CN116579118B - 面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法，通过构建导弹模型和目标机动模型，根据当前近距空战态势信息，结合导弹模型和目标机动模型，构建导弹可攻击边界解算模型；解算目标不同机动模式下的远边界、近边界和不可逃逸边界，确定近距空空导弹三维动态发射区。本发明直观地呈现了当前激烈近距空战对抗环境下导弹的三维形式的可攻击范围，与此同时依托武器装备参数建立模型并进行实时在线解算，保证可攻击边界的解算精度。采用三维动态发射区在线快速解算方法能够在强动态、高复杂的近距空战格斗环境下帮助己方人员准确、实时地掌握当前敌我态势并为后续近距空战决策提供数据支撑。

Description

面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法

技术领域

本发明涉及航空武器火力控制领域，具体为一种导弹三维动态发射区的解算方法。

背景技术

伴随着信息化战争的发展和变革，近距空战已发展为以近距空空导弹为主要攻击武器而进行的多回合、强对抗、高动态的近距格斗过程。在此过程中，近距空空导弹的使用成为飞行员掌控战场主动权，夺取战斗胜利的关键。导弹攻击区作为反映当前导弹性能和对敌攻击态势的重要指标，能够为导弹的相关决策提供有力的支撑和参考。

导弹攻击区的呈现形式一般可分为两种：(1)以目标机为中心；(2)以本机为中心(又称为动态发射区)。目前，导弹攻击区主要采用前者的形式予以呈现，并且多针对二维情况。该呈现形式下的攻击区样式难以为飞行员带来直观的对抗态势信息，同时存在应用局限性，当面向剧烈变化的近距格斗场景时难以满足快速决策的需求，同时影响决策质量。传统的导弹攻击区解算方法主要是多项式拟合法与查表插值法。其中，多项式拟合法通过构造多项式实现攻击区边界的拟合，具有解算速度快、易于实现的优点，但由于多采用固定模型函数回归分析的方法实现拟合，其拟合精度较差。查表插值法则是将影响攻击区的关键参数与对应边界距离制表，利用相关数据进行线性插值近似，该方法解算实时性较好，但面向三维空间的数据量激增，火控系统的内存占用问题十分突出。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法，以解决现有技术方法在近距空战格斗过程中难以准确掌握对敌实时攻击态势、导弹攻击区二维形式的实际应用存在较强局限性、导弹攻击区的解算精度不足等问题。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：

步骤一：针对近距空空导弹的制导打击过程进行建模，构建导弹模型；

(1)建立导弹发动机模型；

(2)建立导弹运动模型；

(3)建立导弹制导模型；

(4)建立导弹导引头模型；

(5)建立导弹引战配合模型；

步骤二：针对目标遭受导弹攻击情况下可能执行的机动逃逸策略，构建目标机动模型；

建立目标匀速飞行机动模型；

建立目标最大过载置尾机动模型；

建立目标最大过载左转/右转机动模型；

建立目标最大过载爬升/俯冲机动模型；

步骤三：根据当前近距空战态势信息，结合导弹模型和目标机动模型，构建导弹可攻击边界解算模型；

步骤3.1：建立可攻击边界搜索区域模型；

根据当前己方和目标的相对位置，以及己方的飞行速度方向，确定导弹动态发射区的解算搜索区域方程，具体为：

其中，表示动态发射区的解算搜索平面的法向量；/>表示己方飞机三轴速度所构成的速度矢量；/>表示己方和目标间的相对位置矢量；/>表示辅助向量，对应值为/>也表示辅助向量，对应值为/>

步骤3.2：建立可攻击边界搜索模型；

步骤四：解算目标不同机动模式下的远边界、近边界和不可逃逸边界，确定近距空空导弹三维动态发射区；

目标的6种机动动作为匀速飞行机动、最大过载置尾机动、最大过载左转机动、最大过载右转机动、最大过载爬升机动和最大过载爬升机动，分别记作MVR-1、MVR-2、MVR-3、MVR-4、MVR-5和MVR-6，按照步骤三中建立的目标机动模型，依次解算目标采用6种机动动作时，不同离轴发射角所对应的最远可攻击边界和最近可攻击边界，得到远边界矩阵Dis_L和近边界矩阵Dis_N：

