本发明属于航天器定点着陆控制，涉及一种多模状态感知与定点着陆控制系统，适用于火箭整流罩、助推器等航天器的定点着陆控制、救援物资的定点空投控制。
背景技术：
1、我国航天器发射已进入井喷时期，在频繁的发射过程中，分离的火箭整流罩、助推器等航天飞行器如果不受控着陆，很容易对地面人员以及财物产生较大伤害，为此，亟需研究航天器定点着陆控制系统。
2、现有的定点着陆控制系统，主要基于gps卫星的双天线定向技术，控制飞行器朝目标落点飞行。现有控制系统中双天线定向技术中对天线的安装距离、安装位置要求比较苛刻，因此适用范围局限性较大。另外，现有控制系统的健壮性还存在一定不足，比如：如果遇到卫星定位失锁无法定位的情况，将无法实现定点着陆；如果遇到大风恶劣天气，控制策略中未综合考虑当前高度环境风场数据，将会影响定点着陆的精度；采用基于直接无线数传模式实现飞行器与地面通信，通信距离受限，容易出现距离较远、大山或者高建筑物遮挡引起无法实时通信的情况。
技术实现思路
1、本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，综合飞行过程风场环境、gps/bd卫星定位失锁、电机作动异常等可能发生的实际场景，提出了基于一种多模状态感知与定点着陆控制系统，解决着陆控制系统因距离较远、大山或者高建筑物遮挡引起无法实时通信的问题，进一步提高了控制系统的可靠性和着陆精度。
2、本发明解决技术的方案是：一种多模状态感知与定点着陆控制系统，包括天基信号终端、地基信号接收终端、测风仪、综合控制器、电机作动系统、电池、地面测控终端、目标地信标；天基信号终端、地基信号接收终端、测风仪、电机作动系统均与综合控制器相连接，安装于飞行器，由电池统一供电，用于控制飞行器定点着陆；目标地信标、地面测控终端置于地面；
3、目标地信标，用于为地基信号接收终端提供引导信号；
4、地面测控终端，用于与天基信号终端通信；
5、天基信号终端，用于接收北斗定位信号；接收并转发来自地面测控终端的遥控指令，并向地面测控终端发送状态信息；
6、地基信号接收终端，用于接收目的地信标发出的引导信号，解算目的地信标方向与飞行器航向夹角的水平投影；
7、测风仪，用于输出相对于飞行器的风向值、相对于飞行器的风速值；
8、综合控制器，接收天基信号终端输出的航迹向信息、目标地信标信号、测风仪输出的风向、风速数据，进行解算，向电机作动系统输出作动控制信号；
9、电机作动系统，采用左右两组电机，通过旋转分别牵引两组伞绳收放，驱动伞系统动作。
10、进一步的，所述综合控制器，包括供配电控制电路、天基信号收发电路、地基信号接收电路、测风信号接收电路、控制解算电路、伞控信号输出电路；
11、供配电控制电路，为综合控制器各电路产生所需的供电电源；并对天基信号终端、地基信号接收终端、测风仪、电机作动系统输出供电电源；
12、天基信号收发电路，分别接收解调天基信号终端转发地面测控终端的信号、北斗定位信号，进行航迹向角度解算；接收控制解算电路输出的状态遥测信号，通过天基信号终端转发至地面测控终端；
13、地基信号接收电路，接收并解调地面的目标地信标信号，向控制解算电路输出目的地信标方向与飞行器航向夹角的信号强度；
14、测风信号接收电路，接收测风仪输出的风向、风速数据；
15、控制解算电路，为综合控制器的计算中心，综合所接收的各类状态感知信号，包括航迹向数据、风向、风速数据、目标地信标信号，进行决策后向伞控信号输出电路输出作动控制信号；将所述各类状态感知信号进行编码，向天基信号收发电路发出状态遥测信号；
16、伞控信号输出电路，向电机作动系统输出作动控制信号，包括左、右电机作动控制以及控制量。
17、进一步的，所述天基信号终端包括北斗rnss信号接收电路、天通卫星信号收发电路；
18、北斗rnss信号接收电路，用于获取北斗rnss定位信息；
19、天通卫星信号收发电路，用于接收并转发地面测控终端的遥控指令，并向地面测控终端转发来自综合控制器的状态遥测信号。
20、进一步的，所述地面测控终端，包括天通卫星收发电路、人机输入与显示电路；
21、地面测控终端接收综合控制器输出至天基信号终端、并经天基信号终端的天通卫星信号收发电路转发的飞行器状态信息，通过人机输入与显示电路进行实时显示；输出遥控指令，经地面测控终端的天通卫星收发电路转发至天基信号终端，并由综合控制器完成控制。
22、进一步的，所述电池与综合控制器之间设有行程开关。
23、进一步的，所述地基信号接收终端为天基信号终端的功能冗余备份设备。
24、进一步的，所述综合控制器产生作动控制信号的方法如下：
25、1)判断天基信号终端输出的北斗rnss信号是否为有效信号，如果有效则执行步骤2)，如果无效则执行步骤6)；
26、2)计算当前航迹向角度，提取风向、风速数据，执行步骤3)；
27、3)比对步骤2)得出的航迹向角度与测风仪的风向数据：
28、二者方向夹角＞0°且≤60°，判读为当前风速对飞行器飞行航向起助力作用；二者方向夹角＞60°且≤120°，判读为当前风速对飞行器飞行航向法线起助力作用；二者方向夹角＞120°且≤240°，判读为当前风速对飞行器飞行航向起阻力作用；二者方向夹角＞240°且≤300°，判读为当前风速对飞行器飞行航向法线起阻力作用；二者方向夹角＞300°且≤360°，判读为当前风速对飞行器飞行航向起助力作用；
29、4)按照步骤3)方向比对结果，综合控制器根据测风仪的风速数据，向电机作动系统输出作动指令：
