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1、战略导弹制导系统 （strategic missile guidance system）zhanliie daodan zhidao xitong战略导弹制导系统 （strategic missile guidance system）控制和导引战略导弹飞向目标的整套装置。它主要由测量装置、计算装置和姿态控制系统组成。其功用是测量导弹相对目标的运动参数，按预定规律加以计算处理形成制导指令，通过姿态控制系统控制导弹沿所要求的弹道稳定地飞行。战略导弹制导系统的类型有自主式制导系统、遥控制导系统、寻的制导系统和复合制导系统等。战略导弹的种类和战术技术性能要求不同，其制导系统的具体设备、结构形式和工作原
2、理等有很大差异。战略弹道导弹制导系统 战略弹道导弹通常只在主动段进行制导，携带分导式多弹头的导弹增加了末助推段多弹头分导系统。一般采用惯性制导系统，潜地战略弹道导弹多采用惯性星光制导系统。为进一步提高导弹的命中精度和突防能力，可进行全程制导或主动段与末段相结合的复合制导。主动段制导是在导弹处于大推力飞行状态下进行的。制导系统先控制导弹垂直起飞，然后按预定程序控制导弹转弯和关闭发动机。在此过程中，受到干扰时，导弹将出现姿态偏差，偏离预定弹道，制导系统则进行姿态稳定和横、法向导引。横向和法向导引的目的是使导弹落点的横向偏差和关机时的弹道倾角（速度矢量与当地水平面的夹角）偏差小于允许值。当导弹的飞行
3、速度达到预定要求时，发出关闭发动机的指令，随后发出弹头与弹体分离的指令。弹头与弹体分离后，弹头沿自由抛物体轨迹飞向目标，其命中精度取决于发动机关机时刻的速度大小和方向。惯性制导是利用惯性器件测量导弹的加速度，经一次积分得到速度，二次积分得到位置数据，并据此进行计算形成导引指令和关机指令。所以，加速度的测量误差对制导精度有相当大的影响。产生加速度测量误差的主要因素是加速度计的测量误差和陀螺仪漂移引起的测量基准偏差。因此，对战略弹道导弹的惯性制导系统的加速度计和陀螺仪的精度要求很高。潜地战略弹道导弹因水下机动发射时，受作战条件的限制，所建立的参考基准有较大的误差（包括发射点定位误差和初始瞄准误差等
4、），多数采用惯性星光制导，在导弹飞出稠密大气层后，靠星光跟踪器进行定位、瞄准和对惯性制导积累误差进行修正，从而提高导弹命中精度。多弹头分导是通过母舱机动飞行实现的。它能沿原弹道纵向加速使子弹头的落点纵向距离增大；通过调整母舱姿态，使其沿弹道横向加速，可使子弹头落点横向距离增大；还可在原弹道平面内改变推力方向，使子弹头仍落在第一个子弹头的目标处。载有多个子弹头的母舱相当导弹的最后一级，母舱与弹体分离后，制导系统启动末助推发动机，使母舱作机动飞行，对弹道进行精确修正，当运动参数满足要求时，关闭末助推发动机，释放第一个子弹头。然后末助推发动机重新启动，改变母舱的飞行弹道，重新调整母舱的速度和方向，释
5、放第二个子弹头。这样，每释放一个子弹头，母舱就改变一次弹道，直至将子弹头释放完毕。全程制导和主动段与中段或末段相结合的复合制导。主动段制导对提高导弹的命中精度有一定限度，因为除制导系统误差外，还有非制导误差，如发动机后效偏差、再入大气层的扰动、目标定位不准和重力异常等。非制导误差决定了导弹命中精度的极限。因此，为使导弹获得更高的命中精度，需增加中段和末段制导。如在主动段采用惯性制导，在中段采用惯性星光制导，在末段采用惯性图像匹配制导等。这种制导方式可减小非制导误差，修正在主动段产生的惯性制导误差，降低对主动段制导精度的要求。在弹道末段进行制导，还可使弹头再入大气层的过程中改变飞行轨道作机动飞行