其中，符号表示向下取整；/>表示导弹针对目标执行机动MVR-m时对应离轴发射角/>的可攻击远边界，m＝1,2,…,6，表示采取不同机动动作所对应的动作编号，/>表征离轴发射角的遍历参数；/>表示导弹针对目标执行机动MVR-m时对应离轴发射角/>的可攻击近边界，确定导弹动态发射区的远边界、近边界和不可逃逸边界时，采用目标保持当前状态进行匀速飞行机动的可攻击远边界计算值、可攻击近边界计算值作为远边界值dis_Far和近边界值dis_Near；对于不可逃逸边界值，则根据公式(35)进行确定：

根据边界类型，按照离轴发射角遍历顺序依次连接对应边界距离的端点，形成导弹可攻击远边界、不可逃逸边界和近边界，最终得到当前态势情况下的近距空空导弹动态发射区。

所述步骤一中，构建导弹模型的具体步骤为：

(1)建立导弹发动机模型

导弹发动机模型包括导弹发动机推力模型和弹体重量变化模型，根据导弹发射飞行过程中导弹发动机推力与导弹飞行时间的变化关系，构建导弹发动机推力模型，发动机推力P_m具体为：

其中，P₁和P₂分别表示两个工作阶段发动机提供的动推力；S_e表示发动机喷管出口处的横截面积；P₀表示海平面大气静压强；P_H表示导弹所处高度的大气静压强；t_f表示导弹飞行时间；t₁和t₃分别为发动机两阶段的工作时间；t₂表示两阶段切换过程中发动机的冷却时间；

与此同时，近距空空导弹飞行过程伴随着燃料损耗，整体重量随导弹飞行时间t_f变化；因此，构建弹体重量变化模型，具体为：

其中，m_weight表示导弹实时重量；m₀表示导弹空重；m_Fuel0表示导弹发动机携带的燃料的初始重量；rF_uel1和r_Fuel2分别表示第一阶段和第二阶段下的发动机燃料消耗速度；若导弹发动机采用单推力策略导弹发动机推力模型，则公式(2)中发动机燃料消耗速度r_Fuel1和r_Fuel2相等；

(2)建立导弹运动模型

导弹运动模型由反映弹体姿态变化的动力学模型和导弹运动的运动学模型组成，导弹动力学方程的构建考虑导弹重力G_m、空气阻力Q_m、发动机推力P_m的影响；

导弹重力G_m的计算模型为：

G_m＝m_weightg (7)

其中，g表示重力加速度，取值9.8m/s²；

导弹遭受的空气阻力Q_m的计算模型为：

其中，为导弹阻力系数，与导弹飞行马赫数Ma有关；S_m为导弹最大截面积，ρ_H为导弹所处高度H的大气密度；V_m为导弹的当前飞行速度；

结合导弹制导系统提供的导弹在俯仰方向和偏航方向上的需用过载n_my和n_mz，以及导弹的飞行俯仰角θ_m和飞行方位角φ_m，构建近距空空导弹的动力学模型，具体为：

其中，符号·表示该变量的导数；

近距空空导弹的运动学方程为：

(3)建立导弹制导模型；

导弹制导模型包括导引律控制模型和导弹飞行姿态调整模型，根据导弹和目标的位置、速度信息以及相对运动参数，在俯仰方向和偏航方向上建立导引律控制模型，具体为：

其中，K₁、K₂分别表示俯仰方向和偏航方向上的导引比例系数，R表示导弹和目标间的相对距离，θ_L、φ_L分别表示目标线的倾角和偏角，(x_m,y_m,z_m)为当前时刻导弹的位置坐标，(x_t,y_t,z_t)为当前时刻目标的位置坐标；

