CN111377064B - 兼顾全射程覆盖的防丢星远程制导飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种兼顾全射程覆盖的防丢星远程制导飞行器，该飞行器能够实现对远程目标、中程目标和近程目标的打击，并且能够在阶段性丢星的情况下不失控，具有重要工程意义，具体来说，该远程制导飞行器，包括决策模块和中心处理模块，所述决策模块用于在发射前根据射程信息选择执行工作的制导启控模块；不同的制导启控模块能够控制不同的组件模块启动工作，从而因射程的不同控制相应的组件模块，所述中心处理模块通过接收组件模块传递出的信息生成舵偏指令，控制飞行器飞向目标，其中，在卫星制导模块中设置有能够在丢星时拟合出卫星信号的拟卫星制导解算子模块，从而确保丢星是飞行器不失控。
Description
技术领域
本发明涉及一种远程制导飞行器，具体涉及一种兼顾全射 程覆盖的防丢星远程制导飞行器。
背景技术
远程制导飞行器可对远距离目标进行精确打击，为了能够 实现远距离的精确打击，在远程制导飞行器上一般都会设置有 火箭增程模块、卫星信号接收模块、惯导模块等模块，通过火 箭增程模块提高飞行器的射程，尤其增加起控前的射程，通过 卫星信号接收模块接收卫星信号，从而实时解算出飞行器所在 的位置信息及飞行器的速度信息，通过惯导模块敏感飞行器的 姿态信息；
同样由于设置有上述模块，该远程制导控制飞行器无法对 中程目标进行精确打击，甚至根本无法对近程目标进行打击， 具体来说，对于中程目标来说，由于火箭增程模块的存在，在 起控时已经临近目标，而此时卫星信号接收模块和惯导模块都 刚刚上电工作，卫星信号接收模块需要较长时间获取稳定的卫 星信号，惯导模块也不能在短时间内进行零位对准，刚刚上电 工作时的敏感姿态误差较大，所以难以精确打击中程目标；对 于近程目标来说，由于火箭增程模块的存在，在起控时可能已 经飞过了近程目标，基本不可能调转360度进行打击。
但是，对于某些特定的局势，如近程制导飞行器已消耗完 并且仅剩远程制导飞行器时，自然难以对突然出现的中程、近 程目标进行妥善处理。
另外，在实际工作过程中，飞行器最终未能命中目标的原 因比较多，比较复杂，其中一个占比较大的原因是制导飞行过 程中丢星，在没有卫星信号的情况下飞行器失控，所以，飞行 器的设计过程中，还需要研究如何防止丢星，或者如何在丢星 的情况下确保飞行器不会失控。
由于上述原因，本发明人对现有的远程制导飞行器做了深 入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的防丢星远程制 导飞行器。
发明内容
为了克服上述问题，提高远程制导飞行器的可靠性，本发 明人进行了锐意研究，设计出一种兼顾全射程覆盖的防丢星远 程制导飞行器，该飞行器能够实现对远程目标、中程目标和近 程目标的打击，并且能够在阶段性丢星的情况下不失控，具有 重要工程意义，具体来说，该远程制导飞行器，包括决策模块 和中心处理模块，所述决策模块用于在发射前根据射程信息选 择执行工作的制导启控模块；不同的制导启控模块能够控制不 同的组件模块启动工作，从而在射程不同的情况下，控制相应 的组件模块，所述中心处理模块通过接收组件模块传递出的信 息生成舵偏指令，控制飞行器飞向目标，其中，在卫星制导模块中设置有能够在丢星时拟合出卫星信号的拟卫星制导解算子 模块，从而确保丢星时飞行器不失控，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供以一种兼顾全射程覆盖 的防丢星远程制导飞行器，该飞行器包括决策模块1和中心处 理模块2；
所述决策模块1用于在发射前根据射程信息选择执行工作 的制导启控模块；
所述制导启控模块用于控制组件模块启动工作，
通过所述中心处理模块2接收组件模块传递出的信息，
所述中心处理模块2用于计算飞行器的需用过载，进而生 成舵偏指令，控制飞行器飞向目标；
所述组件模块包括卫星制导模块5，
所述卫星制导模块5包括存储子模块51和拟卫星制导解算 子模块52；
所述存储子模块51用于存储飞行器上连续3个时刻的位置 和速度信息，
当丢星时，所述拟卫星制导解算子模块52从存储子模块51 中调取该连续3个时刻的位置和速度信息，并根据调取的信息重 构拟合出当前时刻的位置和速度信息。
在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给中心处理模块 2的同时还要存储在所述存储子模块51中。
其中，所述卫星制导模块5还包括：
天线53，其用于接收卫星信号，
抗干扰子模块54，其与所述天线53相连，用以对所述卫星 信号做滤波处理，
接收机55，其用于接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫 星信号转换为导航电文，输送至存储子模块51；
卫星制导解算子模块56，其用于调取存储子模块51中的导 航电文，并解算出当前时刻的位置和速度信息；
优选地，所述接收机55还用于获知各个卫星信号对应的星 数；
当所述各个卫星信号的星数都低于设定值时，认为处于丢 星状态，控制拟卫星制导解算子模块52启动工作。
其中，所述制导启控模块包括远程制导启控模块31、中程 制导启控模块32和近程制导启控模块33。
其中，所述组件模块包括激光制导模块4、卫星制导模块5、 机械陀螺6、惯性组件模块7、滑翔启动模块8、地磁敏感模块9 和火箭增程模块10。
其中，所述远程制导启控模块31用于控制火箭增程模块、 惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块 和激光制导模块启动工作；
中程制导启控模块32用于控制惯性组件模块、地磁敏感模 块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作；
近程制导启控模块33用于控制机械陀螺、地磁敏感模块与 激光制导模块启动工作。
其中，当射程在10km以下时，所述决策模块1选择近程制 导启控模块33执行工作；
当射程大于10km且小于15km时，所述决策模块1选择近 程制导启控模块33和中程制导启控模块32都执行工作；
当射程在15km以上且小于25km时，所述决策模块1选择 中程制导启控模块32执行工作；
当射程在25km以上且小于30km时，所述决策模块1选择 中程制导启控模块32和远程制导启控模块31执行工作；
当射程在30km以上时，所述决策模块1选择远程制导启控 模块31执行工作。
其中，在所述近程制导启控模块33执行工作时：所述近程 制导启控模块33在飞行器启控后分别控制机械陀螺、地磁敏感 模块和激光制导模块启动工作；
优选地，在激光制导模块捕获到由目标反射的激光之前， 中心处理模块2接收机械陀螺传送的三轴角速率信息和由地磁 敏感模块传送的滚转角信息生成舵偏指令，用以稳定飞行器的 飞行姿态；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模 块2根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过 载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指 令，并根据由机械陀螺传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行 补正，从而引导飞行器飞向目标。
