性和效率，可满足远程拦截弹发射诸元计算实时性要求，具有较强工程应用价值和前景。

Description

基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法及系统
技术领域
本发明属于导弹防御技术领域，特别涉及一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法及系统。
背景技术
导弹发射诸元的计算，通常有两种方法：一种是射表法，即事先计算出拦截区内三维空间位置与发射诸元参数的对应关系，根据预测拦截点利用射表插值读取发射诸元参数；另一种是牛顿迭代法，通过建立发射诸元参数与预测拦截点的函数关系，利用牛顿迭代计算发射诸元参数的偏差并对初值进行修正，逐渐获得精确的诸元参数。前者优点是在线运算速度快，但离线工作量大；后者相反，离线工作量较小，但在线运算量较大。远程拦截弹发射诸元的计算具有弹道计算复杂、精度要求高和响应时间短的特点，对于固定发射点的远程拦截弹，通常是采用射表法，基于固定发射点和相应环境模型事先离线计算详细的三维空间射表，将发射诸元的计算问题变为多维插值问题，以解决计算复杂度和快时效性的矛盾。而当远程拦截弹可机动部署即发射点不确定时，该诸元计算方法不再适用，表现为：由于发射点等参数无法确定，无法事先离线计算精准的三维空间射表，或者说事先计算的三维空间射表并不能满足特定任务的精度要求。
发明内容
为此，本发明提供一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法及系统，解决发射点不确定的远程拦截弹诸元计算等问题，降低计算量，提升运算设备稳定性和效率，可满足远程拦截弹发射诸元计算的实时性要求。
按照本发明所提供的设计方案，一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，包含：
构建远程拦截弹伪六自由度弹道计算模型，依据拦截弹拦截能力与条件确定拦截弹拦截区域边界；
依据拦截弹道数量及拦截弹拦截区域边界获取每条弹道最大负攻角；基于平均的发射点和发射方位角数值及每条弹道的最大负攻角，利用弹道计算模型生成固定发射方位角的通用单面射表；
依据单面射表和目标预测弹道获取发射诸元初值，并利用一次牛顿迭代对发射诸元初值进行修正，获取发射诸元的准确数值。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，弹道计算模型中，考虑地球自转以及地球非球形J2项摄动影响，将拦截弹在发射坐标系中的质心动力学方程作为弹道计算模型，并依据预设的拦截弹助推段飞行程序角设计规律对弹道计算模型进行优化求解，获取每条弹道最大负攻角，其中，飞行程序角包含俯仰角、偏航角和滚转角。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，预设的拦截弹助推段飞行程序角设计规律中，令偏航角和滚转角为0，俯仰角ψ设计程序变化规律表示为
Figure BDA0003187140700000021
其中，t1为弹道垂直段结束时刻，t2为弹道负攻角转弯段结束时刻，θ(t)为速度倾角，α(t)为攻角，且，
Figure BDA0003187140700000022
αm为弹道最大负攻角待优化设计变量，a为可调节参数。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，获取每条弹道最大负攻角时，该最大负攻角计算公式表示为：
Figure BDA0003187140700000023
其中，αm,max和αm,min分别表示由拦截弹拦截区域边界确定的最大负攻角上限值和下限值，N+1为拦截弹道个数。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，发射诸元初值获取中，假设拦截弹仅在助推器分离后的上升段对目标进行拦截，且要求速度不小于给定速度，则每条弹道射表时间区间表示为tf∈[t3,t(θm＝0)]∩[t3,t(V＝Vmin)]，t3为助推段结束时刻，
Figure BDA0003187140700000024
