CN112744367B - 一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统 - Google Patents

一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统 Download PDF

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CN112744367B CN202011605784.2A CN202011605784A CN112744367B CN 112744367 B CN112744367 B CN 112744367B CN 202011605784 A CN202011605784 A CN 202011605784A CN 112744367 B CN112744367 B CN 112744367B
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Abstract

本申请公开了一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统，该方法包括:确定飞行器进入点火阶段后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令；根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令；根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令。本申请提供的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，可以获取飞行器的点火时间，还可以在飞行器点火后对飞行器进行制导，以便修正飞行器的实际飞行轨道，使其尽量与理想轨道相符，消除偏差的影响。

Description

一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统
技术领域
本申请涉及临近空间垂直投放技术领域，特别是涉及一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统。
背景技术
飞行器（flight vehicle）是在大气层内或大气层外空间（太空）飞行的器械。飞行器靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力发射升空飞行。
传统的发射飞行器的方式主要包括火箭助推发射和飞机挂载浮空器挂载投放发射两种方式，但是，各自都存在一些缺陷，例如，火箭助推时，火箭的直径对飞行器的空间尺寸会有极强的约束，飞机挂载时，外挂物气流对飞行器平台也会有剧烈干扰。在此背景下，浮空器挂载投放发射便应运而生了。浮空器挂载投放发射也即为通过浮空器挂载飞行气，并在临近空间通过垂直投放的方式发射飞行器，。具体实现时，飞行器头朝下垂直装载在固接支架中，通过重力从稀薄的临近空间掉落并加速，随后完成各种机动动作或者通过启动动力系统实现临近空间投放发射的效果。
浮空器挂载投放发射包括很多优点，例如，由于飞行器是垂直吊挂在高空气球下，飞行器与平台载体件的耦合性极低，飞行器可以随意设计成各种外形和尺寸而对平台的耦合约束很小，所以适合新科学探索和新技术飞行试验。另外，临近空间空气稀薄（例如30km高度的大气密度只有地面的百分之一），利用重力势能转换为动能的效率高，飞行器可以比较容易的在无动力条件下达到超声速，因此可以节省大量的发射能量需求，是一种低成本完成新型飞行试验的手段。
通过临近空间投放发射可以比现有火箭发射和机载发射能获得更大的初始能量，但是，飞行器与浮空器分离后，需要进行多个阶段的精确控制，才能控制飞行器进入目标轨道。例如，其中可以包括方位调整阶段，拉起阶段，点火阶段，等等。具体的控制过程就包括各个阶段的起始点控制，也即，需要精确的确定何时启动方位调整，何时开始进行拉起控制，何时进行点火等。另外还包括在点火之后，对飞行器进行制导，以便修正飞行器的实际飞行轨道，使其尽量与理想轨道相符，尽量消除偏差的影响。
因此，如何对点火后的飞行轨迹进行制导控制，是迫切需要本领域技术人员解决的技术问题。
发明内容
本申请提供了一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统。
本申请提供了如下方案：
一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，包括：
确定飞行器进入点火阶段后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令，所述第一参数集包括：俯仰空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、俯仰通道参考长度以及俯仰通道的设计舵效系数；
根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令；所述第二参数集包括：偏航空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、偏航通道参考长度、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度以及偏航通道的设计舵效系数；
根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令；所述第三参数集包括：滚转空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、滚转通道参考长度、滚转通道的设计舵效系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度、偏航通道参考长度以及单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数；
将所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令以及所述滚转通道舵面控制指令分别发送至相应的控制通道的舵面，以便各个控制通道的舵面根据相应的控制指令对所述飞行器进行制导。
优选地：所述俯仰通道舵面控制指令
Figure 870728DEST_PATH_IMAGE001
通过以下公式计算获得：
Figure 992137DEST_PATH_IMAGE002
所述偏航舵面控制指令
Figure 985500DEST_PATH_IMAGE003
通过以下公式计算获得：
Figure 208671DEST_PATH_IMAGE004
所述滚转舵面控制指令
Figure 867055DEST_PATH_IMAGE005
通过以下公式计算获得：
Figure 124861DEST_PATH_IMAGE006
式中：
Figure 23547DEST_PATH_IMAGE007
为实时获取的当前飞行动压，
Figure 468434DEST_PATH_IMAGE008
为飞行器参考面积，
Figure 930509DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 42821DEST_PATH_IMAGE010
分别为滚转通道参考长度、偏航通道参考长度、俯仰通道参考长度,
Figure 846829DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 559439DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure 107095DEST_PATH_IMAGE013
分别为滚转通道力矩指令、偏航通道力矩指令、俯仰通道力矩指令，
Figure 73914DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 501353DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 186412DEST_PATH_IMAGE016
分别为滚转空气力矩、偏航空气力矩、俯仰空气力矩,
Figure 537759DEST_PATH_IMAGE017
、
Figure 624664DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 285321DEST_PATH_IMAGE019
