具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例1

本发明提出一种前向探测波束宽度快速计算方法，用以计算制导一体化引信前向探测宽波束赋形过程中的波束宽度，解决大交会角攻击态势引信对超高速目标的探测跟踪问题，进而提高导弹的杀伤概率。

根据本发明提供的一种基于前向探测波束宽度指标进行引信宽波束赋形方法，如图1所示，包括：

步骤S1：在预设交会条件下，通过遭遇段弹目相对位置以及角度几何分析，建立前向探测波束边界数学模型；

步骤S2：分析前向探测波束边界变化趋势，得到前向探测波束边界最大值对应的交会条件；

步骤S3：将前向探测波束边界最大值对应的交会条件输入前向探测波束边界数学模型，计算得到前向探测波束宽度取值；

步骤S4：根据计算得到的前向探测波束宽度取值，设定制导一体化引信前向探测波束宽度指标，完成引信宽波束赋形，确保在预设交会条件下目标头部始终处于引信前向探测波束范围内。

具体地，所述步骤S1中前向探测波束边界数学模型包括：

θ₀＝max(2θ₁₀,2θ₂₀) (1)

其中，θ₁₀＝θ₁'+γ_m+Δθ (2)

θ₂₀＝θ₂'+γ_m+Δθ (3)

θ₁'＝η-β₀-α₁ (4)

θ₂'＝η+β₀-α₂ (5)

其中，表示导弹速度矢量，模值为 表示目标速度矢量，模值为 表示相对速度矢量，模值为χ表示弹目交会角；ρ表示脱靶量；t₀表示数据处理时间；r表示前向探测距离；r₀表示经时间t₀后前向探测距离；L₀表示目标最大尺寸；γ_m表示导弹攻角；Δθ表示角度指向误差；η表示导弹速度矢量与相对速度矢量夹角；β₀表示目标几何中心所在方位与相对速度夹角；α₁表示脱靶方位1目标头部所在方位与相对速度夹角和β₀角度差；α₂表示脱靶方位2目标头部所在方位与相对速度夹角和β₀角度差；θ₁'表示脱靶方位1目标头部和导弹的连线与弹轴夹角；θ₂'表示脱靶方位2目标头部和导弹的连线与弹轴夹角；θ₁₀表示脱靶方位1前向探测单侧波束边界；θ₂₀表示脱靶方位2前向探测单侧波束边界；θ₀表示前向探测波束边界。

具体地，所述步骤S2包括：分析前向探测波束边界随包括导弹速度、目标速度、交会角、探测距离、脱靶量、导弹攻角、角度指向误差、目标几何尺寸以及数据处理时间变化趋势，得到前向探测波束边界最大值对应的交会条件。

具体地，所述步骤S3包括：将前向探测波束边界最大值对应的交会条件参数，包括导弹速度、目标速度、交会角、探测距离、脱靶量、导弹攻角、角度指向误差、目标几何尺寸以及数据处理时间输入前向探测波束边界数学模型，计算得到前向探测波束边界最大值，作为前向探测波束宽度取值，设定制导一体化引信前向探测波束宽度指标，开展制导一体化引信前向宽波束赋形设计。

具体地，所述开展制导一体化引信前向宽波束赋形设计包括：根据制导一体化引信前向探测波束宽度指标，分析和优化相控阵天线阵列排布，并通过包括波控机和增益控制电路对相控阵每个天线阵元进行相位和幅度控制，经过预设的幅相加权，实现制导一体化引信前向宽波束赋形设计。

根据本发明提供的一种基于前向探测波束宽度指标进行引信宽波束赋形系统，包括：

模块M1：在预设交会条件下，通过遭遇段弹目相对位置以及角度几何分析，建立前向探测波束边界数学模型；

模块M2：分析前向探测波束边界变化趋势，得到前向探测波束边界最大值对应的交会条件；

模块M3：将前向探测波束边界最大值对应的交会条件输入前向探测波束边界数学模型，计算得到前向探测波束宽度取值；

模块M4：根据计算得到的前向探测波束宽度取值，设定制导一体化引信前向探测波束宽度指标，完成引信宽波束赋形，确保在预设交会条件下目标头部始终处于引信前向探测波束范围内。

