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Visual C++

PNGE.m：源码内容
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% PNGE.m 
% Proportional Navigation Guidance Emluator 
% 导弹拦截的比例制导仿真程序 
%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% 
function [IT,MD,PT]=PNGE(MT,MTSD,ILP,ILD,IV,IAL,S) 
%用比例导引律仿真拦截器拦截来袭导弹的时间步长模拟算法 
% ChengAihua,PLA Information Engineering University,ZhengZhou,China 
% Email:aihuacheng@gmail.com 
% All rights reserved 
%比例导引律：拦截器速度向量的偏转角速度（法向过载）与目标视线的旋转角速度成正比 
%输入参数列表 
% MT Missile Track 来袭弹道导弹运动轨迹(N×3矩阵) 
% MTSD Missile Track's Sample Disdance 导弹轨迹采样时间间隔，兼仿真时间步长 
% ILP Interceptor's Launch Position 拦截器发射地点(1×3矩阵) 
% ILD Interceptor's Launch Direction 拦截器发射方向归一化向量(1×3矩阵) 
% IV Interceptor's Velocity 拦截器飞行速率 
% IAL Interceptor's Acceleration Limit 拦截器（角）加速度上限 
% S Scale 比例导引律中的比例系数 
%输出参数列表 
% IT Interceptor's Track 拦截器的运行轨迹 
% MD Miss Disdance 脱靶量 
% PT Pursuit Time 追踪时间 
% 程序还将绘出拦截器拦截导弹的空间轨迹曲线 
 
%第一步：初始化 
XYZ1=MT(1,:); 
xyz1=ILP; 
XYZ2=MT(2,:); 
v1=ILD; 
counter=2 
IT=zeros(0,3); 
IT=[IT;xyz1]; 
L1=xyz1-XYZ1; 
LL1=L1.^2; 
L1=L1./sqrt(sum(LL1)); 
L2=xyz1-XYZ2; 
LL2=L2.^2; 
L2=L2./sqrt(sum(LL2)); 
v2=v1+S.*(L1-L2); 
IA=(IV/MTSD).*(v2-v1); 
IA=sqrt(sum(IA.^2)); 
if IA>IAL 
k=IAL/IA; 
v2=v1+(k*S).*(L1-L2); 
end 
vv2=v2.^2; 
v2=v2./sqrt(sum(vv2)); 
xyz2=xyz1+(MTSD*IV).*v2; 
IT=[IT;xyz2]; 
XYZ1=MT(2,:); 
XYZ2=MT(3,:); 
xyz1=xyz2; 
%下面是迭代过程 
while 1 
%第二步：计算视线方向向量 
L1=xyz1-XYZ1; 
LL1=L1.^2; 
L1=L1./sqrt(sum(LL1)); 
L2=xyz1-XYZ2; 
LL2=L2.^2; 
L2=L2./sqrt(sum(LL2)); 
%第三步：利用比例引导律计算v2 
v2=v1+S.*(L1-L2); 
%第四步：计算拦截器需要的偏转加速度 
IA=(IV/MTSD).*(v2-v1); 
IA=sqrt(sum(IA.^2)); 
%第五步：如果需要的加速度超过拦截器加速度上限，则修正v2向量 
if IA>IAL 
k=IAL/IA; 
v2=v1+(k*S).*(L1-L2); 
end 
%第六步：计算xyz2 
vv2=v2.^2; 
v2=v2./sqrt(sum(vv2));%对v2做归一化处理 
xyz2=xyz1+(MTSD*IV).*v2; 
%第六步：记录和更新 
IT=[IT;xyz2]; 
counter=counter+1; 
XYZ1=MT(counter,:); 
XYZ2=MT(counter+1,:); 
xyz1=xyz2; 
if IT(counter,3)>MT(counter,3)||IT(counter,3)>MT(counter-1,3)||IT(counter,3)>MT(counter-2,3) 
Len=size(IT,1); 
P1=IT(Len-1,:); 
P2=IT(Len,:); 
Q1=MT(Len,:); 
Q2=MT(Len+1,:); 
x1=P1(1);y1=P1(2);z1=P1(3); 
x2=Q1(1);y2=Q1(2);z2=Q1(3); 
l1=P1(1)-P2(1);m1=P1(2)-P2(2);n1=P1(3)-P2(3); 
l2=Q1(1)-Q2(1);m2=Q1(2)-Q2(2);n2=Q1(3)-Q2(3); 
A=[l1,m1;l2,m2]; 
B=[m1,n1;m2,n2]; 
C=[n1,l1;n2,l2]; 
M=[x2-x1,y2-y1,z2-z1;l1,m1,n1;l2,m2,n2]; 
MD=det(M)/(sqrt((det(A))^2+(det(B))^2+(det(C))^2)); 
PT=(Len-1)*MTS*; 
%绘出导弹和拦截器的轨迹图 
%**p=1:10:971 
%plot3(MT(ppp,1),MT(ppp,2),MT(ppp,3),'ro-') 
plot3(MT(:,1),MT(:,2),MT(:,3),'r.-') 
grid on 
hold on 
%qqq=1:10:351 
%plot3(IT(qqq,1),IT(qqq,2),IT(qqq,3),'bo-') 
plot3(IT(:,1),IT(:,2),IT(:,3),'b-') 
return 
end 
end  

						