其中，在所述中程制导启控模块32执行工作时：所述中程 制导启控模块32在飞行器启控后分别控制惯性组件模块、地磁 敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动 工作；
优选地，起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态， 惯性组件模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理 模块2接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息 生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由地 磁敏感模块敏感测量的姿态角信息通过卡尔曼滤波器处理而获 取，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速率信息由 惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕 获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块2根据卫星制 导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过 载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令， 并根据三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器 飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控10s后开始工作，使飞行器沿一定倾 角飞向目标方向；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模 块根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过 载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指 令，并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令 进行补正，从而引导飞行器飞向目标。
其中，在所述远程制导启控模块31执行工作时：
所述远程制导启控模块31在飞行器发射后控制火箭增程 模块启动工作，
所述远程制导启控模块31在飞行器启控后分别控制惯性组 件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块与激光 制导模块启动工作；
优选地，所述火箭增程模块用于提高飞行器在爬升段时的 速度，从而提高飞行器的弹道飞行高度；
优选地，起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态， 惯性组件模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理 模块2接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息 生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由地 磁敏感模块敏感测量的姿态角信息通过卡尔曼滤波器处理而获 取，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速率信息由 惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕 获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块2根据卫星制 导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过 载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令， 并根据三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器 飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控20s后开始工作，使飞行器沿一定倾 角飞向目标方向；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模 块根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过 载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指 令，并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令 进行补正，从而引导飞行器飞向目标。
其中，当近程制导启控模块33和中程制导启控模块32都执 行工作时，
中心处理模块2将可能会分别接受到由机械陀螺与惯性组 件模块传送的三轴角速率信息，则在启控后前15s内采用由机 械陀螺传送的三轴角速率信息，之后切换为由惯性组件模块传 送的三轴角速率信息；
起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态，惯性组件 模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理 模块2接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息 生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由机 械陀螺提供，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速 率信息由惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕 获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块2根据卫星制 导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过 载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令， 并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行 补正，从而引导飞行器飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控5s后开始工作，使飞行器沿一定倾角 飞向目标方向；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模 块根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过 载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指 令，并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令 进行补正，从而引导飞行器飞向目标。
