一种空战模拟环境中的战斗机高精度自主攻击引导方法与流程

本发明属于计算机仿真与控制方法技术领域，具体涉及一种模拟攻击引导方法。

背景技术：

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。现代战斗机在空战中高度依赖于飞行员对探测、跟踪、占位、瞄准、发射、制导等过程的操控，而攻击引导与瞄准作为航空火控系统的重要功能对最大程度上发挥机载武器的作战效能具有主导作用。因此，如何仿真符合战斗机空战过程的火控模型并融合飞行员的操控过程，对于提高空战对抗游戏和空战模拟系统的逼真度和可信度具有重要意义。

超视距拦射攻击是现代空战中重要的攻击引导方式，它在综合考虑导弹性能以及战斗机和目标状态信息的基础上使战斗机速度矢量指向目标前置点，在假设目标作匀速直线运动的理想情况下可使发射的导弹以直线弹道命中目标，在目标作机动时仍能以极大概率杀伤目标。超视距空空导弹对目标实施拦射攻击时，其毁伤能力除了受导弹自身性能影响之外，很大程度上决定于发射时刻的火控瞄准偏差，偏差过大将导致无法满足发射条件、导弹无法截获目标或者难以有效毁伤目标等情况。反之，偏差越小，对于有效发挥导弹的作战效能就越为有利。所以在导弹发射前，战斗机为实现超视距拦射火控瞄准而进行高精度攻击引导尤为重要。

在空战对抗游戏和空战模拟系统中，面对高动态的空战仿真环境，操控用户作为中间环节协调火控和飞控系统，通常瞄准效率较低。通过设计综合火力/飞行控制的自主操控模块可以耦合火控与飞控系统进行交联工作，缩短瞄准时间，减小瞄准误差，从而实现超视距自主拦射攻击引导的操控功能。一个高效的自主操控模块需要具有较好的动态响应性能，并且在达到稳定瞄准状态后，系统的瞄准偏差需要在一定的持续时间内稳定保持在指定的毫弧度范围之内。

为空战对抗游戏和空战模拟系统设计战斗机的高精度自主攻击引导方法一直是空战仿真领域的重点研究问题之一。但当前已有的控制方法在面对做大幅度机动的目标时往往存在瞄准偏差过大的缺陷，此外以pid和模糊控制为代表的传统控制方法过于依赖专家经验对控制参数的选择，而启发式智能优化算法的低时效性难以满足高动态空战环境的需求。因此，针对这一无法得到准确数学模型且具有非线性因素的高动态复杂系统，为实现高精度自主攻击引导，需要设计具有自适应性、高时效性以及高精度特点的自主瞄准操控模拟模块。

技术实现要素：

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种空战模拟环境中的战斗机高精度自主攻击引导方法，该方法充分考虑高动态、非线性以及模型不确定的引导系统特点，旨在设计具有自适应性、高时效性以及高精度特点的自主瞄准操控模拟模块，实现超视距拦射攻击的高效火控瞄准，从而提高战斗机在空战对抗游戏和空战模拟系统中的作战效能。

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1，建立战斗机和目标的运动模型及过载约束模型；

步骤2，建立战斗机超视距拦射火控瞄准模型，求解俯仰和水平瞄准偏差角及其角变化率；

步骤3，构建基于模型预测控制的战斗机控制过载优化框架，包括初始化战斗机和目标的状态信息，将在上一步长中已观测到的目标机动过载作为目标在下一步长中的机动过载预估值，从而得到目标在下一步长的运动状态信息；构建战斗机自主攻击引导模型在俯仰方向和水平方向的自适应模糊控制器及其相应的自适应律，建立基于自适应模糊控制的战斗机自主攻击引导模型；采用自适应模糊控制模型及其参数生成战斗机控制过载，利用更新后的控制过载得到战斗机在下一步长的运动状态信息；基于目标和战斗机下一步长的运动状态信息计算得到下一步长的瞄准偏差角及其变化率的预测值；若瞄准偏差角满足设定的瞄准引导条件，或达到指定的迭代优化次数，则利用当前控制过载引导战斗机，否则将计算得到的下一步长瞄准偏差角及其变化率的预测值作为输入，再次采用自适应模糊控制模型及其参数生成战斗机控制过载，利用更新后的控制过载得到战斗机在下一步长的运动状态信息。

