基于无人机的导弹攻击航路规划方法

摘要

本发明涉及一种基于无人机的导弹攻击航路规划方法，包括以下步骤：根据无人机的飞行参数计算得到风速和风向，根据本地时间确定太阳光照的方位角；根据风速和风向分别计算左侧和右侧导弹攻击的无人机的航迹角，选取无人机的航迹角和太阳光照的方位角的差值绝对值较小的一侧作为适合导弹攻击的一侧；根据导弹的发射要求及导弹弹道确定导弹的发射离轴角和发射轴向距离，得到无人机的侧偏；根据适合导弹攻击的一侧的无人机的航迹角、无人机的侧偏和已知的目标点坐标，得到侧偏垂点的坐标，进而得到导弹的攻击航路，无人机按照该攻击航路飞行攻击。本发明满足了导弹全天候攻击的使用需求，最大程度地提高了攻击的自动化程度、快速性和实时性。

说明书

技术领域

本发明涉及一种导弹攻击航路规划方法。更具体地说，本发明涉及一种基于无人机的 导弹攻击航路规划方法。

背景技术

现阶段国内外无人机的机载武器，大部分为近程激光制导武器。激光制导武器包括激 光制导导弹和激光制导炸弹。激光指示方式有地面照射方式和同机照射方式两种，同机照 射方式为主要应用方式，其方式使用灵活，能完全避免地面照射方式由于人员前突造成的 伤亡。

无人机机载导弹发射时，导弹发动机药柱燃烧会产生大量的尾烟。尾烟外形呈柱状， 并随时间扩大。机载光电载荷的安装位置与导弹的安装位置，其侧向距离较小，但略大于 尾烟半径。导弹发射时，若光电载荷面向尾烟，将会导致尾烟充斥光电载荷的视场，造成 光电载荷跟踪锁定目标困难，激光能量锐减，严重时会造成光电载荷丢失目标最终导致攻 击失败。另外，光电载荷在昼间攻击使用时，还应考虑太阳光照对其成像特征及操作人员 的影响。

现阶段国内外无人机机载导弹发射时，只考虑导弹的发射条件和太阳光照角度条件是 否满足，并不考虑导弹发动机尾烟的不利影响，而导弹发动机尾烟是影响导弹命中的主要 原因之一。因此导弹发动机尾烟规避是解决低速无人机导弹攻击航路规划的重点。

在综合考虑发动机尾烟及太阳光线影响的情况下，结合无人机实际需求，要设计一种 行之有效的攻击航路规划方法，使之满足无人机机载近程激光制导导弹的发射离轴角要 求，有效地规避导弹发动机尾烟对机载光电载荷的不利影响，能够满足机载光电载荷对太 阳光照的要求。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题，并提供至少后面将说明的优点。

本发明还有一个目的是提供一种适用于低速无人机与近程激光制导导弹相结合的攻 击航路规划方法，实现低速无人机机载近程激光制导导弹的全天候攻击的战术意图，满足 全天候攻击的使用需求，最大程度的提高攻击的自动化程度、快速性和实时性，使低速无 人机的使用完成闭环。

为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种基于无人机的导弹攻击航路规划 方法，无人机左侧和右侧均悬挂有导弹，并且导弹状态正常，包括以下步骤：

步骤一、根据无人机的飞行参数计算得到该无人机飞行空域内的风速和风向，以及根 据本地时间确定太阳光照的方位角；

步骤二、根据步骤一得到的风速和风向分别计算左侧和右侧导弹攻击的无人机的航迹 角，具体为：当风速小于等于预设的正侧向风速的上限值时，则使风向垂直于所述无人机 的地速方向，进而确定所述无人机的航迹角；当风速大于预设的正侧向风速的上限值时， 则将风速进行分解，使其中一个分量等于预设的正侧向风速的上限值，且该分量的风向垂 直于所述无人机的地速方向，进而确定所述无人机的航迹角；选取所述无人机的航迹角和 所述太阳光照的方位角的差值绝对值较小的一侧作为适合导弹攻击的一侧；