依据导引律控制模型计算俯仰和偏航方向上的需用过载n_my和n_mz，再结合公式(5)，构建导弹飞行姿态调整模型为：

其中，θ_{m_t}、φ_{m_t}为当前时刻导弹的飞行俯仰角和飞行方位角；θ_{m_t+△t}、φ_{m_t+△t}为间隔时间△t后的导弹飞行俯仰角和飞行方位角更新值；

(4)建立导弹导引头模型

导弹导引头模型根据距离截获状态Flag_D、角度截获状态Flag_A、跟踪角速度约束情况Flag_ω和导弹工作时间约束情况Flag_T，综合判断能否对目标保持截获跟踪状态；

导引头的距离截获条件表示为：

其中，D_max表示导引头的最大可探测距离；数字1表示导引头对目标成功实现距离截获；数字0表示导引头对目标距离截获失败；最大可探测距离与当前目标进入角α_entry大小相关，最大可探测距离随目标进入角α_entry的递增先增大后减小，两者间的数值关系根据导引头具体性能数据，采用如下多项式形式进行拟合表征：

其中，C_i表示常数，i＝1,2,…,n；表示目标进入角α_entry的n次方；

导引头的角度截获条件表示为：

其中，Angle_IR表示导引头的最大可探测角域；Angle表示目标方位角，根据弹目连线向量与导弹飞行速度向量/>进行计算，具体公式为/>数字1表示导引头对目标成功实现角度截获；数字0表示导引头对目标角度截获失败；

导引头的跟踪角速度约束条件表示为：

其中，ω_max表示导弹导引头对目标的最大跟踪角速度；ω_R为目标线的旋转角速度，计算公式为其中/>为导弹速度向量，/>为目标速度向量，/>为弹目连线向量，Angle为目标方位角，数字1表示导引头跟踪角速度满足需求，能够成功跟踪目标；数字0表示由于跟踪角速度大小限制，导引头无法跟踪目标；

导引头的工作时间约束条件表示为：

其中，T_max表示导弹可飞行的最长时间；数字1表示导引头处于正常工作时间内；数字0表示导引头超出正常工作时间，无法对目标进行截获；

综上，导弹对目标的截获跟踪状态Flag_capture表示为：

Flag_capture＝Flag_D∧Flag_A∧Flag_ω∧Flag_T (18)

其中，符号∧为逻辑与运算符，仅当Flag_D、Flag_A、Flag_ω和Flag_T均为1时，导弹才能够保持对目标的截获跟踪，否则将会丢失目标；

(5)建立导弹引战配合模型

导弹引战配合模型根据弹目间的相对距离条件Cons_D、相对速度条件Cons_V和保险解除时间条件Cons_T，判断导弹能够正常引爆并对目标造成杀伤；

弹目间的相对距离条件表示为：

其中，R_effective表示导弹的有效杀伤半径；数字1表示当前弹目距离在导弹有效杀伤半径内，能够对目标进行有效杀伤；数字0表示当前弹目距离不满足杀伤条件；

相对速度条件Cons_V表示为：

其中，表示导弹当前的飞行速度向量；/>表示目标当前的飞行速度向量；V_fuse表示导弹引信起爆的最小遇靶相对速度条件阈值；数字1表示当前弹目相对速度满足引信起爆条件；数字0表示当前弹目相对速度不满足引信起爆条件；

保险解除时间条件Cons_T表示为：

其中，T_Ins表示引信保险工作的解锁时间；数字1表示导弹飞行时长大于引信保险解锁时间，引信开始正常工作；数字0表示导弹飞行时长较短，引信还未解锁；

综上，成功触发导弹引信并引爆战斗部的条件Cons_Hit表示为：

Cons_Hit＝Cons_D∧Cons_V∧Cons_T (22)

