CN114280654A - 一种智能寻的卫星制导系统 - Google Patents

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CN114280654A CN202111411669.6A CN202111411669A CN114280654A CN 114280654 A CN114280654 A CN 114280654A CN 202111411669 A CN202111411669 A CN 202111411669A CN 114280654 A CN114280654 A CN 114280654A
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于剑桥
吴小胜
胡俊
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Abstract

本发明公开了一种智能寻的卫星制导系统，包括：目标攻击子系统和目标指示子系统；所述目标指示子系统用于搜索、发现目标并附着于目标上，以及向目标攻击子系统发送目标的实时位置坐标的信号；所述目标攻击子系统根据目标指示子系统发出的目标坐标信号和导航卫星的星历信息，实时计算出其与目标的相对位置，引导目标攻击子系统攻击目标；其中，所述目标攻击子系统和目标指示子系统中分别安装有卫星接收机Ⅰ和卫星接收机Ⅱ，分别接收各自所在空域的导航卫星的星历信息，并分别解算出各自所在位置的伪距信息，进而解算出各自所在位置的坐标信息。

Description

一种智能寻的卫星制导系统
技术领域
本发明涉及制导控制技术领域，具体涉及一种智能寻的卫星制导系统。
背景技术
卫星制导是一种低成本制导方式，在无人机、导弹等领域得到了广泛的应用，该制导方式的工作原理为：在飞行器上安装卫星接收机，利用卫星接收机实时获取飞行器所在位置的坐标(精度、纬度、高度)；将发射点和目标点的坐标信息提前保存到飞行控制计算机中；在飞行器飞行过程中，飞行控制计算机实时计算飞行器与目标的相对位置，并通过制导控制算法计算控制指令，控制飞行器飞向目标。传统卫星接收机的定位精度在10m左右。
差分卫星导航是一种先利用已知精确三维坐标的差分卫星接收基准台，求得伪距修正量或位置修正量，再将这个修正量实时或事后发送给用户(其他卫星接收机)，对用户的测量数据进行修正，以提高卫星定位精度的卫星定位技术。该技术的关键是已知三维坐标的差分卫星接收基准台，卫星接收机置于该基准台上，通过对比卫星接收机接收到的卫星信息和已知的基准台精确坐标信息，对基准台附近区域的伪距误差进行修正，进而实现卫星接收机定位精度的提高(可将定位提高至0.1m以内)。
卫星制导具有成本低、发射后不管的优点，但是该制导方式在使用上也具有局限性，第一就是精度不足，传统卫星制导飞行器的命中精度在10m左右，往往只能用于攻击集群目标或桥梁等大型建筑物，难以实现对单个点目标的精确攻击；第二是难以攻击移动目标，卫星制导的飞行器需要攻击的目标坐标是攻击前装定到飞行控制计算机中的，其往往是一个固定的目标，或者是运动规律已知且机动能力较弱的目标(如大型舰船)，对于地面移动车辆等具有一定机动能力的目标，卫星制导飞行器难以实现对其精确攻击。差分卫星定位虽然定位精度较高，但是其需要基准站的精确三维坐标，而在复杂的战场环境中难以实现对某个基准站的精确定位。
综上，现有卫星制导系统存在难以实现对目标高精度打击和难以打击移动目标等问题。因此，为了补充现有卫星制导系统的应用能力空白，需要借助智能技术的进步，发展一种具备目标搜索能力且能够实现对移动目标高精度打击的卫星制导系统。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种智能寻的卫星制导系统，具备目标搜索能力且能够实现对移动目标高精度打击。