30、当前风力对飞行器飞行航向起助力作用时，风速≥3m/s时，距离目标落点位置第一阈值长度时，输出着陆盘旋下降作动指令，风速＜3m/s时，距离目标落点位置第二阈值长度时，输出着陆盘旋下降作动指令；当前风力对飞行器飞行航向起阻力作用时，风速≥3m/s时，飞越目标落点位置第一阈值长度后，输出着陆盘旋下降作动指令，风速＜3m/s时，飞越目标落点位置第二阈值长度后，输出着陆盘旋下降作动指令；在目标落地距离外，输出初始平衡作动指令；
31、当前风力对飞行器飞行航向法线起助力作用时，风速≥3m/s时，距离目标落点位置航向法线第一阈值长度时，输出着陆盘旋下降作动指令，风速＜3m/s时，距离目标落点位置航向法线第二阈值长度时，输出着陆盘旋下降作动指令；当前风力对飞行器飞行航向法线起阻力作用时，风速≥3m/s时，飞越目标落点位置航向法线第一阈值长度，输出着陆盘旋下降作动指令，风速＜3m/s时，飞越目标落点位置航向法线第二阈值长度，输出着陆盘旋下降作动指令；在目标落地距离外，输出初始平衡作动指令；所述第二阈值长度小于第一阈值长度；
32、5)执行着陆盘旋下降作动指令时，综合控制器向电机作动系统输出左电机旋转指令，单步旋转一周；执行初始平衡作动指令时，综合控制器向电机作动系统输出静载力矩，左右电机均不进行旋转；
33、6)判断目标地信标的定向信号是否为有效信号，如果有效，则执行步骤7)，如果无效则返回执行步骤1)；
34、7)当目的地信标方向与飞行器航向夹角为-10°～10°，综合控制器向电机作动系统输出初始平衡作动指令，重复执行目的地信标方向与飞行器航向夹角的判断；
35、当目的地信标方向与飞行器航向夹角为10°～180°，则综合控制器向电机作动系统输出左电机旋转指令，单步旋转角度360°，重复执行目的地信标方向与飞行器航向夹角的判断；
36、当目的地信标方向与飞行器航向夹角为-170°～-10°，则综合控制器向电机作动系统输出右电机旋转指令，单步旋转角度360°，重复执行目的地信标方向与飞行器航向夹角的判断。
37、进一步的，所述计算当前航迹向角度，方法如下：
38、
39、ve为含有测量误差的实测东向速度矢量分量，vn为含有测量误差的实测北向速度矢量分量；ve为理论速度东向分量，vn为理论速度北向分量；为东向速度误差矢量，为北向速度误差矢量。
40、进一步的，所述综合控制器在执行步骤1)～7)任意步骤期间，通过天基信号终端实时向地面测控终端发送遥测状态信息；同时一旦接收到地面测控终端发送的地面遥控指令，将中断当前执行的步骤，直接按照地面遥控指令执行作动动作。
41、本发明与现有技术相比的有益效果是：
42、(1)本发明提出的多模状态感知与定点着陆控制系统，通过设计各模块之间的通信和信息交互方式，不受距离限制，可随时随地获取飞行器控制系统的状态信息，解决着陆控制系统因距离较远、大山或者高建筑物遮挡引起无法实时通信的问题；综合地面定向引导方式，有效规避卫星定位失锁后无法定向的问题，提高了系统可靠性和着陆精度。
43、(2)本发明中飞行方向感知采用航迹向判断方式，相比gps双天线定向判断方式，简化了系统的复杂度，尤其简化了双天线布设的难度；通过引入空中风场实时测试方式，提前预判风场对着陆位置的影响，自动设置着陆控制方案，进一步提高了在有风环境下定点着陆的精度。
44、(3)本发明针对可能影响着陆成败的电机缠绕伞绳等异常工况，通过地面测控终端远程遥控发送控制指令，中断故障，有效提升了控制系统的健壮性。
1.一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，包括天基信号终端、地基信号接收终端、测风仪、综合控制器、电机作动系统、电池、地面测控终端、目标地信标；天基信号终端、地基信号接收终端、测风仪、电机作动系统均与综合控制器相连接，安装于飞行器，由电池统一供电，用于控制飞行器定点着陆；目标地信标、地面测控终端置于地面；
2.根据权利要求1所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述综合控制器，包括供配电控制电路、天基信号收发电路、地基信号接收电路、测风信号接收电路、控制解算电路、伞控信号输出电路；
3.根据权利要求2所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述天基信号终端包括北斗rnss信号接收电路、天通卫星信号收发电路；
4.根据权利要求3所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述地面测控终端，包括天通卫星收发电路、人机输入与显示电路；
5.根据权利要求1所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述电池与综合控制器之间设有行程开关。
6.根据权利要求1所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述地基信号接收终端为天基信号终端的功能冗余备份设备。
7.根据权利要求1所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述综合控制器产生作动控制信号的方法如下：
8.根据权利要求7所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述计算当前航迹向角度，方法如下：
9.根据权利要求7所述的一种多模状态感知与定点着陆控制系统，其特征在于，所述综合控制器在执行步骤1)～7)任意步骤期间，通过天基信号终端实时向地面测控终端发送遥测状态信息；同时一旦接收到地面测控终端发送的地面遥控指令，将中断当前执行的步骤，直接按照地面遥控指令执行作动动作。