步骤三、根据导弹的发射要求及导弹弹道确定导弹的发射离轴角和发射轴向距离，得 到所述无人机的侧偏；

步骤四、根据步骤二得到的适合导弹攻击的一侧的所述无人机的航迹角、步骤三得到 的所述无人机的侧偏和已知的目标点坐标，计算得到侧偏垂点的坐标，进而得到导弹的攻 击航路，所述无人机按照该攻击航路飞行进行攻击。

利用无人机的飞行参数计算得到无人机飞行空域内的风速和风向，从而确定无人机的 航迹角，再结合太阳光照的方位角确定适合导弹攻击的一侧，进而规划出导弹的攻击航路， 满足了导弹发射离轴角、光电载荷对太阳光照入射角和规避导弹发动机尾烟的要求。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤二中所述无人机 的航迹角与风向的夹角的绝对值大于等于90°。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤三中，当风速小 于等于预设的正侧向风速的上限值时，所述无人机的侧偏的计算方法为：

L_c＝XD*tan(Δα+α)；

当风速大于预设的正侧向风速的上限值时，所述无人机的侧偏的计算方法为：

L_c＝XD*tan(Δα_max+α)，

其中，Lc为所述无人机的侧偏，XD为所述导弹的发射轴向距离，Δα为偏流角，α为 所述导弹的发射离轴角，Δα_max为预设的正侧向风速的上限值引起的最大偏流角。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述偏流角的计算方法为：

Δα＝k*V_C，

其中，Δα为偏流角，k为偏流角比例因子，V_C为所述无人机的正侧向风速。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤一中根据无人机 的飞行参数计算所述无人机飞行空域内的大气密度和绝对空速的公式如下：

ρ＝1.225*((1-2.25577*0.00001*H)^4.25588)；

$V_A=\sqrt{1.225*V_{A^{\prime }}^2/\rho },$

其中，ρ为所述无人机飞行空域内的大气密度，H为所述无人机的飞行高度，V_A为所 述无人机的绝对空速，V_A＇为所述无人机的指示空速。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，根据所述无人机的绝对空 速得到所述无人机的绝对空速东向分量和绝对空速北向分量，根据所述无人机的地速得到 所述无人机的地速东向分量和地速北向分量，进而得到该无人机飞行空域内的风速和风 向，计算公式为：

V_WE＝V_GE–V_AE；

V_WN＝V_GN–V_AN；

$V_W=\sqrt{|V_{WE}{|}^2+|V_{WN}{|}^2};$

$\delta =\left(\begin{array}{c}\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}>0,V_{WN}>0;\\ 180-\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}>0,V_{WN}<0;\\ 180+\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}<0,V_{WN}<0;\\ 360-\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}<0,V_{WN}>0;\end{array}\right)$

其中，V_WE为所述无人机飞行空域内的风速东向分量，V_GE为所述无人机的地速东向 分量，V_AE为所述无人机的绝对空速东向分量，V_WN为所述无人机飞行空域内的风速北向 分量，V_GN为所述无人机的地速北向分量，V_AN为所述无人机的绝对空速北向分量，V_W为 所述无人机飞行空域内的风速，δ为所述无人机飞行空域内的风向。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤四中还包括：根 据所述无人机的飞行原则确定其他的航线点坐标，由计算得到的侧偏垂点的坐标和其他的 航线点坐标得到适用于导弹的攻击航路。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤四中，所述无人 机的攻击方式为：悬挂于所述无人机右侧机翼的导弹越过机体轴线，攻击位于机体轴线左 侧的目标；悬挂于所述无人机左侧机翼的导弹越过机体轴线，攻击位于机体轴线右侧的目 标。

优选的是，所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述无人机的飞行参数包 括飞行高度、航向角、航迹角、飞行地速和指示空速。

本发明至少包括以下有益效果：

(1)本发明根据计算得出的风速和风向，对规划的攻击航路进行自动飞行侧偏控制， 既有效地降低飞行操控手的手动飞行侧偏控制难度，又有效地满足导弹在既定攻击点的发 射离轴角。

