CN116149348A - 一种空战机动系统及控制方法、防御系统控制方法 - Google Patents

一种空战机动系统及控制方法、防御系统控制方法 Download PDF

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CN116149348A CN202310407906.4A CN202310407906A CN116149348A CN 116149348 A CN116149348 A CN 116149348A CN 202310407906 A CN202310407906 A CN 202310407906A CN 116149348 A CN116149348 A CN 116149348A
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Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种空战机动系统及控制方法、防御系统控制方法，包括；读取第一目标和第二目标的运行姿态数据；根据第二目标在空间中的运行姿态数据，结合滚筒目标角，计算指针向量；在指针向量的延长线上计算出第一目标所要到达的目标点；以一定频率进行周期性的变化滚筒目标角，使得第一目标所要到达的目标点不断变化。该算法会根据敌我相对位置关系，自动调节战斗机机动平面，提高机动多样性和有效性，来尽可能的帮助飞行员进行机动性的操作，在紧急情况时，可以让飞行员可以有更多的精力处理其他紧急情况。

Description

一种空战机动系统及控制方法、防御系统控制方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种空战机动系统及控制方法、防御系统控制方法。
背景技术
航空器指能在大气层内飞行的飞行器。任何航空器都必须产生大于自身重力的升力，才能升入空中。根据产生升力的原理，航空器可分为两大类：轻于空气的航空器和重于空气的航空器。前者靠空气静浮力升空；后者靠空气动力克服自身重力升空。
航空器中常见的飞行设备为飞机，飞机又可以分为常用的民用飞机和战斗机，战斗机通常由其内部的姿态控制器控制其飞行姿态，例如俯仰角、偏航角和滚动角，战斗机与民用飞机的不同在于战斗机需要较高的机动性能和躲避敌机攻击的能力。
常用的有滚筒机动，滚筒机动，是空战中比较常见且重要的战术动作，战机保持飞行方向不变围绕目标飞机进行360度的滚转飞行，在空战中用处较多，进可攻退可守战术意义重大。目前一般是由战斗机内的元器件显示具体的对飞行员进行提示，由飞行员来进行一些机动性的操作，但在遇到紧急情况的时候，飞行员的操作及判断可能无法做到精准，亟需要一套智能化的控制系统来辅助飞行员完成部分机动操作，提升飞行员的安全。
发明内容
本发明的目的是提供一种空战机动系统及控制方法、防御系统控制方法。
本发明的实施例通过以下技术方案实现：
第一方面，本发明体用的一种空战机动系统控制方法，包括；
读取第一目标和第二目标的运行姿态数据；
根据第二目标在空间中的运行姿态数据，结合滚筒目标角，计算指针向量；
在指针向量的延长线上计算出第一目标所要到达的目标点；
以一定频率进行周期性的变化滚筒目标角，使得第一目标所要到达的目标点不断变化。
更进一步的，所述第一目标通过寻点飞控算法引导第一目标前往目标点。
更进一步的，还包括建立三个坐标系，所述三个坐标系包括全局坐标系、第一目标坐标系和第二目标坐标系。
更进一步的，所述读取第一目标的运行姿态数据包括；
读取第一目标坐标、第一目标机头向量和第一目标与第二目标之间的距离向量；
所述距离向量分解为第一目标与第二目标之间的方向向量和第一目标与第二目标之间的距离。
更进一步的，所述读取第二目标的运行姿态数据包括；
读取第二目标机头向量、第二目标法向向量和第二目标天向向量。
更进一步的，所述指针向量的计算公式如下；
Figure SMS_1
或；
Figure SMS_2
其中：
Figure SMS_3
式中，
Figure SMS_5
为指针向量，/>
Figure SMS_7
为第二目标天向向量，/>
Figure SMS_10
为绕第二目标机头向量顺时针的旋转角度，/>
Figure SMS_6
为第二目标机头向量，/>
Figure SMS_8
为第二目标法向向量，/>
Figure SMS_9
为绕第二目标机头向量逆时针的旋转角度，/>
Figure SMS_11
为角度变化率，/>
Figure SMS_4
