CN111380405B - 带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统，该系统包括处理器模块，其用于计算飞行器的需用过载，拟卫星制导解算模块，其用于在丢星时为处理器模块提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，迭代模块，其与捷联导引头相连，其通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取计算需用过载所需的弹目视线角速率。

Description

带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统

技术领域

本发明涉及捷联制导飞行器控制领域，由其涉及带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统。

背景技术

现有技术中为了满足节省飞行器的空间，增加装药量，减轻重量等客观需求，取消了弹载平台，采用捷联制导的方法进行制导控制，所以这种制导控制飞行器在计算制导指令时需要额外计算弹目视线角，然而，但由于成本的限制与战场环境的变化(温度、湿度)，使得弹载传感器的刻度尺系数会产生波动，即角速率陀螺刻度尺系数与探测器刻度尺系数产生变化，从而导致角速率陀螺刻度尺系数与探测器刻度尺系数不匹配，进而造成弹目视线信息的不完全解耦。而且角速率陀螺的成本较高，如果可能的话，大家都希望去掉角速率陀螺这样的成本高、低可靠性的探测原件，最大程度地简化飞行器上携带的部件，以低成本高性能的方案完成飞行器的设计制造；

在整个飞行器的制导过程中，都依赖于卫星提供位置及速度信息，对于高动态飞行器来说，丢星的问题比较严重，容易受到各种信号、地域因素等干扰，在恶劣的环境及天气下受到的干扰会更大，可能导致飞行器上卫星接收机无法接收到卫星信号，当丢星后，飞行器会失控，进而造成不可挽救的后果。

由于上述原因，本发明人对现有的高动态飞行器制导控制系统做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的，带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统，该系统包括处理器模块，其用于计算飞行器的需用过载，拟卫星制导解算模块，其用于在丢星时为处理器模块提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，迭代模块，其与捷联导引头相连，其通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取计算需用过载所需的弹目视线角速率，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统，该系统包括

处理器模块1，其用于计算飞行器的需用过载，

拟卫星制导解算模块2，其用于在丢星时为处理器模块1提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，

迭代模块3，其与捷联导引头相连，其通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取计算需用过载所需的弹目视线角速率。

其中，该系统还包括存储模块4，所述存储模块4用于存储飞行器上连续3个时刻的位置和速度信息，优选地，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块2从存储模块4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理器模块1的同时还要存储在所述存储模块4中。

其中，天线5，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块6，其与所述天线5相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，

接收机7，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，输送至存储模块4；

卫星制导解算模块8，其用于调取存储模块4中的导航电文，并解算出当前时刻的位置和速度信息。

其中，所述接收机7包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机中的一种或多种；

所述各个接收机分别接收对应的卫星信号。

优选地，所述接收机7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模块2启动工作；

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，将星数最高的卫星信号种类信息传递给卫星制导解算模块8，卫星制导解算模块8从存储模块4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。

其中，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块2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，

x_i,y_i,z_i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；Δt为卫星制导周期。

其中，所述迭代模块3用于在末制导段按照预定频率调取捷联导引头探测得到的弹目视线角，并将之引入到下式(三)中进行迭代，在迭代预定次数/时间后，式(三)中x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

其中，x₁和x₂都表示无物理含义的状态变量，

和

分别表示x₁和x₂对时间的导数，表示x₁和x₂的变化率；k₁、k₂和k₃分别表示计算系数，在计算过程中取具体的固定值；q表示由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角。

其中，通过下式(四)按照预定频率更新x₁、x₂、

和

其中，

表示T时刻的

表示T时刻的x₁，

表示T+1时刻的x₁；

表示T时刻的

表示T时刻的x₂，

表示T+1时刻的x₂，T表示任意一个执行迭代作业的时刻。

其中，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取任意数值，

优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取0～1内的任意数值；

更优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂都取值为0。

其中，所述式(三)的迭代频率大于或等于所述捷联导引头的探测频率；

优选地，所述式(三)的迭代频率为50Hz，即每0.02秒更新一次x₁、x₂、

和

其中，所述式(三)的迭代工作持续预定时间后，再实时调取状态变量x₂，并认定所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

