CloseAirCombat

An environment based on JSBSIM aimed at one-to-one close air combat.

Install

# create python env
conda create -n jsbsim python=3.8
# install pytorch
conda install pytorch torchvision torchaudio cudatoolkit=11.1 -c pytorch -c conda-forge
# install dependency
pip install pymap3d jsbsim==1.1.6 geographiclib gym wandb icecream setproctitle matplotlib

Download Shapely‑1.7.1‑cp38‑cp38‑win_amd64.whl from here, and pip install shaply from local file.
Initialize submodules(JSBSim-Team/jsbsim): git submodule init; git submodule update

导弹建模

导弹运动与动力学模型

惯性坐标系下，导弹运动学方程为：

$$ \begin{cases}

\dot{x}(t)=v(t)\cos{\theta(t)}\cos{\varphi(t)} \

\dot{y}(t)=v(t)\cos{\theta(t)}\sin{\varphi(t)} \

\dot{z}(t)=v(t)\sin{\theta(t)}

\end{cases} $$

式中，$(x,y,z)$为导弹在惯性坐标系下的坐标；$(v,\theta,\varphi)$为导弹的速度，航迹俯仰角和航迹偏航角，均为飞行时间 $t$ 的函数。根据导弹的飞行分为主动段和被动段，在惯性系中，导弹主动段所受力主要包括：推力$T(t)$、重力$G=m(t)g$、气动阻力$D(t)$（在非惯性系下还需要考虑表视力$C$），因此在弹道坐标系下，导弹的质点动力学方程为：

$$ \begin{cases} \dot{v}(t)=g (n_{x}(t)-\sin{\theta(t)}) \\ \dot{\varphi}(t)=\frac{g}{v(t)}n_{y}(t)\cos{\theta(t)} \\ \dot{\theta}(t)=\frac{g}{v(t)}(n_{z}(t)-\cos{\theta(t)}) \end{cases} \quad 其中: n_{x}(t)=\frac{T(t)-D(t)}{m(t)g} $$

式中，$n_{x}$为速度方向过载，$n_{y},n_{z}$为导弹在偏航方向和俯仰方向的侧向控制过载，通过比例导引法计算得出。$m(t)$为导弹当前质量，$g$为重力加速度常数，取$g=9.81m/s^2$。

$T(t)$为导弹推力，其大小满足：

$$ T(t) = gI_{\text{sp}}\dot{m}(t) $$ 式中，$I_{\text{sp}}$为比冲（假设为常量），$\dot{m}(t)$为燃料质量燃烧率。

$D(t)$为气动阻力，其大小满足：

$$ D(t) = \frac{1}{2}c_D(v(t))\cdot S\cdot \rho(z(t))\cdot v^2(t) $$

式中，$v(t)$为导弹在$t$时刻的速度大小，$z(t)$是导弹在$t$时刻的水平高度，$S$为计算面积（定义为与速度正交的弹体截面积），$c_D(v)$是阻力系数，它是速度大小$v$的函数，可近似认为是常数，取$c_D(v)\equiv0.1$。$\rho(z)$是空气密度，它是高度$z$的函数，其大小满足近似关系式：$\rho(z)=\rho_0e^{-z/k}$，式中$\rho_0=1.225kg/m^3,k=9300m$。

对于导弹的计算面积$S$，其大小近似满足：

$$ S = \pi(\frac{d}{2})^2+(\sin^2(\Delta\theta)+\sin^2(\Delta\varphi))dL $$

式中，$d$为导弹直径，$L$为导弹半径，$\Delta\theta,\Delta\varphi$为导弹姿态和航迹在俯仰角、偏航角上的差值，可近似认为是航迹俯仰角、偏航角$\theta,\varphi$在$\Delta t$时间内的变化量，即$\Delta\theta=\dot{\theta}\Delta t, \Delta\varphi=\dot{\varphi}\Delta t$。

导弹导引控制模型

导弹导引采用比例导引律。假设在相互垂直的两个控制平面内导引系数均为$K=3$，偏航和俯仰方向的两个侧向控制过载定义为：

$$ \begin{cases} n_{y}=\frac{Kv}{g}\cos{\theta}\dot{\beta} \\ n_{z}=\frac{Kv}{g}\dot{\varepsilon}+\cos{\theta} \end{cases} $$

式中，$\beta,\varepsilon$分别为视线偏角与视线倾角，$\dot{\beta},\dot{\varepsilon}$分别为视线偏角和视线倾角随时间变化的导数。

$$ \begin{cases} \beta=arctan(r_y/r_x) \\ \varepsilon=arctan(r_z/\sqrt{r_x^2+r_y^2}) \end{cases} $$

视线矢量即为距离矢量$\vec{r}$，有$r_x=x_t-x_m,r_y=y_t-y_m,r_z=z_t-z_m$，$x_t,y_t,z_t$为目标机位置，模值定义为$R=\sqrt{r_x^2+r_y^2+r_z^2}$。视线偏角和视线倾角及其随时间的导数公式定义为:

$$ \begin{cases} \dot{\beta}=(\dot{r_y}r_x-r_y\dot{r_x})/(r_x^2+r_y^2) \\ \dot{\varepsilon}=\frac{(r_x^2+r_y^2)\dot{r_z}-r_z(\dot{r_x}r_x+\dot{r_y}r_y)}{R^2\sqrt{r_x^2+r_y^2}} \end{cases} $$

godmethium/CloseAirCombat

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导弹导引控制模型