为变化时间。
更进一步的，所述计算出第一目标所要到达的目标点包括目标向量计算和目标点计算；
所述目标向量计算包括；
确定目标平面，根据指针向量和第一目标与第二目标之间的方向向量获得平面法向向量，计算公式如下；
Figure SMS_12
所述目标向量的计算公式如下；
Figure SMS_13
式中，
Figure SMS_14
为平面法向量，/>
Figure SMS_15
为第一目标与第二目标之间的方向向量，/>
Figure SMS_16
为指针向量，/>
Figure SMS_17
为目标向量，/>
Figure SMS_18
为第一目标与第二目标之间的方向向量绕平面法向量的旋转角度。
更进一步的，所述目标点计算公式如下：
Figure SMS_19
式中，
Figure SMS_20
为目标点坐标，/>
Figure SMS_21
为第一目标的全局向量，/>
Figure SMS_22
为目标向量，/>
Figure SMS_23
为第一目标的全局向量在目标向量方向上移动的一个距离。
第二方面，本发明提供的一种防御系统控制方法，包括上述的一种空战机动系统控制方法，还包括；
获取第一目标机头向量、第二目标机头向量、第一目标与第二目标之间的方向向量以及第一目标与第二目标之间的距离；
根据上述数据判断是否使第一目标进行滚筒旋转；
计算公式如下：
Figure SMS_24
式中，
Figure SMS_25
为防御系数，/>
Figure SMS_26
为防御距离，/>
Figure SMS_27
为第一目标与第二目标之间的距离，/>
Figure SMS_28
为第二目标机头向量，/>
Figure SMS_29
为第一目标与第二目标之间的方向向量。
第三方面，本发明提供的一种空战机动系统，其特征在于，包括；
第一模块，用于获取第一目标和第二目标的运行姿态数据；
第二模块，用于控制第一目标的飞行；
处理模块，用于接收第一模块的数据信号，并通过上述的一种方法计算出执行信号，并将执行信号发送至第二模块。
本发明实施例的技术方案至少具有如下优点和有益效果：
本发明通过读取敌我双方空间坐标及姿态，根据敌机在空间中的朝向和姿态，结合滚筒目标角，计算出指针向量，在指针向量的延长线上计算出目标点。利用寻点飞控算法，引导飞机飞向目标点。以一定频率周期性的变化滚筒目标角，使得飞机完成滚筒机动。该算法会根据敌我相对位置关系，自动调节战斗机机动平面，提高机动多样性和有效性，来尽可能的帮助飞行员进行机动性的操作，在紧急情况时，可以让飞行员可以有更多的精力处理其他紧急情况。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为本发明的逻辑控制流程图；
图2为本发明建立三个坐标系的示意图；
图3为本发明第二目标三个向量的示意图；
图4为本发明第一目标其中两个向量的示意图；
图5为本发明
Figure SMS_30
和/>
Figure SMS_31
的角度示意图；
图6为本发明指针向量计算中各向量的示意图；
图7为本发明目标向量和目标点计算中各向量的示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一、第二”等是用于区别类似的对象,而不必用于描述特定的顺序或先后次序。在本申请中出现的对步骤进行的命名或者编号,并不意味着必须按照命名或者编号所指示的时间/逻辑先后顺序执行方法流程中的步骤,已经命名或者编号的流程步骤可以根据要实现的技术目的变更执行次序，只要能达到相同或者相类似的技术效果即可。本申请中所出现的模块的划分，是一种逻辑上的划分,实际应用中实现时可以有另外的划分方式。
第一方面，一种空战机动系统控制方法，包括；
S101：读取第一目标和第二目标的运行姿态数据；
本发明是针对于至少有两个目标物的情况下，进行系统的运行，该目标包括自己所在的飞行器，即在本发明中可理解的为第一目标为自己，第二目标可以为他人，第一目标可以是自己所在飞行器，第二目标可判断的为对第一目标有威胁的其他飞行物，类似敌人飞行器或者导弹等等。
如图2所示，运行姿态包括第一目标和第二目标在空间的中朝向，进行采集具体的数据，在读取第一目标和第二目标之前可以建立初始坐标系，即全局坐标系、第一目标坐标系和第二目标坐标系，后续公式中会分别用下标e、b、r表示不同坐标系，为后续计算和分析做准备。
如图3和图4所示，具体的是，所述读取第一目标的运行姿态数据包括读取第一目标坐标、第一目标机头向量和第一目标与第二目标之间的距离向量；
其中，我方坐标通过一个全局向量表示
