一种空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法

1.本发明属于计算机仿真与控制方法技术领域，具体涉及空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法。


背景技术：

2.空战对抗游戏和空战模拟系统都是借助于计算机仿真手段对战斗机的整个作战过程进行细致、逼真的模拟。为了有效提高用户体验的真实性以及对抗游戏和模拟系统的易操控性，需要从实际空战角度仿真设计对抗游戏和模拟系统，更为重要的是战术模拟及其便捷性交互设计，从而在还原空战真实度的同时，提高用户在对抗游戏和模拟系统中的操控水平。
3.现代空战中，提高战机隐蔽性能，是实现先敌发现，先敌发射赢得空战胜利的重要前提。隐蔽接敌是一种应用于空战初期，利用对方机载脉冲多普勒雷达主瓣盲区缺陷，通过机动动作，规避对方雷达探测，压制对方获取信息，待实现雷达脱锁后，占领优势空域的关键制胜战术方法。随着机载雷达技术和空空导弹技术的高速发展，超视距空战逐渐确立了在未来空战战场上的关键地位。超视距空战不仅对战斗机性能提出了更高的要求，也更加重视空战战术之间的博弈和规划。因此，隐蔽接敌一种是实现上述空战对抗中夺取优势战机的关键高效战术控制方法。
4.相关技术中已存在一些隐蔽接敌的方法，但是相关技术中的隐蔽接敌方法在不同场景中使用时，需要先进行多次训练，从而可移植性较低，并且，相关技术中的隐蔽接敌方法通常需要获取我方战机和对方战机的多个时刻下的态势参数，从而造成态势参数以及状态采样面临维数灾问题，再有，相关技术中通常将对方战机的雷达探测概率和雷达散射截面积(radar cross section，rcs)，作为衡量我机的隐蔽性和目标对我机的威胁性的指标，如此，使得我机无法明确目标的盲区范围，从而使得我机在接近对方的过程中隐蔽性较低，不够安全。


技术实现要素：

5.为了解决相关技术中存在的上述问题，本发明提供了一种空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
6.本发明提供一种空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法，包括：
7.获取我机当前的我机态势参数和我机配置参数，以及目标当前的目标态势参数和目标配置参数；
8.根据所述我机态势参数和所述目标态势参数，确定相对态势参数；
9.根据所述目标态势参数和所述目标配置参数，确定所述目标当前的雷达主瓣盲区的频率下限值f
dmin
和频率上限值f
dmax
；
10.根据所述频率下限值f
dmin
、所述目标态势参数中的目标飞行速度vr和当前雷达天线下视角ψ、所述目标配置参数中的雷达波长λ，计算我机处于目标当前的雷达扫描盲区时
的速度下限值
11.根据所述频率上限值f
dmax
、所述目标飞行速度vr、所述雷达波长λ、所述当前雷达天线下视角ψ、所述目标配置参数中的雷达波束宽度θ和雷达最大方位扫描角a，计算我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度上限值从而得到我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度范围；
12.根据所述相对态势参数中的相对距离r、目标相对于我机的视线偏角和视线倾角θ
l
，所述目标态势参数中的目标飞行速度vr、目标航迹偏航角ψr和目标航迹俯仰角θr，所述我机配置参数中我机的攻击距离r
expect
，以及，所述目标配置参数中的目标的雷达探测距离和雷达扫描角范围，确定我机相对于目标的位置；
13.在所述位置为我机处于目标的雷达扫描区域时，根据所述我机态势参数中的我机航迹俯仰角θf，分别计算出过载值n
x
和nz；
14.根据所述我机态势参数中的我机飞行速度vf和我机航迹偏航角ψf，所述相对态势参中的视线倾角θ
l
和视线偏角以及所述速度范围中的期望速度vd，计算出滑模值s1；