所述的步骤1中，建立战斗机的运动模型为xf(t0)＝xf0；其中状态向量为xf＝[xf,yf,zf,vf,θf,φf]^t，式中xf,yf,zf为战斗机在地理坐标系中的位置坐标，vf为战斗机速度，θf和φf分别为战斗机的航迹倾角和航迹偏角；xf0表示初始状态向量；u＝[nxf,nyf,nzf]^t表示战斗机的机动过载向量，式中nxf，nyf和nzf分别为战斗机在航迹坐标系三个轴方向上的需用过载分量；建立战斗机过载约束模型为其中nmax为战斗机横向最大可用过载，nyfc和nzfc为战斗机的实际控制过载；重复本步骤，建立目标运动模型，并将上述变量的下标f改为t作为相应的目标运动参数变量。

所述的步骤2建立战斗机超视距拦射火控瞄准模型的具体包括：

2.1)建立战斗机超视距拦射火控瞄准的偏差矢量方程vft1+r+δl＝d+vtt，式中vf和vt分别为战斗机和目标的速度矢量，d为由战斗机位置指向目标位置的距离矢量，r为导弹沿理想弹道飞行的距离矢量，δl为瞄准偏差矢量，t为从攻击开始到命中目标的全飞行时间，t1为战斗机从攻击开始到发射导弹的引导飞行时间，vm为导弹沿理想弹道飞行的平均速度；

2.2)将δl向战斗机的航迹坐标系投影，得到偏差分量δlx、δly和δlz；根据导弹性能预设导弹飞行距离r和平均速度vm，通过改变战斗机的飞行时间t1使δlx＝0，由此求得全飞行时间式中dx、dy和dz分别为d在地理坐标系三个轴方向上的投影，vtx、vty和vtz分别为vt在地理坐标系三个轴方向上的投影；

2.3)将t代入偏差分量表达式分别求得δly和δlz，由于δlx＝0，即偏差矢量δl垂直于航迹坐标系的x轴，因此得到战斗机在航迹坐标系中的俯仰瞄准偏差角δy和水平瞄准偏差角δz分别为和

所述的步骤3构建基于模型预测控制的战斗机控制过载优化框架，具体包括：

3.1)初始化战斗机和目标的状态信息，设定导弹的飞行距离r和平均飞行速度vm，初始化瞄准偏差角δy0和δz0；

3.2)将在上一步长h中已观测到的目标机动过载作为目标在下一步长h中的机动过载预估值[n′xt,n′yt,n′zt]^t，从而得到目标在下一步长的运动状态预测信息x′t；

3.3)通过步骤2中的方法计算得到瞄准偏差角δy和δz，再通过瞄准偏差角在步长h内的变化量求得和然后将δy，δz，和作为输入，采用自适应模糊控制模型及其参数生成战斗机控制过载并表示为[n′yf,n′zf]^t；在攻击过程中保持nxf＝0，从而利用更新后的控制过载得到战斗机在下一步长的运动状态信息x′f；

3.4)基于目标和战斗机下一步长的运动状态信息x′t和x′f，通过步骤2中的方法计算得到下一步长的瞄准偏差角及其变化率的预测值δ′y，δ′z，和

3.5)若δ′y和δ′z满足高精度瞄准引导条件，即δmax为高精度瞄准条件下的最大允许瞄准偏差角，或者达到指定的迭代优化次数g，则将[n′yf,n′zf]^t作为当前控制过载[nyf,nzf]^t引导战斗机，否则将δ′y，δ′z，和依次赋值给δy，δz，和并返回步骤3.3)；