优选地，该预定时间大于等于0.5s。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统，能够在仅有弹目视线角的情况下直接获知弹目视线角速率，省略了专用测量弹目视线角的设备，降低了飞行器中的复载并节约空间；

(2)带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统能够根据实时获得的弹目视线角计算出对应的弹目视线角速率，在后续的计算过程中，引入弹目视线角以后仅需一次迭代即可获知弹目视线角速率，计算速度快，基本没有计算延迟，具备较强的应用前景；

(3)带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统中设置有拟卫星制导解算模块，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出根据本发明一种优选实施方式的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统整体结构逻辑图；

图2示出根据本发明一种优选实施方式的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统中天线的结构示意图；

图3示出根据本发实验例1中的视线角速率真实值与估计值的示意图；

图4中示出了图3中的弹目视线角速率真实值的曲线图，

图5中示出了图3中的弹目视线角速率估计值的曲线图；

图6出实验例2中三种弹道曲线。

附图标号说明

1-处理器模块

2-拟卫星制导解算模块

3-迭代模块

4-存储模块

5-天线

6-抗干扰模块

7-接收机

8-卫星制导解算模块

9-容纳槽

10-防护挡板

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。

根据本发明提供的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统，该系统包括处理器模块1，其用于计算飞行器的需用过载，

拟卫星制导解算模块2，其用于在丢星时为处理器模块1提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，

迭代模块3，其与捷联导引头相连，其通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取计算需用过载所需的弹目视线角速率。

本发明中通过模拟生成卫星信号可解算出的飞行器位置及速度信息，并将之输送给需要该信息进行计算的处理器模块，对于执行制导计算的处理器模块来说，并不知道卫星信号是否丢星；所以对于处理器模块来说，本发明中飞行器能够自行提供拟合重构的卫星信号，使得处理器模块在整个制导过程中都处于有卫星信号的正常工作状态之中。

在一个优选的实施方式中，该系统还包括存储模块4，所述存储模块4用于存储飞行器上连续3个时刻的位置和速度信息；

当存储模块4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，使得存储模块4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模块2从存储模块4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理器模块1的同时还要存储在所述存储模块4中，传递给处理器模块1使得处理器模块1可以据此计算出需要过载，为飞行器提供制导控制，传递给存储模块4使得存储模块4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1和图2中所示，该飞行器中还设置有：

天线5，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块6，其与所述天线5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7，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，输送至存储模块4；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；

卫星制导解算模块8，其用于调取存储模块4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7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7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7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；

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模块2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理器模块，由处理器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模块8，卫星制导解算模块8从存储模块4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。

在一个优选的实施方式中，如图4中所示，所述天线5的形状为片材形状，用以在高过载/高动态时接收卫星信号，

本发明中所述的高过载是指作用在飞行器上的气动力和发动机推力的合力与飞行器重力的比值在10000及以上；高动态是指飞行器可进行大机动飞行，具有较大的法向加速度(一般将法向加速度在10g以上的飞行情况称之为大机动飞行，g表示重力加速度)。

优选地，天线5设置在飞行器外壁上，

更优选地，在所述飞行器的外壁上设置有内凹的容纳槽9，所述天线5安装在所述容纳槽9内，所述天线5安装在所述容纳槽9内，所述容纳槽9的深度尺寸大于所述天线的厚度尺寸，且在天线5外部设置有防护挡板10。

天线5固定在容纳槽9的底部，优选地，所述容纳槽刚好能够容纳天线5，容纳槽的侧壁能够为天线5提供侧向限位，防止天线5串动，所述防护挡板10固定在容纳槽的顶部，其自身完全置于容纳槽内部，可使得飞行器外表面基本平滑，所述防护挡板外部形状与飞行器的外形轮廓相适应，可以是弧形，也可以是平板形，所述防护挡板内侧与天线5相抵接，用以固定天线5，确保在加速过程中天线5不会移动和破坏。