分别为滚转通道的设计舵效系数、偏航通道的设计舵效系数、俯仰通道的设计舵效系数，
Figure 192097DEST_PATH_IMAGE020
为单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数，
Figure 81556DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 22967DEST_PATH_IMAGE022
分别为单位俯仰通道舵产生的诱导滚转力矩系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数。
优选地：所述飞行动压
Figure 606525DEST_PATH_IMAGE007
为通过所述飞行器的空速管获得或通过所述飞行器GPS定位信息经计算获得。
优选地：所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令的获取方法包括：
获取实测飞行攻角以及实测飞行侧滑角；
获取滚转角速度指令、偏航速度指令以及俯仰角速度指令；
根据所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令解算获得机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令；
根据机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令通过动力学逆解算获得所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令。
优选地：使用增加二重微分项的比例-积分-微分控制器获取所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令。
优选地：所述确定飞行器进入点火阶段，包括：
确定所述飞行器满足第一目标条件时，确定所述飞行器进入点火阶段；
所述第一目标条件包括获取到的飞行器的实测俯仰角大于零且测量法向过载小于预设法向过载。
优选地：还包括：
确定所述飞行器满足第二目标条件时，确定所述飞行器进入方位调整阶段；
所述第二目标条件包括飞行动压信息达到第一阈值；
确定所述飞行器满足第三目标条件时，确定所述飞行器进入拉起阶段；
所述第三目标条件包括在所述飞行动压信息达到第二阈值后确定所述飞行器的飞行速度；将所述飞行速度达到第三阈值的时刻确定为控制所述飞行器进入拉起阶段的起始点；
确定所述飞行器满足所述第一目标条件时，确定所述飞行器进入点火阶段。
优选地：确定所述飞行器满足第二目标条件后，获取第一制导指令集，以便飞行器的各个控制通道的舵面在方位调整阶段根据所述第一制导指令集对所述飞行器进行制导直至满足第四目标条件；
其中，所述第一制导指令集中包括滚转制导指令、偏航制导指令以及俯仰制导指令。
优选地：所述第四目标条件包括
Figure 203859DEST_PATH_IMAGE023
以及
Figure 897009DEST_PATH_IMAGE024
<0；
其中，
Figure 942194DEST_PATH_IMAGE025
；
Figure 960966DEST_PATH_IMAGE026
为第二滚转制导指令，
Figure 45596DEST_PATH_IMAGE027
为实测滚转角，
Figure 526125DEST_PATH_IMAGE028
为预设值，
Figure 176549DEST_PATH_IMAGE029
表示
Figure 366222DEST_PATH_IMAGE030
的导数,
Figure 734887DEST_PATH_IMAGE031
表示从a到b时刻的持续阶段的
Figure 222369DEST_PATH_IMAGE029
，a时刻为不断检测飞行条件中，首次满足
Figure 727299DEST_PATH_IMAGE032
的时刻，b时刻为从a时刻开始，持续预设时间长度
Figure 822294DEST_PATH_IMAGE033
后到达的时刻。
优选地：所述飞行器满足第三目标条件后，还包括：
获取第二制导指令集，以便飞行器的各个控制通道的舵面在拉起阶段根据所述第二制导指令集对所述飞行器进行制导直至满足第一目标条件；
其中，所述第二制导指令集中包括滚转制导指令、偏航制导指令以及俯仰制导指令。
一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制系统，可用于执行如上方案或任意优选组合的一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，该系统包括：
俯仰通道舵面控制指令获取机构，用于确定飞行器处于点火阶段后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令，所述第一参数集包括：俯仰空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、俯仰通道参考长度以及俯仰通道的设计舵效系数；
偏航通道舵面控制指令获取机构，用于根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令；所述第二参数集包括：偏航空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、偏航通道参考长度、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度以及偏航通道的设计舵效系数；
滚转通道舵面控制指令获取机构，用于根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令；所述第三参数集包括：滚转空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、滚转通道参考长度、滚转通道的设计舵效系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度、偏航通道参考长度以及单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数；
控制指令发送机构，用于将所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令以及所述滚转通道舵面控制指令分别发送至相应的控制通道的舵面，以便各个控制通道的舵面根据相应的控制指令对所述飞行器进行制导。
根据本申请提供的具体实施例，本申请具有以下至少一种的技术效果：
本申请提供的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，可以获取飞行器的点火时间，还可以在飞行器点火后对飞行器进行制导，以便修正飞行器的实际飞行轨道，使其尽量与理想轨道相符，尽量消除偏差的影响。
另外，在优选的实施方式下，还可以通过能量转换与能量预测算法在线修正飞行姿态，除了完成从自由慢旋的不定方向角到预设定向飞行外，还能自主规划不同高度投放下的进入不同阶段的高度、时刻、平衡过载等，并可以制导控制飞行器从垂直下落到水平飞行的拉起过程。
另外，在优选的实施方式下，还可以引入初始定姿的飞行器升力面法向与地理坐标解算关系，确定垂直下落的姿态航向而非飞行航向 ，并只采用滚转通道舵面利用飞行器升力实现目标航向调整 ，从而在不确定的初始旋转以及难以确定飞行航向的垂直下落中快速调整至设计目标航向，达到临近空间垂直投放后定向飞行目的。
当然，实施本申请的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请实施例提供的一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法的流程图;
图2是本申请实施例提供的一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制系统的示意图；
图3是本申请实施例提供的导航辅助机构与临时固联机构的结构示意图。
图中：1-飞行器、2-导航辅助机构、3-固接支架、4-临时固联机构。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
实施例
