一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质与流程

1.本技术涉及导弹发射技术领域，尤其是涉及一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质。


背景技术：

2.在飞行器从爬升段到固定高度的巡航段的飞行过程中，由于需要从爬升飞行状态切换至巡航飞行状态，存在一个过渡段的控制过程，过渡段攻角容易发生较大的振荡，相应的速度和高度也会发生振荡，过渡过程不平滑。此外，常用的制导方法是跟踪一条提前设计好的标称弹道，适应性较差。


技术实现要素：

3.有鉴于此，本技术提供了一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质，以解决现有技术存在的飞行器在爬升段和巡航段的制导律设计上存在过渡段的技术问题，并且可以根据当前状态实时生成最优制导指令，不依赖于标称轨迹，适应性更强。
4.一方面，本技术实施例提供了一种飞行器制导方法，包括：
5.获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；
6.根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；
7.根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
8.进一步的，根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；包括：
9.当前时刻的多项式形式的虚拟控制量u(t)为：
[0010][0011]
其中,t为当前时刻，v
t
为当前时刻的飞行器的速度，γ
t
为当前时刻的飞行器的弹道倾角；z
t
为当前时刻的飞行器在发射坐标系的z坐标值；zf为巡航飞行的指定高度，tf为飞行器从开始飞行到指定高度zf的飞行时间。
[0012]
进一步的，飞行器从开始飞行到指定高度zf的飞行时间tf的取值为：
[0013][0014]
其中，t
setf
是期望的制导律的飞行器飞行时间，t
min
为进入巡航段的剩余飞行门限值，取值区间为5秒至15秒。
[0015]
进一步的，根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制
量，建立含有攻角参数的非线性函数；包括：
[0016]
建立当前时刻的虚拟控制量u
com
(t)的表达式：
[0017][0018]
其中，t为发动机推力，α为带求解的攻角，ρ为大气密度函数，c
l
(ma,α)为升力系数，马赫数ma＝v
t-1
/v
air
，v
air
为当地音速；s
ref
为飞行器的特征面积，g为重力加速度，m为飞行器的质量；
[0019]
含有攻角参数的非线性函数f(α)为：
[0020]
f(α)＝u(t)-u
com
(t)。
[0021]
进一步的，求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角，包括：
[0022]
利用牛顿迭代法求解满足f(α)＝0的α，迭代过程如下：
[0023]
第k 1次迭代的攻角α
k 1
为：
[0024][0025]
其中，为非线性函数对第k次迭代的攻角αk的偏导数，具体的表达式为
[0026][0027]
其中，为升力系数对攻角的偏导数；攻角的迭代初值为上一时刻的攻角值；
[0028]
当达到预设迭代次数，将得到的攻角作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0029]
另一方面，本技术实施例提供了一种飞行器制导装置，包括：
[0030]
获取单元，用于获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；
[0031]
多项式虚拟控制量计算单元，用于根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；
[0032]
指令攻角计算单元，用于根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0033]
