具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本发明提供的激光末制导飞行器信息点对点传输系统，如图1中所示，该系统包括发射单元1、指挥单元2和观测单元3。

所述发射单元1包括发射车11、指挥同步器12和通讯电台一13。

其中，所述发射车11用于接收指挥同步器12发送来的发射角度、方向和引信工作模式，完成诸元装订，接收指挥单元2的解算模块发送来的发射指令并发射飞行器。本申请中的引信工作模式是指“碰炸”或“延迟炸”。其中，“碰炸”用于移动目标或暴露的目标；“延迟炸”用于静止的建筑类目标，所提供的0.02秒延迟使得飞行器钻入建筑物目标内部爆炸。本申请中所述的诸元装订的全称为“射击诸元装订”。解算模块解算的射击诸元主要包括飞行器的发射角度与方向。发射车“装订”可以理解为操作人员依据“诸元”实际调整飞行器的发射角度、方向与引信工作模式。

所述指挥同步器12用于接收指挥单元2发送来的飞行器发射角度和引信工作模式，并打包发送给发射车11，确保指挥同步器12与执行同步器36同时发送信息，从而使飞行器与激光照射器同时完成诸元装订，解决信息传输延迟所导致的不同步问题。

所述通讯电台一13用于与通讯电台二23通信，向指挥单元2发送发射单元1的状态自检信息和发射车位置信息，并接收指挥单元发送来的发射角度、引信工作模式和发射指令等其他信息。本申请中所述的状态自检信息包括发射单元中飞行器、火控系统、电气系统、机械动力系统、通信设备的工作状态；也包括指挥单元中解算模块中央处理器和程序的运行状态，通信设备状态；还包括观测单元中激光照射器的电源、激光管、功率档位的工作状态；目标捕捉模块的图像识别算法与激光测距仪的工作状态；计时模块、激光频率编码器与其他通信设备的工作状态。

所述指挥单元2包括解算模块21、通讯控制器一22、通讯电台二23和通讯电台三24。

在飞行器发射以前，所述解算模块21用于接收发射单元1和观测单元3发送来的状态自检信息，在判断整个系统工作状态正常的情况下发送控制指令。

解算模块还用于采集测地信息、气象信息等，接收观测单元发送来的激光照射器坐标信息和目标坐标信息，该目标坐标信息是指目标相对于激光照射器的距离和方位角，接收发射单元发送来的发射车位置信息，并结合以上信息进行射击诸元解算，所述射击诸元解算包括解算是否可以发射飞行器以及发射角度和方向。所述采集测地信息是指测定发射单元、指挥单元、观测单元的坐标(经纬度)与高程(海拔)，将其纳入统一的坐标系统中，从而更精确地进行射击诸元解算；本申请中采用全球卫星定位系统或惯性测量技术采集测地信息。所述气象信息由气象气球采集，例如飞行器飞行最高点8000米，那么可以在气象气球上升的过程中高度每间隔200米采集一次气象信息(风速、风向、大气压等)，直至采集到9000米高度的气象信息为止，并覆盖飞行器飞行的所有高度的气象信息，从而更精确地进行射击诸元解算。

解算模块21通过电台二23向发射单元1的发射车11发送发射指令。

在飞行器发射以后，所述解算模块21还用于接收飞行器发送来的飞行器位置信息、速度信息和观测单元发送来的目标位置信息、速度信息，并实时解算飞行器和目标之间的距离和飞行器进入末制导段的剩余时间，生成准确的倒计时信息，指挥单元2实时将该准确的倒计时信息通过通讯电台三24发送给观测单元3的计时模块32。

在飞行器着陆后，解算模块2还用于接收目标捕捉模块发送来的目标毁伤状态，协助使用者分析飞行器落点和毁伤信息，判断是否还需发射飞行器以及解算发射仰角。

通讯控制器一22用于使超短波通信的频率随信道变化自适应地变化，始终保证通信质量稳定且最佳。在飞行器发射前，通讯控制器一22接管通讯电台二23、通讯电台三24和指挥单元2的通讯链路。