为当地速度倾角，依据预设时间间隔作为插值点，利用插值点获取插值点上每条弹道元素参数，从弹道元素参数中选取飞行时间、发射方位角和最大负攻角作为拦截弹发射诸元参数，并获取发射诸元参数初值。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，利用牛顿迭代对发射诸元初值进行修正中，依据目标预测弹道和单面射表确定预测拦截点和发射诸元初值；通过设置发射诸元偏差变量，将目标预测弹道偏差表示为一阶泰勒展开；根据该一阶泰勒展开来获取发射诸元偏差变量和目标预测弹道偏差之间的函数关系；依据该函数关系计算发射诸元偏差，利用用该发射诸元偏差对发射诸元初值进行修正。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，确定预测拦截点和发射诸元初值中，依据当前时刻目标预测弹道位置和拦截弹发射点位置获取目标预测弹道位置相对于拦截弹发射点的弹道元素数值大小，依据弹道元素大小与射表中对应元素区间边界来选取弹道插值点，并依据弹道插值点获取发射诸元初值及预测拦截点位置。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，目标预测弹道偏差一阶泰勒展开表示为
Figure BDA0003187140700000025
其中，f(·)代表由发射点到预测拦截点的目标预测弹道计算函数，
Figure BDA0003187140700000026
为由单面射表获取的发射诸元初值，tf为飞行时间、αm为最大负攻角、A为发射方位角，
Figure BDA0003187140700000031
为目标弹道三维空间坐标，
Figure BDA0003187140700000032
为目标预测弹道三维空间坐标偏差，
Figure BDA0003187140700000033
为发射诸元偏差。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，发射诸元偏差变量和目标预测弹道偏差之间的函数关系表示为：
Figure BDA0003187140700000034
进一步地，本发明还提供一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取系统，包含：边界确定模块、模型求解模块和数据修正模块，其中，
边界确定模块，用于构建远程拦截弹伪六自由度弹道计算模型，依据拦截弹拦截能力与条件确定拦截弹拦截区域边界；
模型求解模块，用于依据拦截弹道数量及拦截弹拦截区域边界获取每条弹道最大负攻角；基于平均的发射点和发射方位角数值及每条弹道的最大负攻角，利用弹道计算模型生成固定发射方位角的通用单面射表；
数据修正模块，用于依据单面射表和目标预测弹道获取发射诸元初值，并利用一次牛顿迭代对发射诸元初值进行修正，获取发射诸元的准确数值。
本发明的有益效果：
本发明将射表方法和迭代方法相结合，基于平均的发射点和发射方位角条件，利用弹道计算模型生成通用化的单面射表，并通过单面射表获得较为精确的发射诸元初值，进而通过迭代计算获得发射诸元的精确值，大大减少了离线射表计算的工作量，由射表确定的诸元参数准确度较高，仅需一次牛顿迭代即可满足精度要求，且诸元参数在线运算速度快，耗时较短，具有较好的工程应用前景。并进一步通过实验数据验证，计算量约为传统方法的1/720，且单面射表的耗时并不长(为分钟量级)，当拦截弹拦截空域较大时该优势尤为突出，与标准拦截弹道相比误差小于0.2m，耗时为秒量级，基本可满足实时性要求。
附图说明：
图1为实施例中基于单面射表的远程拦截发射诸元获取流程示意；
图2为实施例中基于射表的发射诸元初值确定流程示意；
图3为实施例中弹道插值点相对发射点的射程高度示意；
图4为实施例中弹道插值点的速度分布示意；
图5为实施例中进攻弹预报弹道的经纬高示意；
图6为实施例中标准拦截弹道与进攻弹预报弹道经纬高示意；
图7为实施例中拦截弹的速度变化曲线示意；
图8为实施例中拦截弹与进攻弹的相对距离变化曲线示意。
具体实施方式：
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚、明白，下面结合附图和技术方案对本发明作进一步详细的说明。