另一方面，本技术实施例提供了一种电子设备，包括：存储器、处理器和存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现本技术实施例的飞行器制导方法。
[0034]
另一方面，本技术实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现本技术实施例的飞行器制导方法。
[0035]
本技术实施例的制导方法可以根据当前状态实时生成最优制导指令，不依赖于标称轨迹，适应性更强；不仅具有很好的制导效果，能迅速完成爬升拉平任务，并导引飞行器视频巡航飞行，而且具有很强的鲁棒性，即使在很大的拉偏情况下也能顺利完成制导任务。
附图说明
[0036]
为了更清楚地说明本技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本技术的一些实施方式，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。
[0037]
图1为本发明实施例提供的升力系数拟合曲线；
[0038]
图2为本发明实施例提供的指令攻角为阶跃信号的响应曲线；
[0039]
图3为本发明实施例提供的指令攻角为正弦波信号的响应曲线；
[0040]
图4为本发明实施例提供的飞行时序示意图；
[0041]
图5为本技术实施例提供的方法的流程图；
[0042]
图6(a)为本技术实施例提供的标称情况下的高度随纵程变化曲线；
[0043]
图6(b)为本技术实施例提供的标称情况下的高度随时间变化曲线；
[0044]
图7(a)为本技术实施例提供的马赫数随时间变化曲线；
[0045]
图7(b)为本技术实施例提供的弹道倾角随时间变化曲线；
[0046]
图8(a)为本技术实施例提供的蒙特卡洛打靶高度随纵程变化曲线；
[0047]
图8(b)为本技术实施例提供的蒙特卡洛打靶高度随时间变化曲线；
[0048]
图9为本技术实施例提供的装置的功能结构示意图；
[0049]
图10为本技术实施例提供的电子设备的硬件结构示意图。
具体实施方式
[0050]
为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本技术实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
[0051]
因此，以下对在附图中提供的本技术的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本技术的范围，而是仅仅表示本技术的选定实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0052]
为便于本领域技术人员更好地理解本技术，下面先对本技术涉及的技术用语进行简单介绍。
[0053]
1.飞行器模型
[0054]
飞行器采用预设的气动数据，该飞行器为两级火箭，全弹的特征面积为s
ref m2。质量特性和推力特性都是随时间变化的函数。
[0055]
飞行器主要采用stt控制方式，质点弹道只需要考虑只存在攻角时的气动数据，攻角α的范围是[α
min
,α
max
]，同时还需要将弹体坐标系下的气动系数转化为速度坐标系下的气动数据，转化关系为：
[0056]cl
＝c
y cosα-c
x sinα
[0057]cd
＝c
y sinα c
x cosα
[0058]
其中，c
x
为轴向力系数，cy为法向力系数，c
l
为速度坐标系下的升力系数，cd为速度
坐标系下的阻力系数。
[0059]
主级采用有控的方式飞行，因此，主级的质点弹道气动数据需要考虑力矩的配平问题，主级同样也是采用stt控制方式，只需要考虑纵向平面运动类的气动参数，因此，只需要对俯仰力矩系数进行配平，并选择使用配平之后的气动作为三自由度质点弹道气动。
[0060]
为了保证攻角制导指令的顺利解算，有必要对飞行器的质点气动数据进行多项式拟合，获得一组光滑的气动函数，该函数在采用牛顿迭代求解时具有较好的光滑性，将飞行器的升力系数表示为如下的多项式形式：
[0061]cl
＝[ma
3 ma
2 ma 1]c
lcoe
[α
3 α
2 α 1]
t
[0062]
其中，c
lcoe
为拟合的升力矩阵系数，m为飞行器的质量，该函数是关于马赫数和攻角的函数，在解算攻角过程中需要用到升力系数相对攻角的偏导数，其表达式可以表示为
[0063][0064]