3.6)若当前战斗机和目标的距离满足截止条件，则结束计算，否则更新战斗机和目标的状态信息并返回步骤3.2)。

所述的自适应模糊控制模型通过以下步骤建立：

4.1)基于步骤2中的超视距拦射火控瞄准模型建立俯仰方向的攻击引导模型为其中f和b分别为未知函数和未知正常数；定义误差矢量其中e＝-δy，选择k＝[k2,k1]^t，令多项式s²+k1s+k2的所有根均在复平面的左半平面上，e(t)→0，取控制律为其中δym＝0且为理想火控瞄准状态中误差指令，b为通用控制系统中控制量的常值系数，s为控制理论中的复频率；

4.2)设计自适应模糊控制器为其中为模糊系统，θ为自适应可调参数集合，令δ1＝δy和首先为输入变量δi定义mi个模糊集合i＝1,2；li＝1,2,...,mi，用m1m2条形为“如果δ1是且δ2是则是的模糊规则构造模糊系统由乘积推理机、单值模糊器和中心平均解模糊器来设计模糊控制器，即式中为相应的隶属度函数，选择为可调节自由参数，放在集合中，则模糊控制器为式中ξ(δ)为m1m2维向量，其第l1l2个元素为

4.3)整理得到式中定义最优参数和最小逼近误差得到误差方程式定义lyapunov函数式中自适应参数γ为正的常数，p为一个正定矩阵且满足lyapunov方程λ^tp+pλ＝-q，q为任意的2×2正定矩阵；v的导数为式中pn为p的最后一列，取自适应律

4.4)重复步骤4.1)至4.3)，得到战斗机自主攻击引导模型在水平方向的自适应模糊控制器及其相应的自适应律。

本发明的有益效果是：充分考虑了引导系统高动态、非线性以及模型不确定的特点，采用基于模型预测控制框架的自适应模糊控制方法设计自主瞄准操控模拟模块，对大机动目标具有高精度且稳定的火控瞄准能力，并且减小了对专家经验的依赖，形成了具有自适应性、高时效性以及高精度特点的自主攻击引导方法，从而提高了战斗机在空战对抗游戏和空战模拟系统中的作战效能。

附图说明

图1为战斗机超视距拦射攻击火控瞄准的态势关系示意图。

图2为针对目标做大过载滚筒机动的战斗机攻击引导轨迹。

图3为战斗机攻击引导过程中水平和俯仰方向的火控瞄准偏差角。

图4为战斗机攻击引导过程中的实际控制过载。

图5为本发明的实现方法流程图。

具体实施方式

本发明提供一种空战模拟环境中的战斗机高精度自主攻击引导方法，包括步骤如下：

步骤1，建立战斗机的运动模型为xf(t0)＝xf0；其中状态向量为xf＝[xf,yf,zf,vf,θf,φf]^t，式中xf,yf,zf为战斗机在地理坐标系(北-天-东)中的位置坐标，vf为战斗机速度，θf和φf分别为战斗机的航迹倾角和航迹偏角；xf0表示初始状态向量；u＝[nxf,nyf,nzf]^t表示战斗机的机动过载向量，式中nxf，nyf和nzf分别为战斗机在航迹坐标系三个轴方向上的需用过载分量；建立战斗机过载约束模型为其中nmax为战斗机横向最大可用过载(例如可取nmax＝9)，nyfc和nzfc为战斗机的实际控制过载；建立与战斗机类似的目标运动模型，并将上述变量的下标f改为t作为相应的目标运动参数变量；

步骤2，建立战斗机超视距拦射火控瞄准模型，具体包括：

2.1)建立战斗机超视距拦射火控瞄准的偏差矢量方程为vft1+r+δl＝d+vtt，式中vf和vt分别为战斗机和目标的速度矢量，d为由战斗机位置指向目标位置的距离矢量，r为导弹沿理想弹道飞行的距离矢量，δl为瞄准偏差矢量，t为从攻击开始到命中目标的全飞行时间，t1为战斗机从攻击开始到发射导弹的引导飞行时间，vm为导弹沿理想弹道飞行的平均速度；为了便于偏差矢量的投影分解计算，将δl表示为