参见图1，为本申请实施例提供的一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，如图1所示，该方法可以包括：
S101：确定飞行器处于点火阶段后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令，所述第一参数集包括：俯仰空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、俯仰通道参考长度以及俯仰通道的设计舵效系数；
S102：根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令；所述第二参数集包括：偏航空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、偏航通道参考长度、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度以及偏航通道的设计舵效系数；
S103：根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令；所述第三参数集包括：滚转空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、滚转通道参考长度、滚转通道的设计舵效系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度、偏航通道参考长度以及单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数；
S104：将所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令以及所述滚转通道舵面控制指令分别发送至相应的控制通道的舵面，以便各个控制通道的舵面根据相应的控制指令对所述飞行器进行制导。
在确定飞行器进入于点火阶段后即可对飞行器进行导航制导，导航制导的方式是，通过获取不同控制通道相应的控制指令，使得各个控制通道各自的舵面执行相应的控制指令各自的舵面偏转产生相应的力矩，驱动飞行器做出姿态调整，达到导航制导的目的。为了保证在对飞行器进行制导时的确保飞行器稳定，因此，需要对三个控制通道（滚转通道、偏航通道、俯仰通道）同时进行控制。
可以理解的是，得出各控制通道的舵面控制指令，由于一个控制通道可能配置若干个舵面，所以一个控制通道的舵面控制指令并不一定代表某一个舵面的指令。各通道舵面控制指令按照重要性，遵循有先保障滚转、其次偏航、最后俯仰的次序，指令计算的优先级为先俯仰通道舵面、其次偏航通道舵面，最后滚转通道舵面。
在具体实现时，可以根据确定的先后顺序对各个控制通道的控制指令件计算，计算获得各个控制通道的指令后一并发送至相应的控制通道的舵面，各个控制通道的舵面即可同步执行相应的控制指令。各个控制通道的控制指令可以采用多种方法计算获得，例如，本申请实施例可以提供所述俯仰通道舵面控制指令
Figure 193102DEST_PATH_IMAGE001
通过以下公式计算获得：
Figure 766165DEST_PATH_IMAGE002
所述偏航舵面控制指令
Figure 594444DEST_PATH_IMAGE003
通过以下公式计算获得：
Figure 109608DEST_PATH_IMAGE004
所述滚转舵面控制指令
Figure 452865DEST_PATH_IMAGE005
通过以下公式计算获得：
Figure 95199DEST_PATH_IMAGE006
式中：
Figure 574722DEST_PATH_IMAGE034
为实时获取的当前飞行动压，
Figure 464049DEST_PATH_IMAGE035
为飞行器参考面积，
Figure 29023DEST_PATH_IMAGE036
、
Figure 943889DEST_PATH_IMAGE037
分别为滚转通道参考长度、偏航通道参考长度、俯仰通道参考长度,
Figure 792765DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure 666043DEST_PATH_IMAGE039
、
Figure 718313DEST_PATH_IMAGE040
分别为滚转通道力矩指令、偏航通道力矩指令、俯仰通道力矩指令，
Figure 436870DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure 349374DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 127975DEST_PATH_IMAGE043
分别为滚转空气力矩、偏航空气力矩、俯仰空气力矩,
Figure 667540DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 439056DEST_PATH_IMAGE045
、
Figure 747678DEST_PATH_IMAGE046
分别为滚转通道的设计舵效系数、偏航通道的设计舵效系数、俯仰通道的设计舵效系数，
Figure 962758DEST_PATH_IMAGE047
为单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数，
Figure 724041DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 299248DEST_PATH_IMAGE049
分别为单位俯仰通道舵产生的诱导滚转力矩系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数。
具体的，该飞行器的飞行动压可以通过多种方式获取，例如，在一种实现方式下，所述飞行动压为通过所述飞行器的空速管获得或通过所述飞行器GPS定位信息经计算获得。具体的，可以从空速管中直接获取当前的飞行动压
Figure 665638DEST_PATH_IMAGE050
；或者通过GPS定位信息，获取当前的飞行高度H，通过查询大气密度表（如美国空军76模型），获取高度H对应的大气密度
Figure 786041DEST_PATH_IMAGE051
，在获取当前的飞行速度
Figure 815046DEST_PATH_IMAGE052
并通过以下公式计算获得：
Figure 679096DEST_PATH_IMAGE053
具体的，所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令的获取方法包括：
获取实测飞行攻角以及实测飞行侧滑角；
获取滚转角速度指令、偏航速度指令以及俯仰角速度指令；
根据所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令解算获得机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令；具体的，使用增加二重微分项的比例-积分-微分控制器获取所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令。
根据机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令通过动力学逆解算获得所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令。
下面对滚转通道力矩指令
Figure 696731DEST_PATH_IMAGE054
、偏航通道力矩指令
Figure 706144DEST_PATH_IMAGE039
、俯仰通道力矩指令
Figure 442019DEST_PATH_IMAGE040
的具体获得方法进行详细介绍。
飞行过程中，从导航系统（惯组和卫星定位）实时获得飞行器的实测姿态角，包括实测俯仰角
Figure 109761DEST_PATH_IMAGE055
和俯仰角速度
Figure 247481DEST_PATH_IMAGE056
，实测偏航角
Figure 224533DEST_PATH_IMAGE057
和偏航角角速度
Figure 182125DEST_PATH_IMAGE058
，实测滚转角
Figure 856820DEST_PATH_IMAGE059
和滚转角速度
Figure 98314DEST_PATH_IMAGE060
；获得实测飞行速度航迹倾角