通讯电台二23用于与通讯电台一13通信，接收发射单元发送来的状态自检信息和发射车位置信息，并向发射单元的指挥同步器发送发射角度、引信工作模式和发射指令等其他信息。

所述引信工作模式由使用者根据实际情况选取，具体来说是在使用者确定可以发射以后，由使用者选择确定引信工作模式。

通讯电台三24用于与通讯电台四37和飞行器通信。

在飞行器发射前，通讯电台三24接收观测单元3发送来的状态自检信息，接收观测单元3的目标捕捉模块31发送来的激光照射器和目标坐标信息，并向观测单元的执行同步器36发送引信工作模式。

在飞行器进入惯性制导段以后，通讯电台三24实时接收飞行器发送来的飞行器位置、速度信息和观测单元的目标捕捉模块31发送来的活动目标位置、速度信息，并将准确的倒计时信息实时发送给观测单元的计时模块。

在飞行器着陆后，通讯电台三24用于接收目标捕捉模块31发送来的目标毁伤信息。

所述观测单元3包括目标捕捉模块31、计时模块32、激光频率编码器33、激光照射器34、通讯控制器二35、执行同步器36和通讯电台四37。

目标捕捉模块31包含摄像头、激光测距仪和磁罗盘式寻北仪。所述摄像头包含红外和可见光摄像系统两种光学载荷，用于连续拍摄图像，对地面目标进行搜索、跟踪，并通过图像识别的方式锁定目标；所述激光测距仪用于计算激光照射器与目标之间的相对距离；所述磁罗盘式寻北仪用于计算激光照射器与目标之间的方位角。

优选地，在飞行器发射前，目标捕捉模块31通过通讯电台四37向指挥单元2的解算模块21发送激光照射器坐标信息和目标坐标信息。

在飞行器进入惯性制导段以后，目标捕捉模块31通过通讯电台四37实时向指挥单元2的解算模块21发送目标的位置、速度信息。

在飞行器着陆以后，目标捕捉模块31用于向激光照射器34发送停止照射指令，采集目标毁伤状态，并通过通讯电台四37将目标毁伤状态发送给指挥单元2的解算模块21，所述目标毁伤状态包括目标位置的照片。

所述计时模块32用于接收指挥单元2实时传递出的准确的倒计时信息，并在飞行器进入激光末制导段前2秒将该准确的倒计时信息发送给执行同步器36，从而减少目标被激光照射的时间。

优选地，所述计时模块还用于接收由指挥单元2转达的飞行器发射时刻，并根据指挥单元2转达的发射点位置及目标捕捉模块31探测到的目标位置解算飞行器进入倒计时的时间，并进行倒计时，由于飞行器的飞行时间受到环境及角度等因素影响，该倒计时不够准确，在接收到所述准确的倒计时信息后，用准确的倒计时信息覆盖所述其自身解算的倒计时，如果未能够接收到所述准确的倒计时信息，则根据其自身解算的倒计时进行激光照射控制，即在飞行器进入末制导段前2秒时将倒计时信息发送给执行同步器36。

所述激光频率编码器33根据预设的编码规则生成24种伪随机频率族C0～C23，并随机选择一种伪随机频率发送给执行同步器36。伪随机频率族与通用的8种定频B0～B7不同，能够同时降低目标发现激光信号和激光信号被主动干扰的可能性。飞行器的激光导引头中设置有激光频率解码器，能够依据同样的编码规则解算出激光照射器发出的激光频率，使激光导引头能够及时捕捉到导引激光，完成激光末制导。

所述激光照射器34用于接收执行同步器36发送来的引信工作模式和伪随机频率，并完成诸元装订；所述激光照射器34还用于接收执行同步器36发送来的照射指令，并在收到照射指令后发射某一频率的激光束跟踪照射目标。

