CN113075653A - 一种飞行器的导航方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器的导航方法及系统，其中该导航方法包括：步骤一：控制第一飞行器发射第一雷达导航装置，其中第一飞行器在飞行过程中由卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；步骤二：发射第二飞行器，其中第二飞行器在飞行过程中由第一雷达导航装置、卫星导航装置和第二雷达导航装置融合导航；步骤三：判断第二飞行器的完成情况，若完成，则接收由第一雷达导航装置发送的完成情况，否则返回步骤二，直至完成任务。本发明所提供的飞行器的导航方法能够目标周围有卫星信号屏蔽或者干扰的情况下或者在某一导航装置出现故障时，仍能够准确击中目标，而且无需额外的激光导引头等昂贵设备，节省成本。

Description

一种飞行器的导航方法及系统
技术领域
本发明涉及制导控制技术领域，尤其是涉及一种飞行器的导航方法及系统。
背景技术
传统制导模式，多采用单一制导方式，这种形式的飞行器采集制导信息时容易受到干扰，从而降低飞行质量，导致飞行任务失败。采用多模复合形式的飞行器使用多传感器，有效避免了单一传感器失效导致的飞行质量下降。
另外，在传统比例导引的基础上增加一个偏置项来满足所需约束，从而达到多约束制导目的。该方法是目前比较常见的一种解决多约束问题的方法。但是，该方法针对是静止目标提出的，若目标为不同类型的机动目标时，会容易产生较大脱靶量。同时该方法在制导末端容易丢失目标。
发明内容
基于现有技术中存在的问题，本发明首先利用第一飞行器发射第一雷达导航系统，利用第一雷达导航装置、卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置对之后的第二飞行器进行融合导航，确定至少一个第二飞行器的运动参数，然后根据至少一个第二飞行器和目标的运动参数之间的转换关系，将常速追踪机动目标的问题转化为变速追踪静止目标的问题，推导了一种带有末端视线角以及末端相对视线角的机动目标追踪制导律，从而完成了本发明。
为了实现上述目的，一方面，本发明提供了一种飞行器的导航方法，其包括一下步骤：
步骤一：当第一飞行器与目标的距离在第一预设阈值时，控制第一飞行器发射第一雷达导航装置，其中第一飞行器在飞行过程中由卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
步骤二：当达到预设时间时，发射第二飞行器，其中第二飞行器在飞行过程中由第一雷达导航装置、卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
步骤三：判断第二飞行器的完成情况，若完成，则接收由第一雷达导航装置发送的完成情况，否则返回步骤二，直至完成任务。
另一方面，本发明提供了一种飞行器的导航系统，其包括：
第一发射模块，其用于当第一飞行器与目标的距离在第一预设阈值时，控制第一飞行器发射第一雷达导航装置，其中第一飞行器在飞行过程中由卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
第二发射模块，其用于当达到预设时间时，发射第二飞行器，其中第二飞行器在飞行过程中由第一雷达导航装置、卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
判断模块，其用于判断第二飞行器的完成情况，若完成，则接收由第一雷达导航装置发送的完成情况，否则返回步骤二，直至完成任务。
本发明飞行器的导航方法及系统所具有的有益效果包括：
(1)本发明通过利用两个雷达导航装置和卫星导航装置进行融合导航，能够目标周围有卫星信号屏蔽或者干扰的情况下或者在某一导航装置出现故障时，仍能够准确击中目标，而且无需额外的激光导引头等昂贵设备，节省成本；
(2)本发明将常速追踪机动目标的问题转化为变速追踪静止目标的问题，简化了计算复杂度，提高了技术方案的通用性；
(3)本发明通过末端相对视线角的约束，能够避免飞行器在末端丢失目标的情况；
(4)本发明的技术方案可以适用于不同机动性能的目标。
附图说明
图1是本发明实施例一的飞行器的导航方法的示意图；
图2是本发明实施例二的飞行器的导航系统的示意图；