Figure 731421DEST_PATH_IMAGE061
，实测飞行速度航迹偏角
Figure 707467DEST_PATH_IMAGE062
，实测飞行速度倾侧角
Figure 169541DEST_PATH_IMAGE063
；
飞行过程中，获取实测飞行攻角
Figure 16275DEST_PATH_IMAGE064
和实测飞行侧滑角
Figure 85862DEST_PATH_IMAGE065
；
根据滚转制导指令
Figure 18046DEST_PATH_IMAGE066
和实测滚转角
Figure 340268DEST_PATH_IMAGE059
，使用PIDA控制器（PID控制器（Proportion Integration Differentiation.比例-积分-微分控制器）基础上增加二重微分项）获取滚转角速度指令
Figure 307087DEST_PATH_IMAGE067
，其中
Figure 281997DEST_PATH_IMAGE068
、
Figure 419586DEST_PATH_IMAGE069
、
Figure 36512DEST_PATH_IMAGE070
、
Figure 857837DEST_PATH_IMAGE071
四个系数分别代表PIDA控制器的四个参数。
Figure 3648DEST_PATH_IMAGE072
由滚转角速度指令
Figure 362954DEST_PATH_IMAGE073
，解算算机体系绕X轴的角速度指令
Figure 517992DEST_PATH_IMAGE074
，
Figure 459403DEST_PATH_IMAGE075
,
Figure 290962DEST_PATH_IMAGE076
Figure 888296DEST_PATH_IMAGE077
Figure 581446DEST_PATH_IMAGE078
Figure 892210DEST_PATH_IMAGE079
通过动力学逆解算滚转通道力矩指令
Figure 645403DEST_PATH_IMAGE054
、偏航通道力矩指令
Figure 261192DEST_PATH_IMAGE039
、俯仰通道力矩指令
Figure 210562DEST_PATH_IMAGE040
。
Figure 860986DEST_PATH_IMAGE080
其中
Figure 253921DEST_PATH_IMAGE081
,
Figure 137433DEST_PATH_IMAGE082
,
Figure 172385DEST_PATH_IMAGE083
,
Figure 677315DEST_PATH_IMAGE084
为预设增益系数；
Figure 772310DEST_PATH_IMAGE085
,
Figure 611959DEST_PATH_IMAGE086
,
Figure 450602DEST_PATH_IMAGE087
分别由实测滚转、偏航、俯仰角度和角速度计算获得，如下式：
Figure 278881DEST_PATH_IMAGE088
Figure 65483DEST_PATH_IMAGE089
Figure 143161DEST_PATH_IMAGE090
中的
Figure 519916DEST_PATH_IMAGE091
飞行器绕机体X、Y、Z轴的转动惯量，
Figure 999438DEST_PATH_IMAGE092
、
Figure 685504DEST_PATH_IMAGE093
、
Figure 453739DEST_PATH_IMAGE094
为对应绕轴的转动交叉惯性积。
通过临近空间投放发射飞行器时飞行器与浮空器分离垂直投放后，飞行器即进入垂直下落阶段。而垂直下落阶段又可以分为自由下落阶段、方位调整阶段以及拉起阶段。通过临近空间投放发射可以比现有火箭发射和机载发射获得更大的初始能量，但是要求飞行器从垂直的下落状态转换为拉成水平飞行状态，才能达到在空中点火的条件。只有在达到空中点火条件后才能够通过本申请提供的方法对飞行器进行导航制导。因此，确定飞行器何时进入点火阶段，可以提高导航制导精度，还可以使地面测控人员及时了解飞行器所处的飞行阶段。为此，有必要对飞行器达到点火条件的时刻进行确定，点火时刻的确定可以有多种方法，例如，在一种实现方式下，本申请实施例可以提供所述确定飞行器进入点火阶段，包括：确定所述飞行器满足第一目标条件时，确定所述飞行器进入点火阶段；所述第一目标条件包括获取到的飞行器的实测俯仰角大于零且测量法向过载小于预设法向过载。当飞行器的实测俯仰角大于零且测量法向过载小于预设法向过载可以确定此时飞行器拉起阶段结束已经进入水平飞行状态，可以随时进行点火。
本申请实施例提供的方法还可以通过获取到的飞行动压信息，确定飞行器进入各个阶段的起始点，从而达到自主规划不同高度投放下的主动拉起高度、时刻的目的。其中，方位调整阶段指的是飞行器处于垂直下落状态且其速度足够快，飞行器速度足够快可以使得通过控制该差动舵的运动利用气动力产生的转动力矩能够使飞行器动作。拉起阶段指的是，方位调整阶段结束飞行器由垂直下落状态转变为与水平面成一定夹角下落状态直至拉成水平飞行。
由于飞行器与浮空器分离后在下落过程中，飞行器的动压信息根据飞行器的下落高度以及下落速度的变化处于始终变化状态，因此通过获取到的飞行动压信息在用于判断进入不同的飞行阶段时，需要采用不同的判断方式。例如，本申请实施例可以提供一下确定各个阶段进入时刻的方法：
确定所述飞行器满足第二目标条件时，确定所述飞行器进入方位调整阶段；
所述第二目标条件包括飞行动压信息达到第一阈值；
确定所述飞行器满足第三目标条件时，确定所述飞行器进入拉起阶段；
所述第三目标条件包括在所述飞行动压信息达到第二阈值后确定所述飞行器的飞行速度；
将所述飞行速度达到第三阈值的时刻确定为控制所述飞行器进入拉起阶段的起始点
确定所述飞行器满足所述第一目标条件时，确定所述飞行器进入点火阶段。
将所述飞行动压信息达到第一阈值的时刻，确定为控制所述飞行器进入方位调整阶段的起始点。当飞行动压信息达到第一阈值时确定此时飞行器进入方位调整阶段，通过飞行器自身的卫星定位系统等辅助设备，即可获得此时飞行器的高度，从而地面测控人员即可获得进入方位调整阶段时飞行器所处的高度以及时刻。
飞行器与浮空器分离垂直投放后，飞行器即进入垂直下落阶段。而垂直下落阶段又可以分为自由下落阶段、方位调整阶段以及拉起阶段。由于飞行器在整个下落阶段，均处于无动力飞行状态，飞行器只能通过各个控制通道的上的舵面动作利用气动力进行导航制导，因此需要飞行器的飞行速度达到一定速度后才能有效的利用气动力进行导航制导。飞行器处于自由下落阶段时，飞行器的速度较慢，因此在此阶段无法对飞行器进行导航制导，只有飞行器进入方位调整阶段后才能通过控制个通道的舵面对飞行器进行制导。因此对于飞行器何时进入方位调整阶段是制导开始的必要条件。
可见，对于方位调整阶段的开始时间进行确定，对于飞行器制导具有重要的意义。在对是否进入方位调整阶段进行判断时，由于此时飞行器处于垂直下落的姿态，因此无法获取飞行器此时的飞行速度，因此本申请实施例采用设置第一阈值与实时获取到的动压信息比对的方式确定进入方位调整阶段的时刻。无论飞行器初始投放高度如何，只需在飞行器的飞行动压达到第一阈值时即可确定此时飞行器进入方位调整阶段。以便在确定进入方位调整阶段后自动对飞行器进行导航制导。
该第一阈值可以在地面通过计算或仿真实验获得，具体的，在一种实现方式下，所述第一阈值
Figure 634185DEST_PATH_IMAGE095
通过以下公式计算获得：
Figure 748640DEST_PATH_IMAGE096
式中：
Figure 356339DEST_PATH_IMAGE097
为第一阈值、
Figure 346292DEST_PATH_IMAGE098
为有效预期角加速度、
Figure 579696DEST_PATH_IMAGE099
为飞行器设计滚转通道的转动惯量、
Figure 33811DEST_PATH_IMAGE100
为滚转舵面半极限偏转的滚转力矩系数、
Figure 77991DEST_PATH_IMAGE101
为滚转通道参考长度、
Figure 351977DEST_PATH_IMAGE102
为飞行器参考面积。
具体的，通过计算或仿真分析获取滚转舵面半极限偏转的滚转力矩系数
Figure 326755DEST_PATH_IMAGE103
,获取飞行器设计滚转通道的转动惯量
Figure 635377DEST_PATH_IMAGE104
