CN111434586A - 一种飞行器制导控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器制导控制系统，该系统包括：拟卫星制导解算模块、微处理器模块和虚拟目标模拟模块；所述拟卫星制导解算模块用于在丢星时为微处理器模块提供当前时刻的飞行器位置和速度信息；所述微处理器模块用于解算需用过载，所述需用过载包括用于修正飞行器侧偏的侧偏需用过载，所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到；其中，所述虚拟目标模拟模块用于根据起控后的飞行时间实时给出虚拟目标点所在位置，再根据飞行器所在位置与虚拟目标点位置解算出侧偏方向弹目视线角速率，从而获得能够修正侧偏的需要过载，据此制导控制飞行器，使得飞行器在修正侧偏的情况下朝向目标飞行。

Description

一种飞行器制导控制系统

技术领域

本发明涉及飞行器的制导控制领域，具体涉能够在阶段性丢星并且侧偏较大的情况下对飞行器进行制导控制的制导控制系统。

背景技术

对于远程制导飞行器而言，为提高其射程，在飞行弹道的爬升段多采用各种措施使飞行器爬升高度更高，如火箭增程、底排技术或采用高威力火药等，但这些措施往往延长了飞行器爬升段的飞行时间，这使得飞行器的启控时间一般会设定在发射后50s以后。而较长的启控前飞行时间，使得飞行器在这段时间里不能控制其沿着期望的弹道飞向目标，加上侧风、自身旋转产生的马格努斯力以及发射端干扰的影响，往往会迫使飞行器在启控时的侧偏距离较大，而一般的侧向制导方法及系统即使能控制飞行器飞向目标，但进入末制导段时，一般的侧向制导方法及系统往往难以控制飞行器使目标进入导引头的视场域，一般进入视场域的评判标准为：距目标3km时，侧偏小于600m。

另外，在飞行器的行进过程中，极有可能在部分路段上受到信号干扰，不能清晰联系地接收到卫星信号，而整个制导控制过程都是依托于卫星信号提供的基本信息，对于高过载的远程制导飞行器而言，其丢星现象更为严重，在末制导段以前，如果丢失卫星信号，自然无法进行制导，其侧偏可能会更加巨大；

如果飞行器在进入末制导段时未能使得目标进入导引头的视场域，飞行器在末制导段内难以捕获到目标，最终会大概率脱靶；在飞行器的制导控制过程中，如果针对不同阶段采用差异较大的制导律，必然造成飞行器飞行轨迹的大幅度振动，降低飞行器的稳定性；

由于上述原因，本发明人对现有的飞行器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新的飞行器制导控制系统。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种飞行器制导控制系统，该系统包括：拟卫星制导解算模块、微处理器模块和虚拟目标模拟模块；所述拟卫星制导解算模块用于在丢星时为微处理器模块提供当前时刻的飞行器位置和速度信息；所述微处理器模块用于解算需用过载，所述需用过载包括用于修正飞行器侧偏的侧偏需用过载，所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到；其中，所述虚拟目标模拟模块用于根据起控后的飞行时间实时给出虚拟目标点所在位置，再根据飞行器所在位置与虚拟目标点位置解算出侧偏方向弹目视线角速率，从而获得能够修正侧偏的需要过载，据此制导控制飞行器，使得飞行器在修正侧偏的情况下朝向目标飞行，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种飞行器制导控制系统，该系统包括：拟卫星制导解算模块1和微处理器模块2；

所述拟卫星制导解算模块1用于在丢星时为微处理器模块2提供当前时刻的飞行器位置和速度信息；

所述微处理器模块2用于解算需用过载，

所述需用过载包括用于修正飞行器侧偏的侧偏需用过载，

所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到；

其中，该系统还包括虚拟目标模拟模块8，所述虚拟目标模拟模块8用于根据起控后的飞行时间t实时给出虚拟目标点所在位置；

所述微处理器模块2根据飞行器所在位置与虚拟目标点位置解算出侧偏方向弹目视线角速率。

其中，在所述虚拟目标模拟模块8中，

当

时，

当

时，

当

时，x_t＝x₀，z_t＝0；

其中，x₀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，

z₀表示在起控时刻，飞行器的侧偏距离，即飞行器所在点与发射点和目标点连线之间的最小距离，

x_t为虚拟目标点与目标点之间连线在发射点与目标点连线上的投影的长度，

z_t为虚拟目标点与发射点和目标点连线之间的最小距离；

t^*表示飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间。

其中，所述飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间t^*通过在起控时飞行器与目标点之间的距离和起控时飞行器的瞬时速度估算得到。