(2)本发明根据计算得出的太阳光照的方位角，使机载光电载荷最大程度地避免逆 光所引起的目标锁定及跟踪困难，为近程激光制导导弹的全程锁定提供了前提条件。

(3)本发明根据计算得出的太阳光照的方位角、风速及风向，使规划的导弹攻击航 路能够规避发动机尾烟出现在光电载荷视场之内的情况，既有效地降低了发射操作手的操 作压力，又能够保证光电载荷的跟踪稳定性和激光指示器的能量连续性，充分提高了系统 的可靠性和稳定性。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明 的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明

图1为本发明的基于无人机的导弹攻击航路规划方法的流程示意图；

图2为本发明的各个速度矢量分解图；

图3为本发明的效果图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能 够据以实施。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多 个其它元件或其组合的存在或添加。

无人机机载近程激光制导导弹发射时，导弹发动机产生的尾烟对机载光电载荷的目标 跟踪和锁定产生不利影响。另外，昼间逆光飞行时，机载光电载荷对跟踪弱特性目标或低 对比度目标时，难度较大。因此尽量规避导弹发动机尾烟和逆光飞行，是解决无人机机载 近程激光制导导弹发射的重要问题。本发明提供的方法利用攻击航路规划规避导弹发动机 尾烟和逆光飞行，其有益效果是通过计算高空风速和风向，选择适合攻击的导弹进行攻击， 既能满足发射离轴角要求，又能最大限度地规避发动机尾烟和逆光飞行所造成的机载光电 载荷跟踪风险，提高无人机系统作战的时效性和可靠度。

针对无人机机载光电载荷规避导弹发动机尾烟的策略设计方面，还有一项较为重要的 设计为“越轴攻击”，即悬挂于右侧机翼的导弹越过机体轴线，攻击位于机轴轴线左侧的 目标。导弹离轨时，发动机尾烟径直向后喷射，光电载荷的视场轴偏向于机轴左侧，此时 视场轴背向尾烟。同理，悬挂于左侧机翼的导弹越过机体轴线，攻击位于机轴轴线右侧的 目标。

根据图3所示，以导弹发射点地面投影点为端点，以无人机地速方向延伸为一条射线 并做地面投影，从目标点至该射线地面投影的距离称为侧偏，如图中L_C所示。侧偏有符 号之分，其中正侧偏为目标位于无人机地速方向左侧，适用于右侧导弹的“越轴攻击”工 况，如图3所示；负侧偏为目标位于无人机地速方向右侧，适用于左侧导弹的“越轴攻击” 工况。从发射点地面投影点至侧偏垂点之间的距离称为发射轴向距离XD。

由于风场的影响，机体轴线将会偏向于风场的来流方向，从而产生偏流角Δα。偏流 角即为无人机定高定速飞行时，无人机航向角与航迹角之间的夹角，无人机航向位于无人 机地速方向左侧时为正值，相反则为负值。偏流角的产生只与无人机气动特性和作用于无 人机的正侧向风速V_C有关，并存在一定的线性区间，使偏流角的大小与正侧向风速V_C成 正比关系，如下式所示：

Δα＝k*V_C，k为偏流角比例因子，

线性区间的正侧向风速存在上限(如10m/s)，当正侧向风速大于上限时，应改变无人 机地速方向与高空风矢量的夹角，使作用于无人机的正侧向风速减小至上限。上式中，系 数k与无人机气动特性及巡航空速有关，一般为一个经验系数；V_C为高空风矢量V_W垂直 于无人机地速方向的分量的标量。

导弹攻击航路规划的技术原理为：当计算已知高空风向、风速的前提下，遵循“越轴 攻击”的原则，根据发射时刻的太阳光照的方位角确定攻击导弹的悬挂位置，使机载光电 载荷避免逆光操作，并在既定的发射点进行导弹攻击，通过控制侧偏，使导弹的发射离轴 角满足发射条件，又能使光电载荷对发动机尾烟进行规避。