具体地，所述模块M1中前向探测波束边界数学模型包括：

θ₀＝max(2θ₁₀,2θ₂₀) (1)

其中，θ₁₀＝θ₁'+γ_m+Δθ (2)

θ₂₀＝θ₂'+γ_m+Δθ (3)

θ₁'＝η-β₀-α₁ (4)

θ₂'＝η+β₀-α₂ (5)

其中，表示导弹速度矢量，模值为 表示目标速度矢量，模值为 表示相对速度矢量，模值为χ表示弹目交会角；ρ表示脱靶量；t₀表示数据处理时间；r表示前向探测距离；r₀表示经时间t₀后前向探测距离；L₀表示目标最大尺寸；γ_m表示导弹攻角；Δθ表示角度指向误差；η表示导弹速度矢量与相对速度矢量夹角；β₀表示目标几何中心所在方位与相对速度夹角；α₁表示脱靶方位1目标头部所在方位与相对速度夹角和β₀角度差；α₂表示脱靶方位2目标头部所在方位与相对速度夹角和β₀角度差；θ₁'表示脱靶方位1目标头部和导弹的连线与弹轴夹角；θ₂'表示脱靶方位2目标头部和导弹的连线与弹轴夹角；θ₁₀表示脱靶方位1前向探测单侧波束边界；θ₂₀表示脱靶方位2前向探测单侧波束边界；θ₀表示前向探测波束边界。

具体地，所述模块M2包括：分析前向探测波束边界随包括导弹速度、目标速度、交会角、探测距离、脱靶量、导弹攻角、角度指向误差、目标几何尺寸以及数据处理时间变化趋势，得到前向探测波束边界最大值对应的交会条件。

具体地，所述模块M3包括：将前向探测波束边界最大值对应的交会条件参数，包括导弹速度、目标速度、交会角、探测距离、脱靶量、导弹攻角、角度指向误差、目标几何尺寸以及数据处理时间输入前向探测波束边界数学模型，计算得到前向探测波束边界最大值，作为前向探测波束宽度取值，设定制导一体化引信前向探测波束宽度指标，开展制导一体化引信前向宽波束赋形设计。

具体地，所述开展制导一体化引信前向宽波束赋形设计包括：根据制导一体化引信前向探测波束宽度指标，分析和优化相控阵天线阵列排布，并通过包括波控机和增益控制电路对相控阵每个天线阵元进行相位和幅度控制，经过预设的幅相加权，实现制导一体化引信前向宽波束赋形设计。

通过本发明计算得到的前向探测波束宽度取值，可用于设定制导一体化引信前向探测波束宽度指标，指导引信设计。当制导一体化引信前向探测波束宽度小于该指标时，可能出现目标始终处于引信探测区外，引信接收不到目标回波、无法启动的现象；制导一体化引信前向探测波束宽度大于该指标时，在引信功率不变的情况下，可能出现作用距离降低、在弹目距离较近时才探测到目标回波的现象，可能存在引战系统反应不及、引战配合困难、无法对目标造成有效毁伤的现象。综上，根据本发明计算得到的前向探测波束宽度设定制导一体化引信前向探测波束宽度指标，指导引信设计，可提高引信在给定交会条件下的探测启动概率，最终实现提高导弹杀伤概率的效果。

实施例2

实施例2是实施例1的优选例

本发明提出的前向探测波束宽度快速计算方法，包括以下步骤：

(1)在给定交会条件下，通过遭遇段弹目相对位置以及角度几何关系分析推得前向探测波束边界数学模型公式；

(2)分析前向探测波束边界随导弹速度、目标速度、交会角、探测距离、脱靶量、导弹攻角、角度指向误差、目标几何尺寸、数据处理时间等变化趋势，找出其最大值；

(3)将计算得到的前向探测波束边界最大值，作为前向探测波束宽度取值，开展制导一体化引信前向宽波束赋形设计。

所述前向探测波束边界数学模型是将导弹速度矢量模值目标速度矢量模值交会角χ、探测距离r、脱靶量ρ、导弹攻角γ_m、角度指向误差Δθ、目标几何尺寸L₀、数据处理时间t₀作为输入量，通过遭遇段弹目相对位置、角度几何关系分析，得到前向探测波束边界θ₀计算公式的过程。