15.根据滑模值s1、预设系数α和预设系数λ
′
，计算出过载值n
1y
(t)；其中，过载值n
x
、过载值nz、滑模值s1和过载值n
1y
(t)的计算公式分别如下：
16.n
x
＝sinθf；
17.nz＝cosθf；
[0018][0019]n1y
(t)＝n
y1
(t) n
y2
(t)；
[0020][0021][0022]
表示n
y1
(t)的一阶导数，sign(.)表示符号函数；且并且，c、km和km均为预设值；所述过载值n
x
、nz和n
1y
(t)表征我机相对于目标的雷达波束的径向速度达到所述期望速度值时，所需的机动性能指标值；
[0023]
根据过载值n
x
、nz和n
1y
(t)，控制所述我机驶入所述雷达扫描盲区。
[0024]
本发明具有如下有益技术效果：
[0025]
一方面，由于在确定过载值n
x
、nz和n
1y
(t)的过程中，获取的是我机和目标当前时刻的态势参数，而不需要其他时刻，例如未来时刻的态势参数，所以，本发明不存在态势信息以及状态采样面临维数灾问题，并且，通过真实有效的态势参数确定出的过载值n
x
、nz和n
1y
(t)也是有效且准确的，从而提高了控制我机自身隐蔽接近目标时的准确性；另一方面，我机可以将得出的速度范围，作为定义我机自身是否进入目标的雷达扫描盲区的控制指标，根据控制指标计算出用于控制自身驶入目标的雷达扫描盲区的第一控制值，并根据过
载值n
x
、nz和n
1y
(t)控制自身驶入目标的雷达扫描盲区，以接近目标，因此，本发明提高了我机接近目标时，我机自身的隐蔽性，从而提高了我机在接近目标时，我机自身的安全性；再一方面，由于是通过滑模控制方式直接计算第一控制值，所以在面对不同场景时，本发明不需进行大量训练，以及滑模计算方式效率较高，从而提高了本发明的可移植性和控制效率。
[0026]
以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。
附图说明
[0027]
图1为本发明实施例提供的空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法的一个可选的流程图；
[0028]
图2为本发明实施例提供的示例性的当前时刻我机与目标之间的相对空间位置关系图；
[0029]
图3为本发明实施例提供的示例性的目标在当前时刻的一个飞行姿态示意图；
[0030]
图4为本发明实施例提供的示例性的空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法的一个流程框图；
[0031]
图5为本发明实施例提供的示例性的根据态势参数和配置参数，控制我机当前的飞行模式的流程图；
[0032]
图6为本发明实施例提供的示例性的我机f与目标r两者在三维空间中的运动轨迹图；
[0033]
图7为本发明实施例提供的示例性的我机进行隐蔽接敌模式和快速接敌模式的切换过程示意图；
[0034]
图8为本发明实施例提供的示例性的我机进行飞行模式切换过程中，我机的过载值的变化过程的示意图；
[0035]
图9为本发明实施例提供的示例性的我机隐蔽接近目标的过程中滑模面的变化过程示意图；
[0036]
图10为本发明实施例提供的示例性的我机快速接近目标的过程中滑模面的变化过程示意图。
具体实施方式
[0037]
下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
[0038]
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。
[0039]
尽管在此结合各实施例对本发明进行了描述，然而，在实施所要求保护的本发明过程中，本领域技术人员通过查看所述附图、公开内容、以及所附权利要求书，可理解并实现所述公开实施例的其他变化。在权利要求中，“包括”(comprising)一词不排除其他组成