如图1所示，本发明提供一种基于无人机的导弹攻击航路规划方法，适用于所有的无 人机机载近程激光制导导弹的发射操作，无人机左侧和右侧均悬挂有导弹，并且导弹状态 正常。无人机机载悬挂物管理系统将提供当前机载武器的悬挂情况，如武器类型、在轨情 况、工作状态等，只有在无人机悬挂近程激光制导导弹并且导弹状态正常的情况下，才进 行攻击航路的规划，否则若无人机未悬挂近程激光制导导弹、导弹已全部发射或导弹状态 异常，则退出导弹攻击流程，具体包括以下步骤：

步骤一、无人机在某预定高度飞行时，根据无人机的飞行参数，包括飞行高度H、航 向角ψ、航迹角、飞行地速|V_G|和指示空速|V_A＇|，计算得到该无人机飞行空域内的风速 和风向，以及根据本地时间确定太阳光照的方位角S_W。

步骤二、根据步骤一得到的风速和风向分别计算左侧和右侧导弹攻击的无人机的航迹 角，具体为：当风速|V_W|小于等于预设的正侧向风速V_C的上限值时，则使风向δ垂直于所 述无人机的地速方向，进而确定所述无人机的航迹角；当风速|V_W|大于预设的正侧向风 速V_C的上限值时，则将风速进行分解，使其中一个分量等于预设的正侧向风速V_C的上限 值，且该分量的风向垂直于所述无人机的地速方向，进而确定所述无人机的航迹角；选 取所述无人机的航迹角和所述太阳光照的方位角的差值绝对值较小的一侧作为适合导弹 攻击的一侧。

步骤三、根据导弹的发射要求及导弹弹道确定导弹的发射离轴角α和发射轴向距离 XD，得到所述无人机的侧偏L_C。

步骤四、根据步骤二得到的适合导弹攻击的一侧的所述无人机的航迹角、步骤三得 到的所述无人机的侧偏L_C和已知的目标点坐标，计算得到侧偏垂点的坐标，根据所述无 人机的飞行原则确定其他的航线点坐标，进而得到导弹的攻击航路，若适合攻击一侧的导 弹已发射或未挂载，则提示光照条件不满足并生成另一侧满足导弹攻击的航路，所述无人 机按照该攻击航路飞行进行攻击，攻击结束后，退出导弹攻击流程；若放弃攻击，则直接 退出导弹攻击流程。

所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤二中所述无人机的航迹角与 风向的夹角的绝对值大于等于90°。

所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤三中，当风速小于等于预设 的正侧向风速的上限值时，所述无人机的侧偏的计算方法为：

L_c＝XD*tan(Δα+α)；

当风速大于预设的正侧向风速的上限值时，所述无人机的侧偏的计算方法为：

L_c＝XD*tan(Δα_max+α)，

其中，Lc为所述无人机的侧偏，XD为所述导弹的发射轴向距离，Δα为偏流角，α为 所述导弹的发射离轴角，Δα_max为预设的正侧向风速的上限值引起的最大偏流角。

所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述偏流角的计算方法为：

Δα＝k*V_C，

其中，Δα为偏流角，k为偏流角比例因子，V_C为所述无人机的正侧向风速。

所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤一中根据无人机的飞行参数 计算所述无人机飞行空域内的大气密度和绝对空速的公式如下：

ρ＝1.225*((1-2.25577*0.00001*H)^4.25588)；

$V_A=\sqrt{1.225*V_{A^{\prime }}^2/\rho },$

其中，ρ为所述无人机飞行空域内的大气密度，H为所述无人机的飞行高度，V_A为所 述无人机的绝对空速，V_A＇为所述无人机的指示空速。

所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，如图2所示，根据所述无人机的绝对 空速得到所述无人机的绝对空速东向分量和绝对空速北向分量，根据所述无人机的地速得 到所述无人机的地速东向分量和地速北向分量，进而得到该无人机飞行空域内的风速和风 向，计算公式为：

V_WE＝V_GE–V_AE；

V_WN＝V_GN–V_AN；

$V_W=\sqrt{|V_{WE}{|}^2+|V_{WN}{|}^2};$

$\delta =\left(\begin{array}{c}\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}>0,V_{WN}>0;\\ 180-\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}>0,V_{WN}<0;\\ 180+\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}<0,V_{WN}<0;\\ 360-\arctan \left(\right|V_{WE}|/|V_{WN}\left|\right),V_{WE}<0,V_{WN}>0;\end{array}\right)$