其中，当远程制导启控模块31和中程制导启控模块32都执 行工作时，
所述远程制导启控模块31在飞行器发射后控制火箭增程 模块启动工作，
滑翔启动模块在启控15s后开始工作，使飞行器沿一定倾 角飞向目标方向。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)根据本发明提供的兼顾全射程覆盖的防丢星远程制 导飞行器能够命中远程目标，在必要的时候，如果输入的目标 距离为近程目标或者中程目标，也能够准确地予以命中，该飞 行器具备全射程覆盖的能力；
(2)根据本发明提供的兼顾全射程覆盖的防丢星远程制 导飞行器设置有机械陀螺，能够快速提供三轴角速率信息，在 惯性组件模块零位对准以前为中心处理模块解散舵片指令提供 数据基础；
(3)本发明提供的兼顾全射程覆盖的防丢星远程制导飞行 器中，设置有拟卫星制导解算子模块，在丢失卫星信号的情况 下仍然能够拟合出卫星信号，从而控制飞行器稳定飞行，解决 了飞行器在导航过程中由丢星引起的不可控的难题。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式兼顾全射程覆盖的 防丢星远程制导飞行器整体结构逻辑图；
图2示出根据本发明一种优选实施方式兼顾全射程覆盖的 防丢星远程制导飞行器中各个组件模块安装位置的示意图；
图3示出根据本发明一种优选实施方式兼顾全射程覆盖的 防丢星远程制导飞行器整体结构逻辑图；
图4示出本发明实验例中仿真模拟得到的针对不同距离目 标的飞行轨迹图；
图5示出本发明实验例中仿真模拟得到的在无丢星和不同 丢星状况下的多条飞行轨迹图。
附图标号说明：
1-决策模块
2-中心处理模块
31-远程制导启控模块
32-中程制导启控模块
33-近程制导启控模块
4-激光制导模块
5-卫星制导模块
51-存储子模块
52-拟卫星制导解算子模块
53-天线
54-抗干扰子模块
55-接收机
56-卫星制导解算子模块
6-机械陀螺
7-惯性组件模块
8-滑翔启动模块
9-地磁敏感模块
91-双地磁敏感模块
10-火箭增程模块
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这 些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说 明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优 于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面， 但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
根据本发明提供的兼顾全射程覆盖的防丢星远程制导飞行 器，如图1中所示，该飞行器包括决策模块1和中心处理模块2；
所述决策模块1用于在发射前根据射程信息选择执行工作 的制导启控模块；在发射前，需要向飞行器中装订诸元，所述 诸元中包括目标点位置和发射点所在位置，二者之间的距离即 为射程；
所述制导启控模块用于控制组件模块启动工作，
通过所述中心处理模块2接收组件模块传递出的信息，
所述中心处理模块2用于计算飞行器的需用过载，进而生 成舵偏指令，控制飞行器飞向目标。本申请中所述的中心处理 模块2和决策模块1都是处理芯片，二者可以是两块芯片，也可 以是集成在一起的一块芯片，可以在现有芯片中任意选择，能 够实现本发明中限定的功能即可，本发明对此不做特别限定。
在一个优选的实施方式中，所述制导启控模块包括远程制 导启控模块31、中程制导启控模块32和近程制导启控模块33， 分别用于针对不同的射程执行具体的控制工作；所述远程制导 启控模块31、中程制导启控模块32和近程制导启控模块33也都 是处理芯片，可以在现有芯片中任意选择，能够实现本发明中 限定的功能即可，本发明对此不做特别限定。
在一个优选的实施方式中，所述组件模块包括安装在飞行 器上的火箭增程模块、惯性组件模块、机械陀螺、地磁敏感模 块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块，在飞行器 的飞行过程中，上述组件模块并非都启动工作，具体启动工作 的组件模块及启动时间，根据制导启控模块的指令确定。
在一个优选的实施方式中，所述远程制导启控模块31用于 控制火箭增程模块、惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星制导 模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作；
中程制导启控模块32用于控制惯性组件模块、地磁敏感模 块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作；
近程制导启控模块33用于控制机械陀螺、地磁敏感模块与 激光制导模块启动工作。
在一个优选的实施方式中，当射程在10km以下时，所述 决策模块1选择近程制导启控模块33执行工作；
当射程大于10km且小于15km时，所述决策模块1选择近 程制导启控模块33和中程制导启控模块32都执行工作；
当射程在15km以上且小于25km时，所述决策模块1选择 中程制导启控模块32执行工作；
当射程在25km以上且小于30km时，所述决策模块1选择 中程制导启控模块32和远程制导启控模块31执行工作；
当射程在30km以上时，所述决策模块1选择远程制导启控 模块31执行工作。
在一个优选的实施方式中，在所述近程制导启控模块33执 行工作时：所述近程制导启控模块33在飞行器启控后分别控制 机械陀螺、地磁敏感模块和激光制导模块启动工作；
优选地，在激光制导模块捕获到由目标反射的激光之前， 中心处理模块2接收机械陀螺传送的三轴角速率信息和由地磁 敏感模块传送的滚转角信息生成舵偏指令，用以稳定飞行器的 飞行姿态；在此过程中，飞行器在惯性作用下朝向目标方向飞 行，由于飞行器在飞行过程中受到空气阻力及气流等因素的影 响，其姿态会有一定幅度的振动，为了抵消振动带来的不良影 响，通过所述三轴角速率及滚转角生成舵偏指令，以使得飞行 器以稳定的姿态飞行；其中舵偏指令的计算方法为本领域中已 知的方法，本申请中对此不做特别限定。