6、，提高突防能力。但是，整个制导系统相当复杂，在硬件实现和作战使用上都会带来一些问题。因此，在实际应用中受到一定限制。战略巡航导弹制导系统 战略巡航导弹广泛采用惯性地形匹配制导系统，进行全程制导。这种导弹全程飞行均处在稠密大气层中。飞行的速度慢、时间长，只采用惯性制导会产生很大的积累误差，不能满足命中精度要求。地形匹配制导的作用是在预定航线上选定若干个地形匹配区，根据实测地形的高度数据与计算机预存的地形高度数据进行相关计算，确定导弹的实际飞行位置与预定的标准位置之间的偏差，形成制导指令，控制导弹回到预定的弹道上来。这样，导弹每飞过一个地形匹配区，就对惯性制导系统产生的积累误差修正一次，在接近目标
7、时，并用较高精度的数字地图进行修正，从而保证制导精度不因飞行距离（时间）的增加而降低。导弹在各段弹道飞行期间依靠惯性制导，保证导弹可靠地进入预定的地形匹配区。为突破对方防御，战略巡航导弹可采取横向机动和超低空飞行。横向机动是按程序控制导弹的偏航角，实现转弯绕飞，避开对方防空火力区和不利地形。超低空飞行采用地形跟踪技术，根据地形起伏控制导弹俯仰，及时爬升和下滑，以预定的安全高度进行超低空飞行。战略巡航导弹采用惯性地形匹配制导具有较高的命中精度和突防能力，但地形匹配不适宜于海上和平原地区。为进一步提高命中精度，还可增加末段景象匹配制导或采用惯性卫星制导等。攻击活动目标的战略巡航导弹可采用惯性制导加
8、末段主动寻的制导。反弹道导弹导弹制导系统 拦截弹道导弹在技术上要求很高，必须组成以反弹道导弹导弹为主的反导防御系统，满足及时发现、正确识别、精密跟踪和快速准确制导的要求，才能实现有效拦截，达到防御的目的。已用于反弹道导弹导弹的无线电指令制导系统，是由地面导引雷达、高速数据处理设备和弹上接收机及姿态控制系统组成，其工作过程是：地面导引雷达根据预警系统提供的目标信息，及时捕获目标，并进一步识别和跟踪，高速数据处理设备根据雷达测量数据，预测目标弹道，计算射击诸元和分配火力，当目标进入拦截空域时，及时发射反弹道导弹导弹，导引雷达同时跟踪目标和反弹道导弹导弹，并将测量数据传送给高速数据处理设备不断计算目
9、标弹道、拦截点和反弹道导弹导弹弹道，形成导引指令，由导引雷达发送给反弹道导弹导弹；弹上接收机接收指令，并进行变换处理后，通过姿态控制系统控制反弹道导弹导弹飞向拦截点。地面导引雷达和高速数据处理设备能同时导引多枚反弹道导弹导弹拦截多个目标，但设备相当复杂。反弹道导弹导弹还可采用主动寻的制导系统，如红外寻的或雷达寻的制导等。发展概况 第二次世界大战后，美国和苏联在德国V1和V2导弹制导技术的基础上，大力发展战略导弹制导系统，至50年代末，美、苏两国各自研制出中程和洲际弹道导弹所使用的惯性制导、无线电制导和惯性无线电混合制导系统等。限于当时的技术条件，制导精度低，导弹命中精度（圆概率偏差）为48千米
10、。这一时期，美国还研制出用于中程和洲际等几种战略巡航导弹的制导系统，有惯性导航、无线电指令、雷达指令、惯性天文导航等制导方式。这个时期的战略巡航导弹，由于制导精度低、尺寸大和速度慢等缺点，于50年代末停止发展。随着惯性仪表精度的提高和误差分离与补偿技术以及计算机技术的发展，战略弹道导弹普遍采用全惯性制导系统，制导精度不断提高。如60年代中期，美国部署的“民兵”B洲际弹道导弹，命中精度达到560米；苏联部署的SS-9洲际弹道导弹，命中精度达到1 000米。70年代，美、苏两国研制了战略弹道导弹分导式多弹头，采用了多弹头分导的制导系统；潜地战略弹道导弹开始采用惯性星光制导，进一步提高了导弹的命中精
11、度和突防能力；研制出新一代战略巡航导弹的惯性地形匹配制导系统，并具有较高的制导精度。如美国的陆射巡航导弹BGM-109G，射程2 500千米，命中精度达30米；苏联的潜射巡航导弹SS-N-21，射程约3 000千米，命中精度约120米。80年代，美国的“和平卫士”地地洲际弹道导弹，惯性制导系统应用了高级惯性参考球平台和高速大容量计算机等先进设备，能分导10个子弹头，命中精度达到90米；苏联的SS-24地地洲际弹道导弹，制导系统的性能也大大提高，分导10个子弹头，命中精度达到260米。反弹道导弹导弹制导系统是在防空导弹制导技术基础上发展的。美、苏两国自50年代中期至60年代初期，都研制出由地面大
