CN111397441B - 带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统 - Google Patents

带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统 Download PDF

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CN111397441B CN201910005130.7A CN201910005130A CN111397441B CN 111397441 B CN111397441 B CN 111397441B CN 201910005130 A CN201910005130 A CN 201910005130A CN 111397441 B CN111397441 B CN 111397441B
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Abstract

本发明公开了一种带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统，该制导系统能够控制飞行器对远程目标、中程目标或近程目标进行打击，具有重要工程意义，具体来说，该制导系统，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。

Description

带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导 系统
技术领域
本发明涉及一种远程制导飞行器的制导系统，具体涉及一种带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统。
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毕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，对于远程制导飞行器来说，在设置火箭增程等模块的情况下，其上平台导引头等组件的工作性能有可能受到高动态的影响而失准，为此，将导引头设置为捷联导引头可以更好地确保导引头工作的稳定性；
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，以期待通过设置有效的全新的控制系统来使得远程制导飞行器可以克服上述问题，从而设计出一种能够解决上述问题的带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统。
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，设计出一种带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统，该制导系统能够控制飞行器对远程目标、中程目标或近程目标进行打击，具有重要工程意义，具体来说，该制导系统，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，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供以一种带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统，该系统包括决策模块1和中心处理模块2；
所述决策模块1用于在飞行器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；
所述组件包括激光制导模块4，该激光制导模块4中包括捷联激光导引头和与之相连的迭代模块，所述迭代模块用于根据捷联激光导引头探测得到的弹目视线角得到弹目视线角速率。
其中，所述迭代模块用于按照预定频率调取捷联激光导引头探测得到的弹目视线角，并将之引入到下式(一)中进行迭代，在迭代预定次数/时间后，式(一)中x2与弹目视线角速率
Figure GDA0003773792890000031
的数值相等；
Figure GDA0003773792890000032
其中，x1和x2都表示无物理含义的状态变量，
Figure GDA0003773792890000033
和
Figure GDA0003773792890000034
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表示由捷联激光导引头实时探测得到的弹目视线角；
优选地，在所述迭代模块中，
通过下式(二)按照预定频率更新x1、x2、
Figure GDA0003773792890000035
和
Figure GDA0003773792890000036
Figure GDA0003773792890000037
其中，
Figure GDA0003773792890000038
表示T时刻的
Figure GDA0003773792890000039
表示T时刻的x1，
Figure GDA00037737928900000310
表示T+1时刻的x1；
Figure GDA00037737928900000311
表示T时刻的
Figure GDA00037737928900000312
表示T时刻的x2，
Figure GDA00037737928900000313
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，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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，中心处理模块2接收三轴角速率信息和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，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，滚转角信息由地磁敏感模块直接敏感测量获得；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块2根据由激光制导模块输出的弹目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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块2根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块根据由激光制导模块输出的弹目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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块2根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块根据由激光制导模块输出的弹目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，
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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块2根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块根据由激光制导模块输出的弹目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)根据本发明提供的带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统能够控制飞行器命中远程目标，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，通过制导系统能够使得远程飞行器具备全射程覆盖的能力；
(2)根据本发明提供的带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统中激光制导模块能够在选用捷联导引头的情况下直接得到弹目视线角速率，为中心处理模块解算需用过载提供数据基础。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导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激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统中各个组件模块在飞行器中的相对安装位置示意图；
图3示出本发明实验例1中仿真模拟得到的飞行轨迹图；
图4示出根据本发实验例2中的视线角速率真实值与估计值的示意图；
图5中示出了图4中的弹目视线角速率真实值的曲线图，
图6中示出了图4中的弹目视线角速率估计值的曲线图。
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
6-卫星制导模块
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。
根据本发明提供的带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统，如图1中所示，该系统包括决策模块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、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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，中心处理模块2接收三轴角速率信息和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。其中，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，滚转角信息由地磁敏感模块直接敏感测量获得；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块2根据由激光制导模块输出的弹目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，所述组件包括激光制导模块4，该激光制导模块4中包括捷联激光导引头和与之相连的迭代模块，所述迭代模块用于根据捷联激光导引头探测得到的弹目视线角得到弹目视线角速率；当所述中心处理模块2收到弹目视线角速率以后，中心处理模块2根据弹目视线角速率解算需用过载，例如通过导航比、飞行器速度和弹目视线角速率的乘积得到需用过载等。
在一个优选的实施方式中，所述迭代模块用于按照预定频率调取捷联激光导引头探测得到的弹目视线角，并将之引入到下式(一)中进行迭代，在迭代预定次数/时间后，式(一)中x2与弹目视线角速率
Figure GDA0003773792890000121
的数值相等；
Figure GDA0003773792890000131
其中，x1和x2都表示无物理含义的变量，该变量随时间变化，
Figure GDA0003773792890000132
和
Figure GDA0003773792890000133
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表示由捷联激光导引头实时探测得到的弹目视线角。
通过获取由捷联激光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
Figure GDA0003773792890000134
和
Figure GDA0003773792890000135
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(二)按照预定频率更新x1、x2、
Figure GDA0003773792890000136
和
Figure GDA0003773792890000137
Figure GDA0003773792890000138
其中，
Figure GDA0003773792890000139
表示T时刻的
Figure GDA00037737928900001310
即
Figure GDA00037737928900001311
表示由T时刻的x1和x2通过式(一)迭代得到的
Figure GDA00037737928900001312
表示T时刻的x1，
Figure GDA00037737928900001313
表示T+1时刻的x1；
Figure GDA00037737928900001314
表示T时刻的
Figure GDA00037737928900001315
表示T时刻的x2，
Figure GDA00037737928900001316
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(二)中，通过
Figure GDA00037737928900001317
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
Figure GDA00037737928900001318
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(一)，求得下一时刻的
Figure GDA00037737928900001319
和
Figure GDA00037737928900001320
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、
Figure GDA00037737928900001321
和
Figure GDA0003773792890000141
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(一)的迭代频率大于或等于所述捷联激光导引头的探测频率；优选地，在每次迭代计算过程中都选用由捷联激光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(一)的迭代频率可以为50Hz，即每0.02秒更新一次x1、x2、
Figure GDA0003773792890000142
和
Figure GDA0003773792890000143
即t的取值为0.02；
或者，所述式(一)的迭代频率可以为100Hz，即每0.01秒更新一次x1、x2、
Figure GDA0003773792890000144
和
Figure GDA0003773792890000145
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(一)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
Figure GDA0003773792890000146
的数值相等。
所述预定时间能够使得式(一)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(一)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应用于捷联激光导引头的弹目视线角速率获取方法的最终效果的关键参数，
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。
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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块2根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，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输出的弹目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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块2根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，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输出的弹目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。
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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块2根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，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输出的弹目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。
卫星制导模块用于根据接收的卫星信号，解算出飞行器实时的位置与速度信息，并将其作为输入量传送至中心处理模块。卫星制导模块可以包括GPS接收机、北斗接收机、GLONASS接收机中的一种或多种，本发明中所述的卫星制导模块可以选择现有技术中已有的卫星制导模块，本申请中对此不做特别限定。
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捷联激光导引头、卡尔曼滤波器和迭代模块，在捷联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，并将视线角信息作为输入量传送给迭代模块，经过迭代模块迭代处理后得到弹目视线角速率至中心处理模块。
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、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1：
为了验证本申请提供的带有捷联导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统能够使得飞行器具有全射程兼顾的实际能力，通过仿真模拟，在飞行器中安装本发明所述的制导系统，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，分别针对9km、13km、23km、28km、40km处的目标，分别发射安装有本发明所述的制导系统的飞行器，得到如图3中所示的5条飞行轨迹图，从图3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。
实验例2：
为了验证本申请提供的带有捷联导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统中迭代模块能够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弹药中实时输入该弹药的真实弹目视线角，在该仿真模拟弹药中存储有本发明所述的迭代模块，通过迭代模块迭代获得弹目视线角速率，在迭代过程中，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弹药的真实弹目视线角；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4中所示的视图；另外，在图5中示出了图4中的弹目视线角速率真实值的曲线图，在图6中示出了图4中的弹目视线角速率估计值的曲线图。
从该图4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激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统能够获知真实的弹目视线角速速率。
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 (10)

