管理学导弹制导原理第六章先进导弹制导控制技术

《管理学导弹制导原理第六章先进导弹制导控制技术》由会员分享，可在线阅读，更多相关《管理学导弹制导原理第六章先进导弹制导控制技术（129页珍藏版）》请在金锄头文库上搜索。

1、导弹制导原理北航精确制导技术研究中心北航精确制导技术研究中心主讲教师：主讲教师： 任章任章 张庆振张庆振第六章第六章 先进导弹制导控制技术先进导弹制导控制技术 6.1 导弹控制新技术导弹控制新技术2 26.1.1 静不稳定导弹控制技术静不稳定导弹控制技术 近年来，采用静不稳定设计的导弹日渐增多，主要是由两近年来，采用静不稳定设计的导弹日渐增多，主要是由两个原因造成的。首先，现代战场对战术导弹的性能提出了非个原因造成的。首先，现代战场对战术导弹的性能提出了非常高的要求，放宽稳定度设计能较大幅度提高导弹的机动性、常高的要求，放宽稳定度设计能较大幅度提高导弹的机动性、飞行速度、飞行斜距，减少结构重量

2、和翼展尺寸，是随控布飞行速度、飞行斜距，减少结构重量和翼展尺寸，是随控布局设计中的重要组成部分。引入静不稳定设计的另一个原因局设计中的重要组成部分。引入静不稳定设计的另一个原因是大攻角飞行导弹设计方法的兴起。对导弹严格的翼展限制、是大攻角飞行导弹设计方法的兴起。对导弹严格的翼展限制、高机动性要求和对飞行器大攻角空气动力特性的深入研究极高机动性要求和对飞行器大攻角空气动力特性的深入研究极大地促进了导弹大攻角飞行控制技术的研究和应用。大攻角大地促进了导弹大攻角飞行控制技术的研究和应用。大攻角飞行导弹具有非常复杂的非线性空气动力特性，超音速导弹飞行导弹具有非常复杂的非线性空气动力特性，超音速导弹在跨

3、音速段导弹的静稳定度与其飞行攻角有着十分密切的关在跨音速段导弹的静稳定度与其飞行攻角有着十分密切的关系，随着攻角的增大，导弹可以从静稳定变化为静不稳定，系，随着攻角的增大，导弹可以从静稳定变化为静不稳定，所以在进行大攻角飞行导弹设计时无法回避静不稳定问题。所以在进行大攻角飞行导弹设计时无法回避静不稳定问题。综上所述，在进行现代导弹设计时，解决静不稳定导弹的控综上所述，在进行现代导弹设计时，解决静不稳定导弹的控制问题将是导弹自动驾驶仪设计中的中心任务之一。制问题将是导弹自动驾驶仪设计中的中心任务之一。3 3（1）放宽静稳定度的基本概念）放宽静稳定度的基本概念导弹在飞行中，作用在导弹上空气动力的合

4、力中心称为导弹在飞行中，作用在导弹上空气动力的合力中心称为压力中心（简称压心）。导弹全部质量的中心称为重心，压力中心（简称压心）。导弹全部质量的中心称为重心，舵面偏转角等于零，导弹的压心在重心之前，即舵面偏转角等于零，导弹的压心在重心之前，即x=xx=xd d- -x xr r呈负值，称为静不稳定。当导弹受到外力干扰时，姿态呈负值，称为静不稳定。当导弹受到外力干扰时，姿态角发生变化，干扰去掉后，导弹在无控制情况下不能恢复角发生变化，干扰去掉后，导弹在无控制情况下不能恢复到原来的状态（见图到原来的状态（见图6.l-16.l-1）。）。4 4（1）放宽静稳定度的基本概念）放宽静稳定度的基本概念在舵

5、面偏转角等于零，导弹压心和重心重合，即时，称为中在舵面偏转角等于零，导弹压心和重心重合，即时，称为中立稳定。这种导弹当受到外力干扰时，和静不稳定导弹类似，立稳定。这种导弹当受到外力干扰时，和静不稳定导弹类似，同样不能恢复到原来的状态。假如压心在重心之后，称为静同样不能恢复到原来的状态。假如压心在重心之后，称为静稳定。当受到外界干扰时，姿态角发生变化，干扰去掉后，稳定。当受到外界干扰时，姿态角发生变化，干扰去掉后，导弹在无控制情况下，能够自动恢复到原来的状态。导弹在无控制情况下，能够自动恢复到原来的状态。导弹压心和重心之间的距离的负值，称为静稳定度。静稳定导弹压心和重心之间的距离的负值，称为静稳