2.2)将步骤2.1)中在地理坐标系中表示的δl向战斗机的航迹坐标系投影，得到3个偏差分量δlx，δly和δlz；根据导弹性能预设导弹飞行距离r和平均速度vm(例如可取r＝20km，vm＝600m/s)，通过改变战斗机的飞行时间t1，总可以使δlx＝0，由此可以求得全飞行时间式中dx，dy和dz分别为d在地理坐标系三个轴方向上的投影，vtx，vty和vtz分别为vt在地理坐标系三个轴方向上的投影；

2.3)将步骤2.2)中的全飞行时间t代入偏差分量表达式可以分别求得δly和δlz，由于δlx＝0，即偏差矢量δl垂直于航迹坐标系的x轴，因此可以得到战斗机在航迹坐标系中的俯仰瞄准偏差角δy和水平瞄准偏差角δz分别为和

步骤3，构建基于模型预测控制的战斗机控制过载优化框架，具体包括：

3.1)初始化战斗机和目标的状态信息，设定导弹的飞行距离r和平均飞行速度vm，初始化瞄准偏差角δy0和δz0(例如可将δy0和δz0均初始化为0)；

3.2)将在上一步长h中已观测到的目标机动过载作为目标在下一步长h中的机动过载预估值[n′xt,n′yt,n′zt]^t，从而得到目标在下一步长的运动状态预测信息x′t；

3.3)通过步骤2中的方法计算得到瞄准偏差角δy和δz，再通过瞄准偏差角在步长h内的变化量求得和然后将δy，δz，和作为输入，采用自适应模糊控制模型及其参数生成战斗机控制过载并表示为[n′yf,n′zf]^t；在攻击过程中保持nxf＝0，从而利用更新后的控制过载可以得到战斗机在下一步长的运动状态信息x′f；

3.4)基于目标和战斗机下一步长的运动状态信息x′t和x′f，通过步骤2中的方法计算得到下一步长的瞄准偏差角及其变化率的预测值δ′y，δ′z，和

3.5)若δ′y和δ′z满足高精度瞄准引导条件，即(δmax为高精度瞄准条件下的最大允许瞄准偏差角，例如可取δmax＝π/180)，或者达到指定的迭代优化次数g(例如可取g＝4)，则将[n′yf,n′zf]^t作为当前控制过载[nyf,nzf]^t引导战斗机，否则将δ′y，δ′z，和依次赋值给δy，δz，和并返回步骤3.3)；

3.6)若当前战斗机和目标的距离满足截止条件，即满足d≤dmin，则结束计算，否则更新战斗机和目标的状态信息并返回步骤3.2)；

所述的步骤步骤3.3)中，建立自适应模糊控制模型的具体内容包括：

4.1)由于战斗机自主攻击引导模型在水平方向和俯仰方向类似，这里仅以俯仰方向为例进行建模说明；基于步骤2中的超视距拦射火控瞄准模型建立俯仰方向的攻击引导模型为其中f和b分别为未知函数和未知正常数；在理想火控瞄准状态中误差指令为δym＝0且于是定义误差矢量其中e＝-δy，选择k＝[k2,k1]^t，令多项式s²+k1s+k2的所有根均在复平面的左半平面上，为使得t→∞时，有e(t)→0，取控制律为其中b为通用控制系统中控制量的常值系数，s为控制理论中的复频率；

4.2)设计自适应模糊控制器为其中为模糊系统，θ为自适应可调参数集合，为便于表示，令δ1＝δy和首先为输入变量δi定义mi个模糊集合(i＝1,2；li＝1,2,...,mi)，用m1m2条形如“如果δ1是且δ2是则是的模糊规则构造模糊系统由乘积推理机、单值模糊器和中心平均解模糊器来设计模糊控制器，即式中为相应的隶属度函数，选择为可调节自由参数，放在集合中，则模糊控制器为式中ξ(δ)为m1m2维向量，其第l1l2个元素为