部分或步骤，“一”或“一个”不排除多个的情况。单个处理器或其他单元可以实现权利要求中列举的若干项功能。相互不同的从属权利要求中记载了某些措施，但这并不表示这些措施不能组合起来产生良好的效果。
[0040]
本发明提供的空战模拟环境中我机隐蔽接近目标的动控制方法，可以应用于例如在空中飞行的战斗机等飞行器中。以下将以我机作为本发明提供的控制方法的执行主体，对本发明进行详细说明。
[0041]
图1是本发明实施例提供的空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法的一个可选的流程图，如图1所示，所述方法包括以下步骤：
[0042]
s101、获取我机当前的我机态势参数和我机配置参数，以及目标当前的目标态势参数和目标配置参数。
[0043]
本发明实施例中，我机在自身和目标同时飞行的过程中，可以分别获取自身在当前时刻的我机态势参数和自身的我机配置参数，以及获取目标在当前时刻的目标态势参数和目标配置参数。
[0044]
这里，我机态势参数包括：我机在地理坐标系oxgygzg中的位置坐标、我机的飞行速度vf、我机的航迹俯仰角θf和我机的航迹偏航角ψf。我机配置参数包括：我机的攻击距离。
[0045]
这里，目标态势参数包括：目标在地理坐标系oxgygzg中的位置坐标、目标的飞行速度vr、目标的航迹俯仰角θr、目标的航迹偏航角ψr和雷达天线下视角ψ。目标配置参数包括：目标的雷达扫描角、雷达探测距离、雷达波束宽度、雷达波长和雷达最大方位扫描角。
[0046]
s102、根据我机态势参数和目标态势参数，确定相对态势参数。
[0047]
本发明实施例中，我机可以根据当前时刻自身的我机态势参数和目标当前时刻的目标态势参数，确定出自身与目标之间当前时刻的相对态势参数。
[0048]
这里，相对态势参数包括：相对距离r、我机相对于目标的视线倾角θ
l
和我机相对于目标的视线偏角
[0049]
示例性的，图2为是例性示出的当前时刻我机与目标之间的相对空间位置关系图，如图2所示，我机为f，目标为r，图2中分别表示出了地理坐标系oxgygzg、我机f的牵连惯性坐标系ofxfyfzf和航迹坐标系ofx
hfyhfzhf
；目标r的牵连惯性坐标系orxryrzr和航迹坐标系orx
hryhrzhr
；还表示出了我机的我机航迹俯仰角θf和我机航迹偏航角ψf，以及，目标的目标航迹俯仰角θr和目标航迹偏航角ψr；同时，还表示出了我机f与目标r之间的相对距离r、我机相对于目标的视线倾角θ
l
和视线偏角
[0050]
s103、根据目标态势参数和目标配置参数，确定目标当前的雷达主瓣盲区的频率下限值f
dmin
和频率上限值f
dmax
。
[0051]
本发明实施例中，我机可以根据目标态势参数中的雷达天线下视角ψ和目标飞行速度vr，以及目标配置参数中的雷达波长λ、雷达波束宽度θ和雷达最大方位扫描角
±
a，计算出目标的雷达的主瓣杂波区域的频率下限值f
dmin
和频率上限值f
dmax
，从而得到目标当前的雷达主瓣盲区的频率范围(f
dmin
,f
dmax
)。示例性的，图3为目标r在当前时刻的飞行姿态示意图，图3中表示出了目标r的雷达天线下视角ψ、目标飞行速度vr的方向，以及目标r的雷达波长λ、目标r的雷达最大方位扫描角a和雷达波束宽度θ，其中，图3中的坐标系表示目标r的航迹坐标系。
[0052]
示例性的，f
dmin
和f
dmax
可以采用下述公式(01)进行计算：
[0053][0054]
s104、根据频率下限值f
dmin
、目标态势参数中的目标飞行速度vr和当前雷达天线下视角ψ、目标配置参数中的雷达波长λ，计算我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度下限值
[0055]
s105、根据频率上限值f
dmax
、目标飞行速度vr、雷达波长λ、当前雷达天线下视角ψ、目标配置参数中的雷达波束宽度θ和雷达最大方位扫描角a，计算我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度上限值从而得到我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度范围。