图3是本发明飞行器的导航方法的一个实验例的仿真示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的较佳实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
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……”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。
在本发明中，第一飞行器指第一次发射的飞行器。除第一次外，其余发射的飞行器均称为第二飞行器。
图1为本发明实施例一提供的飞行器的导航方法的示意图，该方法可以适用于能够进行数据处理的终端或服务器上，如FM3型火控计算机或飞行器的服务器上，主要用于实时更新目标的位置，实现对目标的追踪。
具体的，本实施例一中的方法主要包括步骤一至步骤三。
步骤一：当第一飞行器与目标的距离在第一预设阈值时，控制第一飞行器发射第一雷达导航装置，其中第一飞行器在飞行过程中由卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航。
值得注意的是，本发明对如何设置第一预设阈值的方式和数值不做限制，本领域技术人员可以根据实际情况中第一飞行器与目标的运动参数进行设置。
示例性地，当第一飞行器的运动速度为2000m/s2，目标的运动速度为340m/s2时，第一预设阈值可以为100-300m中的任意数值。
另外，本发明对飞行器、第一雷达导航装置和第二雷达导航装置的承载设备不做具体的限制。本领域技术人员可以根据实际情况而设置。其中飞行器和第二雷达导航装置可以设置在同一承载装置上。
示例性地，可以由固定翼无人机或炮车发射飞行器。当固定翼无人机发射飞行器时，第二雷达导航装置可以设置在固定翼无人机中。当炮车发射飞行器时，第二雷达导航装置可以设置在炮车上。
示例性地，第一雷达导航装置可以设置在小无人机中，此时第一飞行器发射小无人机来实现发射第一雷达导航装置的目的。
值得注意的是，第一飞行器和目标的运动参数是实时获取或解析得到的。
优选地，在步骤一中，利用卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对第一飞行器进行融合导航。其中，雷达导航装置和卫星导航装置测得的都是飞行器和目标的位置信息，根据位置信息进行微分可计算出速度、加速度等信息，然后将所测得的数据信息根据两者信噪比的权重进行融合，避免较大测量误差的影响。
具体地，根据两者信噪比的权重进行融合导航，即
Figure BDA0002995477840000051
SNR卫星表示卫星导航装置中卫星信号的信噪比，它是通过卫星接收机中的数据直接获取的；SNR第二雷达表示第二雷达导航装置的第二雷达信号的信噪比。值得说明的是，下标第二雷达表示第二雷达导航装置，下标第一雷达表示第一雷达导航装置，下标雷达表示第一雷达导航装置和第二雷达导航装置的统称。
其中，雷达信号的信噪比可以通过式一得到：
Figure BDA0002995477840000052
其中，
Figure BDA0002995477840000053
σ为第一雷达导航装置或第二雷达导航装置的噪声标准差，DN表示雷达回波信号强度，
Figure BDA0002995477840000054
k表示由雷达指标组成的常数；r表示第一雷达导航装置或第二雷达导航装置与目标之间的距离。
在本发明中，这些导航装置将测得的运动参数实时传输给FM3型火控计算机，FM3型火控计算机将运动参数进行融合后发送给飞行器。或者将测得的运动参数实时传输给飞行器的服务器中，飞行器的服务器进行融合。或者FM3型火控计算机和飞行器的服务器各接收一部分运动参数，进行融合后再在第一飞行器的服务器进行存储并解析。
优选地，在第一飞行器飞行过程中，第一飞行器的比例导引制导律可以通过下式得到：
Figure BDA0002995477840000061
其中，aM1表示第一飞行器垂直于运动速度的加速度；aT表示目标垂直于运动速度的加速度，θM1、θT分别表示第一飞行器和目标的航迹角，θR1表示第一飞行器与目标两者之间相对运动的航迹角，N表示比例系数，VR1表示所述第一飞行器与目标两者之间的相对速度，q1表示第一飞行器与目标的视线角。
在此，VR1＝VM1－VT，VM1表示第一飞行器的运动速度，VT表示目标的运动速度，θR1＝aR1/VR1，aR1表示垂直于相对速度VR1的相对加速度，aR1＝aM1-aT。