Figure SMS_32
=/>
Figure SMS_33
，第一目标机头向量/>
Figure SMS_34
=/>
Figure SMS_35
，第一目标与第二目标之间的距离向量/>
Figure SMS_36
=/>
Figure SMS_37
。
距离向量可以分解为第一目标与第二目标之间的方向向量和第一目标与第二目标之间的距离。
其中，第一目标与第二目标之间的方向向量为
Figure SMS_38
，第一目标与第二目标之间的距离为/>
Figure SMS_39
，这样分解的目的在于，便于后续的计算。
其次，所述读取第二目标的运行姿态数据包括，读取第二目标机头向量、第二目标法向向量和第二目标天向向量。
其中，态势数据提供的数据均为全局坐标系，其中天向向量为固定值，
Figure SMS_40
，即始终指向正上方。第二目标机头向量/>
Figure SMS_41
=/>
Figure SMS_42
和第二目标法向向量
Figure SMS_43
，用于描述当前第二目标姿态。
S102：根据第二目标在空间中的运行姿态数据，结合滚筒目标角，计算指针向量；
其中，第二目标在空间中的运行姿态数据包括第二目标的机头向量、天向向量和法向向量，在结合滚筒目标角后，计算指针向量，具体计算过程下文进行展开叙述，滚筒目标角即是第一目标所要躲避第二目标的偏离角度，第一目标则在计算出来的指针向量该方向上进行飞行。
S103：在指针向量的延长线上计算出第一目标所要到达的目标点；
第一目标最终所要达到的点，则可理解的为改指针向量的延长线的某一个点，作为第一目标的目标点。
S104：以一定频率进行周期性的变化滚筒目标角，使得第一目标所要到达的目标点不断变化。
该频率可以进行自行设置，根据具体情况进行选择，本发明不做限制，一该频率进行循环周期性的变化滚筒目标角，自然的目标点也会进行不断的变化，第一目标则会在不断变化的目标点和滚筒目标角的情况下，发生滚筒式的翻转机动，来躲避第二目标。
在本发明中，关于第一目标飞目标点，可选用的采用寻点飞控算法引导第一目标前往目标点。
本发明通过读取敌我双方空间坐标及姿态，根据敌机在空间中的朝向和姿态，结合滚筒目标角，计算出指针向量，在指针向量的延长线上计算出目标点。利用寻点飞控算法，引导飞机飞向目标点。以一定频率周期性的变化滚筒目标角，使得飞机完成滚筒机动。该算法会根据敌我相对位置关系，自动调节战斗机机动平面，提高机动多样性和有效性，来尽可能的帮助飞行员进行机动性的操作，在紧急情况时，可以让飞行员可以有更多的精力处理其他紧急情况。
如图5和图6所示，一种可能的实施方式，关于目标点计算，主要负责对第二目标姿态进行分析计算出机动目标点，引导飞控模块控制飞机飞往目标点，然后不断变化目标点，让飞机完成相应机动。
具体的，指针向量
Figure SMS_44
=/>
Figure SMS_45
垂直于第二目标机头向量/>
Figure SMS_46
，和第二目标天向向量或第二目标法向向量形成一个角度/>
Figure SMS_47
或/>
Figure SMS_48
，该角度会周期性的变化。
指针向量的计算公式如下；
Figure SMS_49
或；
Figure SMS_50
其中：
Figure SMS_51
式中，
Figure SMS_54
为指针向量，/>
Figure SMS_55
为第二目标天向向量，/>
Figure SMS_58
为绕第二目标机头向量顺时针的旋转角度，/>
Figure SMS_52
为第二目标机头向量，/>
Figure SMS_56
为第二目标法向向量，/>
Figure SMS_57
为绕第二目标机头向量逆时针的旋转角度，/>
Figure SMS_59
为角度变化率，/>
Figure SMS_53
为变化时间。
其中，
Figure SMS_60
为角度变化率，越大则指针向量变动越剧烈，第一目标滚筒机动也会越快，正值则为第二目标坐标系的逆时针。第二种计算方式由于基于了第二目标法向向量，因此考虑了第二目标的机动，根据第二目标当前机动方式加快或减慢我方滚筒的速率。上面向量均基于全局坐标系计算。
如图7所示，在获得了敌机指针向量后，则需确定目标点。目标点为指针向量的正向延长线上。但具体坐标，还需要考虑第一目标的位置，上述计算出第一目标所要到达的目标点包括目标向量计算和目标点计算；
所述目标向量计算包括；
首先确定目标平面，该平面法向量
Figure SMS_61
可以由指针向量/>
Figure SMS_62
和敌我方向向量/>
Figure SMS_63