气动系数的拟合效果如图1所示，图中，线条代表拟合多项式计算获得的结果，节点为飞行器的气动系数，可见，拟合的多项式具有很好的线性关系，并且拟合精度比较高。
[0065]
在仿真过程中考虑飞控系统的延迟影响，在动力学方程中加入关于攻角的一阶环节，其具体的表达式为
[0066][0067]
其中，α
com
为制导系统输出的指令攻角，α为考虑延迟影响的攻角状态，为了模拟飞控系统存在时的延迟影响，时间常数根据飞行器特性及飞行任务选取ts，在指令攻角为阶跃信号的输出响应如图2所示，在指令攻角为正弦波信号时的输出响应如图3所示。
[0068]
可以看出，当指令攻角为10度时，需要2秒左右才能完全跟踪上，当为周期为6秒幅值为10度的正弦信号时，攻角的延迟误差不会超过1.5度。因此，该模型能够很好的表征飞控系统的影响。
[0069]
2.飞行动力学建模
[0070]
由于所研究的飞行器具有飞行时间和飞行距离短等特点，动力学模型可以为忽略地球自转和曲率影响的平面大地三自由度质点飞行动力学模型，其模型如下所示
[0071][0072]
其中，x，y和z是发射坐标系下的三个坐标，v为飞行器的速度，γ为飞行器的弹道倾角，ψ为飞行器的航向角，t为飞行器的推力，α为飞行器的攻角，σ为飞行器的滚转角，d为
飞行器的阻力，l为飞行器的升力，g为重力加速度，m为飞行器的质量。
[0073]
升力l和阻力d的表达式为
[0074][0075]
其中，ρ为大气密度函数，一般随高度变化。c
l
(ma,α)和cd(ma,α)为升力系数和阻力系数，它们是攻角和马赫数的函数，ma＝v/v
air
，v
air
为当地音速，同样也是随高度变化，s
ref
为特征面积。重力加速度g的表达式为g＝μ/(re z)2，其中，μ为地球引力常数，re为地球平均半径。
[0076]
在仿真过程中，需要考虑发动机推力t受大气压强的影响，推力表达式为
[0077]
t＝t0 s(p
0-p)
[0078]
其中，s为发动机的出口面积，p0为海平面大气压强，p为当地大气压强。
[0079]
本技术实施例涉及的飞行器为两级火箭，在飞行过程中需要多次点火，并且在分离前后具有两段无动力滑翔阶段，在仿真过程中，需要根据具体的控制方式将仿真过程进行分段处理，全部仿真过程分为四个部分，具体的控制时序如图4所示：
[0080]
全弹体发动机工作阶段：时间为从t
10
到t
1f
秒，其中t
10
为0.2秒左右，需要考虑发射架脱离问题，t
1f
为全弹体发动机关机时刻，不同工作温度具有不同的关机时刻。该阶段飞行器无控制，按零度攻角飞行。
[0081]
全弹体滑翔飞行阶段：时间为从t
1f
到t
2f
秒，其中，t
2f
为全弹体分离时间，该飞行阶段推力为零。该阶段飞行器同样无控制，按零度攻角飞行。
[0082]
主级分离滑翔飞行阶段：时间为从t
2f
到t
3f
秒，其中，t
3f
为主级点火时间，该飞行阶段推力为零。该阶段同样无控制，按零度攻角飞行。
[0083]
主级点火爬升巡航阶段：时间为从t
3f
到t
4f
秒，其中，t
3f
为主级发动机工作结束时间。该阶段起控，按照制导律指令，导引飞行器快速爬升至20公里高度拉平，之后长时间保持巡航飞行。
[0084]
在介绍了本技术涉及的技术用语后，接下来，对本技术实施例的设计思想进行简单介绍。
[0085]
本技术提供了一种基于多项式制导律设计思路的助推段爬升、巡航段飞行一体化制导方法，该方法能够根据初始状态，获得解析的制导指令，导引飞行器顺利完成爬升、拉偏，并在接近巡航高度时，切换至巡航飞行状态，完成水平等高飞行。同时，为了测试该方法的有效性，开展了标称制导算例测试、极限拉偏制导算例测试和蒙特卡洛打靶试验，仿真结果表明，该方法具有很好的制导效果和鲁棒性，即使在很大的极限拉偏情况下，也能顺利的完成制导任务。
[0086]
当飞行器进入主级点火爬升巡航阶段的时候，需要设计制导律导引飞行器快速进入指定巡航高度，并且保证飞行器能够水平巡航飞行，因此，所设计的制导律需保证终端高度和弹道倾角，与此同时，还需要设计相应的制导策略保证飞行器能够稳定长时间巡航飞行。
[0087]
制导律设计根据时间条件判断进行巡航，以时间为停止条件的飞行器纵向质点运
动方程可以表示为
[0088][0089]
其中，t为发动机推力，l为飞行器的升力；假设飞行的弹道倾角γ较小，则sinγ≈γ，并且考虑虚拟控制量u＝(t sin α l)/m-g cosγ；所形成的线性化之后的动力学方程可以表示为：
