CN111412793B - 应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统，该控制系统能够控制远程制导飞行器能对远程目标、中程目标和近程目标进行打击，并且能够在存在较大侧偏的情况下，将飞行器修正回到正确的方向，最终命中目标，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，在中制导段，根据起控时飞行器的侧偏距离选择相应的导航比进行需要过载的计算。

Description

应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统

技术领域

本发明涉及一种远程制导飞行器的控制系统，具体涉及一种应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统。

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，由于发射时的初始方向可能存在较大误差，在无控飞行的过程中，侧风、自身旋转产生的马格努斯力等因素的影响，会进一步地放大该误差，造成较大的初始侧偏，针对不同的侧偏情况，理应选择与之对应的侧偏修正方案进行修正，这样才能确保飞行器制导控制过程中的状态平稳，对于采用激光制导进行末制导的飞行器来说，在末制导段能否顺利捕获到激光信号也是直接影响命中精度的一个重要指标，一般需要在距目标3km时，侧偏小于600m才能确保飞行器导引头及时捕获到目标，即目标进入到导引头的视场域，这就对飞行器在中制导段的侧偏修正能力提出了较高的要求；

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远程制导飞行器上防侧偏的全射程覆盖控制系统。

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，设计出一种应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统，该控制系统能够控制远程制导飞行器能对远程目标、中程目标和近程目标进行打击，并且能够在存在较大侧偏的情况下，将飞行器修正回到正确的方向，最终命中目标，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，在中制导段，根据起控时飞行器的侧偏距离选择相应的导航比进行需要过载的计算，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以一种应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统，该控制系统包括决策模块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；

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。

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；

所述需用过载包括侧偏需用过载，

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，中心处理模块2中的所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度和侧偏方向弹目视线角速率的乘积获得，其中，导航比N的取值根据起控时飞行器的侧偏距离z_m的大小进行确定。

其中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为大侧偏时，

当

时，

当

且x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4

其中，x_m表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x_m的值是实时测算得到的值，随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度；

优选地，起控时飞行器的侧偏距离z_m为中等侧偏时，

当x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4。

优选地，起控时飞行器的侧偏距离z_m为小侧偏时，

N＝4。

其中，当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在1800m以上时，侧偏距离z_m为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离z_m为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在600m以下时，侧偏距离z_m为小侧偏。

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)根据本发明提供的应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制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，该控制系统使得飞行器具备全射程覆盖的能力；

(2)根据本发明提供的应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统，能够在存在大侧偏的情况下高效平稳地修正飞行器，确保末制导段时飞行器导引头顺利捕获到目标，最终命中目标；

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的目标点、发射点及飞行器所在位置之间的示意图；

图4示出本发明实验例中仿真模拟得到的飞行轨迹图；

图5示出本发明仿真实验中，起控后，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即起控后的侧向弹道曲线图；

图6示出本发明仿真实验中，起控后，在末制导段前，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即进入末制导段前的侧向弹道曲线图。

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

5-卫星制导模块

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。

根据本发明提供的应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统，如图1中所示，该控制系统包括决策模块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、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。

所述需用过载包括侧偏需用过载，

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，飞行器为中制导段，采用卫星制导的方式进行制导，

中心处理模块2中的所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度和侧偏方向弹目视线角速率的乘积获得，其中，导航比N的取值根据起控时飞行器的侧偏距离z_m的大小进行确定。

在一个优选的实施方式中，所述侧偏需用过载实时通过下式(一)获得：

其中，a_M侧表示侧偏需用过载，N表示导航比，V表示飞行器的飞行速度，

表示飞行器的侧偏方向弹目视线角速率。由于本申请中旨在研究侧偏修正，侧偏方向弹目视线角速率简写为弹目视线角速率，侧偏需用过载也会简写为需用过载。

在实际工作中，所述需用过载还包括法向方向上的需用过载，其计算过程完全可以采用现有技术中已知的算法，所以本申请中对此不做特别限定。

所述飞行器的飞行速度由飞行器上的传感元件实时测量得到，即卫星制导模块能够通过接收卫星信号解算出飞行器实时的飞行速度信息，所述弹目视线角速率即可以通过激光制导模块实时测量得到，也可以通过计算得到，一般来说，在中制导段可以通过卫星信号解算出的飞行器位置信息和目标点位置信息得到法向弹目视线角速率和侧偏方向弹目视线角速率；在末制导段时通过平台激光导引头直接测量得到法向弹目视线角速率和侧偏方向弹目视线角速率。

在一个优选的实施方式中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为大侧偏时，

当

时，

当

且x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4

其中，x_m表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x_m的值是实时测算得到的值，随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度；x^*在计算过程中取恒定值；x_m、x^*和z_m的定义可以参见图3中所示的示意图；

由上述计算式可知，当

时，导航比N的计算式发生变化，但是N的取值一直是沿着曲线渐变的，并不存在突变点，是光滑连续的，飞行器可以只提供持续稳定的过载，不必因导航比的突变而提供较大的瞬时过载，从而避免了由于控制量的不连续性造成执行机构的偏转失效。