在步骤一中，利用预设的第二雷达导航装置和卫星导航装置同时对第一飞行器进行导航，能够使第一飞行器准确的飞向目标，并发射出第一雷达导航装置为后续的第二飞行器融合导航做准备。
步骤二：当达到预设时间时，发射第二飞行器，其中第二飞行器在飞行过程中由第一雷达导航装置、卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航。
值得注意的是，本发明对如何设置预设时间的方式和数值不做限制，本领域技术人员可以根据实际情况中目标的运动参数或第一雷达导航装置的就绪情况进行设置。
示例性地，当第一雷达导航装置在10-20s内任意时刻准备就绪，则此时接收到第一雷达导航装置准备完成的信息后立即发送第二飞行器。
值得注意的是，至少一个第二飞行器和目标的运动参数是实时获取或解析得到的。
优选地，在步骤二中，利用第一雷达导航装置中第一雷达信号的信噪比、卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对至少一个第二飞行器进行融合导航。
具体地，根据三者信噪比的权重进行融合导航，即
Figure BDA0002995477840000071
优选地，在步骤二中，包括以下子步骤：
(1)根据第二飞行器和目标的运动参数，得到第二飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中运动参数包括第二飞行器的运动速度、第二飞行器垂直于运动速度的加速度、目标的运动速度、目标垂直于运动速度的加速度，相对运动参数包括第二飞行器与目标两者之间的相对运动速度和垂直于相对运动速度的相对加速度；
具体地，包括以下两步骤：
(1-1)根据第二飞行器和目标的运动参数，建立第二飞行器和目标在原坐标系下的运动方程。该运动方程为：
Figure BDA0002995477840000072
VM2表示第二飞行器的运动速度，VT表示目标的运动速度，aM2表示第二飞行器垂直于运动速度的加速度；aT表示目标垂直于运动速度的加速度，θM2、θT分别表示第二飞行器和目标的航迹角，R2表示第二飞行器与目标的相对距离，q2表示飞行器与目标的视线角。
(1-2)根据目标的运动速度与第二飞行器的运动速度之间的比值，将运动参数转换为相对运动参数。
具体地，令C＝VT/VM2，VR2＝VM2－VT，得到飞行器和目标在虚拟相对运动坐标系下的相对运动方程。该相对运动方程为：
Figure BDA0002995477840000081
θR2表示第二飞行器与目标两者之间相对运动的航迹角，η表示第二飞行器飞行器与目标两者之间相对运动的虚拟视角。
综上可以得到，相对加速度aR2由第二飞行器和目标两部分的加速度组成，即aR2＝cos(θM2-θR2)aM2-cos(θT-θR2)aT
在该实例中，将常速追踪机动目标的问题转化为变速追踪静止目标的问题，简化了计算复杂度，提高了技术方案的通用性。
(2)将第二飞行器与目标两者之间的相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；
在现有技术中，通常在比例导引的基础上增加一个偏置项来满足所需约束，从而达到多约束制导目的。另外，可以使用组合制导的方式，通过比例导引的导航系数组合变化来满足不同末端攻击角度，用以追击静止或非静止目标。在本发明中，为了提升对机动目标的机动利用能力，将相对加速度aR2转换为带偏置项的比例导引制导律。
优选地，相对加速度aR2通过下式得到：
Figure BDA0002995477840000091
其中，N表示比例系数，VR2表示第二飞行器与目标两者之间的相对运动速度，q2表示飞行器与目标之间的视线角，c表示偏置系数，aR2表示垂直于相对运动速度的相对加速度。
具体地，将相对加速度aR2设置为偏置比例导引的形式，也就是在比例导引的基础上添加一个偏置项，这样能够满足末端相对视线角的拘束，避免飞行器在末端丢失目标。
(3)根据带偏置项的比例导引制导律、相对运动参数和运动参数，得到第二飞行器的制导指令。
在本发明中，第二飞行器在前、中制导阶段的制导指令可以通过式二得到：
Figure BDA0002995477840000092