[0056]
本发明实施例中，我机在得到目标当前的雷达主瓣盲区的频率范围的情况下，可以根据该雷达主瓣盲区的频率范围，确定出我机相对于目标的雷达波束的径向速度的范围，该径向速度范围表征我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的径向速度vr的范围大小。
[0057]
该速度范围如下述公式(02)所示：
[0058][0059]
其中，表示速度下限值，表示速度上限值。
[0060]
这里，由于f
dmin
、f
dmax
、vr和vr之间具有如下述公式(03)的关系，所以，通过下述公式(03)可以推导出下述公式(04)，并通过对下述公式(04)进行形式变换，可得出上述公式(02)，其中，公式(03)和公式(04)分别如下：
[0061][0062][0063]
其中，ε表示目标的雷达扫描方位角。
[0064]
s106、根据相对态势参数中的相对距离r、目标相对于我机的视线偏角和视线倾角θ
l
，目标态势参数中的目标飞行速度vr、目标航迹偏航角ψr和目标航迹俯仰角θr，我机配置参数中我机的攻击距离r
expect
，以及，目标配置参数中的目标的雷达探测距离和雷达扫描角范围，确定我机相对于目标的位置。
[0065]
本发明实施例中，我机相对于目标的位置具有以下两种情况：1)我机处于目标的
雷达探测区域和攻击目标的区域之外；2)我机处于目标的雷达扫描区域内。
[0066]
在一些实施例中，上述s106可以通过s1061～s1065实现。
[0067]
s1061、在相对距离r大于攻击距离r
expect
、且大于雷达探测距离时，确定位置为：我机处于目标的雷达探测区域和攻击目标的区域之外。
[0068]
s1062、根据相对距离r、视线偏角和视线倾角θ
l
，确定向量的坐标值
[0069]
s1063、根据目标飞行速度vr、目标航迹俯仰角θr和目标航迹偏航角ψr，确定向量的坐标值(vr·
cos(θr)
·
cos(ψr)，vr·
cos(θr)
·
sin(ψr)。
[0070]
s1064、根据坐标值和坐标值(vr·
cos(θr)
·
cos(ψr)，vr·
cos(θr)
·
sin(ψr)，计算向量夹角。
[0071]
s1065、在向量夹角处于雷达扫描角范围之内时，确定位置为：我机处于目标的雷达扫描区域内。
[0072]
本发明实施例中，可以根据坐标值得到一个向量，并对该向量取反，得到反向量，以及，根据坐标值(vr·
cos(θr)
·
cos(ψr)，vr·
cos(θr)
·
sin(ψr)得到另一个向量；通过将该反向量与该另一个向量进行点乘运算，计算出向量的夹角，并判断确定出的夹角是否在目标的雷达扫描角范围之内，若是，则确定我机当前处于目标的雷达扫描区域内；否则，我机当前不在目标的雷达扫描区域内。
[0073]
s107、在位置为我机处于目标的雷达扫描区域时，根据我机态势参数中的我机航迹俯仰角θf，分别计算出过载值n
x
和nz。
[0074]
s108、根据我机态势参数中的我机飞行速度vf和我机航迹偏航角ψf，相对态势参中的视线倾角θ
l
和视线偏角以及速度范围中的期望速度vd，计算出滑模值s1。
[0075]
本发明实施例中，期望速度值可以为该速度范围中的任意一个速度值，本发明实施例对此不作限定。
[0076]
s109、根据滑模值s1、预设系数α和预设系数λ
′
，计算出过载值n
1y
(t)；其中，过载值n
x
、过载值nz、滑模值s1和过载值n
1y
(t)的计算公式分别如下：
[0077]nx
＝sinθf；
[0078]
nz＝cosθf；
[0079][0080][0081]n1y
(t)＝n
y1
(t) n
y2
(t)；
[0082][0083][0084]
表示n
y1
(t)的一阶导数，sign(.)表示符号函数；且
并且，c、km和km均为预设值；过载值n