所述防护挡板10用于在飞行器加速阶段保护其内侧的天线5，防止天线5在加速过程中破损，当所述飞行器进入到制导阶段时，所述防护挡板10从飞行器上脱离，使得天线5裸露在外，进而方便与天线5接收卫星信号，避免防护挡板10屏蔽/干扰卫星信号。优选地，天线5与飞行器上的舵机类似，都是在制导阶段才需要启动工作，所以所述防护挡板10与飞行器舵机外部的挡板可同步控制，同步脱离。

所述天线5的形状为片材形状，即所述天线5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5设置有多片，均布在飞行器周围，优选地，所述天线5设置有4片，本申请中优选地，该天线5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5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5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5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5的长度尺寸优选为120～200mm，所述天线5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，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块通过下式(一)和式(二)获得当前时刻的飞行器位置和速度信息；

其中，

x_i,y_i,z_i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，x_i-1,y_i-1,z_i-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x_i-1,y_i-1,z_i-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；x_i-2,y_i-2,z_i-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；Δt为卫星制导周期，Δt的一般取值为50ms。

在一个优选的实施方式中，所述迭代模块3用于在末制导段按照预定频率调取捷联导引头探测得到的弹目视线角，并将之引入到下式(三)中进行迭代，通过多次迭代下式(三)获得可逼近弹目视线角速率

的状态变量x₂，并认为所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

其中，x₁和x₂都表示无物理含义的变量，该变量随时间变化，

和

分别表示x₁和x₂对时间的导数，表示x₁和x₂的变化率；k₁、k₂和k₃分别表示计算系数，在计算过程中取具体的恒定值；q表示由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角。

通过获取由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角q，结合已知的x₁和x₂的初始值，以及取值固定的k₁、k₂和k₃，能够直接计算得到

和

从而完成一次迭代；

在进行下次迭代前，需要计算获知下一时刻对应的x₁和x₂的值，具体来说，通过下式(四)按照预定频率更新x₁、x₂、

和

其中，

表示T时刻的

即

表示由T时刻的x₁和x₂通过式(一)迭代得到的

表示T时刻的x₁，

表示T+1时刻的x₁；

表示T时刻的

表示T时刻的x₂，

表示T+1时刻的x₂，T表示任意一个执行迭代作业的时刻。

在上述式(四)中，通过

与两次迭代的时间间隔t相乘得到x₁的变化量，再通过x₁的变化量与上一时刻的x₁相加得到下一时刻的x₁；

通过

与两次迭代的时间间隔t相乘得到x₂的变化量，再通过x₁的变化量与上一时刻的x₂相加得到下一时刻的x₂；

再将所述下一时刻的x₁和x₂迭代至式(三)，求得下一时刻的

和

从而完成第二次迭代；

按照预定频率进行迭代，进而按照预定频率更新x₁、x₂、

和

所述迭代的频率是固定的，即每相邻两次迭代的时间间隔t是固定值；所述T+1和T之间的时间间隔为t，即预定频率的倒数。

优选地，所述式(三)的迭代频率大于或等于所述捷联导引头的探测频率；优选地，在每次迭代计算过程中都选用由捷联导引头实时探测得到的最新的弹目视线角q。即使得每次迭代引入的弹目视线角都是新的，刚刚测量得到的弹目视线角，是未用于迭代计算的弹目视线角，使得引入迭代的弹目视线角基本能够构成平滑曲线。

更优选地，所述式(三)的迭代频率可以为50Hz，即每0.02秒更新一次x₁、x₂、

和

即t的取值为0.02；

或者，所述式(三)的迭代频率可以为100Hz，即每0.01秒更新一次x₁、x₂、

和

即t的取值为0.01；

t的取值可以根据具体的精度需求及芯片的计算速度确定，本发明给出的方案中优选为0.005～0.02s。

在一个优选的实施方式中，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取任意数值，

优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂可以取0～1内的任意数值；

更优选地，在迭代初始时，所述x₁和x₂都取值为0。

在一个优选的实施方式中，所述式(三)的迭代工作持续预定时间后，再实时调取状态变量x₂，并认定所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等。