所述通讯控制器二35用于使超短波通信的频率随信道变化自适应地变化，始终保证通信质量稳定且最佳。在飞行器发射前，通讯控制器二35接管通讯电台四37和观测单元3的通讯链路。通讯控制器接管通讯电台与其他模块之间数据的输入输出(通讯链路)，通过实时测量超短波通信信道的传输质量，具体是测量接收信号的到达时间与强度，并与其他未接入但状态良好的通讯信道进行比较。若两个通讯控制器对最优信道达成一致时，二者同时切换到最优信道，从而使各模块间的通讯速度与质量达到最优。此后通讯控制器继续实时测量所有信道的传输质量并进行比较，判断是否需要切换信道。

优选地，在飞行器发射前，执行同步器36用于接收指挥单元2发送来的引信工作模式和激光频率编码器33发送来的伪随机频率，并打包发送给激光照射器34。确保指挥同步器12与执行同步器36同时发送信息，飞行器与激光照射器同时完成诸元装订，从而解决信息传输延迟所导致的不同步问题。所述超短波无线电传输速率略小于光速，传统延迟的主要影响因素是发送与接收装置本身和人工操作的滞后效应，传输距离影响很小可忽略。

优选地，确保指挥同步器12与执行同步器36同时发送信息的控制方法为：指挥同步器向执行同步器发送同步指令后开启1秒倒计时，执行同步器接收到同步指令后开启1秒倒计时，二者倒计时结束后同时发送信息，执行同步器36向激光照射器34发送引信工作模式和伪随机频率信息，指挥同步器12向发射车发送飞行器发射角度和引信工作模式信息。

由于装置引起的指令传输延时在0.001秒以内，距离因素又忽略不计，因而相比手动模式可认为二者在同一时间结束自动倒计时(误差0.001秒以内)，保证了同时发送信息。

优选地，为了避免信号被干扰，指挥同步器与执行同步器装置内均设置有密码盒，可提供八种同步密码D0～D7，指挥同步器随机选择一种(如D2)并按照电台通信协议规定的格式生成含有同步密码在内的同步指令，执行同步器接收到同步指令后，依据编码规则解算出同步密码(D2)，同时开启倒计时。

在飞行器发射以后，执行同步器36用于在飞行器进入激光末制导段前2秒时接收计时模块32发送来的准确的倒计时信息，并在1秒后向激光照射器发送照射指令。

所述通讯电台四37用于与通讯电台三24通信。在飞行器发射以前，通讯电台四37向指挥单元2的解算模块21发送观测单元3的状态自检信息、激光照射器坐标信息和目标坐标信息，接收指挥单元2发送来的引信工作模式。

在飞行器进入惯性制导段以后，通讯电台四37向指挥单元的解算模块发送活动目标的位置、速度信息，并实时接收指挥单元2发送来的准确的倒计时信息。

在一个优选的实施方式中，目标捕捉模块还用于拍摄飞行器着陆前后的目标区域图像/照片，其中，将飞行器着陆前的目标区域图像/照片发生给解算模块21；

再通过飞行器着陆后第10秒至第12秒内连续的多幅目标区域图像判断目标是否移动，若目标未移动，继续将第12秒的目标区域图像传送给解算模块21。若目标移动，则将目标移动信息传输给指挥单元，由指挥单元控制发射单元再次发射飞行器。

在一个优选的实施方式中，所述解算模块21还用于接收目标捕捉模块发送来的飞行器着陆前的目标区域图像/照片和飞行器着陆后的目标区域图像/照片，通过下式(一)获得目标区域灰度变化均值：