其中，aM2’表示在前、中制导阶段中第二飞行器垂直于运动速度的加速度；aT表示目标垂直于运动速度的加速度，θM2、θT分别表示第二飞行器和目标的航迹角，θR2表示第二飞行器与目标两者之间相对运动的航迹角，N表示比例系数，VR2表示第二飞行器与目标两者之间的相对速度，q2表示第二飞行器与目标的视线角，qf表示末端第二飞行器与目标之间的期望的相对视线角。
优选地，利用末端视线角的约束以及末端相对视线角的约束对偏置项进行解算，最终得到带有末端视线角以及末端相对视线角的目标制导指令。
具体地，分别对相对视线角对时间求导，对相对视线角和视线角对相对距离求导，利用末端相对视线角为期望视线角和末端时相对距离为0，求解出末端相对视线角，再求解出偏置系数c，最终求解出前、中制导阶段的制导指令。
在本发明中，为了第二飞行器在飞行末端的制导指令趋近于零，故第二飞行器在末制导阶段的制导指令可以通过式三得到：
Figure BDA0002995477840000101
其中，aM2”表示在末制导阶段中第二飞行器垂直于运动速度的加速度。
在本发明通过利用两个雷达导航装置和卫星导航装置进行融合导航，能够目标周围有卫星信号屏蔽或者干扰的情况下依然可以命中目标，以及无需额外的激光导引头等昂贵设备，节省成本。同时在某一个导航装置故障的情况下，仍然能够使用其他两个导航装置进行导航，从而精准进攻目标。
步骤三：判断第二飞行器的完成情况，若完成，则接收由第一雷达导航装置发送的完成情况，否则返回步骤二，直至完成任务。
在该步骤中，在第二飞行器进攻目标后，判断是否进攻成功，若完成则接受目标的打击情况，否则继续发射第二飞行器直至目标击打成功。这样多次，能够确保对目标完全击打成功。
在图1所示的实施例一中，将该制导指令应用于目标追踪，能够实时更新目标的位置，实现对目标的攻击。以及通过末端相对视线角的约束，能够避免飞行器在末端丢失目标的情况。
在本发明中，飞行器的导航方法还包括：判断在与第一雷达导航装置的第二预设阈值内是否存在其他目标，若存在，则确定下一目标，若不存在，则控制第一雷达导航装置返回。
值得注意的是，本发明对如何设置第二预设阈值的方式和数值不做限制，本领域技术人员可以根据实际情况中第一雷达导航装置与目标的运动参数进行设置。
示例性地，目标的运动速度为340m/s2时，第一雷达导航装置距离目标的第二预设阈值为200m，则可以识别在第一雷达导航装置距离200-300m内出现的其他目标。
在实际情况中，飞行器在进攻目标时，往往在目标周围会出现很多其他目标。这些其他目标中可能存在干扰目标和/或战略重要的目标，因此飞行器还需要对其他目标进行攻击。
在上述过程中第一雷达导航装置对其他目标进行检测，并将检测的信息发送给服务器，服务器判断下一个需要进行攻击的目标，继续执行步骤二和步骤三。若不需要进行攻击或不存在目标，则服务器发送返回指令使得第一雷达导航装置返回。
图2为本申请实施例二提供的一种飞行器的导航系统的结构示意图，该系统可以设置在能够进行数据处理的终端或服务器上，如FM3型火控计算机或飞行器的服务器上，主要用于实时更新目标的位置，实现对目标的追踪。
具体地，本实施例二中的导航系统可以包括以下模块：
第一发射模块201，其用于当第一飞行器与目标的距离在第一预设阈值时，控制第一飞行器发射第一雷达导航装置，其中第一飞行器在飞行过程中由卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
第二发射模块202，其用于当达到预设时间时，发射第二飞行器，其中第二飞行器在飞行过程中由第一雷达导航装置、卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
判断模块203，其用于判断第二飞行器的完成情况，若完成，则接收由第一雷达导航装置发送的完成情况，否则返回步骤二，直至完成任务。
在本发明的一个优选实施方式中，
在第一发射模块中，利用卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对第一飞行器进行融合导航；和/或
在第二发射模块中，利用第一雷达导航装置中第一雷达信号的信噪比、卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对至少一个第二飞行器进行融合导航。
具体地，雷达信号的信噪比通过式一得到：
Figure BDA0002995477840000121
其中，k表示由雷达指标组成的常数；r表示第一雷达导航装置或第二雷达导航装置与目标之间的距离；σ表示第一雷达导航装置或第二雷达导航装置的噪声标准差。