本发明实施例，提供一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，参见图1所示，包含如下内容：
S101、构建远程拦截弹伪六自由度弹道计算模型，依据拦截弹拦截能力与条件确定拦截弹拦截区域边界；
S102、依据拦截弹道数量及拦截弹拦截区域边界获取每条弹道最大负攻角；基于平均的发射点和发射方位角数值及每条弹道的最大负攻角，利用弹道计算模型生成固定发射方位角的通用单面射表；
S103、依据单面射表和目标预测弹道获取发射诸元初值，并利用一次牛顿迭代对发射诸元初值进行修正，获取发射诸元的准确数值。
将射表方法和迭代方法相结合，基于平均的发射点和发射方位角条件，利用弹道计算模型生成通用化的单面射表，并通过单面射表获得较为精确的发射诸元初值，进而通过迭代计算获得发射诸元的精确值，大大减少了离线射表计算的工作量，由射表确定的诸元参数准确度较高，仅需一次牛顿迭代即可满足精度要求，且诸元参数在线运算速度快，耗时较短，具有较好的工程应用前景。
作为本发明基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，弹道计算模型中，考虑地球自转以及地球非球形J2项摄动影响，将拦截弹在发射坐标系中的质心动力学方程作为弹道计算模型，并依据预设的拦截弹助推段飞行程序角设计规律对弹道计算模型进行优化求解，获取每条弹道最大负攻角，其中，飞行程序角包含俯仰角、偏航角和滚转角。
由于远程拦截弹飞行距离远、时间长，因此弹道计算需考虑地球自转以及地球非球形J2项摄动影响，此时拦截弹在发射坐标系中的质心动力学方程可表示为
Figure BDA0003187140700000051
式中μ为地心引力常数，ae为地球半长轴，
Figure BDA0003187140700000052
为引力摄动系数，ωe为地球自转角速率，
Figure BDA0003187140700000053
Figure BDA0003187140700000054
和
Figure BDA0003187140700000055
分别为发射系速度三个分量，P为发动机推力，m为拦截弹质量，X、Y和Z分别为地固系位置三个分量，φ为地心纬度，
Figure BDA0003187140700000056
为地心距，Cx、Cy和Cz分别为阻力、升力和侧力系数，S为截面积，ρ为大气密度，
Figure BDA0003187140700000057
为飞行速度的模值，
Figure BDA0003187140700000058
和
Figure BDA0003187140700000059
分别为地固系速度的三个分量，
Figure BDA00031871407000000510
为弹体系到发射系的坐标转换矩阵，
Figure BDA00031871407000000511
为地固系到发射系的坐标转换矩阵，
Figure BDA00031871407000000512
为速度系到发射系的坐标转换矩阵。
若求解该动力学方程，还需给出拦截弹助推段的飞行程序角即俯仰角
Figure BDA00031871407000000513
偏航角ψ和滚转角γ的设计规律。通常令偏航角和滚转角为0，俯仰角按设计程序变化如式所示
Figure BDA00031871407000000514
弹道分为三段，分别为垂直段、负攻角转弯段和重力转弯段，式中t1为垂直段结束时刻，t2为负攻角转弯段结束时刻，θ为速度倾角，α为攻角，其设计规律如下
Figure BDA00031871407000000515
式中αm为亚音速段攻角绝对值的最大值，为优化设计变量，a为可调节参数，一般可取为常值(a＝0.28)，当发射点和发射方位角给定后，仅需给定αm数值利用式(1)～(3)通过龙格库塔积分即可实现标准弹道的计算，数值越大，转弯越快，飞行弹道越低。
发射点和发射方位角采用均值，利用不同的αm数值计算的弹道近似形成一个平面，形成一个单面射表。单面射表的作用是根据预测拦截点的位置快速确定拦截弹飞行时间tf和αm的初值，发射方位角的初值可由球面三角公式计算。
进一步地，本案实施例中，可根据拦截弹拦截区的低界和高界确定最大负攻角的上限值αm,max和下限值αm,min，假设共需计算N+1条弹道，则每条弹道的最大负攻角数值为：