其中，p_t0为飞行器着陆前目标区域图像的像素值，P_t1为飞行器着陆后目标区域图像的像素值，N_b为目标区域图像的像素点数目；H_b为目标区域灰度变化均值。

再统计毁伤部分的像素点总数为S_HS，其中，逐一比较各个像素点的变化差异与目标区域灰度变化均值的大小，在|P_t0(x)-P_t1(x)|≥H_b时，判断该像素点为毁伤部分的像素点；

若毁伤部分像素点占总像素点的80％以上则判定该目标达到毁伤要求，无需再次发射飞行器，否则由指挥单元控制发射单元再次发射飞行器。

本发明还提供一种激光末制导飞行器点对点传输方法，该方法按照时间顺序包括如下步骤：

步骤1，在飞行器发射前，利用通讯控制器一13接管通讯电台二23、通讯电台三24和指挥单元2的通讯链路，利用通讯控制器二35接管通讯电台四37和观测单元3的通讯链路。其中，两个通讯控制器实时测量超短波信道接收信号的到达时间与强度，并与其他未接入但状态良好的信道进行比较。若两个通讯控制器对最优信道达成一致时，二者同时切换到最优信道，从而使各模块间的通讯速度与质量达到最优。

步骤2，发射单元1、指挥单元2、观测单元3状态自检，发射单元1将状态信息通过通讯电台一13发送给指挥单元2的解算模块21，观测单元3将状态信息通过通讯电台四37发送给指挥单元2的解算模块21，通过解算模块确认系统整体状态正常。

步骤3，通过解算模块21采集测地信息、气象信息，发射单元1通过通讯电台一13向指挥单元2的解算模块21发送发射车位置信息，观测单元3的目标捕捉模块31通过通讯电台四37向指挥单元2的解算模块21发送激光照射器坐标信息和目标坐标信息。

步骤4，指挥单元2的解算模块21结合以上信息进行射击诸元解算，若可以发射飞行器则计算出发射角度，并通过通讯电台二23发送给发射单元1的指挥同步器12。

步骤5，使用者根据实际情况选取引信工作模式，通过通讯电台二23发送给发射单元1的指挥同步器12，通过通讯电台三24发送给观测单元3的执行同步器36。通过激光频率编码器33随机选择一种伪随机频率发送给执行同步器36。

步骤6，通过指挥同步器12将发射角度和引信工作模式打包并发送给发射车11，通过执行同步器36将引信工作模式和伪随机频率打包并发送给激光照射器34。指挥同步器12与执行同步器36同时发送信息，发射车11与激光照射器34同时完成诸元装订。

步骤7，指挥单元2的解算模块21通过通讯电台二23向发射车下达发射指令，飞行器发射。飞行器的飞行过程依次为无动力上升段、惯性制导段和激光末制导段。飞行器初始为无动力上升段，接近平飞时打开陀螺仪并启动惯性导航系统，打开鸭舵，抛整流罩露出激光导引头，转入惯性制导段继续飞行。

步骤8，飞行器在进入惯性制导段以后，指挥单元2的解算模块21通过通讯电台三24实时接收飞行器发送来的飞行器位置、速度信息和观测单元3的目标捕捉模块31发送来的目标位置、速度信息，并实时解算飞行器和目标之间的距离和准确的飞行器进入末制导段的剩余时间，生成准确的倒计时信息。指挥单元2实时将该准确的倒计时信息通过通讯电台三24发送给观测单元3的计时模块32。

步骤9，计时模块32在飞行器进入激光末制导段前2秒，将准确的倒计时信息发送给执行同步器36，1秒后执行同步器向激光照射器发送照射指令，激光照射器开始照射目标，1秒后飞行器进入激光末制导段。目标进入飞行器导引头视场，导引头开机并接收到由目标漫反射的激光信号，飞行器成功捕获目标。飞行器上的激光接收器敏感导引激光，调整姿态使导引头视场中心对准目标，直至精确地在目标位置着陆。