其中，该系统还包括存储模块3，所述存储模块3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1从存储模块3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。

其中，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给微处理器模块2的同时还要存储在所述存储模块3中。

其中，该系统还包括：

天线4，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块5，其与所述天线4相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，

接收机6，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3；

卫星制导解算模块7，其用于调取存储模块3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6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。

其中，所述接收机6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1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7，卫星制导解算模块7从存储模块3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1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。

本发明所具有的有益效果包括：

根据本发明提供的飞行器制导控制系统中给出了连续变化的虚拟目标点，且所述虚拟目标点的变化轨迹光滑，使导航比可根据时间的变化而逐渐变化，从而改变弹目视线角速率，由于变化轨迹光滑，使得弹目视线角速率不会因为虚拟目标点的突变而产生不连续的波动；

根据本发明提供的飞行器制导控制系统能够发挥飞行器的潜在过载能力，在中制导段最大程度地修正侧偏，使得进入末制导段时，目标点能够位于导引头的视场域内，从而进行末制导段的制导控制；

另外，通过设置拟卫星制导解算模块能够在丢星时及时拟合重构卫星信号，持续输出飞行器的位置和速度信息，在丢失卫星信号的情况下仍然能够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的飞行器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飞行器制导控制系统中抗高过载天线的结构示意图；

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示出根据本发明仿真实验中给出的虚拟目标点变动轨迹；

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-拟卫星制导解算模块

2-微处理器模块

3-存储模块

4-天线

5-抗干扰模块

6-接收机

7-卫星制导解算模块

8-虚拟目标模拟模块

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。

根据本发明提供的飞行器制导控制系统，如图1中所示，该系统包括：拟卫星制导解算模块1和微处理器模块2；其中，

所述拟卫星制导解算模块1用于在丢星时为微处理器模块2提供当前时刻的飞行器位置和速度信息；

所述微处理器模块2用于解算需用过载，

所述需用过载包括用于修正飞行器侧偏的侧偏需用过载，

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。

所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到；

其中，该系统还包括虚拟目标模拟模块8，其用于根据起控后的飞行时间t实时给出虚拟目标点所在位置，再将该位置信息传递给微处理器模块2，微处理器模块2根据飞行器所在位置与虚拟目标点位置解算出侧偏方向弹目视线角速率。

所述的需用过载是用以控制飞行器上舵机工作量的指标数据，飞行器上的舵机根据计算得到的需用过载打舵工作。侧偏需用过载是为了消除侧偏而需要由舵机提供的侧向过载。

在一个优选的实施方式中，所述微处理器模块2是整个卫星制导控制系统的核心部分，本申请中，微处理器模块2可选取TI公司的高性能32位浮点DSP芯片TMS320C6713，片内有8个并行的处理单元，其外部时钟输入选定为50MHz，处理器内部PLL倍频至200MHz。

优选地，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。

所述飞行器的飞行速度由飞行器上的导航模块实时测量得到，如卫星制导模块等，所述弹目视线角速率既可以通过传感元件实时测量得到，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，本申请中对此不做特别限定。

所述需用过载是本领域中的专用名词，在制导飞行器的制导控制过程中，必须首先解算出需用过载，将之转换为过载指令，再据此控制舵机进行打舵工作；

本发明中将飞行器所在位置、目标位置、发射位置及虚拟目标点所在位置都看做一个点，即得到飞行器所在点、目标点、发射点及虚拟目标点；

在一个优选的实施方式中，虚拟目标模拟模块8根据起控后的飞行时间t实时给出新的虚拟目标位，通过调整虚拟目标位置来调整飞行器的弹目视线角速率

通过目标位置/虚拟目标位置和飞行器所在位置解算弹目视线角速率的解算过程可以选择现有技术中已有的解算方法，本申请中对此不做特别限定，例如可以参见《导弹飞行力学》，钱杏芳林瑞雄赵亚男编著；北京理工大学出版社。