x
、nz、和n
1y
(t)表征我机相对于目标的雷达波束的径向速度达到期望速度值时，所需的机动性能指标值。
[0085]
s110、根据过载值n
x
、nz和n
1y
(t)，控制我机驶入雷达扫描盲区。
[0086]
本发明实施例，一方面，由于在确定过载值n
x
、nz和n
1y
(t)的过程中，获取的是我机和目标当前时刻的态势参数，而不需要其他时刻，例如未来时刻的态势参数，所以，本发明不存在态势信息以及状态采样面临维数灾问题，并且，通过真实有效的态势参数确定出的过载值n
x
、nz和n
1y
(t)也是有效且准确的，从而提高了控制我机自身隐蔽接近目标时的准确性；另一方面，我机可以将得出的速度范围，作为定义我机自身是否进入目标的雷达扫描盲区的控制指标，根据该控制指标计算出用于控制自身驶入目标的雷达扫描盲区的过载值n
x
、nz和n
1y
(t)，并根据过载值n
x
、nz和n
1y
(t)控制自身驶入目标的雷达扫描盲区，以接近目标，因此，本发明提高了我机接近目标时，我机自身的隐蔽性，从而提高了我机在接近目标时，我机自身的安全性；再一方面，由于是通过滑模控制方式直接计算第一控制值，所以在面对不同场景时，本发明不需进行大量训练，以及滑模计算方式效率较高，从而提高了本发明的可移植性和控制效率。
[0087]
本发明实施例中，n
x
为地理坐标系中，x轴方向的过载值、n
1y
(t)为y轴方向的过载值，以及nz为z轴方向的过载值。
[0088]
示例性的，在n
1y
(t)的计算公式中，α＝1、λ
′
＝61、c＝8、km＝1、km＝300。
[0089]
在一些实施例中，上述方法还包括s111～s115：
[0090]
s111、在位置为我机处于目标的雷达探测区域和攻击目标的区域之外时，根据我机航迹俯仰角分别计算出过载值n
x
和nz。
[0091]
s112、根据我机态势参数中的我机飞行速度vf和我机航迹偏航角ψf，目标态势参数中的目标航迹偏航角ψr和目标飞行速度vr，以及相对态势参数中的视线倾角θ
l
和视线偏角分别计算滑模值s2、线性值f(xs)和线性值b(xs)。
[0092]
s113、根据滑模值s2的一阶倒数预设系数k3和双曲正切函数tanh(.)，计算出滑模值s3。
[0093]
s114、根据我机飞行速度vf、预设系数k3、预设系数α3、预设系数k4、线性值f(xs)和线性值b(xs)，计算出过载值n
2y
(t)；其中，过载值n
x
、过载值nz、线性值f(xs)、线性值b(xs)、滑模值s3和过载值n
2y
(t)的计算公式分别如下：
[0094]nx
＝sinθf；
[0095]
nz＝cosθf；
[0096][0097][0098]
[0099][0100]
表示θ
l
的一阶导数，和同理；过载值n
x
、nz和n
2y
(t)表征我机驶入攻击目标的区域时所需的机动性能指标值。
[0101]
示例性的，k3＝0.0065，α3＝2n，n＝1,2,3...；α3＝2，k4＝0.01。
[0102]
s115、根据过载值n
x
、nz和n
2y
(t)，控制我机驶入攻击目标的区域内。
[0103]
在一些实施例中，在上述s110之后，该方法还包括s201～s210：
[0104]
s201、重新获取我机态势参数，以及目标态势参数。
[0105]
s202、根据重新获取的我机态势参数和重新获取的目标态势参数，重新确定相对态势参数。
[0106]
s203、根据重新获取的目标态势参数和重新获取的目标配置参数，重新确定目标当前的雷达主瓣盲区的频率下限值f
dmin
和频率上限值f
dmax
。
[0107]
s204、根据重新确定的频率下限值f
dmin
、重新获取的目标态势参数中的目标飞行速度vr和当前雷达天线下视角ψ、重新获取的目标配置参数中的雷达波长λ，重新计算我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度下限值
[0108]
s205、根据重新确定的频率上限值f