本发明提供的飞行器的导航系统，可用于执行上述任一实施例描述的飞行器的导航方法，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。
在本发明的一个具体实施例中，本发明一种飞行器的导航系统中第一发射模块201，第二发射模块202和判断模块203可直接在硬件中、在由处理器执行的软件模块中或在两者的组合中。
软件模块可驻留在RAM可读存储介质、快闪可读存储介质、ROM可读存储介质、EPROM可读存储介质、EEPROM可读存储介质、寄存器、硬盘、可装卸盘、CD-ROM或此项技术中已知的任何其它形式的存储介质中。示范性存储介质耦合到处理器，使得处理器可从存储介质读取信息和向存储介质写入信息。
处理器可以是中央处理单元(英文：Central Processing Unit，简称：CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(英文：Digital Signal Processor，简称：DSP)、专用集成电路(英文：Application Specific Integrated Circuit，简称：ASIC)、现场可编程门阵列(英文：Field Programmable Gate Array，简称：FPGA)或其它可编程逻辑装置、离散门或晶体管逻辑、离散硬件组件或其任何组合等。通用处理器可以是微处理器，但在替代方案中，处理器可以是任何常规处理器、控制器、微控制器或状态机。处理器还可实施为计算装置的组合，例如DSP与微处理器的组合、多个微处理器、结合DSP核心的一个或一个以上微处理器或任何其它此类配置。在替代方案中，存储介质可与处理器成一体式。处理器和存储介质可驻留在ASIC中。ASIC可驻留在用户终端中。在替代方案中，处理器和存储介质可作为离散组件驻留在用户终端中。
在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
实验例
以下通过实验例进一步描述本发明，不过该实验例仅仅是范例性的，并不对本发明的保护范围构成任何限制。
实验例1
为了验证本申请提供的一种飞行器的导航方法相对于传统的制导律具有较高的命中率，本申请中采用仿真验证的方式进行仿真模拟，其中仿真模拟结果如图3所示：
首先，设置第一飞行器和目标的初始运动参数：
目标的运动速度：340m/s2，目标初始航迹角：-10°，目标初始位置：(10000，10000)m，目标侧向加速度：aT＝9gsin(πt)。
第一飞行器的初始运动参数：
第一飞行器的运动速度：2000m/s2，第一飞行器初始航迹角：20°，制导系数：N＝3。
第一飞行器的比例导引制导律可以通过下式得到：
Figure BDA0002995477840000141
第一飞行器在距离目标第一预设阈值(例如200m)处发射第一雷达导航装置，
在预设时间(例如在第一雷达导航装置准备就绪20s后)发射第二飞行器，第二飞行器的初始运动参数为：
第二飞行器的运动速度：2000m/s2，第二飞行器初始航迹角：20°，末端期望落角：20°，第二飞行器初始位置：(0，4000)m，制导系数：N＝3(数值可以改变)。
第二飞行器在前、中制导阶段的制导指令可以通过式二得到：
Figure BDA0002995477840000151
为了第二飞行器在飞行末端的制导指令趋近于零，故第二飞行器在末制导阶段的制导指令可以通过式三得到：
Figure BDA0002995477840000152
从图3可以看出，利用两个雷达导航装置和卫星导航装置进行融合导航，能够使目标周围有卫星信号屏蔽或者干扰的情况下，依然被精准进攻。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器的导航方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：当第一飞行器与目标的距离在第一预设阈值时，控制所述第一飞行器发射第一雷达导航装置，其中所述第一飞行器在飞行过程中由卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
步骤二：当达到预设时间时，发射第二飞行器，其中所述第二飞行器在飞行过程中由所述第一雷达导航装置、卫星导航装置和第二雷达导航装置融合导航；
步骤三：判断第二飞行器的完成情况，若完成，则接收由所述第一雷达导航装置发送的完成情况，否则返回步骤二，直至完成任务。