1.一种带有捷联激光导引头的远程制导飞行器的全射程覆盖制导系统，其特征在于，该系统包括决策模块(1)和中心处理模块(2)；
所述决策模块(1)用于在飞行器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；
所述组件模块包括激光制导模块(4)，该激光制导模块(4)中包括捷联激光导引头和与之相连的迭代模块，所述迭代模块用于根据捷联激光导引头探测得到的弹目视线角得到弹目视线角速率；
所述迭代模块用于按照预定频率调取捷联激光导引头探测得到的弹目视线角，并将之引入到下式(一)中进行迭代，在迭代预定次数/时间后，式(一)中x2与弹目视线角速率
Figure FDA0003773792880000016
的数值相等；
Figure FDA0003773792880000011
其中，x1和x2都表示无物理含义的状态变量，
Figure FDA0003773792880000012
和
Figure FDA0003773792880000013
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表示由捷联激光导引头实时探测得到的弹目视线角；
在所述迭代模块中，
通过下式(二)按照预定频率更新x1、x2、
Figure FDA0003773792880000014
和
Figure FDA0003773792880000015
Figure FDA0003773792880000021
其中，
Figure FDA0003773792880000022
表示T时刻的
Figure FDA0003773792880000023
Figure FDA0003773792880000024
表示T时刻的x1，
Figure FDA0003773792880000025
表示T+1时刻的x1；
Figure FDA0003773792880000026
表示T时刻的
Figure FDA0003773792880000027
Figure FDA0003773792880000028
表示T时刻的x2，
Figure FDA0003773792880000029
表示T+1时刻的x2，T表示任意一个执行迭代作业的时刻。
2.根据权利要求1所述的制导系统，其特征在于，
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)；
所述组件模块包括激光制导模块(4)、卫星制导模块(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)。
3.根据权利要求2所述的制导系统，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(9)、卫星制导模块(6)、滑翔启动模块(8)和激光制导模块(4)启动工作；
近程制导启控模块(33)用于控制地磁敏感模块(9)与激光制导模块(4)启动工作。
4.根据权利要求2所述的制导系统，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。
5.根据权利要求4所述的制导系统，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地磁敏感模块和激光制导模块启动工作。
6.根据权利要求5所述的制导系统，其特征在于，
在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，中心处理模块(2)接收三轴角速率信息和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，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，滚转角信息由地磁敏感模块直接敏感测量获得；
当激光制导模块捕获到由目标反射的激光，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块(2)根据由激光制导模块输出的弹目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。
7.根据权利要求4所述的制导系统，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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块(2)根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块根据由激光制导模块输出的弹目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。
8.根据权利要求4所述的制导系统，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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块(2)根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块根据由激光制导模块输出的弹目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或7所述的制导系统，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，
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，在激光制导模块输出弹目视线角速率信息之前，所述中心处理模块(2)根据卫星制导模块获取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，经过迭代能够输出弹目视线角速率信息时，中心处理模块根据由激光制导模块输出的弹目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所述的制导系统，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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