本发明的技术方案为：一种智能寻的卫星制导系统，包括：目标攻击子系统和目标指示子系统；所述目标指示子系统用于搜索、发现目标并附着于目标上，以及向目标攻击子系统发送目标的实时位置坐标的信号；所述目标攻击子系统根据目标指示子系统发出的目标坐标信号和导航卫星的星历信息，实时计算出其与目标的相对位置，引导目标攻击子系统攻击目标；其中，所述目标攻击子系统和目标指示子系统中分别安装有卫星接收机Ⅰ和卫星接收机Ⅱ，分别接收各自所在空域的导航卫星的星历信息，并分别解算出各自所在位置的伪距信息，进而解算出各自所在位置的坐标信息。
优选地，所述目标攻击子系统的飞行平台Ⅰ采用弹箭类飞行器，其头部搭载有信号接收器；所述卫星接收机Ⅰ位于信号接收器中，所述信号接收器能够接收导航卫星发送的星历信号、目标指示子系统中坐标指示器发送的目标指示子系统的位置信息和目标指示子系统到各导航卫星的伪距信息，并能够根据相对位置解算算法解算目标攻击子系统与目标指示子系统之间的相对距离；其中，卫星接收机Ⅱ位于坐标指示器中，坐标指示器还包括：信号发射器，信号发射器将卫星接收机Ⅱ解算出的目标指示子系统所在位置距各导航卫星的伪距信息以及目标指示子系统的位置信息发送给目标攻击子系统中的信号接收器。
优选地，所述相对位置解算算法为：
设目标指示子系统的坐标为(xt,yt,zt)，目标攻击子系统的坐标为(xm,ym,zm)，第j颗导航卫星的坐标为
Figure BDA0003374346820000021
其中，j为正整数；设目标攻击子系统到目标指示子系统的相对坐标为(x,y,z)，则x＝xm-xt，y＝ym-yt，z＝zm-zt；
用
Figure BDA0003374346820000022
和
Figure BDA0003374346820000023
分别表示目标指示子系统上卫星接收机Ⅱ和目标攻击子系统上的卫星接收机Ⅰ接收到第j颗导航卫星的伪距，则目标攻击子系统到目标指示子系统的伪距差为
Figure BDA0003374346820000024
设目标指示子系统到第j颗导航卫星的实际距离为
Figure BDA0003374346820000025
其表达式为：
Figure BDA0003374346820000026
设c为光速，dTt为目标指示子系统上卫星接收机Ⅱ的钟差，dTm为目标攻击子系统上卫星接收机Ⅰ的钟差，由钟差引起的目标指示子系统和目标攻击子系统的距离差d＝c(dTm-dTt)；
构造状态变量X＝[x y z d]T，设可接收到的的导航卫星数量为N，构造N×1维向量Z，向量Z的元素为目标攻击子系统与目标指示子系统解算的到各导航卫星伪距差，向量Z表达式为：
Figure BDA0003374346820000031
构造N×1维中间转换向量H，其表达式为：
Figure BDA0003374346820000032
则状态变量X的求解表达式为：
X＝(HTH)-1HTZ
用最小二乘法求解式，即可得到状态变量X中各参数值，进而能够解算出目标攻击子系统相对目标指示子系统的坐标，从而得到目标攻击子系统与目标指示子系统之间的相对距离。
优选地，所述目标指示子系统还包括：飞行平台Ⅱ、目标搜索装置和附着装置；飞行平台Ⅱ用于搭载中坐标指示器、目标搜索装置和附着装置，且坐标指示器和目标搜索装置分别位于飞行平台Ⅱ的正背面，飞行平台Ⅱ的相对两端分别设有附着装置，且两个附着装置中一个为可转动附着、另一个为固定附着；当目标指示子系统飞到目标的设定范围内之后，飞行平台Ⅱ将目标指示子系统的姿态调整到将可转动附着的附着装置展开后对准目标待附着部位；随后，飞行平台Ⅱ调整目标指示子系统的飞行轨迹，向目标指定部位所在方向靠近，将可转动附着的附着装置中的胶面Ⅰ与目标指定部位接触并粘接；胶面Ⅰ粘接在目标指定部位上之后，飞行平台Ⅱ调整飞行姿态，使另一个附着装置中的胶面Ⅱ与目标待附着部位接触并粘接，从而，实现目标指示子系统对目标的附着。