其中，V_WE为所述无人机飞行空域内的风速东向分量，V_GE为所述无人机的地速东向 分量，V_AE为所述无人机的绝对空速东向分量，V_WN为所述无人机飞行空域内的风速北向 分量，V_GN为所述无人机的地速北向分量，V_AN为所述无人机的绝对空速北向分量，V_G为 所述无人机的地速矢量，V_A为所述无人机的绝对空速矢量，V_W为所述无人机飞行空域内 的风速，δ为所述无人机飞行空域内的风向。

所述的基于无人机的导弹攻击航路规划方法中，所述步骤四中，所述无人机的攻击方 式为：悬挂于所述无人机右侧机翼的导弹越过机体轴线，攻击位于机体轴线左侧的目标； 悬挂于所述无人机左侧机翼的导弹越过机体轴线，攻击位于机体轴线右侧的目标。

图3是本发明的效果图，图中以使用右侧导弹攻击为例，图中L_C表示无人机侧偏， XD表示发射轴向距离，符号表示无人机航迹角，符号ψ表示无人机航向角，符号α表 示导弹发射离轴角。根据右手坐标系，目标位于机轴左侧为正发射离轴角，相反地，为负 发射离轴角。英文FP表示导弹发射点，英文Wind表示高空风场，英文Target表示目标 所在位置。

本发明的导弹导引头为激光半主动导引头，依靠无人机机载光电载荷进行激光照射， 接收目标漫反射的激光并进行搜索、截获和跟踪地面固定/移动目标。同时，机载光电载 荷需要对目标进行稳定跟踪，以保证激光照射的有效性。但导弹发动机的尾烟和太阳光照 的入射角度均会对光电载荷的跟踪和操作人员的判断造成不利影响。本发明的方法根据本 地时间计算太阳光照的方位角，根据机载任务悬挂物管理系统回报的武器挂点信息，自动 提示操作人员对相应武器挂点的导弹进行操作，并规划最有利的导弹攻击航路，以满足导 弹发射离轴角、光电载荷对太阳光照方位角和规避导弹发动机尾烟的要求。

实施例1

步骤一、无人机在某预定高度飞行时，根据无人机的飞行参数，包括飞行高度H、航 向角ψ、航迹角、飞行地速|V_G|和指示空速|V_A＇|，计算得到该无人机飞行空域内的风速 为4m/s和风向为130°，风向为风的去流方向的角度，以正北方向为0°，范围为0° ～360°，顺时针旋转；以及根据本地时间确定太阳光照的方位角S_W为60°，太阳光照的 方位角为太阳光线入射方向的角度，以正北方向为0°，范围为0°～360°，顺时针旋转。

步骤二、根据步骤一得到的风速和风向分别计算左侧和右侧导弹攻击的无人机的航迹 角，具体为：当风速|V_W|为4m/s，小于预设的正侧向风速V_C的上限值10m/s时，则使风 向δ垂直于所述无人机的地速方向，进而确定所述无人机的航迹角，右侧导弹攻击航路 的航迹角为40°，左侧导弹攻击航路的航迹角为220°，航迹角以正北方向为0°，范围 为0°～360°，顺时针旋转；选取所述无人机的航迹角和所述太阳光照的方位角的差值绝 对值较小的一侧作为适合导弹攻击的一侧。右侧导弹攻击航路航迹角与太阳光照的方位角 的夹角绝对值为20°，左侧导弹攻击航路航迹角与太阳光照的方位角的夹角绝对值为 160°，因此选取右侧导弹作为适合导弹攻击的一侧。