获得，将第一目标与第二目标之间的方向向量/>
Figure SMS_64
绕目标平面法向量/>
Figure SMS_65
旋转角度/>
Figure SMS_66
获得目标向量/>
Figure SMS_67
。
计算公式如下；
Figure SMS_68
所述目标向量的计算公式如下；
Figure SMS_69
式中，
Figure SMS_70
为平面法向量，/>
Figure SMS_71
为第一目标与第二目标之间的方向向量，/>
Figure SMS_72
为指针向量，/>
Figure SMS_73
为目标向量，/>
Figure SMS_74
为第一目标与第二目标之间的方向向量绕平面法向量的旋转角度。
其中，
Figure SMS_75
为滚筒大小角度，值越大则滚筒的半径也越大。
目标点坐标
Figure SMS_76
则通过本机坐标/>
Figure SMS_77
在目标向量方向/>
Figure SMS_78
移动一个距离/>
Figure SMS_79
获得，所述目标点计算公式如下：
Figure SMS_80
式中，
Figure SMS_81
为目标点坐标，/>
Figure SMS_82
为第一目标的全局向量，/>
Figure SMS_83
为目标向量，/>
Figure SMS_84
为第一目标的全局向量在目标向量方向上移动的一个距离。
其中
Figure SMS_85
越大，则我们的PID飞控机动过程越平缓，越小则越剧烈。
如图1所示，本发明提供了一种空战机动系统，包括；
第一模块，用于获取第一目标和第二目标的运行姿态数据；
第二模块，用于控制第一目标的飞行；
处理模块，用于接收第一模块的数据信号，并通过上述的一种空战机动系统控制方法或一种防御系统控制方法方法计算出执行信号，并将执行信号发送至第二模块。
结合上述模块，举出一个实际例子来对上述内容进行进一步的解释说明；
第一目标则为我方战斗机，第二目标为敌方战斗机或者导弹，当敌方战斗机进入到我方战斗机的监控范围内时，第一模块进行采集第一目标和第二目标的运行姿态数据，第一模块可以是各种传感器，例如雷达传感器、图像传感器等，第二模块则为寻点飞控模块，寻点飞控模块可以引导我方战斗机飞向目标点。
处理模块对姿态数据进行预处理，处理模块可理解的为本发明的机动目标点模块，包括初始坐标建立和敌我态势分析，详细内容如上述的步骤所示，在此不再过多赘述，其次进行机动目标点计算，进行指针向量的计算，在获得了敌机指针向量后，则需确定目标点。目标点为指针向量的正向延长线上，最后将目标点坐标传给PID飞控模块引导飞行飞往该点，从而实现基于敌机姿态的自适应滚筒机动模块。
此外，该机动模块还包含三个超参数接口给决策系统，分别是滚筒方向及速率参数
Figure SMS_86
（正为敌方机头向量逆时针）、滚筒大小参数/>
Figure SMS_87
、滚筒灵敏度参数/>
Figure SMS_88
（该参数也需要配合不同的飞控模块），最终实现特定频率、特定大小、特定灵敏度的滚筒机动。
该处理模块可以集成在第二模块内，在第二模块内完成具体的计算，并由第二模块控制我方战斗机飞向目标点。
若第二目标为导弹的时候，进行规避导弹，则将上面公式中敌机信息替换为对应的导弹信息，如导弹头向量，导弹天向量，以及我方到导弹方向向量等。
当然该滚筒机动模块并不是所有时候都生效。所以，本发明还提供了一种防御系统控制方法，包括上述的一种空战机动系统控制方法，还包括；
获取第一目标机头向量、第二目标机头向量、第一目标与第二目标之间的方向向量以及第一目标与第二目标之间的距离；
根据上述数据判断是否使第一目标进行滚筒旋转；
计算公式如下：
Figure SMS_89
式中，
Figure SMS_90
为防御系数，/>
Figure SMS_91
为防御距离。
在本发明中，默认
Figure SMS_92
为1.9，/>
Figure SMS_93
为防御距离，通常为敌方最大攻击距离，第一目标与第二目标之间的距离为/>
Figure SMS_94
。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块完成，即将装置的内部结构划分成不同的功能模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。上述描述的系统，装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）或处理器（processor）执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器、随机存取存储器、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种空战机动系统控制方法，其特征在于，包括；