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模 块2根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过 载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指 令，并根据由机械陀螺传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行 补正，从而引导飞行器飞向目标。所述生成需用过载的方法在 现有技术中有多种，例如可以选择比例导引制导律获得需用过 载，本申请对此不做特别限定。
在一个优选的实施方式中，在所述中程制导启控模块32执 行工作时：所述中程制导启控模块32在飞行器启控后分别控制 惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块 和激光制导模块启动工作；
优选地，起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态， 惯性组件模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；所述惯性 元件零位对准所用的时间与该元件的品质有关，一般为9～12秒 左右，本发明中对此不做特别限定；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理 模块2接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息 生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由地 磁敏感模块敏感测量的姿态角信息通过卡尔曼滤波器处理而获 取，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速率信息由 惯性组件模块提供；其中，由姿态角信息估算三轴角速率也可 以采用本领域已知的计算方法，本申请对此不做特别限定。
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕 获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块2根据卫星制 导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过 载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令， 并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行 补正，从而引导飞行器飞向目标方向；此过程能够消除飞行器 的侧偏，使得飞行器更靠近目标，以便于激光能够进入到导引 头的视场域中，防止因导引头无法捕获激光信号而造成脱靶。
所述卫星制导模块捕获到卫星信号所用的时间长短取决于 卫星制导模块的品质，一般为7～10秒左右，本发明中对此不做 特别限定；
滑翔启动模块在启控10s后开始工作，使飞行器沿一定倾 角飞向目标方向；该倾角一般为30-50度，具体角度值可以根 据弹目距离进行设定，本发明中具体的角度计算方法可以选用 本领域中通用的计算方法，本申请中对此不做特别限定。
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，整个系统由 卫星制导模式切换为激光制导模式，中心处理模块根据由激光 制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过载，并结合由地 磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由惯 性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而 引导飞行器飞向目标。
本申请中所述的对舵偏指令进行补正，是指对舵片指令的 加和，根据所述三轴角速率信息也能够产生用以稳定飞行器姿 态的舵偏指令，将用以稳定飞行器姿态的舵偏指令和中心处理 模块解算出的舵偏指令加和后输送给舵机，所述舵机按照加和 后的结果进行打舵工作，另外，当滑翔启动模块工作后，滑翔 启动模块也会产生舵偏指令，舵机在进行打舵工作时，还要加 上滑翔启动模块产生的舵偏指令。所述舵偏指令的加和可以采 用本领域中常用的加和计算方法，本申请中对此不做特别限定。
在一个优选的实施方式中，在所述远程制导启控模块31执 行工作时：
所述远程制导启控模块31在飞行器发射后控制火箭增程 模块启动工作，
所述远程制导启控模块31在飞行器启控后分别控制惯性 组件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块与激 光制导模块启动工作；
优选地，所述火箭增程模块用于提高飞行器在爬升段时的 速度，从而提高飞行器的弹道飞行高度；
优选地，起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态， 惯性组件模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理 模块2接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息 生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由地 磁敏感模块敏感测量的姿态角信息通过卡尔曼滤波器处理而获 取，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速率信息由 惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕 获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块2根据卫星制 导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过 载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令， 并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行 补正，从而引导飞行器飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控20s后开始工作，使飞行器沿一定倾 角飞向目标方向；该倾角一般为30-50度，具体角度值可以根 据弹目距离进行设定，本发明中具体的角度计算方法可以选用 本领域中通用的计算方法，本申请中对此不做特别限定。