步骤三、根据导弹的发射要求及导弹弹道确定导弹的发射离轴角α为8°和发射轴向 距离XD为6000m，得到所述无人机的侧偏L_C为1250m。

步骤四、根据步骤二得到的适合导弹攻击的一侧的所述无人机的航迹角为40°、 步骤三得到的所述无人机的侧偏L_C为1250m和已知的目标点坐标，计算得到侧偏垂点的 坐标，根据所述无人机的飞行原则确定其他的航线点坐标，进而得到导弹的攻击航路，所 述无人机按照该攻击航路飞行进行攻击。攻击结束后，退出导弹攻击流程。

实施例2

步骤一、无人机在某预定高度飞行时，根据无人机的飞行参数，包括飞行高度H、航 向角ψ、航迹角、飞行地速|V_G|和指示空速|V_A＇|，计算得到该无人机飞行空域内的风速 为8m/s和风向为70°；以及根据本地时间确定太阳光照的方位角S_W为335°。

步骤二、根据步骤一得到的风速和风向分别计算左侧和右侧导弹攻击的无人机的航迹 角，具体为：当风速|V_W|为8m/s，小于预设的正侧向风速V_C的上限值10m/s时，则使风 向δ垂直于所述无人机的地速方向，进而确定所述无人机的航迹角。右侧导弹攻击航路 的航迹角为340°，左侧导弹攻击航路的航迹角为160°；选取所述无人机的航迹角和所 述太阳光照的方位角的差值绝对值较小的一侧作为适合导弹攻击的一侧。右侧导弹攻击航 路航迹角与太阳光照的方位角的夹角绝对值为5°，左侧导弹攻击航路航迹角与太阳光照 的方位角的夹角绝对值为175°，因此选取右侧导弹作为适合导弹攻击的一侧。

步骤三、根据导弹的发射要求及导弹弹道确定导弹的发射离轴角α为6°和发射轴向 距离XD为6000m，得到所述无人机的侧偏L_C为1500m。

步骤四、根据步骤二得到的适合导弹攻击的一侧的所述无人机的航迹角为160°、 步骤三得到的所述无人机的侧偏L_C为1500m和已知的目标点坐标，计算得到侧偏垂点的 坐标，根据所述无人机的飞行原则确定其他的航线点坐标，进而得到导弹的攻击航路，所 述无人机按照该攻击航路飞行进行攻击。攻击结束后，退出导弹攻击流程。

实施例3

步骤一、无人机在某预定高度飞行时，根据无人机的飞行参数，包括飞行高度H、航 向角ψ、航迹角、飞行地速|V_G|和指示空速|V_A＇|，计算得到该无人机飞行空域内的风速 为15m/s和风向为220°；以及根据本地时间确定太阳光照的方位角S_W为30°。

步骤二、根据步骤一得到的风速和风向分别计算左侧和右侧导弹攻击的无人机的航迹 角，具体为：当风速|V_W|为15m/s，大于预设的正侧向风速V_C的上限值10m/s时，则将风 速进行分解，使其中一个分量等于预设的正侧向风速V_C的上限值，且该分量的风向垂直 于所述无人机的地速方向，进而确定所述无人机的航迹角。右侧导弹攻击航路的航迹角 为82°，左侧导弹攻击航路的航迹角为358°；选取所述无人机的航迹角和所述太阳光照 的方位角的差值绝对值较小的一侧作为适合导弹攻击的一侧。右侧导弹攻击航路航迹角与 太阳光照的方位角的夹角绝对值为52°，左侧导弹攻击航路航迹角与太阳光照的方位角 的夹角绝对值为32°，因此选取左侧导弹作为适合导弹攻击的一侧。

步骤三、根据导弹的发射要求及导弹弹道确定导弹的发射离轴角α为6°和发射轴向 距离XD为6000m，得到所述无人机的侧偏L_C为1700m。

步骤四、根据步骤二得到的适合导弹攻击的一侧的所述无人机的航迹角为358°、 步骤三得到的所述无人机的侧偏L_C为1700m和已知的目标点坐标，计算得到侧偏垂点的 坐标，根据所述无人机的飞行原则确定其他的航线点坐标，进而得到导弹的攻击航路，所 述无人机按照该攻击航路飞行进行攻击，攻击结束后，退出导弹攻击流程。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运 用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地 实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限 于特定的细节和这里示出与描述的图例。