所述预定时间能够使得式(三)经过足够多次数的迭代，从而或者较为合理的x₁和x₂，

优选地，该预定时间大于等于0.5s，如0.5～2s；在该预定时间内，所述式(三)可以迭代10次以上。

在一个优选的实施方式中，所述k₁取值为0.1～1中的任意值；

所述k₂取值为0.1～1中的任意值；

所述k₃取值为0.01～0.5中的任意值；

所述k₁、k₂和k₃的具体取值直接影响到迭代效率和得到的弹目视线角速率的振荡幅值，即不能太大也不能太小，是直接影响本申请中制导控制系统在末制导段控制精度的关键参数，

本发明中优选地，所述k₁取值为0.5；

所述k₂取值为0.5；

所述k₃取值为0.1。

在一个优选的实施方式中，所述导引头可以分别输出法向的弹目视线角和偏航方向的弹目视线角，所以将这两个弹目视线角分别代入到迭代模块3中以后，能够分别获得法向方向的弹目视线角速率和偏航方向的弹目视线角速率，从而分别计算出法向即俯仰方向的需用过载和偏航方向的需要过载，多个过载加和后控制舵机打舵工作；也可以首先对两个方向的弹目视线角做合成处理，得到整体的弹目视线角之后再进行迭代得到弹目视线角速率。

实验例1：

本实验例1旨在通过仿真实验验证本申请提供的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统中能够通过迭代模块获知接近真实值的弹目视线角速率；具体来说，

通过仿真设备向仿真模拟飞行器中实时输入该飞行器的真实弹目视线角，在该仿真模拟飞行器中存储有本发明所述的迭代模块，通过迭代模块获得弹目视线角速率，在迭代获得的过程中，状态变量x₁和x₂的初始值都取值为0，k₁取值为0.5，k₂取值为0.5，k₃取值为0.1；迭代频率为50Hz；以50Hz的频率向其中输入该飞行器的真实弹目视线角；接收所述迭代模块传递出的状态变量x₂的值，将状态变量x₂作为弹目视线角速率估计值，与弹目视线角速率真实值在同一个图表进行比较，得到图3中所示的视图；另外，在图4中示出了图3中的弹目视线角速率真实值的曲线图，在图5中示出了图3中的弹目视线角速率估计值的曲线图。

从该图3中可知，在初始阶段，在0.5秒以前，弹目视线角速率估计值波动范围较大，与真实值的差距较大，在0.5秒以后弹目视线角速率估计值的轨迹曲线与弹目视线角速率真实值的轨迹曲线基本重合，说明估计值是基本准确有效的，说明本发明提供的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统中的迭代模块能够获知真实的弹目视线角速率。

实验例2：

本实验例2旨在通过仿真实验验证本申请提供的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统中能够通过拟卫星制导解算模块在丢星的情况下解算出当前时刻的飞行器位置和速度信息；具体来说，

通过飞行器仿真模拟系统模拟飞行器的飞行轨迹，在仿真实验中，在同一发射地点，向同一目标位置发射相同型号的三颗飞行器，对于每一颗飞行器来说，目标点都处在射程之内，目标点与发射点之间的距离为2万米，测绘每一个飞行器的飞行轨迹，进而得到图6；

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。

在这三颗飞行器中都安装有本发明所述的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统，通过如图2中所示的天线接收卫星信号，通过抗干扰模块对所述卫星信号做滤波处理，通过接收机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，输送至存储模块；通过处理器模块判断是否丢星，在丢星时，通过拟卫星制导解算模块拟合重构卫星信号，获知当前刻的飞行器位置和速度信息；在未丢星时，通过卫星制导解算模块解算出当前时刻的位置和速度信息，再通过微处理器模块计算需用过载，在制导段持续为飞行器提供制导指令。

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6中用未丢星轨迹曲线表示；

第二颗飞行器在发射后36s至41s这5s内丢失卫星信号，最终仍然顺利到达目标点，图6中用丢星1轨迹曲线表示；

第三颗飞行器在距发射点10000m-12000m的区域丢失卫星信号，最终仍然顺利到达目标点，图6中用丢星2轨迹曲线表示。

通过上述实验能够表明，在安装有本发明提供的带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统的情况下，阶段性丢失卫星信号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 (16)