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，整个系统由 卫星制导模式切换为激光制导模式，中心处理模块根据由激光 制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过载，并结合由地 磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由惯 性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而 引导飞行器飞向目标。
在一个优选的实施方式中，当近程制导启控模块33和中程 制导启控模块32都执行工作时，如上文所述，近程制导启控模 块33控制机械陀螺、地磁敏感模块与激光制导模块启动工作， 中程制导启控模块32控制惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星 制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作。
中心处理模块2将分别接收到由机械陀螺与惯性组件模块 传送的三轴角速率信息，则在启控后前15s内采用由机械陀螺 传送的三轴角速率信息，之后切换为由惯性组件模块传送的三 轴角速率信息；
起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态，惯性组件 模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理 模块2接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息 生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由机 械陀螺提供，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速 率信息由惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕 获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块2根据卫星制 导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过 载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令， 并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行 补正，从而引导飞行器飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控10s后开始工作，使飞行器沿一定倾 角飞向目标方向；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，整个系统由 卫星制导模式切换为激光制导模式，中心处理模块根据由激光 制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过载，并结合由地 磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由惯 性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而 引导飞行器飞向目标。
在一个优选的实施方式中，当远程制导启控模块31和中程 制导启控模块32都执行工作时，如上文所述，所述远程制导启 控模块31控制火箭增程模块、惯性组件模块、地磁敏感模块、 卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作；
中程制导启控模块32也控制惯性组件模块、地磁敏感模 块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作； 上述各个组件模块的工作过程与上文所述的工作过程基本一 致，不一致的地方在于：
所述远程制导启控模块31在飞行器发射后控制火箭增程模 块启动工作。优选地，所述火箭增程模块的工作时间一般为10 秒以内。
滑翔启动模块在启控15s后开始工作，使飞行器沿一定倾 角飞向目标方向。
本发明中所述的起控是制导飞行器在飞行过程中必不可少 的一个时间节点，一般将该时间节点设置在飞行器刚刚经过最 高点，开始下滑的某一时刻，飞行器在经过起控后，飞行器上 携带的制导启控模块、中心处理模块及组件模块都上电工作；
在所述组件模块中，只有火箭增程模块是在飞行器发射时 启动工作，其他模块都是在起控后上电工作。
本发明中所述火箭增程模块包括火箭发动机、燃料和位于 尾部的喷口，在工作时通过燃料在火箭发动机中燃烧，产生高 温高压气体并从尾部排出，在反作用力的作用下助推飞行器向 更高更远的区域飞行，本申请中的火箭增程模块可以选择现有 技术中已有的火箭增程模块，本申请中对此不做特别限定。
所述惯性组件模块主要由三轴MEMS陀螺、加速度计等 INS惯性元件构成，在启用后需要进行零位对准，其姿态信息 测量需经过一定时间才能收敛至真实值，故仅适用于中、远程 制导。本发明中所述的所述惯性组件模块可以选择现有技术中 已有的惯性组件模块，本申请中对此不做特别限定。
机械陀螺无需耗费时间进行零位基准的确定，可在启用后 即时对弹体的三轴角速率进行敏感测量；本发明中所述的机械 陀螺可以选择现有技术中已有的机械陀螺，本申请中对此不做 特别限定。
卫星制导模块包括存储子模块51、拟卫星制导解算子模块 52、天线53、抗干扰子模块54、接收机55、卫星制导解算子模 块56，
其中，所述存储子模块51用于存储飞行器上连续3个时刻的 位置和速度信息；
当存储子模块51中接收到新的位置和速度信息时，自动覆 盖最早的位置和速度信息，使得存储子模块51中永远只保留3 组信息以备调用；每次接收到一次卫星信号都会解算出一组位 置和速度信息，每次接收到一次卫星信号称之为一个时刻，优 选地，各个时刻之间的时间间隔为50ms。
优选地，当丢星时，所述拟卫星制导解算子模块52从存储 子模块51中调取该连续3个时刻的位置和速度信息，并根据调取 的信息重构拟合出当前时刻的位置和速度信息；
更优选地，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给处 中心处理模块2的同时还要存储在所述存储子模块51中，传递给 处中心处理模块2使得处中心处理模块2可以据此计算出需要过 载，为飞行器提供制导控制，传递给存储子模块51使得存储子 模块51中的位置和速度信息得到实时更新，方便于随时调用该 信息计算下一时刻的位置和速度信息。
在一个优选的实施方式中，如图3中所示，该飞行器中还设 置有：
天线53，其用于接收卫星信号，
抗干扰子模块54，其与所述天线53相连，用以对所述卫星 信号做滤波处理，消除卫星信号中的噪音干扰；
接收机55，其用于接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫 星信号转换为导航电文，输送至存储子模块51；本发明中所述 的导航电文是由导航卫星播发给用户的描述导航卫星运行状态 参数的电文，包括系统时间、星历、历书、卫星时钟的修正参 数、导航卫星健康状况和电离层延时模型参数等内容；导航电 文的参数给用户提供了时间信息，利用导航电文参数可以计算 用户的位置坐标和速度；