dmax
、重新获取的目标飞行速度vr、雷达波长λ、重新获取的当前雷达天线下视角ψ、重新获取的目标配置参数中的雷达波束宽度θ和雷达最大方位扫描角a，重新计算我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度上限值从而得到更新后的、我机处于目标当前的雷达扫描盲区时的速度范围。
[0109]
s206、根据重新确定的相对态势参数中的相对距离r、目标相对于我机的视线偏角和视线倾角θ
l
，重新获取的目标态势参数中的目标飞行速度vr、目标航迹偏航角ψr和目标航迹俯仰角θr，我机的攻击距离r
expect
，以及，重新获取的目标配置参数中的目标的雷达探测距离和雷达扫描角范围，重新确定我机相对于目标的位置。
[0110]
s207、在位置为我机处于目标的雷达扫描区域时，根据重新确定的我机态势参数中的我机航迹俯仰角θf，分别计算出过载值n
x
和nz。
[0111]
s208、根据重新获取的我机态势参数中的我机飞行速度vf和我机航迹偏航角ψf，重新确定的相对态势参中的视线倾角θ
l
和视线偏角以及更新后的速度范围中的期望速度vd，重新计算出滑模值s1。
[0112]
s209、根据重新计算出的滑模值s1、预设系数α和预设系数λ
′
，重新计算出过载值n
1y
(t)。
[0113]
s210、根据重新计算的过载值n
x
、nz和n
1y
(t)，控制我机驶入雷达扫描盲区。
[0114]
在一些实施例中，在上述s210之后，方法还包括s301～s303：
[0115]
s301、重新获取我机态势参数，得到更新后的我机态势参数，以及重新获取目标态势参数，得到更新后的目标态势参数。
[0116]
s302、根据更新后的我机态势参数和更新后的目标态势参数，重新确定相对距离，得到更新后的相对距离r。
[0117]
s303、在更新后的相对距离r小于攻击距离r
expect
的情况下，攻击目标。
[0118]
本发明实施例中，在我机驶入目标的雷达扫描盲区之后，可以重新获取自身和目标的态势参数，并基于重新获取的态势参数重新确定自身与目标之间的相对距离，并判断重新确定出的相对距离是否小于自身的攻击距离(例如，最大攻击距离)，并在重新确定出的相对距离小于自身的攻击距离时，攻击目标。
[0119]
在一些实施例中，我机可以包括飞行控制系统、隐蔽接敌控制器、快速接敌控制和机载支援设备(electronic support measures，esm)；示例性，图4示出了空战模拟环境中隐蔽接近目标的机动控制方法的一个流程框图，如图4所示，esm可以根据当前时刻的相对态势参数、目标态势参数、我机配置参数和目标配置参数，确定我机自身相对于目标的位置，并根据确定出的位置进行飞行模式的切换，其中，在判断出我机处于目标当前的雷达扫描区域时，控制隐蔽接敌控制器计算出过载值n
x
、nz和n
1y
(t)，控制隐蔽接敌控制器将计算出的过载值n
x
、nz和n
1y
(t)输出至飞行控制系统，飞行控制系统根据过载值n
x
、nz和n
1y
(t)，控制我机驶入目标当前的雷达扫描盲区；而esm在判断出我机处于目标当前的雷达扫描区域之外，例如，我机处于目标当前的雷达探测区域和攻击目标的区域之外时，控制快速接敌控制器计算出过载值n
x
、nz和n
2y
(t)，快速接敌控制器将计算出的过载值n
x
、nz和n
2y
(t)输出至飞行控制系统，飞行控制系统根据过载值n
x
、nz和n
2y
(t)，控制我机快速接近目标。
[0120]