6、定度。静稳定度的极性和大小表示了导弹呈静稳定还是不稳定，以及稳定度的极性和大小表示了导弹呈静稳定还是不稳定，以及稳定度的大小。度的大小。5 5（1）放宽静稳定度的基本概念）放宽静稳定度的基本概念早期的战术导弹按静稳定规范进行外形设计。静稳定规范早期的战术导弹按静稳定规范进行外形设计。静稳定规范的含义是，导弹在飞行中，静稳定度始终是负值，压心始终的含义是，导弹在飞行中，静稳定度始终是负值，压心始终在重心的后面。压心的计算误差或风洞吹风误差，在亚音速在重心的后面。压心的计算误差或风洞吹风误差，在亚音速和超音速飞行中，约为全弹长度的和超音速飞行中，约为全弹长度的2，在跨音速飞行中，在跨音速飞行中，误

7、差更大一些，导弹的重心也存在一定的公差。考虑这些因误差更大一些，导弹的重心也存在一定的公差。考虑这些因素后，静稳定设计规范的设计边界不能定在静稳定度等于零素后，静稳定设计规范的设计边界不能定在静稳定度等于零的地方。根据经验，最小静稳定度为全弹长度的的地方。根据经验，最小静稳定度为全弹长度的34，才能保证导弹在各种情况下，都能静稳定飞行。才能保证导弹在各种情况下，都能静稳定飞行。放宽稳定度设计的含义是：导弹允许设计成静不稳定、中放宽稳定度设计的含义是：导弹允许设计成静不稳定、中立稳定和静稳定；也允许设计成起飞时呈静不稳定、中间飞立稳定和静稳定；也允许设计成起飞时呈静不稳定、中间飞行呈中立稳定、后

8、段飞行呈静稳定。行呈中立稳定、后段飞行呈静稳定。6 6（1）放宽静稳定度的基本概念）放宽静稳定度的基本概念当导弹呈静不稳定或中立稳定时，必须采用自动驾驶仪进当导弹呈静不稳定或中立稳定时，必须采用自动驾驶仪进行人工稳定，使弹体一驾驶仪系统稳定。理论上，导弹允许行人工稳定，使弹体一驾驶仪系统稳定。理论上，导弹允许静不稳定的范围是很宽的、但是有一个极限，对于旋转弹翼静不稳定的范围是很宽的、但是有一个极限，对于旋转弹翼式布局的导弹，当压心前移到和舵面操纵力的合力中心重合式布局的导弹，当压心前移到和舵面操纵力的合力中心重合时，驾驶仪就无法进行人工稳定了，这就是理论上的稳定边时，驾驶仪就无法进行人工稳定了

9、，这就是理论上的稳定边界（见图界（见图16.2）。对于正常式布局的导弹，因为导弹的压心）。对于正常式布局的导弹，因为导弹的压心不可能与舵面操纵力的合力中心重合，所以不存在这种理论不可能与舵面操纵力的合力中心重合，所以不存在这种理论边界。它的放宽稳定度边界主要受到舵机频带的限制。边界。它的放宽稳定度边界主要受到舵机频带的限制。7 7(2) 人工稳定原理和稳定条件人工稳定原理和稳定条件8 81) 鸭式布局或旋转弹翼鸭式布局或旋转弹翼为了简化讨论的问题，引人简化了的自动驾驶仪阻尼为了简化讨论的问题，引人简化了的自动驾驶仪阻尼回路，令回路，令 则则 将上述表达式代入刚体弹体运动方程组得将上述表达式代入

10、刚体弹体运动方程组得 (6.1.1) (6.1.2) 可得到弹体驾驶仪系统的稳定条件为可得到弹体驾驶仪系统的稳定条件为 (6.1.3) (6.1.4) 9 91) 鸭式布局或旋转弹翼鸭式布局或旋转弹翼因为因为 均是正值，均是正值，3 3是负值，所以式是负值，所以式（6.1.36.1.3）是完全满足的；但要满足式（）是完全满足的；但要满足式（6.1.46.1.4），须有），须有 (6.1.5) 静不稳定弹体加简化的驾驶仪阻尼回路表示为静不稳定弹体加简化的驾驶仪阻尼回路表示为 (6.1.6) 弹体驾驶仪系统稳定的必要条件是分母常数项大于零，弹体驾驶仪系统稳定的必要条件是分母常数项大于零，即即 该稳