在一个优选的实施方式中，所述虚拟目标点所在位置隋时间变化，具体的变化规律如下所述：

当

时，

当

时，

当

时，x_t＝x₀，z_t＝0；

其中，x₀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，

z₀表示在起控时刻，飞行器的侧偏距离，即飞行器所在点与发射点和目标点连线之间的最小距离，

x_t为虚拟目标点与目标点之间连线在发射点与目标点连线上的投影的长度，

z_t为虚拟目标点与发射点和目标点连线之间的最小距离；

x_t和z_t都是随着时间t变化而变化的实时变化量，即本发明中提供的虚拟目标点位置是实时变化的；

t^*表示飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间。

通过上述时间与虚拟目标点位置之间的变化关系，实时调整虚拟目标点的位置能够根据飞行器的侧偏情况及飞行时间自动给出最优的虚拟目标点，能够最大程度地发挥飞行器的潜在过载能力，最大程度地修正侧偏。

如图2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。

由于飞行速度及飞行轨迹都是变化的，所述t^*与真实的总时间很有可能是不同的，其误差一般都在10％左右，所以通过设定

时虚拟目标点与真实目标点重合，能够在总时间存在误差的情况下，为飞行器提供合理的、随时间变化的虚拟目标。

优选地，本申请中，虚拟目标点和飞行器都位于目标点与发射点连线的同一侧；

优选地，由于本发明中的虚拟目标模拟模块8旨在用于消除飞行器的侧偏修，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与虚拟目标有关的点，如飞行器所在点、发射点、目标点、起控点、虚拟目标点等等，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，所述飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间t^*通过在起控时飞行器与目标点之间的距离和起控时飞行器的瞬时速度估算得到。通过总距离除以瞬时速度即可得到总时间t^*。

在一个优选的实施方式中，所述x₀和z₀都在启控时，通过卫星信号定位获取；

通过接收卫星信号，实时解算出飞行器所在位置的经纬度坐标，即在所述制导飞行器上设置有用于接收卫星信号的卫星信号接收机；

再调取预存的发射点经纬度坐标和目标点经纬度坐标，进而根据实时的飞行器所在位置与发射点、目标点之间的位置关系解算出x₀和z₀。

在一个优选的实施方式中，t由在启控时激活的时钟模块实时计时输出获得；

即在所述制导飞行器上设置有用于计时的时钟模块，时钟模块在起控时启动工作，记录时间，并实时输出。

在一个优选的实施方式中，该系统还包括存储模块3，所述存储模块3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3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3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1从存储模块3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微处理器模块2的同时还要存储在所述存储模块3中，传递给微处理器模块2使得微处理器模块2可以据此计算出需要过载，为飞行器提供制导控制，传递给存储模块3使得存储模块3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中所示，该系统还包括：

天线4，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块5，其与所述天线4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6，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3；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7，其用于调取存储模块3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6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6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6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1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微处理器模块，由微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7，卫星制导解算模块7从存储模块3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微处理器模块2的同时还要存储在所述存储模块3中，传递给微处理器模块2使得微处理器模块2可以据此计算出需要过载，为飞行器提供制导控制，传递给存储模块3使得存储模块3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，接收机6与存储模块，存储模块与微处理器模块2、拟卫星制导解算模块1、卫星制导解算模块7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模块1通过下式(二)和式(三)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。

实验例

为了验证本申请提供的飞行器制导控制系统能够在卫星信号中断时正常工作，并且能够在起控时有大侧偏的情况下相对于传统的制导控制系统具有更好的侧偏修正能力，能够提高命中率，本申请中采用两组仿真验证分别进行仿真模拟；

实验一：

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3；

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飞行器制导控制系统，通过天线接收卫星信号，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；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侧偏需用过载，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3中用未丢星轨迹曲线表示；

第二颗飞行器在发射后30s至35s这5s内丢失卫星信号，第40s至45s这5s内丢失卫星信号，最终仍然顺利到达目标点，图3中用丢星1轨迹曲线表示；

第三颗飞行器在距发射点9000m-12000m的区域丢失卫星信号，在距发射点14000m-16000m的区域丢失卫星信号，最终仍然顺利到达目标点，图3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飞行器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。

实验二：

设定飞行器启控时距目标的射向距离为20km，侧偏为5km，需在距目标3km处保证侧偏在600m以内，即能够使得在进入末制导段时导引头捕获到目标，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；针对该例，通过弹道仿真得到图4及图5中的阶段性的弹道曲线，其中方案一(实线)表示采用本申请提供的飞行器制导控制系统得到的弹道曲线，方案二(虚线)表示采用传统比例导引算法，

其中N＝4，

表示基于真实目标点解算出的弹目视线角速率；

图4中给出了两种方案中，飞行器起控后的侧向弹道轨迹图；图5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4和图5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，飞行器在起控时的射向距离为0，恰好命中目标时的射向距离为30km；