优选地，所述胶面Ⅰ及胶面Ⅱ分别通过胶面保护盖Ⅰ和胶面保护盖Ⅱ包覆；其中，胶面保护盖Ⅰ包覆在胶面Ⅰ上、并通过爆炸螺栓Ⅰ固定，胶面保护盖Ⅱ包覆在胶面Ⅱ上、并通过爆炸螺栓Ⅱ固定，爆炸螺栓Ⅰ和爆炸螺栓Ⅱ作用，胶面保护盖Ⅰ与胶面Ⅰ及胶面保护盖Ⅱ与胶面Ⅱ的连接解除，胶面Ⅰ和胶面Ⅱ暴露。
优选地，所述飞行平台Ⅱ采用小型四旋翼飞行器。
优选地，所述目标搜索装置包括：图像摄像机、云台和图像传输器，图像摄像机搭载于云台上，用于拍摄战场环境图像；云台用于带动图像摄像机转动，从而扩大目标指示子系统的探测视野；图像传输器用于将图像摄像机拍摄的图像信息传输给地面站。
优选地，所述目标搜索装置的图像摄像机采用白光摄像机或夜视摄像机或红外摄像机。
优选地，所述目标攻击子系统的飞行平台Ⅰ还可采用旋翼或固定翼飞行器。
优选地，所述目标指示子系统还可以在目标的设定范围内伴飞。
有益效果：
1、本发明的卫星制导系统，具备目标搜索能力且能够实现对移动目标高精度打击，使卫星制导武器具备了对移动目标的高精度打击能力，克服了传统卫星制导武器只能攻击静止集群目标的局限性，将卫星制导武器的命中精度从10m提升至1.5m以内，解决现有卫星制导系统难以对移动目标进行高精度打击的问题。
2、本发明对目标具备精细搜索能力：目标攻击子系统所搭载信号发射器和目标指示子系统所搭载的目标搜索装置的飞行平台为超小型旋翼飞行器，该飞行平台具有体积小、隐蔽突防能力强、可长时间滞空的特点，可隐蔽地对目标进行长时间、大范围的精细搜索，对隐蔽目标的探测能力更强。
附图说明
图1为本发明卫星制导系统的工作原理示意图。
图2为本发明卫星制导系统的工作流程图。
图3为本发明中目标攻击子系统上信号接收器的安装示意图。
图4为本发明中目标指示子系统的结构示意图。
图5为本发明的卫星制导系统处于不同工作状态下目标指示子系统的形态变化示意图。
图6(a)为目标指示子系统附着目标前的结构示意图，(b)为目标指示子系统附着目标后的结构示意图。
其中，1-信号接收器，2-坐标指示器，3-飞行平台Ⅱ，4-目标搜索装置，5-附着装置。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本实施例提供了一种智能寻的卫星制导系统，具备目标搜索能力且能够实现对移动目标高精度打击。
如图1所示，该卫星制导系统包括：目标攻击子系统和目标指示子系统；
如图3所示，所述目标攻击子系统的飞行平台Ⅰ采用弹箭类飞行器，其头部搭载有信号接收器1；信号接收器1包括：卫星接收机Ⅰ，卫星接收机Ⅰ能够接收导航卫星发送的星历信号，同时，信号接收器1还能够接收目标指示子系统中坐标指示器2发送的目标指示子系统的位置信息和目标指示子系统到各导航卫星的伪距信息，并能够根据相对位置解算算法解算目标攻击子系统与目标指示子系统之间的相对距离；其中，坐标指示器2包括：卫星接收机Ⅱ和信号发射器，卫星接收机Ⅱ可接收所在区域上空的导航卫星发送的星历信息，并根据这些星历信息解算出卫星接收机Ⅱ(即目标指示子系统)到各导航卫星的伪距信息，进一步解算出目标指示子系统所在位置的坐标(精度、纬度、高度)；信号发射器可将卫星接收机Ⅱ解算出的目标指示子系统所在位置距各导航卫星的伪距信息以及目标指示子系统的位置信息发送给目标攻击子系统中的信号接收器1；
相对位置解算算法为：
设目标指示子系统的坐标为(xt,yt,zt)，目标攻击子系统的坐标为(xm,ym,zm)，第j颗导航卫星的坐标为
Figure BDA0003374346820000051
其中，j为正整数；设目标攻击子系统到目标指示子系统的相对坐标为(x,y,z)，则x＝xm-xt，y＝ym-yt，z＝zm-zt；
用
Figure BDA0003374346820000052
和
Figure BDA0003374346820000053
分别表示目标指示子系统上卫星接收机Ⅱ和目标攻击子系统上的卫星接收机Ⅰ接收到第j颗导航卫星的伪距，则目标攻击子系统到目标指示子系统的伪距差为
Figure BDA0003374346820000054
设目标指示子系统到第j颗导航卫星的实际距离为