11、定条件和前面推导出的完全一样。该稳定条件和前面推导出的完全一样。 10101) 鸭式布局或旋转弹翼鸭式布局或旋转弹翼假如假如 ，则，则 ，这样的系数是无法实现的。，这样的系数是无法实现的。这意味着舵面压心和全弹压心重合。这里舵面压心这意味着舵面压心和全弹压心重合。这里舵面压心系指舵面偏转时，舵面部分的升力和尾翼部分的下系指舵面偏转时，舵面部分的升力和尾翼部分的下洗力的合力中心。这种静不稳定弹体是不能用驾驶洗力的合力中心。这种静不稳定弹体是不能用驾驶仪来进行稳定的。当然，对于更大的静不稳定弹体，仪来进行稳定的。当然，对于更大的静不稳定弹体，当全弹压心在舵面压心之前时，同样是不能用驾驶当全弹压心在

12、舵面压心之前时，同样是不能用驾驶仪来进行稳定的。仪来进行稳定的。 11112) 正常布局正常布局正常布局的导弹，舵面的位置在全弹重心之后，正舵正常布局的导弹，舵面的位置在全弹重心之后，正舵偏角产生正的舵面升力，负的瞬时转动角速度，为了偏角产生正的舵面升力，负的瞬时转动角速度，为了使阻尼回路实现负反馈，令使阻尼回路实现负反馈，令 (6.1.7) 将上式代入刚体弹体运动方程得将上式代入刚体弹体运动方程得 (6.1.8) (6.1.9) 弹体一驾驶仪系统的稳定条件为弹体一驾驶仪系统的稳定条件为 (6.1.10) (6.1.11) 12122) 正常布局正常布局因为因为 和和 都是正值，所以第一个条件

13、是完都是正值，所以第一个条件是完全能满足的，由第二个条件可得全能满足的，由第二个条件可得 (6.1.12)正常布局的静不稳定导弹，正常布局的静不稳定导弹，K Kd d永远大于零，即正值舵面偏转永远大于零，即正值舵面偏转角永远产生稳态的正值角速度和正过载。当静不稳定度增大角永远产生稳态的正值角速度和正过载。当静不稳定度增大时时, , ,因为因为5 500，所以理论上驾驶仪的阻尼回路总能，所以理论上驾驶仪的阻尼回路总能实现该条件。这样，弹体驾驶仪系统就不存在稳定极限边实现该条件。这样，弹体驾驶仪系统就不存在稳定极限边界，但是，界，但是， 5 5是一个正值小量，当弹体静不稳定度增大时，是一个正值小量

14、，当弹体静不稳定度增大时， 变得很大。考虑到其他因素，如舵机频带和舵面最大偏转角变得很大。考虑到其他因素，如舵机频带和舵面最大偏转角的限制，弹性弹体的影响，外界扰动的影响等，弹体一驾驶的限制，弹性弹体的影响，外界扰动的影响等，弹体一驾驶仪系统实际上仍然存在着稳定极限边界，仍不允许弹体的静仪系统实际上仍然存在着稳定极限边界，仍不允许弹体的静不稳定度过大。不稳定度过大。 1313(3) 静不稳定导弹人工稳定的飞行特性静不稳定导弹人工稳定的飞行特性静不稳定导弹或中立稳定导弹同静稳定导弹一样，能够静不稳定导弹或中立稳定导弹同静稳定导弹一样，能够进行控制飞行，在过渡过程结束后的稳态情况下，参数平进行控制

15、飞行，在过渡过程结束后的稳态情况下，参数平稳。稳。旋转弹翼式布局的静不稳定导弹的弹体放大系数为负值，旋转弹翼式布局的静不稳定导弹的弹体放大系数为负值，静态情况下，舵偏角和攻角的极性相反，过载的方向与攻静态情况下，舵偏角和攻角的极性相反，过载的方向与攻角的方向一致。而静稳定导弹的弹体放大系数为正值，稳角的方向一致。而静稳定导弹的弹体放大系数为正值，稳态情况下，舵偏角、攻角和过载的极性都相同。在静不稳态情况下，舵偏角、攻角和过载的极性都相同。在静不稳定导弹加指令的过渡过程中，参数变化急剧，正负变化幅定导弹加指令的过渡过程中，参数变化急剧，正负变化幅度很大，比静稳定导弹剧烈得多，驾驶仪的反应时间增长