在一些实施例中，图5为esm根据相对态势参数、目标态势参数、我机配置参数和目标配置参数，控制我机当前的飞行模式的流程图。如图5所示，首先，esm通过步骤s1，比较相对距离是否小于我机的最大攻击距离，以确定相对距离是否满足我机的攻击要求，若是，则通过步骤s2攻击目标，之后，控制流程结束；若否，则通过步骤s3进一步判断相对距离是否小于目标的雷达探测距离；若否，则通过步骤s4进入快速接敌模式，控制快速接敌控制器计算过载值；若是，则通过s5判断我机是否进入目标的雷达扫描范围，若否，则通过步骤s4进入快速接敌模式，控制快速接敌控制器计算过载值；若是，则通过步骤s6进入隐蔽接敌模式，控制隐蔽接敌控制器计算过载值；之后，通过步骤s7判断我机是否离开目标的雷达扫描范围，若否，则通过步骤s6进入隐蔽接敌模式，控制隐蔽接敌控制器计算过载值；若是，则通过步骤s4进入快速接敌模式，控制快速接敌控制器计算过载值，之后，继续重新计算相对距离，并通过步骤s1继续判断新的相对距离是否小于我机的最大攻击距离，若是，确定满足攻击要求，则通过步骤s2攻击目标，之后，控制流程结束。
[0121]
在一些实施例中，我机在确定出速度范围的情况下，可以根据该速度范围计算出当前的飞行安全边界，并通过我机自身的显示屏幕显示该安全边界，以提示用户当前的我机是否处于安全边界内；并在确定出新的速度范围的情况下，重新计算飞行安全边界，并在我机自身的显示屏幕上更新显示。
[0122]
在一些实施例中，在计算过载值n
x
、nz和n
1y
(t)之前，上述方法还包括：
[0123]
s11、采用三自由度相对运动模型对我机与目标之间的几何运动关系进行建模，且该三自由度相对运动模型如下：
[0124][0125]
这里，可以根据图2中我机f与目标r的飞行姿态，且在假设我机与目标的飞行速度与机体轴一致的情况下，确定我机f与目标r之间的相对运动几何关系，并可以采用三自由度相对运动模型对该相对几何运动关系进行表示。(xf,yf,zf)为我机在地理位置坐标系中的位置坐标，并且，公式(1)的约束条件如下式(2)：
[0126][0127]
其中，n
max
为法向最大可用负载(法向最大过载值)，n
yc
和n
zc
为需要计算的过载值，θ
fmin
,θ
fmax
分别为我机航迹俯仰角θf的最小值和最大值，ψ
fmin
,ψ
fmax
分别为我机航迹偏航角ψf的最小值和最大值。
[0128]
s12、根据确定出当时，n
x
的计算公式为：n
x
＝sinθf；
[0129]
s13、根据确定出当时，nz的计算公式为：nz＝cosθf；
[0130]
s14、根据非线性控制系统的原理，确定出一般非线性控制系统表达式如下式(3)和(4)：
[0131][0132][0133]
s15、根据超螺旋滑模理论，为(3)和(4)设置如下参数范围：其中，km、km、c均为系数；
[0134]
s16、将我机相对于目标的雷达波束的径向速度确定为：
[0135]
这里，根据图2中我机f与目标r之间的几何关系，可以采用公式(5)计算我机f相对于目标r的雷达波束的径向速度vr。
[0136]
s17、确定一阶滑面如下述公式(6)：
[0137]
s1＝v
r-vdꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)，
[0138]
其中，vd为期望速度；
[0139]
s18、通过s1求导可得到下述公式(7)：
[0140][0141]
s19、采用上述公式(3)可以将采用以下公式(8)表示：
[0142][0143]
s20、确定一个正定李雅普诺夫函数v1，并对v1进行求导得到v1和分别通过下式(9)和(10)表示：
[0144][0145][0146]
s21、根据超螺旋滑模控制方法可以定义过载值n
1y
(t)的计算公式如下式(11)：
[0147]
[0148]
值满足时，为负定，系统渐近稳定，从而可以保证计算出的过载值使得vr达到vd；
[0149]
在一些实施例中，在计算过载值n
2y
(t)之前，上述方法还包括：
[0150]
s22、确定另一个一阶滑模面如下式(12)：
[0151]
s2＝r-r
expect
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(12)；其中，r为相对距离，r
expect
为我机的最大攻击距离；
[0152]
s23、确定另一个正定李雅普诺夫函数v2，并对v2求导，得到如下且v2和分别采用下式(13)和(14)表示：