即，仅当Cons_D、Cons_V和Cons_T均为1时才能完成导弹引爆并杀伤目标。

所述步骤二中构建目标机动模型的具体步骤为：

(1)建立目标匀速飞行机动模型

根据目标当前飞行速度为V_t、飞行俯仰角为θ_t和飞行方位角为φ_t，其匀速飞行机动模型为：

其中，V_t+Δt、θ_t+Δt、φ_t+Δt分别表示时间间隔Δt后的飞行速度、飞行俯仰角和飞行方位角的更新值；

(2)建立目标最大过载置尾机动模型

目标以最大过载n_overload，在目标线矢量与自身速度矢量/>所形成的平面内进行置尾机动，直至目标速度矢量与初始目标线矢量保持方向一致；置尾机动过程中，目标飞行速度的变化为：

其中，a_t为目标最大加速度；V_{t_max}为目标最大飞行速度；

置尾机动的旋转轴线向量为：

其中，cross()表示求解两向量叉积；||表示求解向量长度。

置尾机动过程中待旋转的角度aimAngle_zw为：

目标在置尾机动过程中的飞行角速度ω_zw为：

(3)建立目标最大过载左转/右转机动模型；

目标在当前状态下，以最大过载n_overload进行左转或右转机动，直至自身速度矢量与初始目标线矢量/>形成垂直条件，随后保持该方向飞行；左转或右转机动过程中，目标飞行速度的变化按照公式(20)进行处理；

目标在左转机动过程中，转弯角速度ω_L为：

目标在右转机动过程中，转弯角速度ω_R为：

(4)建立目标最大过载爬升/俯冲机动模型；

目标在当前状态下，以最大过载n_overload进行爬升机动，直至最终的飞行方向与初始目标线矢量和自身速度矢量/>所形成平面的法向量方向一致，或以最大过载n_overload进行俯冲机动，直至最终的飞行方向与初始目标线矢量/>和自身速度矢量/>所形成平面的法向量方向相反，随后保持飞行状态；爬升/俯冲机动过程中，目标飞行速度的变化按照公式(20)进行处理；

目标在爬升机动过程中，最终的飞行速度的参考指向为：

目标爬升机动过程中的旋转轴线向量为：

爬升过程中的角度变化为：

目标在俯冲机动过程中，最终的飞行速度的参考指向为：

目标俯冲机动过程中的旋转轴线向量为：

俯冲过程中的角度变化为：

所述步骤3.2建立可攻击边界搜索模型的步骤如下：

步骤3.2.1：根据当前近距空战对抗态势，给定初始预估搜索边界的上界值和下界值为[a₀,b₀]；

步骤3.2.2：在公式(32)确定的搜索区域内，根据导弹离轴发射角范围给定初始搜索角度值/>

步骤3.2.3：在给定离轴发射角上，基于当前敌我位置、速度信息，采用建立的导弹模型和目标机动模型，进行导弹制导打击仿真，依据导弹引战配合模型判定导弹最终能否命中杀伤目标，从而对搜索边界的上界值、下界值[a_i,b_i]进行更新，具体更新方式为：

其中，边界搜索点gp＝a_i+0.618(b_i-a_i)；

步骤3.2.4：重复步骤3.2.3的边界搜索过程，直至可攻击边界的精度ε满足|b_i-a_i|≤ε，则以作为当前离轴发射角上的可攻击边界值；

步骤3.2.5：以Δτ为间隔进行离轴发射角更新，然后重复步骤3.2.3和3.2.4，直至完成离轴发射角遍历。

本发明的有益效果在于以己方飞机为中心，直观地呈现了当前激烈近距空战对抗环境下导弹的三维形式的可攻击范围，与此同时依托武器装备参数建立模型并进行实时在线解算，保证可攻击边界的解算精度。采用三维动态发射区在线快速解算方法能够在强动态、高复杂的近距空战格斗环境下帮助己方人员准确、实时地掌握当前敌我态势并为后续近距空战决策提供数据支撑。