[0090][0091]
同时，假设控制量u具有如下的多项式形式
[0092]
u＝a1(t-tf)2 a2(t-tf)
[0093]
其中，a1和a2都是多项式系数，tf是飞行器到达指定高度的飞行时间，那么，对控制进行积分运算，就能获得关于y和z的解析表达式
[0094][0095][0096]
同时，根据边界条件，可以获得如下四个约束关系
[0097]
z(tf)＝zf,z(t)＝z；
[0098]
y(tf)＝0,y(t)＝v sinγ；
[0099]
其中，zf为巡航飞行的指定高度，当飞行器到达指定高度zf，进入平飞阶段，此时的弹道倾角为0，即y(tf)＝0。
[0100]
将其带入到表达式中，可以获得如下四个参数：
[0101][0102]
因此多项式形式的虚拟控制量可以表示为如下的形式
[0103][0104]
这样，保证飞行器高度和弹道倾角的多项式制导律就设计完成，需要注意的是，该制导律的飞行器的飞行时间和路程需要用户设置，在仿真过程中，根据初始过载情况，统一
设置为一特定值。
[0105]
由于控制量u为虚拟控制量，获得虚拟控制量后，需要将其转化为攻角控制量，虚拟控制量u
com
的表达式为：
[0106][0107]
可见，该方程为关于攻角α的非线性函数，无法直接获得解析解，因此，需要借助数值解算技术获得相应的数值解，首先，需要对气动参数c
l
进行多项式拟合，获得关于气动参数的光滑函数，该非线性函数f(α)可以表示为：
[0108]
f(α)＝u-u
com
[0109]
通过牛顿迭代就可以获得满足f(α)＝0的攻角，将其作为当前时刻的指令攻角。
[0110]
本技术根据多项式制导律的设计思路，设计了助推段主级的爬升、巡航一体化多项式制导律，能够根据主动段一级结束的初始状态，提供能够导引飞行器快速爬升到指定高度，并拉平弹道倾角的制导指令，当飞行器接近巡航高度时，该制导方法能切换至平稳巡航阶段，导引飞行器等高巡航飞行。由于采用了一体化设计思路，各段之间的制导指令能够无缝衔接。标称制导算例、极限拉偏制导算例和蒙特卡洛打靶试验用以验证制导方法的有效性和鲁棒性，仿真结果表明，该制导方法不仅具有很好的制导效果，能迅速完成爬升拉平任务，并导引飞行器视频巡航飞行，而且具有很强的鲁棒性，即使在很大的拉偏情况下也能顺利完成制导任务。
[0111]
在介绍了本技术实施例的应用场景和设计思想之后，下面对本技术实施例提供的技术方案进行说明。
[0112]
如图5所示，本技术实施例提供了一种飞行器制导方法，包括如下步骤：
[0113]
步骤101：获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；
[0114]
步骤102：根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；
[0115]
当飞行器接近巡航高度时，需要在巡航高度维持长时间的等高巡航飞行，为了获得较好的制导效果，避免制导律切换带来的控制跳变，本实施例将爬升段制导律和巡航段制导律进行联合设计，获得巡航段的制导效果。当剩余飞行时间接近零时，指定特定的剩余飞行时间，从而维持长时间的巡航飞行，飞行器从开始飞行到指定高度zf的飞行时间tf设置为：
[0116][0117]
其中，t
setf
是期望的制导律的飞行器飞行时间，t
min
为进入巡航段的剩余飞行门限值，取值区间为5秒至15秒，根据具体任务进行选取。采用上面的制导律的飞行器飞行时间tf就能够实现爬升段和巡航段制导律的无缝连接，从而获得连续的的爬升和巡航制导效果。
[0118]
当前时刻的多项式形式的虚拟控制量u(t)可以表示为如下的形式：
[0119][0120]
其中,t为当前时刻，v
t
为当前时刻的飞行器的速度，γ
t
为当前时刻的飞行器的弹道倾角；z
t
为当前时刻的飞行器在发射坐标系的z坐标值；zf为巡航飞行的指定高度，tf为飞行器从开始飞行到指定高度zf的飞行时间。
[0121]
步骤103：根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0122]
首先建立虚拟控制量的表达式：
[0123][0124]
建立含有攻角参数的非线性函数f(α)：
[0125]
f(α)＝u(t)-u
com
(t)
[0126]
利用牛顿迭代法求解满足f(α)＝0的攻角，将其作为指令攻角α