Figure BDA0003374346820000055
其表达式为：
Figure BDA0003374346820000056
设c为光速，dTt为目标指示子系统上卫星接收机Ⅱ的钟差，dTm为目标攻击子系统上卫星接收机Ⅰ的钟差，由钟差引起的目标指示子系统和目标攻击子系统的距离差d＝c(dTm-dTt)；
构造状态变量X＝[x y z d]T，设可接收到的的导航卫星数量为N，构造N×1维向量Z，向量Z的元素为目标攻击子系统与目标指示子系统解算的到各导航卫星伪距差，向量Z表达式为：
Figure BDA0003374346820000061
构造N×1维中间转换向量H，其表达式为：
Figure BDA0003374346820000062
则状态变量X的求解表达式为：
X＝(HTH)-1HTZ (3)
用最小二乘法求解式(3)，即可得到状态变量X中各参数值，进而能够解算出目标攻击子系统相对目标指示子系统的坐标，从而得到目标攻击子系统与目标指示子系统之间的相对距离；
目标攻击子系统上设置的飞行控制计算机根据解算出来的目标攻击子系统与目标指示子系统的相对距离，计算飞行控制指令，以控制目标攻击子系统飞向目标指示子系统；
如图4所示，目标指示子系统还包括：飞行平台Ⅱ3、目标搜索装置4和附着装置5；飞行平台Ⅱ3用于搭载中坐标指示器2、目标搜索装置4和附着装置5，且坐标指示器2和目标搜索装置4分别位于飞行平台Ⅱ3的正背面，飞行平台Ⅱ3的相对两端分别设有附着装置5，且两个附着装置5中一个为可转动附着、另一个为固定附着；如图5和图6所示，当目标指示子系统飞到目标附近后，飞行平台Ⅱ3将目标指示子系统的姿态调整到将可转动附着的附着装置5展开后可对准目标待附着部位；随后，飞行平台Ⅱ3调整目标指示子系统的飞行轨迹，向目标指定部位所在方向靠近，将可转动附着的附着装置5中的胶面Ⅰ与目标指定部位接触并粘接；胶面Ⅰ粘接在目标指定部位上之后，飞行平台Ⅱ3调整飞行姿态，使目标指示子系统的底面与目标待附着部位所在平面平行，使另一个附着装置5(固定附着)中的胶面Ⅱ与目标待附着部位接触并粘接，从而，实现目标指示子系统对目标的附着。
本实施例中，可转动附着的附着装置5中的胶面Ⅰ及固定附着的附着装置5中的胶面Ⅱ分别通过胶面保护盖Ⅰ和胶面保护盖Ⅱ包覆保护；其中，胶面保护盖Ⅰ包覆在胶面Ⅰ上、并通过爆炸螺栓Ⅰ固定，胶面保护盖Ⅱ包覆在胶面Ⅱ上、并通过爆炸螺栓Ⅱ固定，爆炸螺栓Ⅰ和爆炸螺栓Ⅱ作用，胶面保护盖Ⅰ与胶面Ⅰ及胶面保护盖Ⅱ与胶面Ⅱ的连接解除，胶面Ⅰ和胶面Ⅱ暴露。
本实施例中，目标攻击子系统的飞行平台Ⅰ还可采用旋翼或固定翼飞行器。
本实施例中，飞行平台Ⅱ3采用小型四旋翼飞行器，可按预定航迹巡航飞行，具备起降、悬停、机动飞行能力。
本实施例中，目标搜索装置4包括：图像摄像机、云台和图像传输器，图像摄像机搭载于云台上，用于拍摄战场环境图像；云台可带动图像摄像机转动，可扩大目标指示子系统的探测视野；图像传输器可将图像摄像机拍摄的图像信息传输给地面站，地面站人员可根据传输的图像信息感知战场环境以及选取和锁定目标。
本实施例中，目标搜索装置4的图像摄像机可采用白光摄像机或夜视摄像机或红外摄像机，采用白光摄像机时可对目标区域环境进行拍摄，并将拍摄图像与目标图像比对，对目标进行定位。
本实施例中，目标指示子系统除了可附着在目标的指定部位外，还可以在目标附近(设定范围内)伴飞。
该卫星制导系统的整体工作原理为：
如图2所示，释放目标指示子系统，目标指示子系统向目标区域飞行；同时，坐标指示器2中卫星接收机Ⅱ开始工作，接收所在区域内导航卫星的星历信息并实时解算所在位置；到达目标区域后，目标指示子系统进行巡航飞行，目标搜索装置4工作，拍摄周围环境图像，并将环境图像回传到地面站，地面站的操作人员根据传回的环境图像寻找并锁定目标，并将锁定的目标指令传输给目标指示子系统；当目标指示子系统接收到锁定目标指令后，目标指示子系统向目标飞去，飞到目标附近(例如目标指示子系统与目标之间的距离小于0.5m)后，找到目标可附着的部位，并飞行到目标该部位附近；