, 和飞行器参考面积
Figure 850458DEST_PATH_IMAGE105
，滚转通道参考长度
Figure 126587DEST_PATH_IMAGE106
,有效预期角加速度
Figure 390209DEST_PATH_IMAGE107
,计算获取
Figure 818916DEST_PATH_IMAGE108
。
该飞行器的飞行动压可以通过多种方式获取，例如，在一种实现方式下，所述飞行动压为通过所述飞行器的空速管获得或通过所述飞行器GPS定位信息经计算获得。具体的，可以从空速管中直接获取当前的飞行动压
Figure 454166DEST_PATH_IMAGE050
；或者通过GPS定位信息，获取当前的飞行高度H，通过查询大气密度表（如美国空军76模型），获取高度H对应的大气密度
Figure 702745DEST_PATH_IMAGE051
，在获取当前的飞行速度
Figure 770058DEST_PATH_IMAGE052
并通过以下公式计算获得：
Figure 302539DEST_PATH_IMAGE053
在确定进入方位调整阶段后，即可通过相应的导航制导方法对飞行器进行制导。具体的，本申请实施例可以提供确定所述飞行器满足第二目标条件后，获取第一制导指令集，以便飞行器的各个控制通道的舵面在方位调整阶段根据所述第一制导指令集对所述飞行器进行制导直至满足第四目标条件；其中，所述第一制导指令集中包括滚转制导指令、偏航制导指令以及俯仰制导指令。
在确定进入方位调整阶段后即可对飞行器进行导航制导，导航制导的方式是，通过获取不同控制通道相应的控制指令，使得各个控制通道各自的舵面执行相应的控制指令各自的舵面偏转产生相应的力矩，驱动飞行器做出姿态调整，达到导航制导的目的。为了保证在对飞行器进行制导时的确保飞行器稳定，因此，需要对三个控制通道（滚转通道、偏航通道、俯仰通道）同时进行控制。在具体实现时，
所述第一制导指令集包括第一滚转制导指令
Figure 593843DEST_PATH_IMAGE109
、第一偏航制导指令
Figure 595297DEST_PATH_IMAGE110
以及第一俯仰制导指令
Figure 263039DEST_PATH_IMAGE111
；所述获取第一制导指令集，包括：
获取飞行器与浮空器分离时刻所述飞行器升力面法向以及目标航向；
根据所述升力面法向与地理坐标位置关系确定所述飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角；
根据所述夹角获取所述第一滚转制导指令
Figure 870867DEST_PATH_IMAGE112
；
根据获得的第一制导攻角指令
Figure 333073DEST_PATH_IMAGE113
以及第一制导侧滑角指令
Figure 556244DEST_PATH_IMAGE114
获取所述第一偏航制导指令
Figure 542523DEST_PATH_IMAGE110
以及所述第一俯仰制导指令
Figure 534750DEST_PATH_IMAGE111
。
方位调整阶段滚转通道制导部分，本申请实施例提供的第一滚转制导指令
Figure 371119DEST_PATH_IMAGE112
是在方位调整阶段对飞行器进行导航制导，该方位调整阶段指的是，飞行器处于垂直下落状态且其速度足够快，飞行器速度足够快可以使得通过控制该差动舵的运动利用气动力产生的转动力矩能够使飞行器动作。具体的，本申请实施例提供的滚转制导指令用于在确定进入方位调整阶段时发送给所述差动舵，以便所述差动舵动作产生滚转力矩使所述飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角调整为目标角度，且使所述飞行器的与升力面相对的一面与所述目标航向相对。该滚转制导指令执行完成后即可进入本申请实施例提供的方法，通过计算获得差动舵面控制指令实现对方位调整阶段以后的飞行阶段进行增稳控制。
该第一滚转制导指令
Figure 596433DEST_PATH_IMAGE112
的获取方法可以包括多种，例如，本申请实施例可以提供所述滚转制导指令的获取方法包括：
获取所述飞行器与浮空器分离时刻所述飞行器升力面法向以及目标航向；
根据所述升力面法向与地理坐标位置关系确定所述飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角；
根据所述夹角获取所述第一滚转制导指令
Figure 605977DEST_PATH_IMAGE112
。
具体的，该第一滚转制导指令
Figure 452710DEST_PATH_IMAGE112
的获取方法是通过确定垂直下落的姿态航向（可以参照升力面法向）而非实际飞行航向（无法获取到实际飞行航向），并利用飞行器升力实现目标航向调整 ，从而在不确定的初始旋转、以及难以确定飞行航向的垂直下落中快速调整至设计目标航向，达到临近空间垂直投放后定向飞行目的。另外，本申请提供的方法通过对滚转通道产生的力矩对飞行器姿态进行调整，将飞行器升力面法向与所述目标航向之间的夹角调整为目标角度，该目标角度可以为0°。使飞行器在方位调整阶段结束进入升力拉起阶段时，保证飞行器的头部指向目标航向，确保飞行器在拉起阶段时均朝向目标好像飞行，达到对飞行器进行导航制导的目的。
可以理解的是，当飞行器吊装完成后，即可进入浮空器携带飞行器升空阶段，进入升空阶段后，浮空器会携带飞行器飞行至目标高度后再将飞行器进行投放。但是由于飞行器与浮空器地面连接、准备、上升到达高空后，耗时都在数个小时以上。同时飞行器与浮空器之间只能使用柔性连接，因此飞行器与浮空器连接后在分离前会处于可晃动和自由旋转的条件。因此将带来了新的问题，例如，飞行器机载导航系统漂移积累时间很长，可能导致导航漂移积累过大，影响飞行。再者，还可能存在卫星定位遮挡的问题：飞行器与浮空器连接存在一个挂架，挂架上放置有供电设备、控制设备，以方便控制投放飞行器，但是，该挂架处于飞行器的上方，且体积通常会比较大，因此，对飞行器卫星定位效果可能有遮挡影响，以至于垂直吊装的飞行器机载的卫星接收设备容易产生“收星少”的情况，也即只能接收到来自从少量卫星的定位数据。例如，由于飞行器垂直吊装，位于飞行器的机背上的卫星导航接收天线只能接收到水平条件下不到一半的卫星，以至于影响导航精度。
因此，如果在飞行器与浮空器分离前不对惯性导航设备的偏差进行修正，会使得获取到各个姿态数据以及定位数据等不准确，直接影响飞行器与浮空器分离后的导航制导及增稳控制。为此，本申请实施例可以提供所述飞行器与所述浮空器分离前，使用导航辅助机构获取到的固接支架的姿态信息调节补偿机载导航机构包括的惯性导航设备的姿态角解算数据精度后，获取所述飞行器与所述浮空器分离时刻所述飞行器升力面法向以及目标航向。
本申请实施例提供的导航辅助机构可以包括多种形式，例如，在一种实现方式下，本申请实施例可以提供包含导航辅助机构的发射系统，所述系统可以包括：导航辅助机构，固接支架，固联控制机构，以及部署于所述固接支架上方的卫星信号接收机构；所述固接支架内还包括临时固联机构；
在通过浮空器带动飞行器常规飞行的状态下，所述固接支架柔性连接到所述浮空器上，所述飞行器与所述固接支架之间柔性连接；
参见图3，所述导航辅助机构2用于在通过浮空器(如图3上方浮球形状的物体所示)带动所述飞行器1常规飞行的状态下，根据卫星信号接收机构接收到的卫星定姿数据获取所述固接支架3的姿态信息；
所述固联控制机构，用于根据所述固接支架的姿态信息确定是否达到固联条件。
所述临时固联机构4，用于在达到所述固联条件时，将所述飞行器1与所述固接支架3进行临时固联，使所述飞行器1与所述固接支架3在达到任务条件点之前持续处于相同的飞行姿态，且在达到任务条件点时，将所述飞行器1与所述固接支架3解除固联，使所述飞行器1与所述固接支架3恢复柔性连接；
其中，所述导航辅助机构2与所述飞行器1的机载导航机构可通信相连，在所述飞行器1与所述固接支架3临时固联的状态下，将所述固接支架3的姿态信息同步给所述机载导航机构，所述机载导航机构用于根据所述同步的姿态信息对所述机载导航机构的惯性导航设备的偏差进行修正，所述任务条件点根据修正结果进行确定。
上述发射系统可以通过临时固联机构将飞行器与固接支架的连接由柔性连接临时改变为固联（刚性连接），进而通过安装在固接支架上的导航辅助机构传递卫星定姿数据，实现临近投放前的飞行器投放导航增强，保证在调节补偿惯性导航设备的姿态角解算数据精度后，获取分离时刻的各个数据更加准确，为后续投放后的导航制导提供良好基础。