附图说明

图1是本发明目标最大过载置尾机动示意图。

图2是本发明目标最大过载左转机动示意图。

图3是本发明目标最大过载右转机动示意图。

图4是本发明目标最大过载爬升机动示意图。

图5是本发明目标最大过载俯冲机动示意图。

图6是本发明导弹动态发射区解算结果。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

本发明的实例包括以下几个步骤：

(1)以己方飞机为原点，建立北天东坐标系求解动态发射区，设定当前近距空战对抗态势信息为：

(2)以某型近距空空导弹为参考，构建近距空空导弹模型；

导弹发动机推力的变化情况为：

飞行过程中，导弹重量变化遵循如下规律：

空气阻力Q_m中的各项参量分别为：

S_m＝0.02

导弹制导模型中的导引比例系数设置为K₁＝3、K₂＝4。

导弹导引头模型中的各项参数设置为：

其中，红外导引头最大探测距离D_max采用关于目标进入角α_entry的多项式拟合函数进行表示，具体为：

导弹引战配合模型中的各项参数设置为：

(3)基于典型战机参数，构建目标机动模型

目标各项机动参数设置为：

依照机动参数设置，仿真目标采用最大过载置尾机动、最大过载左转/右转机动和最大过载爬升/俯冲机动的飞行轨迹，分别如图1、图2、图3、图4和图5所示。

(4)解算动态发射区远边界、不可逃逸边界和近边界

根据当前近距空战对抗态势，设定远边界初始预估搜索边界为[2000m,20000m]，远边界搜索精度为ε＝50m，近边界初始预估搜索边界为[200m,2000m]，近边界搜索精度为ε＝20m，导弹离轴发射角搜索间隔Δτ＝6°。依照动态发射区边界搜索流程，依次解算目标采用6种不同机动情况下的导弹可攻击边界。按照远边界、不可逃逸边界和近边界距离定义，得到导弹不同离轴发射角对应的各项边界值，如下所示。动态发射区边界搜索总共耗时165.38ms，满足近距空战格斗环境下的使用需求。

(5)绘制动态发射区进行直观呈现

根据当前态势信息，解算得到动态发射区所在区域平面的法向量为据此确定动态发射区样式，并同时结合解算得到的远边界、不可逃逸边界和近边界数据，得到最终三维动态发射区结果，如图6所示，可观察到当前目标处于己方飞机导弹武器的攻击范围之外，暂无法对其进行有效打击。/>

Claims (4)

1.一种面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法，其特征在于包括下述步骤：

步骤一：针对近距空空导弹的制导打击过程进行建模，构建导弹模型；

(1)建立导弹发动机模型；

(2)建立导弹运动模型；

(3)建立导弹制导模型；

(4)建立导弹导引头模型；

(5)建立导弹引战配合模型；

步骤二：针对目标遭受导弹攻击情况下可能执行的机动逃逸策略，构建目标机动模型；

建立目标匀速飞行机动模型；

建立目标最大过载置尾机动模型；

建立目标最大过载左转/右转机动模型；

建立目标最大过载爬升/俯冲机动模型；

步骤三：根据当前近距空战态势信息，结合导弹模型和目标机动模型，构建导弹可攻击边界解算模型；

步骤3.1：建立可攻击边界搜索区域模型；

根据当前己方和目标的相对位置，以及己方的飞行速度方向，确定导弹动态发射区的解算搜索区域方程，具体为：

其中，表示动态发射区的解算搜索平面的法向量；/>表示己方飞机三轴速度所构成的速度矢量；/>表示己方和目标间的相对位置矢量；/>表示辅助向量，对应值为 也表示辅助向量，对应值为/>