2.根据权利要求1所述的飞行器的导航方法，其特征在于，
在步骤一中，利用卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对第一飞行器进行融合导航；和/或
在步骤二中，利用第一雷达导航装置中第一雷达信号的信噪比、卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对至少一个第二飞行器进行融合导航。
3.根据权利要求2所述的飞行器的导航方法，其特征在于，雷达信号的信噪比通过式一得到：
Figure FDA0002995477830000011
其中，k表示由雷达指标组成的常数；r表示第一雷达导航装置或第二雷达导航装置与目标之间的距离；σ表示第一雷达导航装置或第二雷达导航装置的噪声标准差。
4.根据权利要求1所述的飞行器的导航方法，其特征在于，步骤二包括：
根据第二飞行器和目标的运动参数，得到第二飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中所述运动参数包括所述第二飞行器的运动速度、所述第二飞行器垂直于运动速度的加速度、所述目标的运动速度、所述目标垂直于运动速度的加速度，所述相对运动参数包括所述第二飞行器与目标两者之间的相对运动速度和垂直于所述相对运动速度的相对加速度；
将所述相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；
根据所述带偏置项的比例导引制导律、所述相对运动参数和所述运动参数，得到所述第二飞行器的制导指令。
5.根据权利要求4所述的飞行器的导航方法，其特征在于，在步骤二中，所述第二飞行器在前、中制导阶段的制导指令可以通过式二得到：
Figure FDA0002995477830000021
其中，aM2’表示在前、中制导阶段中第二飞行器垂直于运动速度的加速度；aT表示目标垂直于运动速度的加速度，θM2、θT分别表示第二飞行器和目标的航迹角，θR2表示第二飞行器与目标两者之间相对运动的航迹角，N表示比例系数，VR2表示第二飞行器与目标两者之间的相对速度，q2表示第二飞行器与目标的视线角，qf表示末端时刻第二飞行器与目标之间的相对视线角。
6.根据权利要求5所述的飞行器的导航方法，其特征在于，在步骤二中，所述第二飞行器在末制导阶段的制导指令可以通过式三得到：
Figure FDA0002995477830000022
其中，aM2”表示在末制导阶段中第二飞行器垂直于运动速度的加速度。
7.根据权利要求1所述的飞行器的导航方法，其特征在于，还包括：
判断在与所述第一雷达导航装置的第二预设阈值内是否存在其他目标，若存在，则确定下一目标，若不存在，则控制所述第一雷达导航装置返回。
8.一种飞行器的导航系统，其特征在于，包括：
第一发射模块，其用于当第一飞行器与目标的距离在第一预设阈值时，控制所述第一飞行器发射第一雷达导航装置，其中所述第一飞行器在飞行过程中由卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
第二发射模块，其用于当达到预设时间时，发射第二飞行器，其中所述第二飞行器在飞行过程中由所述第一雷达导航装置、卫星导航装置和预设的第二雷达导航装置融合导航；
判断模块，其用于判断第二飞行器的完成情况，若完成，则接收由所述第一雷达导航装置发送的完成情况，否则返回步骤二，直至完成任务。
9.根据权利要求8所述的飞行器的导航系统，其特征在于，
在所述第一发射模块中，利用卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对第一飞行器进行融合导航；和/或
在所述第二发射模块中，利用第一雷达导航装置中第一雷达信号的信噪比、卫星导航装置中卫星信号的信噪比和第二雷达导航装置中第二雷达信号的信噪比对至少一个第二飞行器进行融合导航。
10.根据权利要求9所述的飞行器的导航系统，其特征在于，雷达信号的信噪比通过式一得到：
Figure FDA0002995477830000041
其中，k表示由雷达指标组成的常数；r表示第一雷达导航装置或第二雷达导航装置与目标之间的距离；σ表示第一雷达导航装置或第二雷达导航装置的噪声标准差。
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