卫星制导解算子模块56，其用于调取存储子模块51中的导 航电文，并据此解算出当前时刻的飞行器所在位置和速度信息。
其中，优选地，所述接收机55包括GPS接收机、北斗接收 机和GLONASS接收机中的一种或多种；更优选地，所述接收机 55包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机；
所述各个接收机分别接收对应的卫星信号，即GPS接收机 接收GPS卫星信号，北斗接收机接收北斗卫星信号，GLONASS 接收机接收GLONASS卫星信号。
进一步优选地，所述接收机55还用于获知各个卫星信号对 应的星数；即GPS接收机用于获知GPS卫星信号对应的星数， 北斗接收机用于获知北斗卫星信号对应的星数，GLONASS接收 机用于获知GLONASS卫星信号对应的星数；
本申请中，所述卫星制导模块上电工作后，接收机尝试接 收卫星信号，当接收机捕获到足够的星数，能够解算出飞行器 所在的位置和速度信息时，认为此时卫星制导模块捕获到卫星 信号，在捕获到卫星信号以后，仍然需要实时监测记录各个卫 星信号的星数，当各个卫星信号的星数都低于设定值时，认为 处于丢星状态，控制拟卫星制导解算子模块52启动工作；本发 明中所述设定值可根据实际工况设定，可以为4-5，本发明中优 选地设置为4；上述具体判断过程可以在接收机中进行，也可以 将星数信息汇总至处中心处理模块，由处中心处理模块统一判 断并发出控制指令；
当所述各个卫星信号的星数中至少有一个不低于设定值 时，认为此时没有丢星，将星数最高的卫星信号种类信息传递 给卫星制导解算子模块56，卫星制导解算子模块56从存储子模 块51中调取该卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时 刻的位置和速度信息；即如果GPS卫星信号的星数最多，就调 取该GPS卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时刻的 位置和速度信息，如果北斗卫星信号的星数最多，就调取该北 斗卫星信号对应的导航电文，并据此解算出当前时刻的位置和 速度信息。
优选地，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给处中 心处理模块2的同时还要存储在所述存储子模块51中，传递给处 中心处理模块2使得处中心处理模块2可以据此计算出需要过 载，为飞行器提供制导控制，传递给存储子模块51使得存储子 模块51中的位置和速度信息得到实时更新，方便于随时调用该 信息计算下一时刻的位置和速度信息。
所述天线53的形状为片材形状，即所述天线53为片状天线 或者薄板状天线，该天线可以是矩形的平板状，也可以是带有 弧度的弧形板状，可根据飞行器外形轮廓设置，本申请中优选 为带有弧度的弧形板状，与飞行器的外形轮廓相配合，并且在 飞行器滚转的过程中，带有弧度的弧形板状天线接收卫星信号 的时间更长，信号强度更好，
优选地，所述天线53设置有多片，均布在飞行器周围，优 选地，所述天线53设置有4片，本申请中优选地，该天线53沿 着飞行器滚转的周向方向布置，以保证飞行器在高速滚转时卫 星信号接收能力不会被削弱。
本申请中的片状的天线53相比传统的锥形天线或环形天 线，由于片状天线占用空间面积小，不易受外部噪音或干扰的 影响，而且片状式天线集成度更高，其卫星信号接受能力更强。
优选地，所述片状的天线53可与传统的环形天线或者锥形 天线采用同种材料进行制备，该天线53可以在保证稳定及物理 强度的基础上尽量降低厚度，以降低成本；
优选地，所述天线53的长度尺寸优选为120～200mm，所述 天线53的宽度尺寸优选为50～70mm，其厚度为4～8mm。
在一个优选的实施方式中，接收机55与存储子模块，存储 子模块与处中心处理模块3、拟卫星制导解算子模块52、卫星制 导解算子模块56等模块之间的数据传输都通过数据总线进行， 所述数据总线上集成了A/D转换器、D/A转换器、422/485/232 接口、SPI/SCI接口，能够更快速、小损耗地传递信息。
在一个优选的实施方式中，当丢星时，所述拟卫星制导解 算子模块通过下式(一)和式(二)获得当前时刻的飞行器位 置和速度信息；
其中，
xi,yi,zi分别为第i时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、 y轴、z轴方向上的坐标；
分别为第i时刻下飞行器 在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的速度；以此类推， xi-1,yi-1,zi-1分别为第i-1时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、 y轴、z轴方向上的坐标；
分别为第i-1时刻下飞 行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的速度，即 xi-1,yi-1,zi-1共同表示第i-1时飞行器的位置信息，
共同表示第i-1时飞行器的速度信息；xi-2,yi-2,zi-2分别为第i-2 时刻下飞行器在地面坐标系下沿x轴、y轴、z轴方向上的坐 标；
分别为第i-2时刻下飞行器在地面坐标系下沿 x轴、y轴、z轴方向上的速度；△t为卫星制导周期，△t的一 般取值为50ms。
滑翔启动模块在起控后，经过设定的一段时间，开始控制 飞行器的姿态，控制飞行器以一定倾角滑翔飞行，其中滑翔启 动模块根据期望的滑翔倾角生产舵偏指令，将之传递给中心处 理模块或者舵机，舵机具体执行的打舵指令是滑翔启动模块和 中心处理模块产生的舵偏指令的加和；本发明中所述的滑翔启 动模块可以选择现有技术中已有的滑翔启动模块，本申请中对 此不做特别限定。本发明中所述的滑翔启动模块在只接收到远 程制导启控模块31的启动指令时，其在起控后20秒时开始工作； 该滑翔启动模块在只接收到中程制导启控模块32的启动指令 时，其在起控后10秒时开始工作；该滑翔启动模块在同时接收 到中程制导启控模块32和远程制导启控模块31的启动指令时， 其在起控后15秒时开始工作。
激光制导模块一般都包括激光导引头和卡尔曼滤波器，在 激光导引头上面一般设置有整流罩，在人为设定的某一时刻这 个整流罩会脱落，通常这个时刻一般就是在弹目距离为3km左 右时，在整流罩会脱落后，根据激光在视场范围内的散布敏感 测量出飞行器与目标的视线角速率，并将视线角速率信息作为 输入量传送至中心处理模块，该激光导引头优选为捷联式激光 导引头。本发明中所述的激光制导模块可以选择现有技术中已 有的激光制导模块，本申请中对此不做特别限定。
地磁敏感模块主要用于敏感测量飞行器的姿态角信息，在 启用后根据地磁场在三轴磁阻上的投影对飞行器的姿态角进行 敏感测量，并将所敏感的滚转角信息传送至中心处理模块。除 此之外，地磁敏感模块也可对三轴角速率进行估测，在惯性组 件模块刚启动这段时间可替代其进行工作。