步骤10，飞行器着陆后，观测单元3的目标捕捉模块31向激光照射器34发送停止照射指令，激光照射器停止照射；目标捕捉模块31捕获目标区域的图像信息，并通过通讯电台四37发送给指挥单元2的解算模块21，解算模块21评估毁伤效果，判断是否还需发射飞行器以及是否重新解算发射仰角。在步骤10中，通过下述方法评估目标毁伤效果：

利用目标捕捉模块实时获取目标区域的图像信息，由于图像信息量大和评估过程计算复杂，目标捕捉模块将该图像信息实时发送给指挥单元的解算模块。解算模块依据飞行器着陆前后目标图像像素点灰度的变化程度来评估毁伤效果。优选地，所述飞行器着陆后目标图像的像素值是指飞行器着陆后10～15秒后目标图像的像素值，优选为12秒以后目标图像的像素值。本发明人发现，10～15秒以后由于飞行器着陆导致的火光烟雾等影响图像采集的因素可以大部分分消散，能够获得可供识别的图像。

进一步优选地，所述目标捕捉模块在飞行器着陆10秒后连续拍摄目标区域，并且比较判断目标是否移动，若目标移动，则直接判断目标毁伤效果未达到预期，若目标无移动，则采集飞行器着陆12秒后的目标区域做进一步分析评估。具体的进一步分析评估方法如下：

首先通过下式(一)求解目标区域图像的灰度变化：

其中，p_t0为飞行器着陆前目标区域图像的像素值，P_t1为飞行器着陆后目标区域图像的像素值，N_b为目标区域图像的像素点数目；H_b为目标区域灰度变化均值。

计算目标区域毁伤部分的像素点数目：

使用H_b作为判断标准，评估目标区域图像像素点灰度变化程度。针对目标区域的每一个像素点，当|P_t0(x)-P_t1(x)|≥H_b时，则判定该像素点为目标区域毁伤部分的像素点，最终获得目标区域毁伤部分的像素点总数为S_HS。

再用飞行器着陆前后目标区域所含像素点数目的变化来评估目标毁伤效果S＝S_HS/S_MB。其中，S_MB为目标区域包含的像素点总数。S表示目标毁伤效果，

当目标毁伤效果S≥80％时，判定该飞行器对目标达到毁伤要求，并由指挥单元显示该目标毁伤效果数值。

优选地，所述目标区域是指以目标中心为圆心，半径2.5米的圆域，该圆域可覆盖常见的移动目标，目标捕捉模块进行毁伤评估时调整摄像机的放大倍数至恰好包含目标区域。

实施例：

步骤1，在飞行器发射前，利用通讯控制器一接管通讯电台二、通讯电台三和指挥单元的通讯链路，利用通讯控制器二接管通讯电台四和观测单元的通讯链路，两个通讯控制器实时测量超短波信道接收信号的到达时间与强度，并与其他未接入但状态良好的信道进行比较；若两个通讯控制器对最优信道达成一致时，二者同时切换到最优信道，从而使各模块间的通讯速度与质量达到最优。

步骤2，发射单元、指挥单元、观测单元状态自检，发射单元将状态信息通过通讯电台一发送给指挥单元的解算模块，观测单元将状态信息通过通讯电台四发送给指挥单元的解算模块，通过解算模块确认系统整体状态正常后再进行后续操作。

步骤3，通过解算模块采集测地信息、气象信息，发射单元通过通讯电台一向指挥单元的解算模块发送发射车位置信息为经度103°E、纬度31°N、海拔高度500米，观测单元的目标捕捉模块通过通讯电台四向指挥单元的解算模块发送激光照射器坐标信息为经度103°9′E、纬度31°7′N、海拔高度600米和目标坐标信息，其中，目标信息包括目标相对于激光照射器的距离800米，北偏东30°。

步骤4，指挥单元的解算模块结合以上信息进行射击诸元解算，由于已知飞行器的有效飞行距离为22000米，判断可以发射飞行器，其发射角度为45°，并通过通讯电台二发送给发射单元的指挥同步器。