步骤3.2：建立可攻击边界搜索模型；

步骤四：解算目标不同机动模式下的远边界、近边界和不可逃逸边界，确定近距空空导弹三维动态发射区；

目标的6种机动动作为匀速飞行机动、最大过载置尾机动、最大过载左转机动、最大过载右转机动、最大过载爬升机动和最大过载俯冲机动，分别记作MVR-1、MVR-2、MVR-3、MVR-4、MVR-5和MVR-6，按照步骤三中建立的目标机动模型，依次解算目标采用6种机动动作时，不同离轴发射角所对应的最远可攻击边界和最近可攻击边界，得到远边界矩阵Dis_L和近边界矩阵Dis_N：

其中，符号表示向下取整；/>表示导弹针对目标执行机动MVR-m时对应离轴发射角的可攻击远边界，m＝1,2,…,6，表示采取不同机动动作所对应的动作编号，/>表征离轴发射角的遍历参数；/>表示导弹针对目标执行机动MVR-m时对应离轴发射角/>的可攻击近边界，确定导弹动态发射区的远边界、近边界和不可逃逸边界时，采用目标保持当前状态进行匀速飞行机动的可攻击远边界计算值、可攻击近边界计算值作为远边界值dis_Far和近边界值dis_Near；对于不可逃逸边界值，则根据公式(35)进行确定：

根据边界类型，按照离轴发射角遍历顺序依次连接对应边界距离的端点，形成导弹可攻击远边界、不可逃逸边界和近边界，最终得到当前态势情况下的近距空空导弹动态发射区。

2.根据权利要求1所述的面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法，其特征在于：

所述步骤一中，构建导弹模型的具体步骤为：

(1)建立导弹发动机模型

导弹发动机模型包括导弹发动机推力模型和弹体重量变化模型，根据导弹发射飞行过程中导弹发动机推力与导弹飞行时间的变化关系，构建导弹发动机推力模型，发动机推力P_m具体为：

其中，P₁和P₂分别表示两个工作阶段发动机提供的动推力；S_e表示发动机喷管出口处的横截面积；p₀表示海平面大气静压强；p_H表示导弹所处高度的大气静压强；t_f表示导弹飞行时间；t₁和t₃分别为发动机两阶段的工作时间；t₂表示两阶段切换过程中发动机的冷却时间；

与此同时，近距空空导弹飞行过程伴随着燃料损耗，整体重量随导弹飞行时间t_f变化；因此，构建弹体重量变化模型，具体为：

其中，m_weight表示导弹实时重量；m₀表示导弹空重；m_Fuel0表示导弹发动机携带的燃料的初始重量；r_Fuel1和r_Fuel2分别表示第一阶段和第二阶段下的发动机燃料消耗速度；若导弹发动机采用单推力策略导弹发动机推力模型，则公式(6)中发动机燃料消耗速度r_Fuel1和r_Fuel2相等；

(2)建立导弹运动模型

导弹运动模型由反映弹体姿态变化的动力学模型和导弹运动的运动学模型组成，导弹动力学方程的构建考虑导弹重力G_m、空气阻力Q_m、发动机推力P_m的影响；

导弹重力G_m的计算模型为：

G_m＝m_weightg (7)

其中，g表示重力加速度，取值9.8m/s²；

导弹遭受的空气阻力Q_m的计算模型为：

其中，C_xo为导弹阻力系数，与导弹飞行马赫数Ma有关；S_m为导弹最大截面积，ρ_H为导弹所处高度H的大气密度；V_m为导弹的当前飞行速度；

结合导弹制导系统提供的导弹在俯仰方向和偏航方向上的需用过载n_my和n_mz，以及导弹的飞行俯仰角θ_m和飞行方位角φ_m，构建近距空空导弹的动力学模型，具体为：

其中，符号·表示该变量的导数；

近距空空导弹的运动学方程为：

(3)建立导弹制导模型；

导弹制导模型包括导引律控制模型和导弹飞行姿态调整模型，根据导弹和目标的位置、速度信息以及相对运动参数，在俯仰方向和偏航方向上建立导引律控制模型，具体为：

其中，K₁、K₂分别表示俯仰方向和偏航方向上的导引比例系数，R表示导弹和目标间的相对距离，θ_L、φ_L分别表示目标线的倾角和偏角，(x_m,y_m,z_m)为当前时刻导弹的位置坐标，(x_t,y_t,z_t)为当前时刻目标的位置坐标；

