大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法、设备及介质技术

本发明专利技术实施例中提供了一种大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法、设备及介质，属于计算技术领域，具体包括：步骤1，利用大扇面角模型进行弹道解算，得到偏航角数值和偏航角速率；实时计算扇面角数值和扇面角速率；在扇面角数值逐渐收敛至0过程中，若满足第一切换条件，则进行下一步骤，若否，则返回步骤1；步骤4，大扇面角发射阶段结束，进入大落角控制阶段，利用大落角模型进行弹道解算；利用大落角模型控制落角逐渐收敛至期望落角，在大落角控制过程中，若满足第二切换条件，则返回步骤4，若否，则返回步骤1，重复该步骤直至达到弹道解算结束条件。通过本发明专利技术的方案，增大了投放包络，提高了战场适应性和空地武器作战性能。提高了战场适应性和空地武器作战性能。提高了战场适应性和空地武器作战性能。

【技术实现步骤摘要】
大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法、设备及介质


[0001]本专利技术实施例涉及计算
，尤其涉及一种大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法、设备及介质。

技术介绍

[0002]目前，随着现代化空地作战对抗强度的日益增加，战机对大展弦比空地武器投放与使用提出了更高的要求，大展弦比空地武器朝着具有更大的发射扇面角及大落角方向发展，因此在弹道建模仿真与控制系统设计阶段需要对大扇面角发射与大落角攻击进行准确的建模描述，然而目前的弹道建模方法因欧拉角带来的奇异性问题，无法同时进行大扇面角发射和大落角攻击建模与控制。
[0003]可见，亟需一种大投放包络、强战场适应性，可提升空地武器作战性能的大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，本专利技术实施例提供一种大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法、设备及介质，至少部分解决现有技术中存在投放包络小、战场适应性弱以及提升空地武器作战性能能力较差的问题。
[0005]第一方面，本专利技术实施例提供了一种可同时进行大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法，包括：步骤1，当以大扇面角模式进行空地武器大扇面角发射阶段时，利用大扇面角模型进行弹道解算，得到偏航角数值和偏航角速率；步骤2，利用大扇面角模型对大扇面角进行控制，使扇面角数值逐渐收敛至0过程中，实时计算扇面角数值和扇面角速率；步骤3，在扇面角数值逐渐收敛至0过程中，若偏航角数值、偏航角速率、扇面角数值和扇面角速率满足第一切换条件，则进行下一步骤，若否，则返回步骤1，其中，第一切换条件为扇面角数值小于扇面角阈值、偏航角数值小于偏航角阈值、扇面角速率小于扇面角速率阈值且偏航角速率小于偏航角速率阈值；步骤4，大扇面角发射阶段结束，进入大落角控制阶段，利用大落角模型进行弹道解算；步骤5，利用大落角模型下控制落角逐渐收敛至期望落角，在大落角控制阶段过程中，若偏航角数值、偏航角速率、扇面角数值和扇面角速率满足第二切换条件，则返回步骤4，若否，则返回步骤1，重复该步骤直至达到弹道解算结束条件，其中，第二切换条件为扇面角数值大于、偏航角数值大于、扇面角速率大于且偏航角速率大于。
[0006]根据本专利技术实施例的一种具体实现方式，所述步骤1具体包括：步骤1.1，已知空地武器的质量、转动惯量及相关状态初值得到实时飞行的气
动力矢量、气动力矩矢量，建立空地武器质心平动动力学方程、绕质心转动的动力学方程和质心的运动学方程矢量模型如下，从而解算方程获得空地武器的速度矢量、角速度矢量、弹目矢径；；步骤1.2，利用弹体系到地面系偏航
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俯仰
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滚转的欧拉角转序建立空地武器绕质心转动的第一运动学模型并据此得到空地武器的俯仰角速率、偏航角速率、滚转角速率、俯仰角、偏航角数值、滚转角，其中为空地武器角速度矢量在弹体系下的三分量，第一运动学模型如下:。
[0007]根据本专利技术实施例的一种具体实现方式，所述步骤1还包括：用分别表示空地武器的合速度与合速度在地面系的三分量，合成弹道倾角与合成弹道偏角计算如下：合成攻角与合成侧滑角计算如下：。
[0008]根据本专利技术实施例的一种具体实现方式，所述步骤2具体包括：根据弹道解算所得空地武器相对目标在发射系的相对位置计算扇面角数值和扇面角速率：
其中，分别为此次解算所得扇面角数值和上一次解算所得扇面角数值。
[0009]根据本专利技术实施例的一种具体实现方式，所述步骤4具体包括：步骤4.1，利用地面系到发射系俯仰
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偏航
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滚转的欧拉角转序建立空地武器绕质心转动的第二运动学模型如下：；步骤4.2，合成弹道倾角与合成弹道偏角计算如下：步骤4.3，合成攻角与合成侧滑角计算如下：。
[0010]第二方面，本专利技术实施例还提供了一种电子设备，该电子设备包括：至少一个处理器；以及，与该至少一个处理器通信连接的存储器；其中，该存储器存储有可被该至少一个处理器执行的指令，该指令被该至少一个处理器执行，以使该至少一个处理器能够执行前述第一方面或第一方面的任一实现方式中的大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法。