Figure BDA0003187140700000061
由每条弹道的最大负攻角数值公式生成计算弹道所需的最大负攻角序列。
给定一个αm值，利用式(1)～(3)通过龙格库塔积分便可以计算一条拦截弹道。进一步地，本案实施例中，假设拦截弹仅在助推器分离后的上升段对目标进行拦截，且要求终端速度不小于某给定速度Vmin，则每条弹道射表的时间区间为
tf∈[t3,t(θm＝0)]∩[t3,t(V＝Vmin)] (5)
式中t3为助推段结束时刻，
Figure BDA0003187140700000062
为当地速度倾角，rECF和vECF分别为拦截弹地固系的位置和速度矢量，选取时间间隔T＝5秒，即每隔5秒作为一个弹道插值点，每个弹道插值点的元素包括相对于发射点的飞行时间tf、斜距ρ、仰角E、射程L、高度H和对应弹道的αm值
Figure BDA0003187140700000063
式中，r0,ECF为拦截弹发射点在地固系中的位置矢量。
对于弹道导弹，由于其对地面某点进行打击，打击偏差通常由两个参数描述(即纵向偏差和横向偏差)，因此弹道导弹的发射诸元参数至少有两个，即发射方位角决定横向偏差，飞行程序角决定纵向偏差。而对于拦截弹来说，其是对三维空间某点进行打击，打击偏差需由三个参数描述(如纵向偏差、横向偏差和高度偏差)，因此拦截弹的发射诸元参数至少需要三个，本案实施例中，可选取的拦截弹发射诸元参数分别为拦截弹的飞行时间tf，发射方位角和最大负攻角，其中预测拦截点时刻减去拦截弹的飞行时间tf即为拦截弹的发射时刻，通过这三个发射诸元参数可完成对打击偏差三个分量的修正。利用生成的单面射表数据，可以快速读取tf和αm较为准确的初值，由于初值误差较小，因此通过一次牛顿迭代即可获得发射诸元的准确值。进一步地，本案实施例中，依据目标预测弹道和单面射表确定预测拦截点和发射诸元初值；通过设置发射诸元偏差变量，将目标预测弹道偏差表示为一阶泰勒展开；根据该一阶泰勒展开来获取发射诸元偏差变量和目标预测弹道偏差之间的函数关系；依据该函数关系计算发射诸元偏差，利用用该发射诸元偏差对发射诸元初值进行修正。
作为本发明实施例中基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，进一步地，确定预测拦截点和发射诸元初值中，依据当前时刻目标预测弹道位置和拦截弹发射点位置获取目标预测弹道位置相对于拦截弹发射点的弹道元素数值大小，依据弹道元素大小与射表中对应元素区间边界来选取弹道插值点，并依据弹道插值点获取发射诸元初值及预测拦截点位置。
基于预测弹道和单面射表确定预测拦截点和发射诸元初值。计算流程如图2所示，利用预测的k时刻目标在地固系中的位置矢量rT,ECF(k)和拦截弹发射点在地固系中的位置矢量r0,ECF，计算该位置相对于拦截弹发射点的斜矩、仰角、射程和高度，如果射程和高度同时满足小于射表中的最大值且大于射表中的最小值，则选出与该位置最接近的弹道插值点，弹道插值点对应的飞行时间即为待选的发射诸元飞行时间(否则代入k+1时刻的目标预测弹道位置重新计算)，如果该位置与弹道插值点的距离小于10km且飞行时间小于预测命中时刻与当前时刻的差，则该位置即为预测拦截点在地固系中的位置矢量rIPP,ECF，弹道插值点对应的飞行时间和最大负攻角即为后续迭代计算的初值(否则代入k+1时刻的目标预测弹道位置重新计算)，递推终止。
利用预测拦截点的经纬度和拦截弹发射点的经纬度，可以计算出发射方位角的初值。假设拦截弹发射点和预测拦截点的地心经纬度坐标分别为
Figure BDA0003187140700000071
和
Figure BDA0003187140700000072
则根据球面三角公式，射程角β为
Figure BDA0003187140700000073
发射方位角初值A0为
Figure BDA0003187140700000081
由于经过选取的预测拦截点和弹道特征点并不重合(存在约10km的偏差)，且发射方位角为根据球面三角几何计算值，因此利用该组发射诸元计算的标准拦截弹道并不能准确到达预测拦截点，而是存在一定偏差[ΔX ΔY ΔZ]T，该偏差是由于弹道计算时输入的发射诸元参数存在偏差导致，即