4.3)结合步骤4.1)和4.2)中的攻击引导模型，控制律和自适应模糊控制器，整理可得式中定义最优参数为定义最小逼近误差为于是可得误差方程式基于此，定义lyapunov函数为式中自适应参数γ为正的常数，p为一个正定矩阵且满足lyapunov方程λ^tp+pλ＝-q，q为任意的2×2正定矩阵；v的导数为式中pn为p的最后一列，取自适应律此时，通过设计足够多规则的模糊系统可使ω充分小，并满足从而使得

4.4)与步骤4.1)至4.3)过程类似的可以得到战斗机自主攻击引导模型在水平方向的自适应模糊控制器及其相应的自适应律。

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

本发明按照图5所示的流程图实施如下步骤：

步骤1，建立战斗机的运动模型为xf(t0)＝xf0；具体如下：

其中状态向量为xf＝[xf,yf,zf,vf,θf,φf]^t，式中xf,yf,zf为战斗机在地理坐标系(北-天-东)中的位置坐标，vf为战斗机速度，θf和φf分别为战斗机的航迹倾角和航迹偏角，g为重力加速度；xf0表示初始状态向量；u＝[nxf,nyf,nzf]^t表示战斗机的机动过载向量，式中nxf，nyf和nzf分别为战斗机在航迹坐标系三个轴方向上的需用过载分量；建立战斗机过载约束模型为其中nmax为战斗机横向最大可用过载(例如可取nmax＝9)，nyfc和nzfc为战斗机的实际控制过载；建立与战斗机类似的目标运动模型，并将上述变量的下标f改为t作为相应的目标运动参数变量；

步骤2，建立战斗机超视距拦射火控瞄准模型，具体包括：

2.1)根据图1所示的战斗机超视距拦射攻击火控瞄准态势关系示意图可知，在理想攻击引导路线中战斗机以速度vf沿正确方向飞行t1时间，并在o点发射导弹，导弹沿理想直线弹道飞行距离r后刚好在p点命中以速度vt飞行了时间t的目标，而实际战斗机速度矢量vf和理想方向存在瞄准偏差矢量δl(瞄准偏差角δ)；据此建立超视距拦射火控瞄准的偏差矢量方程为vft1+r+δl＝d+vtt，式中d为由战斗机位置指向目标位置的距离矢量，r为导弹沿理想弹道飞行的距离矢量，t为从攻击开始到命中目标的全飞行时间，t1为战斗机从攻击开始到发射导弹的引导飞行时间，vm为导弹沿理想弹道飞行的平均速度；为了便于偏差矢量的投影分解计算，将δl表示为

2.2)将步骤2.1)中在地理坐标系中表示的δl向战斗机的航迹坐标系投影，得到3个偏差分量δlx，δly和δlz；根据导弹性能预设导弹飞行距离r和平均速度vm(例如可取r＝20km，vm＝600m/s)，通过改变战斗机的飞行时间t1，总可以使δlx＝0，由此可以求得全飞行时间式中dx，dy和dz分别为d在地理坐标系三个轴方向上的投影，vtx，vty和vtz分别为vt在地理坐标系三个轴方向上的投影；

2.3)将步骤2.2)中的全飞行时间t代入偏差分量表达式可以分别求得δly和δlz，由于δlx＝0，即偏差矢量δl垂直于航迹坐标系的x轴，因此可以得到战斗机在航迹坐标系中的俯仰瞄准偏差角δy和水平瞄准偏差角δz分别为和