1.一种带有捷联导引头的高动态飞行器的制导控制系统，其特征在于，该系统包括

处理器模块(1)，其用于计算飞行器的需用过载，

拟卫星制导解算模块(2)，其用于在丢星时为处理器模块(1)提供计算需用过载所需的当前时刻的飞行器位置和速度信息，

迭代模块(3)，其与捷联导引头相连，其通过捷联导引头探测得到的弹目视线角直接获取计算需用过载所需的弹目视线角速率，

所述迭代模块(3)用于在末制导段按照预定频率调取捷联导引头探测得到的弹目视线角，并将之引入到下式(三)中进行迭代，在迭代预定次数/时间后，式(三)中x₂与弹目视线角速率

的数值相等；

其中，x₁和x₂都表示无物理含义的状态变量，

和

分别表示x₁和x₂对时间的导数，表示x₁和x₂的变化率；k₁、k₂和k₃分别表示计算系数，在计算过程中取具体的固定值；q表示由捷联导引头实时探测得到的弹目视线角。

2.根据权利要求1所述的制导控制系统，其特征在于，

该系统还包括存储模块(4)，所述存储模块(4)用于存储飞行器上连续3个时刻的位置和速度信息。

3.根据权利要求2所述的制导控制系统，其特征在于，当丢星时，所述拟卫星制导解算模块(2)从存储模块(4)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。

4.根据权利要求3所述的制导控制系统，其特征在于，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给处理器模块(1)的同时还要存储在所述存储模块(4)中。

5.根据权利要求1所述的制导控制系统，其特征在于，该飞行器上还设置有：

天线(5)，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块(6)，其与所述天线(5)相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，

接收机(7)，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，输送至存储模块(4)；

卫星制导解算模块(8)，其用于调取存储模块(4)中的导航电文，并解算出当前时刻的位置和速度信息。

6.根据权利要求5所述的制导控制系统，其特征在于，

所述接收机(7)包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机中的一种或多种；

所述各个接收机分别接收对应的卫星信号。

7.根据权利要求6所述的制导控制系统，其特征在于，所述接收机(7)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模块(2)启动工作；

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，将星数最高的卫星信号种类信息传递给卫星制导解算模块(8)，卫星制导解算模块(8)从存储模块(4)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。

8.根据权利要求3所述的制导控制系统，其特征在于，

当丢星时，所述拟卫星制导解算模块(2)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，

x_i,y_i,z_i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；Δt为卫星制导周期。

9.根据权利要求1所述的制导控制系统，其特征在于，在所述迭代模块中，

通过下式(四)按照预定频率更新x₁、x₂、

和

其中，

表示T时刻的

表示T时刻的x₁，

表示T+1时刻的x₁；

表示T时刻的

表示T时刻的x₂，

表示T+1时刻的x₂，T表示任意一个执行迭代作业的时刻。

10.根据权利要求1所述的制导控制系统，其特征在于，

在迭代初始时，所述x₁和x₂取任意数值。

11.根据权利要求10所述的制导控制系统，其特征在于，在迭代初始时，所述x₁和x₂取0～1内的任意数值。

12.根据权利要求11所述的制导控制系统，其特征在于，在迭代初始时，所述x₁和x₂都取值为0。

13.根据权利要求1所述的制导控制系统，其特征在于，

所述式(三)的迭代频率大于或等于所述捷联导引头的探测频率。

14.根据权利要求13所述的制导控制系统，其特征在于，所述式(三)的迭代频率为50Hz，即每0.02秒更新一次x₁、x₂、

和

15.根据权利要求1所述的制导控制系统，其特征在于，

所述式(三)的迭代工作持续预定时间后，再实时调取状态变量x₂，并认定所述状态变量x₂与弹目视线角速率

的数值相等。

16.根据权利要求15所述的制导控制系统，其特征在于，所述预定时间大于等于0.5s。

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