步骤5，选取引信工作模式为碰炸，通过通讯电台二发送给发射单元的指挥同步器，通过通讯电台三发送给观测单元的执行同步器。通过激光频率编码器随机选择6×10¹⁴Hz的伪随机频率发送给执行同步器。

步骤6，通过指挥同步器将发射角度和引信工作模式打包并发送给发射车，通过执行同步器将引信工作模式和伪随机频率打包并发送给激光照射器。指挥同步器12与执行同步器36同时发送信息，发射车11与激光照射器34同时完成诸元装订。

步骤7，指挥单元的解算模块通过通讯电台二向发射车下达发射指令，飞行器发射。飞行器的飞行过程依次为无动力上升段、惯性制导段和激光末制导段。飞行器初始为无动力上升段，接近平飞时打开陀螺仪并启动惯性导航系统，打开鸭舵，抛整流罩露出激光导引头，转入惯性制导段继续飞行，飞行器的飞行轨迹如图2中所示。

步骤8，飞行器在发射后40秒进入惯性制导段，指挥单元的解算模块通过通讯电台三实时接收飞行器发送来的飞行器位置、速度信息和观测单元的目标捕捉模块发送来的目标位置、速度信息，并实时解算飞行器和目标之间的距离和准确的飞行器进入末制导段的剩余时间，生成准确的倒计时信息。指挥单元实时将该准确的倒计时信息通过通讯电台三发送给观测单元的计时模块。惯性制导段后开始准确倒计时，倒计时持续时长为24秒。

步骤9，计时模块在飞行器进入激光末制导段前2秒，将准确的倒计时信息发送给执行同步器，1秒后执行同步器向激光照射器发送照射指令，激光照射器开始照射目标，1秒后飞行器进入激光末制导段。即飞行器发射65秒后目标进入飞行器导引头视场，导引头开机并接收到由目标漫反射的激光信号，飞行器成功捕获目标。飞行器上的激光接收器敏感导引激光，调整姿态使导引头视场中心对准目标，直至精确地在目标位置着陆。

步骤10，飞行器着陆后，观测单元的目标捕捉模块向激光照射器发送停止照射指令，激光照射器停止照射；目标捕捉模块在飞行器着陆10秒后采集目标区域照片，判断目标在飞行器着陆后无移动，在飞行器着陆后12秒时再次采集并发送目标区域的照片给解算模块。

所述目标的运动轨迹如图2中的虚线所示，着陆区域放大图如图3所示。从目标轨迹可知，目标在飞行器着陆前5秒时转向并加速，转向前的速度为10m/s的匀速运动，转向后的速度为加速度为4m/s²的加速运动；分析获知，激光照射时长16秒，末制导段15秒，目标在捕获到导引激光后开始转向逃离，即目标在激光照射11秒以后捕获到导引激光，但由于导引激光的照射时间短，目标发现导引激光的时间太晚，发现时已经失去了逃离的机会。

根据实施例可知，本申请中通过指挥同步器和执行同步器协同控制，解决飞行器发射延迟和激光照射器开启延迟且不同步问题，再利用计时模块控制激光照射时间和激光加密等手段进一步降低目标逃离的可能性，缩短目标的逃离时间，增加飞行器命中目标的可能性。

比较采集到的飞行器着陆前目标区域照片如图4中所示，和飞行器着陆12秒以后目标区域照片如图5中所示，求得

进一步地，目标区域图像的分辨率为100Dpi，目标区域包含的像素点总数S_MB≈3.043×10⁸，

满足|P_t0(x)-P_t1(x)|≥H_b的目标区域毁伤部分的像素点总数S_HS＝2.76×10⁸，

从而获知目标毁伤效果S＝S_HS/S_MB＝90.7％。

在目标的毁伤效果较好的情况下，该飞行器已经达到预期目标，无需再次发射飞行器。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。