12、型雷达导引的反弹道导弹导弹制导系统，以后又经多次改进，但制导精度仍很低，且设备复杂，造价昂贵。1976年美国正式关闭“卫兵”发射场，1979年苏联也将部署的69枚高空拦截导弹减少了一半。80年代以来，继续研究新的反导技术。战略导弹制导系统总的发展趋势是：提高制导精度和可靠性，实现多功能和小型化。（原清 刘进忠）zizhushi zhidoo xitong自主式制导系统 (self-contained guidance system) 完全依靠飞行器自身设备，能自主地按预定方案完成制导任务的制导系统。又称自备式制导系统。它不依靠飞行器外部设备和信息进行工作，抗干扰性强。其制导方案是预先安排的，故
13、采用这种制导的导弹，只能攻击固定目标或已知轨迹的低速运动目标。自主式制导系统有：惯性、多普勒、图像匹配、星光等制导系统。其中惯性制导系统应用较广泛，其他制导系统因制导环境的特殊要求，一般不单独使用，通常由惯性制导系统为主，结合其他自主式制导系统组成复合制导系统，以提高导弹制导精度。自主式制导系统的工作过程是：以预先规定的飞行方案或外界固定参考点为基准，用测量装置测量导弹实际飞行状态及相对飞行方案值的偏差，经计算装置以某种制导规律自动形成与偏差大小相对应的控制指令，该指令经过变换和放大之后驱动执行机构运动，改变导弹运动姿态，修正飞行轨迹，减小偏差，保证导弹按预定方案在允许的误差范围内飞向目标。自
14、主式制导系统发展趋势是：采用新材料、新工艺和新型惯性器件，减小惯性制导系统的工具误差；提高制导计算机的速度和容量；改进制导方法，进一步提高制导精度。（邓方林）guanxing zhidao xitong惯性制导系统（inertial guidance system） 利用惯性器件测量和确定导弹（或运载火箭）运动参数的自主式制导系统。由惯性测量装置（陀螺仅和加速度计）、计算机和姿态控制系统等组成。全部装置都装在载体上。按惯性测量装置在载体上的安装关系，分为捷联式惯性制导系统和平台式惯性制导系统。惯性制导系统的基本原理，是利用惯性测量装置测量导弹（或运载火箭）运动的视加速度 ，通过公式 = ，在选
15、定的惯性坐标系中，求得导弹运动加速度 ，对其一次积分得到导弹瞬时t的运动速度 （t），二次积分得到位置 （t）等运动参数，由计算机形成制导指令，经过姿态控制系统自动控制导弹的运动，并实时发出关闭发动机信号，把导弹导引到目标区。 是地球重力加速度，是导弹位置的函数，可按预先确定的重力场模型计算。惯性制导系统以自主方式工作，不需要任何外界信息，能根据导弹飞行时间、重力场的变化和导弹的初始条件，确定导弹瞬时运动参数。它抗干扰性强，设备较简单。但惯性器件误差随时间积累，是影响制导精度的重要因素。为提高制导精度，通常改进加工工艺，采用新材料研制新型陀螺仪，减小惯性器件的误差等，并进行惯性器件的误差分离和
16、补偿技术，建立精确的重力场模型，完善制导方案，应用惯性制导与其他制导方式相结合的复合制导等。（原清 赵传璐）jielianshi guanxing zhidao xitong捷联式惯性制导系统 （strapdown inertial guidancesystem） 将加速度计和陀螺仪直接固联在载体上的惯性制导系统。加速度计用于直接测量沿载体坐标轴方向的线加速度陀螺仪用于测量沿载体坐标轴方向的角速度或角位移，形成控制指令，实现制导功能。它由加速度计、陀螺仪、计算机和姿态控制系统等组成。按使用陀螺仪的不同，分为速率型和位置型捷联式惯性制导系统速率型采用速率陀螺仪，测量载体的角速度；位置型采用位置陀螺仪，测量载体的角位移。捷联式惯性制导系统，在弹道导弹中，可采用坐标转换制导方案或补偿制导方案。坐标转换制导方案是将加速度计和陀螺仪测得的弹体运动参数，由计算机进行坐标转换后，进行制导方程运算，形成导引信号和关机指令。这类运用数学方法，采用计