Figure BDA0003187140700000082
式中f(·)代表由发射点到预测拦截点的拦截弹道计算，[X Y Z]T为预测拦截点，
Figure BDA0003187140700000083
为由单面射表获取的发射诸元初值，设其与发射诸元准确值的关系可表示为
Figure BDA0003187140700000084
由于偏差是小量，将式(10)代入式(9)，并泰勒展开到一阶，其一阶泰勒展开可表示为
Figure BDA0003187140700000085
则可以获得发射诸元误差与预测拦截点偏差间的函数关系
Figure BDA0003187140700000086
计算出发射诸元误差后，对初值进行修正即可获得发射诸元的准确值。
Figure BDA0003187140700000087
至此通过单面射表和一次牛顿迭代，完成发射诸元准确值的计算，依据计算得到的该发射诸元准确值即可获取拦截点位置，以实现远程导弹的有效拦截防御。
进一步地，基于上述的方法，本发明实施例还提供一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取系统，包含：边界确定模块、模型求解模块和数据修正模块，其中，
边界确定模块，用于构建远程拦截弹伪六自由度弹道计算模型，依据拦截弹拦截能力与条件确定拦截弹拦截区域边界；
模型求解模块，用于依据拦截弹道数量及拦截弹拦截区域边界获取每条弹道最大负攻角；基于平均的发射点和发射方位角数值及每条弹道的最大负攻角，利用弹道计算模型生成固定发射方位角的通用单面射表；
数据修正模块，用于依据单面射表和目标预测弹道获取发射诸元初值，并利用一次牛顿迭代对发射诸元初值进行修正，获取发射诸元的准确数值。
为验证本案方案有效性，下面结合试验数据做进一步解释说明：
以某远程拦截弹为例，利用本案算法计算其远程拦截的发射诸元，远程拦截弹可采用三级固体助推器，助推飞行时间69秒，最大速度约为5.2km/s。生成单面射表的相应参数设置可如表1所示。
表1
参数名称 数值
发射点经度/deg(可任意选取) 26.1
发射点纬度/deg(可任意选取) 143.7
发射方位角/deg(取平均) 270
最大负攻角下限值α<sub>m,min</sub>/deg 2.175963
最大负攻角上限值α<sub>m,max</sub>/deg 16.347232
终端速度最小值V<sub>min</sub>/(m/s) 3500
弹道条数 210
弹道插值点时间间隔T/sec 5
生成单面射表的弹道插值点相对发射点的射程高度如图3所示，弹道插值点对应的高度分布如图4所示。生成单面射表耗时142.314秒，单面射表由210条弹道、14481个弹道插值点组成。每个弹道插值点相对于拦截弹发射点的射程高度以及速度分布区域分别如图3和图4所示。传统远程拦截弹射表计算需要计算发射方位角由0度至360度(间隔0.5度)共720面射表，而本案方案算法仅需计算给定发射方位角的单面射表，运算量仅为传统方法的1/720，且单面射表的生成耗时并不长。从结果可以看出，拦截弹的射程范围约为24～1950km，高度范围约为54～1100km，速度范围约为3500～5320m/s，具有很强的导弹拦截能力，拦截空域很大，如果仍然采用传统的三维射表则运算量极大，因此需要简化射表计算流程，减小射表生成计算量。
设计一条射程约1600km的弹道导弹作为进攻弹，预报弹道的经纬高曲线如图5所示。利用预报弹道数据和单面射表计算预测拦截点和发射诸元初值，然后利用一次牛顿迭代计算发射诸元的准确值(此时拦截弹发射点需要采用实际位置)，最后将发射诸元准确值代入拦截弹拦截弹道计算模型，计算标准拦截弹道，计算结果如表2所示，生成的标准拦截弹道与进攻弹预报弹道经纬高如图6所示，拦截弹的速度变化曲线如图7所示，拦截弹与进攻弹的相对距离变化曲线如图8所示。
表2
参数名称 数值
预测拦截点时刻/sec 444.2
预测拦截点地固系位置X/m -3.9010828e+06
预测拦截点地固系位置Y/m 4.3624831e+06
预测拦截点地固系位置Z/m 3.1387828e+06
拦截弹飞行时间初值/sec 294