建立前向探测波束边界数学模型后，分析前向探测波束边界随输入量的变化趋势、找出最大值，将计算得到的最大值作为前向探测波束宽度取值；据此设计制导一体化引信前向探测波束宽度，并完成引信宽波束赋形，可确保在给定交会条件下目标头部始终处于引信前向探测波束范围内；结合引信目标检测识别算法，可提高制导一体化引信在给定交会条件下的探测启动概率，最终实现提高导弹杀伤概率的效果。

本发明计算得到的前向探测波束边界最大值用于设定制导一体化引信前向探测波束宽度指标，可指导引信设计；据此设计制导一体化引信前向探测波束宽度，并完成引信宽波束赋形，可确保在给定交会条件下目标头部始终处于引信前向探测波束范围内；结合引信目标检测识别算法，可提高制导一体化引信在给定交会条件下的探测启动概率，最终实现提高导弹杀伤概率的效果。

实施例3

实施例3是实施例1和/或实施例2的优选例

本发明提供的一种基于前向探测波束宽度指标进行引信宽波束赋形方法，包括：

步骤1：确定弹目遭遇时，导弹速度矢量模值目标速度矢量模值交会角χ、探测距离r、脱靶量ρ、导弹攻角γ_m、角度指向误差Δθ、目标几何尺寸L₀、数据处理时间t₀取值，如导弹速度1000m/s～2000m/s、目标速度1000m/s～3000m/s、交会角0°～20°、探测距离200m～300m、脱靶量0m～8m、导弹攻角0°～5°、角度指向误差最大2°、目标几何尺寸8m～25m、数据处理时间最大2ms。

步骤2：推导得到前向探测波束边界数学模型公式：

θ₀＝max(2θ₁₀,2θ₂₀)

式中：

θ₁₀＝θ₁'+γ_m+Δθ

θ₂₀＝θ₂'+γ_m+Δθ

θ₁'＝η-β₀-α₁

θ₂'＝η+β₀-α₂

符号含义：

导弹速度矢量，模值为m/s；

目标速度矢量，模值为m/s；

相对速度矢量，模值为m/s；

χ：弹目交会角，°；

ρ：脱靶量，m；

t₀：数据处理时间，s；

r：前向探测距离，m；

r₀：经时间t₀后前向探测距离，m；

L₀：目标最大尺寸，m；

γ_m：导弹攻角，°；

Δθ：角度指向误差，°；

η：导弹速度矢量与相对速度矢量夹角，°；

β₀：目标几何中心所在方位与相对速度夹角，°；

α₁：脱靶方位1目标头部所在方位与相对速度夹角和β₀角度差，°；

α₂：脱靶方位2目标头部所在方位与相对速度夹角和β₀角度差，°；

θ₁'：脱靶方位1目标头部和导弹的连线与弹轴夹角，°；

θ₂'：脱靶方位2目标头部和导弹的连线与弹轴夹角，°；

θ₁₀：脱靶方位1前向探测单侧波束边界；

θ₂₀：脱靶方位2前向探测单侧波束边界；

θ₀：前向探测波束边界。

步骤3：分析前向探测波束边界变化趋势，找出前向探测波束边界最大值；步骤1条件下，前向探测波束边界最大值出现在目标速度3000m/s、导弹速度1000m/s、交会角20°、探测距离200m、脱靶量8m、导弹攻角5°、目标几何尺寸8m、角度指向误差2°、数据处理时间2ms条件，计算得到的前向探测波束边界最大值为48.7°。

步骤4：将计算得到的前向探测波束边界最大值48.7°，作为前向探测波束宽度取值，开展制导一体化引信前向宽波束赋形设计。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。