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DisL和近边界矩阵DisN：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disFar和近边界值disNear；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Pm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；Se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；pH表示导弹所处高度的大气静压强；tf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tf变化；

因此，构建弹体重量变化模型，具体为：

其中，mweight表示导弹实时重量；m0表示导弹空重；mFuel0表示导弹发动机携带的燃料的初始重量；rFuel1和rFuel2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rFuel1和rFuel2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Gm、空气阻力Qm、发动机推力Pm的影响；

导弹重力Gm的计算模型为：

Gm＝mweightg                            (7)2

其中，g表示重力加速度，取值9.8m/s；

导弹遭受的空气阻力Qm的计算模型为：

其中，Cxo为导弹阻力系数，与导弹飞行马赫数Ma有关；Sm为导弹最大截面积，ρH为导弹所处高度H的大气密度；Vm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nmy和nmz，以及导弹的飞行俯仰角θm和飞行方位角φm，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，θL、φL分别表示目标线的倾角和偏角，(xm,ym,zm)为当前时刻导弹的位置坐标，(xt,yt,zt)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nmy和nmz，再结合公式(9)，构建导弹飞行姿态调整模型为：其中，θm_t、φm_t为当前时刻导弹的飞行俯仰角和飞行方位角；θm_t+Δt、φm_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FlagD、角度截获状态FlagA、跟踪角速度约束情况Flagω和导弹工作时间约束情况FlagT，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，Dmax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αentry大小相关，最大可探测距离随目标进入角αentry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，Ci表示常数，i＝1,2,…,n； 表示目标进入角αentry的n次方；

导引头的角度截获条件表示为：

其中，AngleIR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，ωmax表示导弹导引头对目标的最大跟踪角速度；ωR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，Tmax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Flagcapture表示为：Flagcapture＝FlagD∧FlagA∧Flagω∧FlagT       (18)其中，符号∧为逻辑与运算符，仅当FlagD、FlagA、Flagω和FlagT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ConsD、相对速度条件ConsV和保险解除时间条件ConsT，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，Reffective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ConsV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；Vfuse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ConsT表示为：

其中，TIns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ConsHit表示为：ConsHit＝ConsD∧ConsV∧ConsT    (22)即，仅当ConsD、ConsV和ConsT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Vt、飞行俯仰角为θt和飞行方位角为φt，其匀速飞行机动模型为：其中，Vt+Δt、θt+Δt、φt+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noverload，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，at为目标最大加速度；Vt_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aimAnglezw为：目标在置尾机动过程中的飞行角速度ωzw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noverload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ωL为：

目标在右转机动过程中，转弯角速度ωR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noverload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noverload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[ai,bi]进行更新，具体更新方式为：其中，边界搜索点gp＝ai+0.618(bi‑ai)；

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|bi‑ai|≤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。