读取第一目标和第二目标的运行姿态数据；
根据第二目标在空间中的运行姿态数据，结合滚筒目标角，计算指针向量；
在指针向量的延长线上计算出第一目标所要到达的目标点；
以一定频率进行周期性的变化滚筒目标角，使得第一目标所要到达的目标点不断变化。
2.根据权利要求1所述的一种空战机动系统控制方法，其特征在于，所述第一目标通过寻点飞控算法引导第一目标前往目标点。
3.根据权利要求1所述的一种空战机动系统控制方法，其特征在于，还包括建立三个坐标系，所述三个坐标系包括全局坐标系、第一目标坐标系和第二目标坐标系。
4.根据权利要求3所述的一种空战机动系统控制方法，其特征在于，读取第一目标的所述运行姿态数据包括；
读取第一目标坐标、第一目标机头向量和第一目标与第二目标之间的距离向量；
所述距离向量分解为第一目标与第二目标之间的方向向量和第一目标与第二目标之间的距离。
5.根据权利要求4所述的一种空战机动系统控制方法，其特征在于，读取第二目标的所述运行姿态数据包括；
读取第二目标机头向量、第二目标法向向量和第二目标天向向量。
6.根据权利要求5所述的一种空战机动系统控制方法，其特征在于，所述指针向量的计算公式如下；
Figure QLYQS_1
或；
Figure QLYQS_2
其中：
Figure QLYQS_3
式中，
Figure QLYQS_5
为指针向量，/>
Figure QLYQS_8
为第二目标天向向量，/>
Figure QLYQS_10
为绕第二目标机头向量顺时针的旋转角度，/>
Figure QLYQS_6
为第二目标机头向量，/>
Figure QLYQS_7
为第二目标法向向量，
Figure QLYQS_9
为绕第二目标机头向量逆时针的旋转角度，/>
Figure QLYQS_11
为角度变化率，/>
Figure QLYQS_4
为变化时间。
7.根据权利要求6所述的一种空战机动系统控制方法，其特征在于，所述计算出第一目标所要到达的目标点包括目标向量计算和目标点计算；
所述目标向量计算包括；
确定目标平面，根据指针向量和第一目标与第二目标之间的方向向量获得平面法向向量，计算公式如下；
Figure QLYQS_12
所述目标向量的计算公式如下；
Figure QLYQS_13
式中，
Figure QLYQS_14
为平面法向量，/>
Figure QLYQS_15
为第一目标与第二目标之间的方向向量，/>
Figure QLYQS_16
为指针向量，/>
Figure QLYQS_17
为目标向量，/>
Figure QLYQS_18
为第一目标与第二目标之间的方向向量绕平面法向量的旋转角度。
8.根据权利要求7所述的一种空战机动系统控制方法，其特征在于，所述目标点计算公式如下：
Figure QLYQS_19
式中，
Figure QLYQS_20
为目标点坐标，/>
Figure QLYQS_21
为第一目标的全局向量，/>
Figure QLYQS_22
为目标向量，/>
Figure QLYQS_23
为第一目标的全局向量在目标向量方向上移动的一个距离。
9.一种防御系统控制方法，其特征在于，包括权利要求1-8任意一项所述的一种空战机动系统控制方法，还包括；
获取第一目标机头向量、第二目标机头向量、第一目标与第二目标之间的方向向量以及第一目标与第二目标之间的距离；
根据上述数据判断是否使第一目标进行滚筒旋转；
计算公式如下：
Figure QLYQS_24
式中，
Figure QLYQS_25
为防御系数，/>
Figure QLYQS_26
为防御距离，/>
Figure QLYQS_27
为第一目标与第二目标之间的距离，
Figure QLYQS_28
为第二目标机头向量，/>
Figure QLYQS_29
为第一目标与第二目标之间的方向向量。
10.一种空战机动系统，其特征在于，包括；
第一模块，用于获取第一目标和第二目标的运行姿态数据；
第二模块，用于控制第一目标的飞行；
处理模块，用于接收第一模块的数据信号，并通过如权利要求9所述的一种防御系统控制方法计算出执行信号，并将执行信号发送至第二模块。
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