本申请实施例提供的浮空器可以是现有技术中任意一种可以用于飞行器垂直投放发射的浮空器。固接支架也可以是任意一种能够实现与飞行器柔性连接的固接支架。该飞行器可以在地面与固接支架通过吊装短绳实现柔性连接，保证浮空器在上升过程中，可以携带飞行器上升至指定位置。为了保证本申请提供的装置不会影响飞行器的正常投放，本申请实施例可以提供所述临时固联机构还用于在达到任务条件点时，将所述飞行器与所述固接支架解除固联，使所述飞行器与所述固接支架恢复柔性连接。在到达任务条件点后临时固联机构将所述飞行器与所述固接支架解除固联，使所述飞行器与所述固接支架恢复柔性连接，可以小范围自由摆动。使飞行器具备准确导航的投放条件，随时可以投放，且投放路径与固连支架不干涉。
可以理解的是，该卫星信号接收机构可以是任何可以获取用于通过计算固接支架飞行姿态信息用的定位信号的卫星信号接收机构，例如，在一种实现方式下，可以采用固联且正交的所述三组双基线天线组形成的三轴正交天线。三轴正交天线结构经过适当安装后，当飞行器与固接支架临时固联时，分别与飞行器机体的X轴（从质心指向机头），Y轴（从质心指向右机翼），Z轴（质心指向腹部，当飞行器平飞时，即指向地面）平行。即在所述飞行器与所述固接支架固联时该三周正交天线结构三个轴的指向可以用于分别指示所述飞行器的从质心指向机头方向、从质心指向右机翼方向以及从质心指向腹部方向。
在到达任务条件点后可以随时对飞行器进行投放，在接收到投放指令后，飞行器与固接支架相连的短绳断开即可将飞行器进行垂直投放。
还由于机载导航系统通常包括惯性导航设备以及卫星的定位设备，惯性导航设备是以陀螺和加速度计为敏感器件的导航参数解算系统，惯性导航设备根据陀螺的输出建立导航坐标系，根据加速度计输出解算出运载体在导航坐标系中的速度和位置。由于惯性导航设备在工作是不依赖外部信息，因此惯性导航设备的自身的定姿精度对于工作时对导航信息的计算具有深远影响。为此，本申请实施例可以提供所述惯性导航设备进行地面定姿后将所述飞行器吊装于所述固接支架上。惯性导航设备在地面进行定姿，具体方法可以是，惯性导航设备放置在地面上电后静置，在静置时间内，惯性导航设备通过定姿算法完成精确定姿，定姿算法可以采用现有技术中任何可以实现惯性导航设备地面定姿的方法。
惯性导航设备在地面定姿完成后，即可进入地面吊装阶段。具体操作时，需要使飞行器的头部朝下吊装至浮空器的挂架上，由于吊装的过程中，飞行器处于移动状态，因此在吊装完成后，惯性导航设备的初始姿态可能会出现漂移，因此，为了消除由于吊装过程造成的姿态漂移，当飞行器垂直下落吊装在挂架后，使用双欧拉角坐标解算和四元数转移矩阵，确定飞行器姿态角消除由于吊装产生的姿态漂移，即所述惯性导航设备的姿态角为所述飞行器吊装于所述固接支架上后，采用双欧拉角坐标解算和四元数转移矩阵确定的飞行器姿态角。双欧拉角和姿态四元数矩阵为业内已有技术，在此不再赘述。
所述第一偏航制导指令
Figure 974827DEST_PATH_IMAGE110
以及所述第一俯仰制导指令
Figure 907011DEST_PATH_IMAGE111
通过所述第一滚转制导指令
Figure 720247DEST_PATH_IMAGE112
、飞行瞬时的飞行速度倾角
Figure 421486DEST_PATH_IMAGE115
（飞行速度与水平面的夹角），速度偏角
Figure 176822DEST_PATH_IMAGE116
（飞行速度与东方向的夹角）以及所述第一制导攻角指令
Figure 596302DEST_PATH_IMAGE113
以及第一制导侧滑角指令
Figure 947649DEST_PATH_IMAGE114
这5个角度通过坐标转换获得。
方位调整阶段偏航通道以及俯仰通道的制导部分，制导侧滑角指令为
Figure 768974DEST_PATH_IMAGE117
，俯仰通道的制导部分，制导攻角指令为
Figure 429631DEST_PATH_IMAGE118
，其中
Figure 539670DEST_PATH_IMAGE119
表示为飞行器升阻比最大的对应攻角，该数值可以由离线的气动设计数据模型获得，该值随着飞行的高度和速度不断变化；根据获得的
Figure 694708DEST_PATH_IMAGE120
指令，获得第一偏航制导指令
Figure 619807DEST_PATH_IMAGE110
以及第一俯仰制导指令
Figure 202098DEST_PATH_IMAGE111
。
通过第一滚转制导指令
Figure 596170DEST_PATH_IMAGE121
、第一偏航制导指令
Figure 554899DEST_PATH_IMAGE110
以及第一俯仰制导指令
Figure 600084DEST_PATH_IMAGE111
可以对飞行器处于方位调整阶段时进行制导，直到达到第四目标条件后即可确定方位调整阶段完成。具体的，所述第四目标条件包括
Figure 87698DEST_PATH_IMAGE023
以及
Figure 969066DEST_PATH_IMAGE024
<0；
其中，
Figure 465906DEST_PATH_IMAGE122
；
Figure 574720DEST_PATH_IMAGE112
为第一滚转制导指令，
Figure 498814DEST_PATH_IMAGE123
为实测滚转角，
Figure 601899DEST_PATH_IMAGE124
为预设值，
Figure 151698DEST_PATH_IMAGE125
表示
Figure 922208DEST_PATH_IMAGE126
的导数,
Figure 17202DEST_PATH_IMAGE127
表示从a到b时刻的持续阶段的
Figure 607584DEST_PATH_IMAGE125
，a时刻为不断检测飞行条件中，首次满足
Figure 695494DEST_PATH_IMAGE023
的时刻，b时刻为从a时刻开始，持续预设时间长度
Figure 320511DEST_PATH_IMAGE128
后到达的时刻。
当确定方位调整阶段完成后，即可对是否进入拉起阶段进行判断，具体的，本申请实施例可以提供所述至少根据所述飞行动压信息，确定控制所述飞行器进入方位调整阶段或拉起阶段的起始点，包括：根据所述飞行动压信息以及所述飞行器的飞行速度信息，确定控制所述飞行器进入拉起阶段的起始点。
拉起阶段起始点的确定方法与方位调整阶段类似，均可以采用获取当前的飞行动压进行确定，由于此时飞行器的飞行速度可以获取，因此为了使获得的起始点更加准确，还可以通过同时获取飞行器的当前飞行速度，通过获取到的两个参数共同计算获得准确的拉起阶段的起始点。具体的，
判断当前飞行动压信息
Figure 789669DEST_PATH_IMAGE129
是否大于预设值动压
Figure 116614DEST_PATH_IMAGE130
（第二阈值），如果大于，则判断当前飞行速度
Figure 493369DEST_PATH_IMAGE131
是否大于预设速度值
Figure 972892DEST_PATH_IMAGE132
（第三阈值）, 如果大于，则达到升力拉起段条件，即可以将该时刻作为进入拉起阶段的起始点。
在确定进入拉起阶段后，即可通过飞行器的三个控制通道对飞行器的飞行姿态进行导航制导。具体的，所述飞行器满足第三目标条件后；获取第二制导指令集，以便飞行器的各个控制通道的舵面在拉起阶段根据所述第二制导指令集对所述飞行器进行制导直至满足第一目标条件；其中，所述第二制导指令集中包括滚转制导指令、偏航制导指令以及俯仰制导指令。
具体的，所述第二制导指令集包括第二滚转制导指令
Figure 409690DEST_PATH_IMAGE133
、第二偏航制导指令
Figure 223931DEST_PATH_IMAGE134
以及第二俯仰制导指令
Figure 404376DEST_PATH_IMAGE135
；所述获取第二制导指令集的方法包括：
拉起阶段滚转通道的控制，第二滚转制导指令
Figure 3985DEST_PATH_IMAGE136
；
拉起阶段偏航通道以及俯仰通道的控制，根据获得的第二制导攻角指令
Figure 346105DEST_PATH_IMAGE137
以及第二制导侧滑角指令
Figure 913221DEST_PATH_IMAGE138
获取所述第二偏航制导指令
Figure 897357DEST_PATH_IMAGE134
以及第二俯仰制导指令
Figure 85893DEST_PATH_IMAGE135
。
所述第二偏航制导指令
Figure 864493DEST_PATH_IMAGE134