所述侧偏距离z_m如图3中所示，将目标点与发射点之间用直线连接，飞行器所在点与该直线之间的距离即为所述侧偏距离；用以指代飞行器在侧向上，偏离航行的程度。

在一个优选的实施方式中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为中等侧偏时，

当x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4。

在x_m≤3km时，飞行器进入末制导段，侧偏已经被修正到可以允许的范围内，从而使得飞行器上的激光制导模块能够捕获到目标，此时采用比例导引制导律进行制导即可。

在一个优选的实施方式中，起控时飞行器的侧偏距离z_m为小侧偏时，

N＝4。即在小侧偏时只需利用固定的导航比进行制导计算即可；

在一个优选的实施方式中，当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在1800m以上时，侧偏距离z_m为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离z_m为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在600m以下时，侧偏距离z_m为小侧偏。

针对不同的侧偏量选择相应的导航比计算式，从而使得处于不同侧偏量情况下的弹药都能够在末制导段以前使得目标点进入到视场域之中，即导引头捕获到目标；

在一个优选的实施方式中，由于本发明旨在研究飞行器的侧偏修正控制，在研究过程中，需将所有的点均投影到同一个平面上进行研究，所以本发明中涉及到的所有的点，如飞行器所在点、发射点、目标点、起控点等等，都特指该点在同一个水平面上的投影点。

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根据卫星制导模块获取的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过载，其中，侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度和侧偏方向弹目视线角速率的乘积获得，并且根据起控时飞行器的侧偏距离z_m的大小确定导航比的大小。

在获得需用过载后，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。在激光制导的过程中，导航比取固定值4；

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根据卫星制导模块获取的飞行器速度信息和飞行器位置信息生成需用过载，其中，所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度和侧偏方向弹目视线角速率的乘积获得，法向过载通过导航比、飞行器的飞行速度和法向方向弹目视线角速率的乘积获得，在计算侧偏需要过载时，导航比是变化的，在计算法向需用过载时，导航比取固定值。

获得需用过后，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。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应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统能够控制飞行器打击远程、中程和进程的目标，通过仿真模拟，通过本申请提供的防侧偏的全射程覆盖控制系统控制飞行器，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，分别发射携带有本申请提供的防侧偏的全射程覆盖控制系统的飞行器，得到如图4中所示的5条飞行轨迹图，从图4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，即本申请提供的防侧偏的全射程覆盖控制系统能够控制飞行器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，设定发射时存在较大的方向偏差，飞行器起控时距目标的射向距离为25km，侧偏为3.5km，模拟两颗飞行器，其中第一颗飞行器为方案一，其飞行轨迹如图5、图6中实线所示，表示采用本申请提供的防侧偏的全射程覆盖控制系统得到的弹道曲线，第二颗飞行器为方案二，其飞行轨迹如图5、图6中虚线所示，表示采用传统比例导引算法，

其中N＝4得到的弹道曲线；

上述两颗飞行器飞行速度为300m/s，飞行方向与发射点至目标点的连线平行；

图5中给出了两种方案中，飞行器起控后的侧向弹道轨迹图；图6给出了两种方案中，飞行器进入末制导段以前的侧向弹道轨迹图，即，图5和图6都并非完整的侧向弹道轨迹图，都是部分飞行阶段的侧向弹道轨迹图。

本发明中所述的射向距离是指：从飞行器起控时起算，飞行器在发射点与目标点连线上投影的飞行距离；本实验例中，在起控时的射向距离为0，恰好命中目标时的射向距离为25km；

由图5可知，通过本申请提供的用于远程制导飞行器的侧偏修正方法获得的弹道修正情况明显由于传统比例导引算法获得的弹道修正情况，在相同的大侧偏情况下，即侧偏为3.5km时，本申请提供的用于远程制导飞行器的侧偏修正方法能够有效控制飞行器飞向目标，而传统的比例导引算法最终有大约300m的脱靶量，并不能精确命中目标。

由图6可知，采用本申请提供的用于远程制导飞行器的侧偏修正方法能够按照期望，在x_m为3km时将侧偏修正至600m以内，且能够精确到440米左右；而传统的比例导引算法不能完成任务指标，在x_m为3km时侧偏仍有800米左右；

因此，通过上述对比能够说明本申请提供的应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统可以有效地修正侧偏，降低脱靶量。

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)

1.一种应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统，其特征在于，该控制系统包括决策模块(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；

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(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)；

所述需用过载包括侧偏需用过载，

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，中心处理模块(2)中的所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度和侧偏方向弹目视线角速率的乘积获得，其中，导航比N的取值根据起控时飞行器的侧偏距离z_m的大小进行确定。

2.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，

起控时飞行器的侧偏距离z_m为大侧偏时，

当

时，

当

且x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4

其中，x_m表示飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，x_m的值是实时测算得到的值，随着飞行器的位置变化而变化；x^*表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度；

起控时飞行器的侧偏距离z_m为中等侧偏时，

当x_m＞3km时，

当x_m≤3km时，N＝4；

起控时飞行器的侧偏距离z_m为小侧偏时，N＝4。

3.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在1800m以上时，侧偏距离z_m为大侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值介于600m～1800m之间时，侧偏距离z_m为中等侧偏；

当起控时飞行器的侧偏距离z_m取值在600m以下时，侧偏距离z_m为小侧偏。

4.根据权利要求1所述的控制系统，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、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。

5.根据权利要求1所述的控制系统，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。

6.根据权利要求5所述的控制系统，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。

7.根据权利要求5所述的控制系统，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。

8.根据权利要求5所述的控制系统，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或7所述的控制系统，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，

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所述的控制系统，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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