在以上阶段，可转动附着的附着装置5处于折叠状态；
当目标指示子系统飞到目标指定攻击部位后，飞行平台Ⅱ3将姿态调整到可转动附着的附着装置5展开后对准目标指定部位；爆炸螺栓Ⅰ和爆炸螺栓Ⅱ作用，胶面保护盖Ⅰ与胶面Ⅰ及胶面保护盖Ⅱ与胶面Ⅱ的连接解除，胶面保护盖Ⅰ和胶面保护盖Ⅱ脱离各自的附着装置5，胶面Ⅰ和胶面Ⅱ暴露；飞行平台Ⅱ3调整飞行轨迹，向目标指定部位方向靠近，将胶面Ⅰ与目标指定部位接触并粘接；胶面Ⅰ与目标指定部位粘接之后，飞行平台Ⅱ3调整飞行姿态，使飞行平台Ⅱ3所在平面与目标指定部位所在平面平行，将胶面Ⅱ与目标指定部位接触并粘接，实现目标指示子系统对目标指定部位的附着；
当目标指示子系统附着到目标指定部位后，坐标指示器2中的信号发射器开始工作，开始发射目标指示子系统所在位置到各导航卫星的伪距信息；
发射目标攻击子系统，目标攻击子系统向目标区域方向飞行，当目标攻击子系统搭载的信号接收器1中的卫星接收机Ⅰ接收到所在区域导航卫星的星历信号，且信号接收器1接收到坐标指示器2发射的目标指示子系统所在位置到各导航卫星的伪距信号及目标指示子系统的位置信息后，根据相对位置解算算法计算目标攻击子系统到目标指示子系统的相对距离，目标攻击子系统上的飞行控制计算机根据目标攻击子系统与目标指示子系统的相对距离信息解算制导控制指令，进而形成目标攻击子系统的制导信息，导引目标攻击子系统飞向目标。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种智能寻的卫星制导系统，其特征在于，包括：目标攻击子系统和目标指示子系统；所述目标指示子系统用于搜索、发现目标并附着于目标上，以及向目标攻击子系统发送目标的实时位置坐标的信号；所述目标攻击子系统根据目标指示子系统发出的目标坐标信号和导航卫星的星历信息，实时计算出其与目标的相对位置，引导目标攻击子系统攻击目标；其中，所述目标攻击子系统和目标指示子系统中分别安装有卫星接收机Ⅰ和卫星接收机Ⅱ，分别接收各自所在空域的导航卫星的星历信息，并分别解算出各自所在位置的伪距信息，进而解算出各自所在位置的坐标信息。
2.如权利要求1所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述目标攻击子系统的飞行平台Ⅰ采用弹箭类飞行器，其头部搭载有信号接收器(1)；所述卫星接收机Ⅰ位于信号接收器(1)中，所述信号接收器(1)能够接收导航卫星发送的星历信号、目标指示子系统中坐标指示器(2)发送的目标指示子系统的位置信息和目标指示子系统到各导航卫星的伪距信息，并能够根据相对位置解算算法解算目标攻击子系统与目标指示子系统之间的相对距离；其中，卫星接收机Ⅱ位于坐标指示器(2)中，坐标指示器(2)还包括：信号发射器，信号发射器将卫星接收机Ⅱ解算出的目标指示子系统所在位置距各导航卫星的伪距信息以及目标指示子系统的位置信息发送给目标攻击子系统中的信号接收器(1)。
3.如权利要求2所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述相对位置解算算法为：
设目标指示子系统的坐标为(xt,yt,zt)，目标攻击子系统的坐标为(xm,ym,zm)，第j颗导航卫星的坐标为
Figure FDA0003374346810000011
其中，j为正整数；设目标攻击子系统到目标指示子系统的相对坐标为(x,y,z)，则x＝xm-xt，y＝ym-yt，z＝zm-zt；
用
Figure FDA0003374346810000012
和
Figure FDA0003374346810000013
分别表示目标指示子系统上卫星接收机Ⅱ和目标攻击子系统上的卫星接收机Ⅰ接收到第j颗导航卫星的伪距，则目标攻击子系统到目标指示子系统的伪距差为
Figure FDA0003374346810000014