现有技术中已有的地磁敏感模块主要由一个载入发射点地 磁场基准的地磁传感器和卡尔曼滤波器构成；本发明中的地磁 敏感模块可以选择现有技术中的地磁敏感模块也可以选用双地 磁敏感模块，
所述双地磁敏感模块主要由一个载入发射点地磁场基准的 地磁传感器、一个载入目标点地磁场基准的地磁传感器和卡尔 曼滤波器构成。一般来说，对于中、近程目标而言，发射点与 目标点的地磁场变化几乎不变，故采用单地磁传感器也能够实 现基本功能；对于远程目标而言，发射点与目标点的地磁场之 间会存在一定变化，通过采用两个地磁传感器，在前三分之一 射程由载入发射点地磁场基准的地磁传感器提供飞行器的姿态 角信息；在后三分之一射程由载入目标点地磁场基准的地磁传 感器提供飞行器的姿态角信息；而对于中间这一部分则由两个 地磁传感器共同工作，对所测得的姿态角信息采取均值处理方 式。该方式可提高飞行器对自身姿态角信息的测量精度，从而 提高飞行器的稳定性和操作性。
优选地，本申请中的所述地磁敏感模块为双地磁敏感模块；
更优选地，本申请中的飞行器中设置有地磁敏感模块和双 地磁敏感模块，中程制导启控模块32和近程制导启控模块33与 地磁敏感模块相连，远程制导启控模块31与双地磁敏感模块相 连，
在中程制导启控模块32和近程制导启控模块33执行工作 时，地磁敏感模块启动工作，在远程制导启控模块31启动工作 时，地磁敏感模块不工作，双地磁敏感模块启动工作。
在一个优选地的实施方式中，如图2中所示，所述组件模 块及中心处理模块在飞行器中按照图2中所示的顺序组装排 布，能够降低卫星信号、地磁场信号间的信号干扰，提高敏感 元件的敏感精度；具体的排布顺序从前致后依次为：激光制导 模块、卫星制导模块、机械陀螺、惯性组件模块、滑翔启动模 块、中心处理模块、地磁敏感模块、双地磁敏感模块和火箭增 程模块。
实验例：
为了验证本申请提供的兼顾全射程覆盖的防丢星远程制导 飞行器具有全射程兼顾的实际能力，通过仿真模拟，使用本申 请提供的飞行器，针对不同射程内的目标分别到多条弹道/飞行 轨迹，具体来说，统分别针对8km、15km、20km、28km、 35km处的目标，分别发射本申请提供的飞行器，得到如图4中 所示的5条飞行轨迹图，从图中可知，飞行器都能够刚好在预 定射程距离处着陆，都能够命中目标，即本申请提供的飞行器 在能够命中远程目标的基础上，还能够命中中程目标甚至近程 的目标。
进一步地，针对35km处的目标，再次分别发射3颗本申请 提供的飞行器，其中，在仿真模拟过程中，实时通过计算机模 拟计算出飞行器所在位置及速度信息，并将之转化为卫星信号， 以卫星信号的形式输送给飞行器的控制系统，可以根据仿真模 拟实验的需要，在特定时段内暂停该卫星信号的输送，或者将 该卫星信号的星数调低，使之变为丢星信号。
将再次发射的3颗飞行器的轨迹曲线并行放置在图5中进 行比较，其中，第一颗飞行器在飞行过程中未遇到丢星的问题， 最终顺利到达目标点，图5中用未丢星轨迹曲线表示；
第二颗飞行器在发射后50s至56s这6s内丢失卫星信号，最 终仍然顺利到达目标点，图5中用丢星1轨迹曲线表示；
第七颗飞行器在距发射点18000m-25000m的区域丢失卫 星信号，最终仍然顺利到达目标点，图5中用丢星2轨迹曲线表 示。
通过上述实验能够表明，本发明中所述的兼顾全射程覆盖 的防丢星远程制导飞行器在阶段性丢失卫星信号的情况下仍然 能够最终命中目标。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这 些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上， 可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护 范围内。
Claims (11)
1.一种兼顾全射程覆盖的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，该飞行器包括决策模块(1)和中心处理模块(2)；
所述决策模块(1)用于在发射前根据射程信息选择执行工作的制导启控模块；
所述制导启控模块包括远程制导启控模块(31)、中程制导启控模块(32)和近程制导启控模块(33)；
所述制导启控模块用于控制相应的组件模块启动工作，
通过所述中心处理模块(2)接收组件模块传递出的信息，
所述中心处理模块(2)用于计算飞行器的需用过载，进而生成舵偏指令，控制飞行器飞向目标；
所述组件模块包括卫星制导模块(5)，
所述卫星制导模块(5)包括存储子模块(51)和拟卫星制导解算子模块(52)；
所述存储子模块(51)用于存储飞行器上连续3个时刻的位置和速度信息，
当丢星时，所述拟卫星制导解算子模块(52)从存储子模块(51)中调取该连续3个时刻的位置和速度信息，并根据调取的信息重构拟合出当前时刻的位置和速度信息；
在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给中心处理模块(2)的同时还要存储在所述存储子模块(51)中。
2.根据权利要求1所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，所述卫星制导模块(5)还包括：
天线(53)，其用于接收卫星信号，
抗干扰子模块(54)，其与所述天线(53)相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，
接收机(55)，其用于接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，输送至存储子模块(51)；
卫星制导解算子模块(56)，其用于调取存储子模块(51)中的导航电文，并解算出当前时刻的位置和速度信息。
3.根据权利要求2所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，所述接收机(55)还用于获知各个卫星信号对应的星数；
当所述各个卫星信号的星数都低于设定值时，认为处于丢星状态，控制拟卫星制导解算子模块(52)启动工作。
4.根据权利要求1所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
所述组件模块包括激光制导模块(4)、卫星制导模块(5)、机械陀螺(6)、惯性组件模块(7)、滑翔启动模块(8)、地磁敏感模块(9)和火箭增程模块(10)。
5.根据权利要求1至4之一所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
所述远程制导启控模块(31)用于控制火箭增程模块、惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作；
中程制导启控模块(32)用于控制惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作；
近程制导启控模块(33)用于控制机械陀螺、地磁敏感模块与激光制导模块启动工作。
6.根据权利要求2所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