步骤3，构建基于模型预测控制的战斗机控制过载优化框架，具体包括：

3.1)初始化战斗机和目标的状态信息，设定导弹的飞行距离r和平均飞行速度vm，初始化瞄准偏差角δy0和δz0(例如可将δy0和δz0均初始化为0)；

3.2)将在上一步长h中已观测到的目标机动过载作为目标在下一步长h中的机动过载预估值[n′xt,n′yt,n′zt]^t，从而得到目标在下一步长的运动状态预测信息x′t；

3.3)通过步骤2中的方法计算得到瞄准偏差角δy和δz，再通过瞄准偏差角在步长h内的变化量求得和然后将δy，δz，和作为输入，采用自适应模糊控制模型及其参数生成战斗机控制过载并表示为[n′yf,n′zf]^t；在攻击过程中保持nxf＝0，从而利用更新后的控制过载可以得到战斗机在下一步长的运动状态信息x′f；

3.4)基于目标和战斗机下一步长的运动状态信息x′t和x′f，通过步骤2中的方法计算得到下一步长的瞄准偏差角及其变化率的预测值δ′y，δ′z，和

3.5)若δ′y和δ′z满足高精度瞄准引导条件，即(δmax为高精度瞄准条件下的最大允许瞄准偏差角，例如可取δmax＝π/180)，或者达到指定的迭代优化次数g(例如可取g＝4)，则将[n′yf,n′zf]^t作为当前控制过载[nyf,nzf]^t引导战斗机，否则将δ′y，δ′z，和依次赋值给δy，δz，和并返回步骤3.3)；

3.6)若当前战斗机和目标的距离满足截止条件，即满足d≤dmin，则结束计算，否则更新战斗机和目标的状态信息并返回步骤3.2)；

步骤4，建立基于自适应模糊控制的战斗机自主攻击引导模型，具体包括：

4.1)由于战斗机自主攻击引导模型在水平方向和俯仰方向类似，这里仅以俯仰方向为例进行建模说明；基于步骤2中的超视距拦射火控瞄准模型建立俯仰方向的攻击引导模型为其中f和b分别为未知函数和未知正常数；在理想火控瞄准状态中误差指令为δym＝0且于是定义误差矢量其中e＝-δy，选择k＝[k2,k1]^t，令多项式s²+k1s+k2的所有根均在复平面的左半平面上，为使得t→∞时，有e(t)→0，取控制律为其中

4.2)设计自适应模糊控制器为其中为模糊系统，θ为自适应可调参数集合，为便于表示，令δ1＝δy和首先为输入变量δi定义mi个模糊集合(i＝1,2；li＝1,2,...,mi)，用m1m2条形如“如果δ1是且δ2是则是的模糊规则构造模糊系统由乘积推理机、单值模糊器和中心平均解模糊器来设计模糊控制器，即式中为相应的隶属度函数，选择为可调节自由参数，放在集合中，则模糊控制器为式中ξ(δ)为m1m2维向量，其第l1l2个元素为

4.3)结合步骤4.1)和4.2)中的攻击引导模型，控制律和自适应模糊控制器，整理可得式中定义最优参数为定义最小逼近误差为于是可得误差方程式基于此，定义lyapunov函数为式中自适应参数γ为正的常数，p为一个正定矩阵且满足lyapunov方程λ^tp+pλ＝-q，q为任意的2×2正定矩阵；v的导数为式中pn为p的最后一列，取自适应律此时，通过设计足够多规则的模糊系统可使ω充分小，并满足从而使得

4.4)与步骤4.1)至4.3)过程类似的可以得到战斗机自主攻击引导模型在水平方向的自适应模糊控制器及其相应的自适应律。

所述算法的相关参数设置为：δy0＝0°，δz0＝0°，δmax＝π/180，g＝4，dmin＝18km；水平和俯仰方向的自适应模糊控制器参数设置相同，即k1＝k2＝1，γ＝10，θ初始化为36×1的全0矩阵，δy，δz，和的模糊隶属度函数均设置为以下6种：μn3(x)＝exp(-((x+10)/3)²)，μn2(x)＝exp(-((x+6)/3)²)，μn1(x)＝exp(-((x+2)/3)²)，μp1(x)＝exp(-((x-2)/3)²)，μp2(x)＝exp(-((x-6)/3)²)，μp3(x)＝exp(-((x-10)/3)²)。