最大负攻角初值/deg 15.736986
发射方位角初值/deg -75.251742
拦截弹飞行时间准确值/sec 294.3746
最大负攻角准确值/deg 15.784425
发射方位角准确值/deg -75.724503
标准拦截弹道脱靶量X/m -0.2
标准拦截弹道脱靶量Y/m 0.1
标准拦截弹道脱靶量Z/m 0.04
利用单面射表确定预测拦截点和发射诸元初值耗时约0.296sec，一次牛顿迭代计算发射诸元准确值计算耗时约3.744sec，即整个发射诸元计算过程耗时约4sec，如果采用效率更高的C语言，耗时更短，因此本案方案基本上可以满足发射诸元计算的实时性需求。从结果可以看出，由于利用射表确定的发射诸元初值与准确值偏差较小，因此通过简单的一次牛顿迭代就可获得准确值，计算耗时大大缩短，利用一次迭代获得的发射诸元准确值计算拦截弹的标准拦截弹道，脱靶量仅为0.2m量级，发射诸元参数的准确性和方法的有效性得到验证。
通过以上仿真结果表明：本案方案能够大大减少离线射表计算的工作量，约为传统方法的1/720，且单面射表的耗时并不长(为分钟量级)，当拦截弹拦截空域较大时该优势尤为突出；由射表确定的诸元参数准确度较高，仅需一次牛顿迭代即可满足精度要求(与标准拦截弹道相比误差小于0.2m)，且诸元参数在线运算速度快，耗时较短(为秒量级)，基本可满足实时性要求，具有较强的工程应用价值。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对步骤、数字表达式和数值并不限制本发明的范围。
基于上述的方法和/或系统，本发明实施例还提供一种服务器，包括：一个或多个处理器；存储装置，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现上述的方法。
基于上述的方法和/或系统，本发明实施例还提供一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，其中，该程序被处理器执行时实现上述的方法。
在这里示出和描述的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制，因此，示例性实施例的其他示例可以具有不同的值。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，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：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，包含如下内容：
构建远程拦截弹伪六自由度弹道计算模型，依据拦截弹拦截能力及其条件确定拦截弹拦截区域边界；
依据拦截弹道数量及拦截弹拦截区域边界获取每条弹道最大负攻角；基于发射点数值均值和发射方位角数值均值及每条弹道的最大负攻角，利用弹道计算模型生成固定发射方位角的通用单面射表，其中，利用不同的亚音速段攻角绝对值最大值计算弹道形成的近似平面来形成单面射表，利用单面射表根据预测拦截点的位置确定拦截弹飞行时间和亚音速段攻角绝对值最大值两者的初值；
依据单面射表和目标预测弹道获取发射诸元初值，并利用一次牛顿迭代对发射诸元初值进行修正，获取发射诸元的准确数值。
2.根据权利要求1所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，弹道计算模型中，考虑地球自转以及地球非球形J2项摄动影响，将拦截弹在发射坐标系中的质心动力学方程作为弹道计算模型，并依据预设的拦截弹助推段飞行程序角设计规律对弹道计算模型进行优化求解，获取每条弹道最大负攻角，其中，飞行程序角包含俯仰角、偏航角和滚转角。
3.根据权利要求2所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，预设的拦截弹助推段飞行程序角设计规律中，令偏航角和滚转角为0，俯仰角ψ设计程序变化规律表示为
Figure FDA0003531230370000011
其中，t1为弹道垂直段结束时刻，t2为弹道负攻角转弯段结束时刻，θ(t)为速度倾角，α(t)为攻角，且，