[0011]第三方面，本专利技术实施例还提供了一种非暂态计算机可读存储介质，该非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，该计算机指令用于使该计算机执行前述第一方面或第一方面的任一实现方式中的大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法。
[0012]第四方面，本专利技术实施例还提供了一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括存储在非暂态计算机可读存储介质上的计算程序，该计算机程序包括程序指令，当该程序指令被计算机执行时，使该计算机执行前述第一方面或第一方面的任一实现方式中的大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法。
[0013]本专利技术实施例中的大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方案，包括：步骤1，当以大扇面角模式进行空地武器大扇面角发射阶段时，利用大扇面角模型进行弹道解算，得到偏航角数值和偏航角速率；步骤2，利用大扇面角模型对大扇面角进行控制，使扇面角数
值逐渐收敛至0过程中，实时计算扇面角数值和扇面角速率；步骤3，在扇面角数值逐渐收敛至0过程中，若偏航角数值、偏航角速率、扇面角数值和扇面角速率满足第一切换条件，则进行下一步骤，若否，则返回步骤1，其中，第一切换条件为扇面角数值小于扇面角阈值 、偏航角数值小于偏航角阈值、扇面角速率小于扇面角速率阈值且偏航角速率小于偏航角速率阈值；步骤4，大扇面角发射阶段结束，进入大落角控制阶段，利用大落角模型进行弹道解算；步骤5，利用大落角模型下控制落角逐渐收敛至期望落角，在大落角控制阶段过程中，若偏航角数值、偏航角速率、扇面角数值和扇面角速率满足第二切换条件，则返回步骤4，若否，则返回步骤1，重复该步骤直至达到弹道解算结束条件，其中，第二切换条件为扇面角数值、偏航角数值小于、扇面角速率小于且偏航角速率小于。
[0014]本专利技术实施例的有益效果为：通过本专利技术的方案，根据大扇面角发射与大落角攻击阶段的不同，在弹道初期采用大扇面角模型，在弹道末端采用大落角模型，并设计了一种建模切换策略作为大扇面角发射阶段与大落角攻击阶段的建模切换判定依据，以解决同时进行大扇面角发射和大落角攻击的弹道建模问题，增大了投放包络，提高了战场适应性和空地武器作战性能。
附图说明
[0015]为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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它的附图。
[0016]图1为本专利技术实施例提供的一种大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法的流程示意图；图2为本专利技术实施例提供的另一种大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法的流程示意图；图3为本专利技术实施例提供的电子设备示意图。
具体实施方式
[0017]下面结合附图对本专利技术实施例进行详细描述。
[0018]以下通过特定的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种大扇面角发射和大落角攻击的弹道控制方法，其特征在于，包括：步骤1，当以大扇面角模式进行空地武器大扇面角发射阶段时，利用大扇面角模型进行弹道解算，得到偏航角数值和偏航角速率；步骤2，利用大扇面角模型对大扇面角进行控制，使扇面角数值逐渐收敛至0过程中，实时计算扇面角数值和扇面角速率；步骤3，在扇面角数值逐渐收敛至0过程中，若偏航角数值、偏航角速率、扇面角数值和扇面角速率满足第一切换条件，则进行下一步骤，若否，则返回步骤1，其中，第一切换条件为扇面角数值小于扇面角阈值、偏航角数值小于偏航角阈值、扇面角速率小于扇面角速率阈值且偏航角速率小于偏航角速率阈值；步骤4，大扇面角发射阶段结束，进入大落角控制阶段，利用大落角模型进行弹道解算；步骤5，利用大落角模型下控制落角逐渐收敛至期望落角，在大落角控制阶段过程中，若偏航角数值、偏航角速率、扇面角数值和扇面角速率满足第二切换条件，则返回步骤4，若否，则返回步骤1，重复该步骤直至达到弹道解算结束条件，其中，第二切换条件为扇面角数值大于、偏航角数值大于、扇面角速率大于且偏航角速率大于。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于,所述步骤1具体包括：步骤1.1，已知空地武器的质量、转动惯量及相关状态初值得到实时飞行的气动力矢量、气动力矩矢量，建立空地武器质心平动动力学方程、绕质心转动的动力学方程和质心的运动学方程矢量模型如下，从而解算方程获得空地武器的速度矢量、角速度矢量、弹目矢径；；步骤1.2，利用弹体系到地面系偏航
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俯仰
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滚转的欧拉角转序建立空地武器绕质心转动的第一运动学模型并据此得到空地武器的俯...

【专利技术属性】
技术研发人员：鱼小军，罗世彬，廖宇新，王忠森，
申请(专利权)人：中南大学，
类型：发明
国别省市：