com
；其迭代过程如下：
[0127][0128]
其中，为非线性函数对攻角的偏导数，具体的表达式为
[0129][0130]
其中，为升力系数对攻角的偏导数。最终，循环迭代就能获得满足非线性方程的解，在仿真过程中，攻角的初值选择为上一步解算周期的攻角值，最初的攻角初始值为零，为了保证解算稳定，仿真过程中对迭代次数进行了限制，每一次解算都不超过五次迭代。通过后面的仿真结果表明，该方法能够快速的获得指令攻角。
[0131]
为了验证所设计的制导律的制导效果，下面考虑不同标称情况的制导效果，飞行器的初始条件如下所示：
[0132] x0y0z0v0ψ0h
巡航
算例-100121525018000算例-200121525020000算例-300121525022000
[0133]
制导结果如图6(a)和图6(b)所示，对于不同算例下的巡航高度，制导律都能很好的适应，爬升段在指定时间达到指定的巡航高度，之后制导律导引飞行器保持等高巡航飞行。
[0134]
如图7(a)和图7(b)所示，对于不同的巡航高度，飞行器的速度具有一定的差异，当飞行器巡航高度低时，空气密度大，从而导致减速明显，速度和马赫数将持续减少，在20公
里和22公里时，飞行器的速度差异较少，在巡航段时，推力和空气阻力近似平衡，速度和马赫数变化不大。
[0135]
所设计的多项式制导律可以顺利完成爬升段快速进入巡航高度，并拉平弹道，巡航段稳定等高飞行的任务，制导律的结构简单，易于实现，制导指令的生成都是解析函数，并能够保证两飞行阶段顺利交接，且适应不同的巡航高度。
[0136]
为了进一步考虑所设计的制导律在综合拉偏下的制导效果，在本节中将进行蒙特卡洛打靶试验，所考虑的偏差包括初始偏差、气动偏差、大气环境偏差以及不同温度下的推力，打靶次数为3000次，在0度温度，20度温度和40度温度下各1000次，初始拉偏设置如下：
[0137]
拉偏项拉偏值分布拉偏项拉偏值分布δx1003σδψ0-δy0-δc
l
±
15％3σδz1003σδcd±
10％3σδv203σδρ
±
15％3σδγ53σ
ꢀꢀꢀ
[0138]
仿真结果如图8(a)和图8(b)所示，从图中可见，综合拉偏将导致飞行弹道具有较大的散布，但是制导律能顺利完成爬升段快速达到巡航高度，拉平弹道，巡航段稳定等高飞行的任务。
[0139]
基于上述实施例，本技术实施例提供了一种飞行器制导装置，参阅图9所示，本技术实施例提供的飞行器制导装置200至少包括：
[0140]
获取单元201，用于获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；
[0141]
多项式虚拟控制量计算单元202，用于根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；
[0142]
指令攻角计算单元203，用于根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0143]
作为一种可能的实施方式，多项式虚拟控制量计算单元202具体用于：
[0144]
当前时刻的多项式形式的虚拟控制量u(t)为：
[0145][0146]
其中,t为当前时刻，v
t
为当前时刻的飞行器的速度，γ
t
为当前时刻的飞行器的弹道倾角；z
t
为当前时刻的飞行器在发射坐标系的z坐标值；zf为巡航飞行的指定高度，tf为飞行器从开始飞行到指定高度zf的飞行时间。
[0147]
作为一种可能的实施方式，飞行器从开始飞行到指定高度zf的飞行时间tf的取值为：
[0148][0149]
其中，t
setf
是期望的制导律的飞行器飞行时间，t
min
为进入巡航段的剩余飞行门限
值，取值区间为5秒至15秒。
[0150]
作为一种可能的实施方式，指令攻角计算单元203具体用于：
[0151]
根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；包括：
[0152]
建立当前时刻的虚拟控制量u
com
(t)的表达式：
[0153][0154]
其中，t为发动机推力，α为带求解的攻角，ρ为大气密度函数，c
l
(ma,α)为升力系数，马赫数ma＝v
t-1
/v
air
，v
air
为当地音速；s
ref
为飞行器的特征面积，g为重力加速度，m为飞行器的质量；