以及所述第二俯仰制导指令
Figure 856589DEST_PATH_IMAGE135
通过所述第二滚转制导指令
Figure 378837DEST_PATH_IMAGE133
、飞行瞬时的飞行速度倾角
Figure 687459DEST_PATH_IMAGE115
（飞行速度与水平面的夹角），速度偏角
Figure 886228DEST_PATH_IMAGE116
（飞行速度与东方向的夹角）以及所述第二制导攻角指令
Figure 913090DEST_PATH_IMAGE137
以及第二制导侧滑角指令
Figure 973450DEST_PATH_IMAGE138
这5个角度通过坐标转换获得。
具体的，所述第二制导侧滑角指令
Figure 402157DEST_PATH_IMAGE139
，所述第二制导攻角指令
Figure 31547DEST_PATH_IMAGE137
通过以下公式计算获得：
Figure 280126DEST_PATH_IMAGE140
式中：
Figure 144177DEST_PATH_IMAGE141
为测量法向过载
Figure 427391DEST_PATH_IMAGE142
与预设等法向过载指令
Figure 171224DEST_PATH_IMAGE143
的差，
Figure 907099DEST_PATH_IMAGE144
为
Figure 574841DEST_PATH_IMAGE141
的导数，
Figure 961829DEST_PATH_IMAGE145
为法向过载差导数的制导比例系数，
Figure 424034DEST_PATH_IMAGE146
为法向过载差的制导比例系数。
通过第二滚转制导指令
Figure 912784DEST_PATH_IMAGE147
、第二偏航制导指令
Figure 118638DEST_PATH_IMAGE134
以及第二俯仰制导指令
Figure 360132DEST_PATH_IMAGE135
可以对飞行器处于方位调整阶段时进行制导，直到达到第一目标条件后即可确定方位调整阶段完成。具体的，所述第一目标条件包括实测俯仰角大于零且所述测量法向过载小于预设法向过载。
具体的，判断拉起段结束达到空中点火时刻的判断标准为，获取飞行器的实测俯仰角
Figure 258818DEST_PATH_IMAGE055
>0同时
Figure 969285DEST_PATH_IMAGE148
。 其中，
Figure 713250DEST_PATH_IMAGE149
为预设法向过载。
当确定拉起阶段结束时，即达到满足点火的时刻，可以随时控制飞行器进行空中点火。即，将达到所述第一目标条件的时刻确定为点火时刻。
总之，本申请提供的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，可以获取飞行器的点火时间，还可以在飞行器点火后对飞行器进行制导，以便修正飞行器的实际飞行轨道，使其尽量与理想轨道相符，尽量消除偏差的影响。
参见图2，与本申请实施例提供的一种的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法相对应，如图2所示，本申请实施例还提供了一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制系统，该系统具体可以包括：
俯仰通道舵面控制指令获取机构201，用于确定飞行器处于点火阶段后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令，所述第一参数集包括：俯仰空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、俯仰通道参考长度以及俯仰通道的设计舵效系数；
偏航通道舵面控制指令获取机构202，用于根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令；所述第二参数集包括：偏航空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、偏航通道参考长度、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度以及偏航通道的设计舵效系数；
滚转通道舵面控制指令获取机构203，用于根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令；所述第三参数集包括：滚转空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、滚转通道参考长度、滚转通道的设计舵效系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度、偏航通道参考长度以及单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数；
控制指令发送机构204，用于将所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令以及所述滚转通道舵面控制指令分别发送至相应的控制通道的舵面，以便各个控制通道的舵面根据相应的控制指令对所述飞行器进行制导。
对于系统或装置实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并非用于限定本申请的保护范围。凡在本申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本申请的保护范围内。

Claims (11)

1.一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，包括：
确定飞行器进入点火阶段，后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令，所述第一参数集包括：俯仰空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、俯仰通道参考长度以及俯仰通道的设计舵效系数；
根据获取到的所述俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令，所述第二参数集包括：偏航空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、偏航通道参考长度、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度以及偏航通道的设计舵效系数；
根据获取到的所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令，所述第三参数集包括：滚转空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、滚转通道参考长度、滚转通道的设计舵效系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度、偏航通道参考长度以及单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数；
将所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令以及所述滚转通道舵面控制指令分别发送至相应的控制通道的舵面，以便各个控制通道的舵面根据相应的控制指令对所述飞行器进行制导。
2.根据权利要求1所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述俯仰通道舵面控制指令
Figure 182271DEST_PATH_IMAGE001
通过以下公式计算获得：
Figure 607436DEST_PATH_IMAGE002
所述偏航舵面控制指令
Figure 643525DEST_PATH_IMAGE003
通过以下公式计算获得：
Figure 738520DEST_PATH_IMAGE004
所述滚转舵面控制指令
Figure 860060DEST_PATH_IMAGE005
通过以下公式计算获得：
Figure 88916DEST_PATH_IMAGE006
式中：
Figure 713932DEST_PATH_IMAGE007
为实时获取的当前飞行动压，
Figure 245407DEST_PATH_IMAGE008