依据导引律控制模型计算俯仰和偏航方向上的需用过载n_my和n_mz，再结合公式(9)，构建导弹飞行姿态调整模型为：

其中，θ_{m_t}、φ_{m_t}为当前时刻导弹的飞行俯仰角和飞行方位角；θ_{m_t+Δt}、φ_{m_t+Δt}为间隔时间Δt后的导弹飞行俯仰角和飞行方位角更新值；

(4)建立导弹导引头模型

导弹导引头模型根据距离截获状态Flag_D、角度截获状态Flag_A、跟踪角速度约束情况Flag_ω和导弹工作时间约束情况Flag_T，综合判断能否对目标保持截获跟踪状态；

导引头的距离截获条件表示为：

其中，D_max表示导引头的最大可探测距离；数字1表示导引头对目标成功实现距离截获；数字0表示导引头对目标距离截获失败；最大可探测距离与当前目标进入角α_entry大小相关，最大可探测距离随目标进入角α_entry的递增先增大后减小，两者间的数值关系根据导引头具体性能数据，采用如下多项式形式进行拟合表征：

其中，C_i表示常数，i＝1,2,…,n；表示目标进入角α_entry的n次方；

导引头的角度截获条件表示为：

其中，Angle_IR表示导引头的最大可探测角域；Angle表示目标方位角，根据弹目连线向量与导弹飞行速度向量/>进行计算，具体公式为/>数字1表示导引头对目标成功实现角度截获；数字0表示导引头对目标角度截获失败；

导引头的跟踪角速度约束条件表示为：

其中，ω_max表示导弹导引头对目标的最大跟踪角速度；ω_R为目标线的旋转角速度，计算公式为其中/>为导弹速度向量，/>为目标速度向量，/>为弹目连线向量，Angle为目标方位角，数字1表示导引头跟踪角速度满足需求，能够成功跟踪目标；数字0表示由于跟踪角速度大小限制，导引头无法跟踪目标；

导引头的工作时间约束条件表示为：

其中，T_max表示导弹可飞行的最长时间；数字1表示导引头处于正常工作时间内；数字0表示导引头超出正常工作时间，无法对目标进行截获；

综上，导弹对目标的截获跟踪状态Flag_capture表示为：

Flag_capture＝Flag_D∧Flag_A∧Flag_ω∧Flag_T (18)

其中，符号∧为逻辑与运算符，仅当Flag_D、Flag_A、Flag_ω和Flag_T均为1时，导弹才能够保持对目标的截获跟踪，否则将会丢失目标；

(5)建立导弹引战配合模型

导弹引战配合模型根据弹目间的相对距离条件Cons_D、相对速度条件Cons_V和保险解除时间条件Cons_T，判断导弹能够正常引爆并对目标造成杀伤；

弹目间的相对距离条件表示为：

其中，R_effective表示导弹的有效杀伤半径；数字1表示当前弹目距离在导弹有效杀伤半径内，能够对目标进行有效杀伤；数字0表示当前弹目距离不满足杀伤条件；

相对速度条件Cons_V表示为：

其中，表示导弹当前的飞行速度向量；/>表示目标当前的飞行速度向量；V_fuse表示导弹引信起爆的最小遇靶相对速度条件阈值；数字1表示当前弹目相对速度满足引信起爆条件；数字0表示当前弹目相对速度不满足引信起爆条件；

保险解除时间条件Cons_T表示为：

其中，T_Ins表示引信保险工作的解锁时间；数字1表示导弹飞行时长大于引信保险解锁时间，引信开始正常工作；数字0表示导弹飞行时长较短，引信还未解锁；

综上，成功触发导弹引信并引爆战斗部的条件Cons_Hit表示为：

Cons_Hit＝Cons_D∧Cons_V∧Cons_T (22)