当射程在10km以下时，所述决策模块(1)选择近程制导启控模块(33)执行工作；
当射程大于10km且小于15km时，所述决策模块(1)选择近程制导启控模块(33)和中程制导启控模块(32)都执行工作；
当射程在15km以上且小于25km时，所述决策模块(1)选择中程制导启控模块(32)执行工作；
当射程在25km以上且小于30km时，所述决策模块(1)选择中程制导启控模块(32)和远程制导启控模块(31)执行工作；
当射程在30km以上时，所述决策模块(1)选择远程制导启控模块(31)执行工作。
7.根据权利要求6所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
当所述近程制导启控模块(33)执行工作时：所述近程制导启控模块(33)在飞行器启控后分别控制机械陀螺、地磁敏感模块和激光制导模块启动工作；
在激光制导模块捕获到由目标反射的激光之前，中心处理模块(2)接收机械陀螺传送的三轴角速率信息和由地磁敏感模块传送的滚转角信息生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模块(2)根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由机械陀螺传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器飞向目标。
8.根据权利要求6所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
当所述中程制导启控模块(32)执行工作时：所述中程制导启控模块(32)在飞行器启控后分别控制惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块和激光制导模块启动工作；
起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态，惯性组件模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理模块(2)接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由地磁敏感模块敏感测量的姿态角信息通过卡尔曼滤波器处理而获取，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速率信息由惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块(2)根据卫星制导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控10s后开始工作，使飞行器沿一定倾角飞向目标方向；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模块根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器飞向目标。
9.根据权利要求6所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
当所述远程制导启控模块(31)执行工作时：
所述远程制导启控模块(31)在飞行器发射后控制火箭增程模块启动工作，
所述远程制导启控模块(31)在飞行器启控后分别控制惯性组件模块、地磁敏感模块、卫星制导模块、滑翔启动模块与激光制导模块启动工作；
所述火箭增程模块用于提高飞行器在爬升段时的速度，从而提高飞行器的弹道飞行高度；
起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态，惯性组件模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理模块(2)接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由地磁敏感模块敏感测量的姿态角信息通过卡尔曼滤波器处理而获取，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速率信息由惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块(2)根据卫星制导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控20s后开始工作，使飞行器沿一定倾角飞向目标方向；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模块根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器飞向目标。
10.根据权利要求7或8所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
当近程制导启控模块(33)和中程制导启控模块(32)都执行工作时，
中心处理模块(2)将可能会分别接收到由机械陀螺与惯性组件模块传送的三轴角速率信息，则在启控后前15s内采用由机械陀螺传送的三轴角速率信息，之后切换为由惯性组件模块传送的三轴角速率信息；
起控后，卫星制导模块进入卫星信号捕获状态，惯性组件模块中惯性元件解锁，开始进行零位对准；
起控后，在卫星制导模块捕获到卫星信号之前，中心处理模块(2)接收三轴角速率信息和地磁敏感模块传送的滚转角信息生成舵偏指令，用以稳定飞行器的飞行姿态；
其中，在惯性元件零位对准之前所述三轴角速率信息由机械陀螺提供，当惯性组件模块完成零位对准后，所述三轴角速率信息由惯性组件模块提供；
当卫星制导模块捕获到卫星信号以后，在激光制导模块捕获到由目标反射的激光之前，所述中心处理模块(2)根据卫星制导模块提供的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过载，并结合地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器飞向目标方向；
滑翔启动模块在启控5s后开始工作，使飞行器沿一定倾角飞向目标方向；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光后，中心处理模块根据由激光制导模块敏感测量出的视线角速率生成需用过载，并结合由地磁敏感模块传送的滚转角信息，解算出舵偏指令，并根据由惯性组件模块传送的三轴角速率信息对舵偏指令进行补正，从而引导飞行器飞向目标。
11.根据权利要求8或9所述的防丢星远程制导飞行器，其特征在于，
当远程制导启控模块(31)和中程制导启控模块(32)都执行工作时，
所述远程制导启控模块(31)在飞行器发射后控制火箭增程模块启动工作，
滑翔启动模块在启控15s后开始工作，使飞行器沿一定倾角飞向目标方向。
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