为飞行器参考面积，
Figure 588664DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 621211DEST_PATH_IMAGE010
分别为滚转通道参考长度、偏航通道参考长度、俯仰通道参考长度,
Figure 366313DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 68690DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure 899243DEST_PATH_IMAGE013
分别为滚转通道力矩指令、偏航通道力矩指令、俯仰通道力矩指令，
Figure 469901DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 69510DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 942788DEST_PATH_IMAGE016
分别为滚转空气力矩、偏航空气力矩、俯仰空气力矩,
Figure 260637DEST_PATH_IMAGE017
、
Figure 369407DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 89101DEST_PATH_IMAGE019
分别为滚转通道的设计舵效系数、偏航通道的设计舵效系数、俯仰通道的设计舵效系数，
Figure 133281DEST_PATH_IMAGE020
为单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数，
Figure 938426DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 850887DEST_PATH_IMAGE022
分别为单位俯仰通道舵产生的诱导滚转力矩系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数。
3.根据权利要求2所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述飞行动压
Figure 425088DEST_PATH_IMAGE023
为通过所述飞行器的空速管获得或通过所述飞行器的GPS定位信息经计算获得。
4.根据权利要求2所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令的获取方法包括：
获取实测飞行攻角以及实测飞行侧滑角；
获取滚转角速度指令、偏航速度指令以及俯仰角速度指令；
根据所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令解算获得机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令；
根据所述机体系从质心指向机头方向的轴的角速度指令通过动力学逆解算获得所述滚转通道力矩指令、所述偏航通道力矩指令以及所述俯仰通道力矩指令。
5.根据权利要求4所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，使用增加二重微分项的比例-积分-微分控制器获取所述滚转角速度指令、所述偏航速度指令以及所述俯仰角速度指令。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述确定飞行器进入点火阶段的步骤，包括：
确定所述飞行器满足第一目标条件时，确定所述飞行器进入点火阶段；
所述第一目标条件包括获取到的所述飞行器的实测俯仰角大于零且测量法向过载小于预设法向过载。
7.根据权利要求6所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，还包括：
确定所述飞行器满足第二目标条件时，确定所述飞行器进入方位调整阶段；
所述第二目标条件包括飞行动压信息达到第一阈值；
确定所述飞行器满足第三目标条件时，确定所述飞行器进入拉起阶段；
所述第三目标条件包括在所述飞行动压信息达到第二阈值后确定所述飞行器的飞行速度；将所述飞行速度达到第三阈值的时刻确定为控制所述飞行器进入拉起阶段的起始点。
8.根据权利要求7所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，还包括：
确定所述飞行器满足第二目标条件后，获取第一制导指令集，以便飞行器的各个控制通道的舵面在方位调整阶段根据所述第一制导指令集对所述飞行器进行制导直至满足第四目标条件；
其中，所述第一制导指令集中包括滚转制导指令、偏航制导指令以及俯仰制导指令。
9.根据权利要求8所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述第四目标条件包括
Figure 640169DEST_PATH_IMAGE024
以及
Figure 667030DEST_PATH_IMAGE025
<0；
其中，
Figure 383183DEST_PATH_IMAGE026
；
Figure 811890DEST_PATH_IMAGE027
为滚转制导指令，
Figure 197872DEST_PATH_IMAGE028
为实测滚转角，
Figure 977609DEST_PATH_IMAGE029
为预设值，
Figure 231873DEST_PATH_IMAGE030
表示
Figure 515087DEST_PATH_IMAGE031
的导数,
Figure 337549DEST_PATH_IMAGE032
表示从a到b时刻的持续阶段的
Figure 339003DEST_PATH_IMAGE030
，a时刻为不断检测飞行条件中，首次满足
Figure 396958DEST_PATH_IMAGE024
的时刻，b时刻为从a时刻开始，持续预设时间长度
Figure 800257DEST_PATH_IMAGE033
后到达的时刻。
10.根据权利要求9所述的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，其特征在于，所述飞行器满足第三目标条件后，还包括：
获取第二制导指令集，以便飞行器的各个控制通道的舵面在拉起阶段根据所述第二制导指令集对所述飞行器进行制导直至满足所述第一目标条件；
其中，所述第二制导指令集中包括第二滚转制导指令、第二偏航制导指令以及第二俯仰制导指令。
11.一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制系统，其特征在于，包括：
俯仰通道舵面控制指令获取机构，用于确定飞行器处于点火阶段后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令，所述第一参数集包括：俯仰空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、俯仰通道参考长度以及俯仰通道的设计舵效系数；
偏航通道舵面控制指令获取机构，用于根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令；所述第二参数集包括：偏航空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、偏航通道参考长度、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度以及偏航通道的设计舵效系数；
滚转通道舵面控制指令获取机构，用于根据获取到的所述俯仰通道舵面控制指令、偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令；所述第三参数集包括：滚转空气力矩、飞行动压、飞行器参考面积、滚转通道参考长度、滚转通道的设计舵效系数、单位俯仰通道舵产生的诱导偏航力矩系数、俯仰通道参考长度、偏航通道参考长度以及单位偏航通道舵产生的诱导滚转力矩系数；
控制指令发送机构，用于将所述俯仰通道舵面控制指令、所述偏航通道舵面控制指令以及所述滚转通道舵面控制指令分别发送至相应的控制通道的舵面，以便各个控制通道的舵面根据相应的控制指令对所述飞行器进行制导。
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