设目标指示子系统到第j颗导航卫星的实际距离为
Figure FDA0003374346810000015
其表达式为：
Figure FDA0003374346810000016
设c为光速，dTt为目标指示子系统上卫星接收机Ⅱ的钟差，dTm为目标攻击子系统上卫星接收机Ⅰ的钟差，由钟差引起的目标指示子系统和目标攻击子系统的距离差d＝c(dTm-dTt)；
构造状态变量X＝[x y z d]T，设可接收到的的导航卫星数量为N，构造N×1维向量Z，向量Z的元素为目标攻击子系统与目标指示子系统解算的到各导航卫星伪距差，向量Z表达式为：
Figure FDA0003374346810000021
构造N×1维中间转换向量H，其表达式为：
Figure FDA0003374346810000022
则状态变量X的求解表达式为：
X＝(HTH)-1HTZ (3)
用最小二乘法求解式(3)，即可得到状态变量X中各参数值，进而能够解算出目标攻击子系统相对目标指示子系统的坐标，从而得到目标攻击子系统与目标指示子系统之间的相对距离。
4.如权利要求2所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述目标指示子系统还包括：飞行平台Ⅱ(3)、目标搜索装置(4)和附着装置(5)；飞行平台Ⅱ(3)用于搭载中坐标指示器(2)、目标搜索装置(4)和附着装置(5)，且坐标指示器(2)和目标搜索装置(4)分别位于飞行平台Ⅱ(3)的正背面，飞行平台Ⅱ(3)的相对两端分别设有附着装置(5)，且两个附着装置(5)中一个为可转动附着、另一个为固定附着；当目标指示子系统飞到目标的设定范围内之后，飞行平台Ⅱ(3)将目标指示子系统的姿态调整到将可转动附着的附着装置(5)展开后对准目标待附着部位；随后，飞行平台Ⅱ(3)调整目标指示子系统的飞行轨迹，向目标指定部位所在方向靠近，将可转动附着的附着装置(5)中的胶面Ⅰ与目标指定部位接触并粘接；胶面Ⅰ粘接在目标指定部位上之后，飞行平台Ⅱ(3)调整飞行姿态，使另一个附着装置(5)中的胶面Ⅱ与目标待附着部位接触并粘接，从而，实现目标指示子系统对目标的附着。
5.如权利要求4所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述胶面Ⅰ及胶面Ⅱ分别通过胶面保护盖Ⅰ和胶面保护盖Ⅱ包覆；其中，胶面保护盖Ⅰ包覆在胶面Ⅰ上、并通过爆炸螺栓Ⅰ固定，胶面保护盖Ⅱ包覆在胶面Ⅱ上、并通过爆炸螺栓Ⅱ固定，爆炸螺栓Ⅰ和爆炸螺栓Ⅱ作用，胶面保护盖Ⅰ与胶面Ⅰ及胶面保护盖Ⅱ与胶面Ⅱ的连接解除，胶面Ⅰ和胶面Ⅱ暴露。
6.如权利要求4所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述飞行平台Ⅱ(3)采用小型四旋翼飞行器。
7.如权利要求4所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述目标搜索装置(4)包括：图像摄像机、云台和图像传输器，图像摄像机搭载于云台上，用于拍摄战场环境图像；云台用于带动图像摄像机转动，从而扩大目标指示子系统的探测视野；图像传输器用于将图像摄像机拍摄的图像信息传输给地面站。
8.如权利要求7所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述目标搜索装置(4)的图像摄像机采用白光摄像机或夜视摄像机或红外摄像机。
9.如权利要求2-8中任意一项所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述目标攻击子系统的飞行平台Ⅰ还可采用旋翼或固定翼飞行器。
10.如权利要求2-8中任意一项所述的智能寻的卫星制导系统，其特征在于，所述目标指示子系统还可以在目标的设定范围内伴飞。
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