本发明的效果可以通过以下仿真结果进一步说明：

首先设置战斗机自主攻击引导的初始态势如表1所示。

表1战斗机自主攻击引导的初始态势

此外，设置仿真步长为h＝0.05s，nmax＝9，r＝20km，vm＝600m/s；目标机动方式设置为大过载滚筒机动，即令nxt＝sinθt，nyt＝5cos(0.25t)+cosθt，nzt＝5sin(0.25t)，其中t为仿真时间。为进一步验证本发明的有效性，将传统的pid控制策略和直接自适应模糊控制策略分别应用于本发明中的战斗机攻击引导模型求解，并将其求解效果与本发明方法进行对比。其中经典离散pid控制策略中，经过经验调参，设置nyf_pid和nzf_pid的控制参数均为kp＝20，ki＝5，kd＝1；直接自适应模糊控制策略中的相关参数设置与本发明方法相同。

基于本发明的方法步骤以及上述初始态势和参数设置，通过数字仿真得到结果如图2至4所示。图2为针对目标做大过载滚筒机动的战斗机攻击引导轨迹图，从图中可以看出目标同时在水平和铅垂面做周期性变过载机动形成了三维滚筒轨迹，这显著提高了战斗机拦射攻击火控瞄准的难度。基于本发明的超视距拦射火控瞄准模型，为构成瞄准态势，pid控制策略、自适应模糊控制策略和本发明方法均能生成随动于目标机动的正确攻击引导轨迹，三种方法所生成的引导轨迹也近似为滚筒轨迹，但存在一定的轨迹差异度。图3为战斗机攻击引导过程中水平和俯仰方向的火控瞄准偏差角，从图中可以明显看出，本发明方法所形成的火控瞄准偏差角可以快速收敛至0附近，并且偏差角的震荡幅度很小，相对于其他两种方法精度最高、稳定性最好，整体性能自适应模糊控制策略次之，pid控制策略效果最差。图4为战斗机攻击引导过程中的实际控制过载，从图中可以看出，为随动于目标滚筒机动并构成瞄准态势，三种方法在水平和铅垂面均生成了周期性变化的控制过载。此外，三种方法的控制过载差异度较小，也就是说在近似的控制过载条件下，本发明方法可以形成精度最高、稳定性最好的攻击引导轨迹。

为进一步验证并说明本发明方法的有效性，引入平均瞄准偏差角、高精度瞄准时间、平均控制过载和单步长平均耗时等指标对上述三种方法的效果进行定量对比分析。其中平均瞄准偏差角为攻击引导全程的积分对引导时间的比值；高精度瞄准时间为攻击引导全程满足条件的总时长；平均控制过载为攻击引导全程的积分对引导时间的比值；单步长平均耗时为在采用intelcorei72.5ghz、4g内存的计算机平台上单个仿真步长内计算战斗机控制过载所需要的平均时间。基于此，得到三种方法的相应评价指标数据如表2所示。

表2三种方法的评价指标数据

由表2数据可以看出，本发明方法在战斗机攻击引导全程中所产生的平均瞄准偏差角小于所设定的δmax＝π/180的高精度指标要求，并且在引导过程中共产生了103.95s的高精度瞄准时间窗口，所以在攻击引导的高精度及稳定瞄准方面，本发明方法要远好于其他两种方法。此外，本发明方法的平均控制过载也略小于其他两种方法。在平均单步长耗时方面，本发明方法由于算法复杂度的限制，计算耗时要高于其他两种方法，但是其单步长约0.46毫秒的计算效率仍能完全满足机载计算机对火控计算时效性的要求。所以本发明所提供的自主攻击引导方法相对而言具有自适应性、高时效性以及高精度的特点。