[0153][0154][0155]
s24、为了保证系统稳定性(使负定)，对s2求导，得到公式(15)：
[0156]
其中，k3为系数，在上述公式(14)中，当s2任意取值时，恒成立；因此，可以保证系统是渐近稳定的；
[0157]
s25、对求导，得到下述公式(16)：
[0158][0159]
s26、将采用上述公式(4)表示，可以得到下述公式(17)：
[0160][0161]
s27、确定一个二阶滑模面s3，s3采用下述公式(18)表示：
[0162][0163]
s28、对s3求导，得到求导，得到采用下述公式(19)表示：
[0164][0165]
s29、确定又一个正定李雅普诺夫函数v3，并对v3求导，得到v3和分别采用公式(20)和(21)表示：
[0166][0167][0168]
s30、以s3为变量对取值分析，可以得到公式(22)：
[0169][0170]
当s3和z(s3)反号时，根据z(s3)确定过载值n
2y
(t)的表达式如下式(23)：
[0171]
这里，s3和z(s3)反号，可以使得负定，从而系统是渐近稳定的，可以保证计算出的过载值使得r达到r
expect
。
[0172]
以下通过仿真实验数据，对本发明实施例对我机的控制效果进行进一步说明。
[0173]
表1中分别列出了仿真实验时，我机的我机态势参数和我机配置参数，以及目标的目标态势参数和部分目标配置参数。
[0174][0175]
表1
[0176]
这里，由于目标的雷达扫描角的范围为[-30,30]，所以，目标的雷达最大方位扫描角为30
°
；上述过载范围表示生成的过载值的大小范围；目标的雷达波长和雷达波束宽度未在表格中列出。另外，在此仿真实验中，α＝1、λ
′
＝61、c＝8、km＝1、km＝300、k3＝0.0065，α3＝2，且k4＝0.01。
[0177]
通过采用上述参数进行仿真实验，得到图6～图10。图6为我机f与目标r两者在三维空间中的运动轨迹图，如图6所示，f1表示我机f的运动轨迹，f2代表的扇形表示我机的攻击范围，r1表示目标r的运动轨迹，r2代表的扇形表示目标r的雷达波束范围，可以看出我机可以以s形的运动轨迹接近目标，并且在我机f飞入f1末端时，可对目标r进行攻击。
[0178]
图7为我机进行隐蔽接敌模式和快速接敌模式的切换过程示意图，其中，纵轴1和3
表示快速接敌模式，2表示隐蔽接敌模式，横轴表示时间，如图7所示，在0～30秒的时间内，由于我机未进入目标的雷达探测范围，控制我机处于快速接敌模式，在30秒～95秒这一时间段内，我机已进入目标的雷达探测范围，控制我机处于隐蔽接敌模式，而在95秒～220秒这一时间段内，我机离开了目标的雷达探测范围，控制我机处于快速接敌模式。
[0179]
图8为我机进行隐蔽接敌模式和快速接敌模式的切换过程中，我机的过载值的变化过程，且该变化过程与图7中的模式切换过程对应，如图8所示，在我机进行隐蔽接敌模式和快速接敌模式的切换过程中，过载值的变化是平缓的。
[0180]
图9为我机隐蔽接近目标的过程中滑模面的变化情况，如图9所示，在我机隐蔽接近目标的过程中，滑膜值趋于理想值0的速度较快，且较为稳定；图10为我机快速接近目标的过程中滑模面的变化情况，如图10所示，在我机快速接近目标的过程中，滑模值趋于理想值0的速度也较快，且也较为稳定。由此可知，本发明在控制我机隐蔽接近目标时控制精度和控制效率均较高。
[0181]
本发明实施例，针对机载脉冲多普勒雷达固有机制缺陷形成的雷达主瓣盲区问题，利用变结构滑模控制方法，分别设计超螺旋滑模隐蔽接敌过程控制器和二阶滑模快速接敌过程控制器。同时，引入esm模式切换框架，感知目标的雷达波束信息，实时切换快速接敌和隐蔽接敌模式；从而可以实现控制我机进入目标的雷达主瓣盲区，隐蔽我机的雷达回波信息，并且控制我机快速脱离目标的雷达探测范围；达到了提高了我机的隐蔽性和安全性的效果。
[0182]
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。