[0155]
含有攻角参数的非线性函数f(α)为：
[0156]
f(α)＝u(t)-u
com
(t)；
[0157]
利用牛顿迭代法求解满足f(α)＝0的α，迭代过程如下：
[0158]
第k 1次迭代的攻角α
k 1
为：
[0159][0160]
其中，为非线性函数对第k次迭代的攻角αk的偏导数，具体的表达式为
[0161][0162]
其中，为升力系数对攻角的偏导数；攻角的迭代初值为上一时刻的攻角值；
[0163]
当达到预设迭代次数，将得到的攻角作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0164]
基于上述实施例，本技术实施例还提供了一种电子设备，参阅图10所示，本技术实施例提供的电子设备300至少包括：处理器301、存储器302和存储在存储器302上并可在处理器301上运行的计算机程序，处理器301执行计算机程序时实现本技术实施例提供的飞行器制导方法。
[0165]
本技术实施例提供的电子设备300还可以包括连接不同组件(包括处理器301和存储器302)的总线303。其中，总线303表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线、外围总线、局域总线等。
[0166]
存储器302可以包括易失性存储器形式的可读介质，例如随机存储器(random access memory，ram)3021和/或高速缓存存储器3022，还可以进一步包括只读存储器(read only memory，rom)3023。
[0167]
存储器302还可以包括具有一组(至少一个)程序模块3025的程序工具3024，程序模块3025包括但不限于：操作子系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
[0168]
电子设备300也可以与一个或多个外部设备304(例如键盘、遥控器等)通信，还可以与一个或者多个使得用户能与电子设备300交互的设备通信(例如手机、电脑等)，和/或，
与使得电子设备300与一个或多个其它电子设备300进行通信的任何设备(例如路由器、调制解调器等)通信。这种通信可以通过输入/输出(input/output，i/o)接口305进行。并且，电子设备300还可以通过网络适配器306与一个或者多个网络(例如局域网(local area network，lan)，广域网(wide area network，wan)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图10所示，网络适配器306通过总线303与电子设备300的其它模块通信。应当理解，尽管图10中未示出，可以结合电子设备300使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理器、外部磁盘驱动阵列、磁盘阵列(redundant arrays of independent disks，raid)子系统、磁带驱动器以及数据备份存储子系统等。
[0169]
需要说明的是，图10所示的电子设备300仅仅是一个示例，不应对本技术实施例的功能和使用范围带来任何限制。
[0170]
本技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现本技术实施例提供的飞行器制导方法。
[0171]
应当注意，尽管在上文详细描述中提及了装置的若干单元或子单元，但是这种划分仅仅是示例性的并非强制性的。实际上，根据本技术的实施方式，上文描述的两个或更多单元的特征和功能可以在一个单元中具体化。反之，上文描述的一个单元的特征和功能可以进一步划分为由多个单元来具体化。
[0172]
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本技术方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。
[0173]
尽管已描述了本技术的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本技术范围的所有变更和修改。
[0174]
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例技术方案的范围。