Figure FDA0003531230370000012
αm为弹道最大负攻角待优化设计变量，a为可调节参数。
4.根据权利要求2或3所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，获取每条弹道最大负攻角时，该最大负攻角计算公式表示为：
Figure FDA0003531230370000013
其中，αm,max和αm,min分别表示由拦截弹拦截区域边界确定的最大负攻角上限值和下限值，N+1为拦截弹道个数。
5.根据权利要求2或3所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，发射诸元初值获取中，假设拦截弹仅在助推器分离后的上升段对目标进行拦截，且要求速度不小于给定速度，则每条弹道射表时间区间表示为tf∈[t3,t(θm＝0)]I[t3,t(V＝Vmin)]，t3为助推段结束时刻，
Figure FDA0003531230370000014
为当地速度倾角，依据预设时间间隔作为插值点，利用插值点获取插值点上每条弹道元素参数，从弹道元素参数中选取飞行时间、发射方位角和最大负攻角作为拦截弹发射诸元参数，并获取发射诸元参数初值。
6.根据权利要求1所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，利用牛顿迭代对发射诸元初值进行修正中，依据目标预测弹道和单面射表确定预测拦截点和发射诸元初值；通过设置发射诸元偏差变量，将目标预测弹道偏差表示为一阶泰勒展开；根据该一阶泰勒展开来获取发射诸元偏差变量和目标预测弹道偏差之间的函数关系；依据该函数关系计算发射诸元偏差，利用该发射诸元偏差对发射诸元初值进行修正。
7.根据权利要求6所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，确定预测拦截点和发射诸元初值中，依据当前时刻目标预测弹道位置和拦截弹发射点位置获取目标预测弹道位置相对于拦截弹发射点的弹道元素数值大小，依据弹道元素大小与射表中对应元素区间边界来选取弹道插值点，并依据弹道插值点获取发射诸元初值及预测拦截点位置。
8.根据权利要求6所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，目标预测弹道偏差一阶泰勒展开表示为
Figure FDA0003531230370000021
其中，f(·)代表由发射点到预测拦截点的目标预测弹道计算函数，
Figure FDA0003531230370000022
为由单面射表获取的发射诸元初值，tf为飞行时间、αm为最大负攻角、A为发射方位角，
Figure FDA0003531230370000023
为目标弹道三维空间坐标，
Figure FDA0003531230370000024
为目标预测弹道三维空间坐标偏差，
Figure FDA0003531230370000025
为发射诸元偏差。
9.根据权利要求8所述的基于单面射表的远程拦截发射诸元获取方法，其特征在于，发射诸元偏差变量和目标预测弹道偏差之间的函数关系表示为：
Figure FDA0003531230370000026
10.一种基于单面射表的远程拦截发射诸元获取系统，其特征在于，包含：边界确定模块、模型求解模块和数据修正模块，其中，
边界确定模块，用于构建远程拦截弹伪六自由度弹道计算模型，依据拦截弹拦截能力及其条件确定拦截弹拦截区域边界；
模型求解模块，用于依据拦截弹道数量及拦截弹拦截区域边界获取每条弹道最大负攻角；基于发射点数值均值和发射方位角数值均值及每条弹道的最大负攻角，利用弹道计算模型生成固定发射方位角的通用单面射表，其中，利用不同的亚音速段攻角绝对值最大值计算弹道形成的近似平面来形成单面射表，利用单面射表根据预测拦截点的位置确定拦截弹飞行时间和亚音速段攻角绝对值最大值两者的初值；
数据修正模块，用于依据单面射表和目标预测弹道获取发射诸元初值，并利用一次牛顿迭代对发射诸元初值进行修正，获取发射诸元的准确数值。
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