即，仅当Cons_D、Cons_V和Cons_T均为1时才能完成导弹引爆并杀伤目标。

3.根据权利要求1所述的面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法，其特征在于：

所述步骤二中构建目标机动模型的具体步骤为：

(1)建立目标匀速飞行机动模型

根据目标当前飞行速度为V_t、飞行俯仰角为θ_t和飞行方位角为φ_t，其匀速飞行机动模型为：

其中，V_t+Δt、θ_t+Δt、φ_t+Δt分别表示时间间隔Δt后的飞行速度、飞行俯仰角和飞行方位角的更新值；

(2)建立目标最大过载置尾机动模型

目标以最大过载n_overload，在目标线矢量与自身速度矢量/>所形成的平面内进行置尾机动，直至目标速度矢量与初始目标线矢量保持方向一致；置尾机动过程中，目标飞行速度的变化为：

其中，a_t为目标最大加速度；V_{t_max}为目标最大飞行速度；

置尾机动的旋转轴线向量为：

其中，cross()表示求解两向量叉积；||表示求解向量长度；

置尾机动过程中待旋转的角度aimAngle_zw为：

目标在置尾机动过程中的飞行角速度ω_zw为：

(3)建立目标最大过载左转/右转机动模型；

目标在当前状态下，以最大过载n_overload进行左转或右转机动，直至自身速度矢量与初始目标线矢量/>形成垂直条件，随后保持该方向飞行；左转或右转机动过程中，目标飞行速度的变化按照公式(20)进行处理；

目标在左转机动过程中，转弯角速度ω_L为：

目标在右转机动过程中，转弯角速度ω_R为：

(4)建立目标最大过载爬升/俯冲机动模型；

目标在当前状态下，以最大过载n_overload进行爬升机动，直至最终的飞行方向与初始目标线矢量和自身速度矢量/>所形成平面的法向量方向一致，或以最大过载n_overload进行俯冲机动，直至最终的飞行方向与初始目标线矢量/>和自身速度矢量/>所形成平面的法向量方向相反，随后保持飞行状态；爬升/俯冲机动过程中，目标飞行速度的变化按照公式(20)进行处理；

目标在爬升机动过程中，最终的飞行速度的参考指向为：

目标爬升机动过程中的旋转轴线向量为：

爬升过程中的角度变化为：

目标在俯冲机动过程中，最终的飞行速度的参考指向为：

目标俯冲机动过程中的旋转轴线向量为：

以及：

公式(31)为俯冲过程中的角度变化。

4.根据权利要求1所述的面向近距空战格斗的三维动态发射区在线快速解算方法，其特征在于：

所述步骤3.2建立可攻击边界搜索模型的步骤如下：

步骤3.2.1：根据当前近距空战对抗态势，给定初始预估搜索边界的上界值和下界值为[a₀,b₀]；

步骤3.2.2：在公式(32)确定的搜索区域内，根据导弹离轴发射角范围[-θ,+θ]，给定初始搜索角度值θ₀；

步骤3.2.3：在给定离轴发射角上，基于当前敌我位置、速度信息，采用建立的导弹模型和目标机动模型，进行导弹制导打击仿真，依据导弹引战配合模型判定导弹最终能否命中杀伤目标，从而对搜索边界的上界值、下界值[a_i,b_i]进行更新，具体更新方式为：

其中，边界搜索点gp＝a_i+0.618(b_i-a_i)；

步骤3.2.4：重复步骤3.2.3的边界搜索过程，直至可攻击边界的精度ε满足|b_i-a_i|≤ε，则以作为当前离轴发射角上的可攻击边界值；

步骤3.2.5：以Δτ为间隔进行离轴发射角更新，然后重复步骤3.2.3和3.2.4，直至完成离轴发射角遍历。