图6中给出了方案一中给出的虚拟目标点的运动轨迹，从图中可知，整段轨迹光滑，使得视线角速率不会因为虚拟目标点的突变而产生不连续波动。

由图4可知，通过本申请提供的飞行器制导控制系统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5km时，本申请提供的飞行器制导控制系统能够有效在侧偏方向快速控制飞行器飞向目标，并在末制导段的制导控制下命中目标，而传统的比例导引算法最终有大约200m的脱靶量，并不能精确命中目标。

图5为图4的局部放大图，由图5可知，采用本申请提供的飞行器制导控制系统能够按照期望，在靶前3km处将侧偏修正至600m以内，且能够精确到300m左右，而方案二中，在靶前3km处，侧偏距离大于1200米，不能满足进入视场域的期望要求。

现有技术中在末制导以前，如果能够获知其自身所在位置，一般都会根据其自身所在位置及目标点位置计算需用过载，并据此控制飞行器飞向目标方向，但是当侧偏较大时，虽然飞行器持续飞向目标，在进入末制导段时(激光导引头上整流罩脱落，激光导引头开始捕获目标反射的激光时)，仍然具有较大的侧偏，目标并未进入到导引头的视场域内，即导引头不能捕获到目标反射的激光，如图5中所示，在距离目标还有3km左右时，侧偏为800米以上；此时整流罩已脱落，但是激光导引头因为侧偏较大的原因，并不能捕获到激光信息，即不能获得目标位置信息，最终激光导引头难以发挥应有的作用，飞行器大概率脱靶。

通过上述实验例可知，本申请提供的方法能够在大侧偏的情况下快速修正侧偏，在末制导段以前将侧偏距离修正到允许的范围内，便于后续末制导阶段的激光导引头捕获到目标反射出的激光信号，确保大侧偏飞行器能够精确命中目标。

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 (9)

1.一种飞行器制导控制系统，其特征在于，该系统包括：拟卫星制导解算模块(1)和微处理器模块(2)；

所述拟卫星制导解算模块(1)用于在丢星时为微处理器模块(2)提供当前时刻的飞行器位置和速度信息；

所述微处理器模块(2)用于解算需用过载，

所述需用过载包括用于修正飞行器侧偏的侧偏需用过载，

所述侧偏需用过载通过导航比、飞行器的飞行速度及侧偏方向弹目视线角速率相乘得到；

其中，该系统还包括虚拟目标模拟模块(8)，所述虚拟目标模拟模块(8)用于根据起控后的飞行时间t实时给出虚拟目标点所在位置，

所述微处理器模块(2)根据飞行器所在位置与虚拟目标点位置解算出侧偏方向弹目视线角速率。

2.根据权利要求1所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，在所述虚拟目标模拟模块(8)中，

当

时，

当

时，

当

时，x_t＝x₀，z_t＝0；

其中，x₀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，

z₀表示在起控时刻，飞行器的侧偏距离，即飞行器所在点与发射点和目标点连线之间的最小距离，

x_t为虚拟目标点与目标点之间连线在发射点与目标点连线上的投影的长度，

z_t为虚拟目标点与发射点和目标点连线之间的最小距离；

t^*表示飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间。

3.根据权利要求2所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，

所述飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间t^*通过在起控时飞行器与目标点之间的距离和起控时飞行器的瞬时速度估算得到。

4.根据权利要求1所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，

该系统还包括存储模块(3)，所述存储模块(3)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(1)从存储模块(3)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。

5.根据权利要求4所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，在将所述当前时刻的位置和速度信息传递给微处理器模块(2)的同时还要存储在所述存储模块(3)中。

6.根据权利要求1所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，

该系统还包括：

天线(4)，其用于接收卫星信号，

抗干扰模块(5)，其与所述天线(4)相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，

接收机(6)，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(3)；

卫星制导解算模块(7)，其用于调取存储模块(3)中的导航电文，并解算出当前时刻的位置和速度信息。

7.根据权利要求6所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，

所述接收机(6)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。

8.根据权利要求7所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，

所述接收机(6)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(1)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(7)，卫星制导解算模块(7)从存储模块(3)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。

9.根据权利要求4所述的飞行器制导控制系统，其特征在于，

当丢星时，所述拟卫星制导解算模块(1)通过下式(一)和式(二)重构拟合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。

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