16、，度很大，比静稳定导弹剧烈得多，驾驶仪的反应时间增长，时间常数增大，由于舵偏角和攻角成异号，使导弹的最大时间常数增大，由于舵偏角和攻角成异号，使导弹的最大可用过载减小，这些都是不利的影响。可用过载减小，这些都是不利的影响。1414(3) 静不稳定导弹人工稳定的飞行特性静不稳定导弹人工稳定的飞行特性 所以对旋转弹翼式布局的导弹来说，虽然静不稳定导所以对旋转弹翼式布局的导弹来说，虽然静不稳定导弹可以进行控制飞行，但是缺点也很突出，设计中应弹可以进行控制飞行，但是缺点也很突出，设计中应尽量避免采用，或是用于导弹机动飞行段。尽量避免采用，或是用于导弹机动飞行段。正常布局的导弹，在静不稳定条件下，驾驶仪

17、的反应正常布局的导弹，在静不稳定条件下，驾驶仪的反应时间缩短，舵偏角和攻角同号，导弹的可用过载增大，时间缩短，舵偏角和攻角同号，导弹的可用过载增大，性能提高，所以应尽量采用这种控制方式。性能提高，所以应尽量采用这种控制方式。15156.1.2 大攻角飞行控制技术大攻角飞行控制技术近些年来，飞机和导弹等空中目标的机动能力得到了很近些年来，飞机和导弹等空中目标的机动能力得到了很大提高。为了有效地拦截这些目标，导弹的机动能力必大提高。为了有效地拦截这些目标，导弹的机动能力必须有更大提高。提高导弹机动过载的有效途径之一是提须有更大提高。提高导弹机动过载的有效途径之一是提高导弹的最大使用攻角。从国内外的

18、研究情况看，把最高导弹的最大使用攻角。从国内外的研究情况看，把最大使用攻角提高到大使用攻角提高到40-60，可以将导弹的机动过载提高，可以将导弹的机动过载提高到到35g-60g，这足以满足高机动导弹的战技指标要求。然，这足以满足高机动导弹的战技指标要求。然而，大攻角条件下导弹的空气动力学特性将变得十分复而，大攻角条件下导弹的空气动力学特性将变得十分复杂，主要表现在非线性耦合和参数不确定等几个方面。杂，主要表现在非线性耦合和参数不确定等几个方面。依照常规方法设计的飞行控制系统可能无法满足工程实依照常规方法设计的飞行控制系统可能无法满足工程实际的需要。际的需要。1616(1) 导弹大攻角空气动力学

19、耦合机理导弹大攻角空气动力学耦合机理导弹大攻角空气动力学耦合主要有两种类型，一种是由导弹大攻角空气动力学耦合主要有两种类型，一种是由导弹大攻角空气动力特性造成的；另一种是由导弹的动力导弹大攻角空气动力特性造成的；另一种是由导弹的动力学和运动学特性引起的，下面分两部分讨论这个问题。学和运动学特性引起的，下面分两部分讨论这个问题。导弹大攻角气动力特性是造成导弹空气动力学复杂化的导弹大攻角气动力特性是造成导弹空气动力学复杂化的主要因素，因此对导弹大攻角空气动力学耦合机理的分析主要因素，因此对导弹大攻角空气动力学耦合机理的分析应主要从其气动力特性的研究入手。导弹大攻角气动力特应主要从其气动力特性的研究

20、入手。导弹大攻角气动力特性主要表现在非线性、诱导滚转、侧向诱导、舵面控制特性主要表现在非线性、诱导滚转、侧向诱导、舵面控制特性和动态导数等方面。下面对这些特性做一简单介绍。性和动态导数等方面。下面对这些特性做一简单介绍。17171)非线性非线性导弹按小攻角飞行时，升力的主要部分来自弹翼，其导弹按小攻角飞行时，升力的主要部分来自弹翼，其升力系数呈线性特性。大攻角时，弹身和弹翼产生的升力系数呈线性特性。大攻角时，弹身和弹翼产生的非线性涡升力成为升力的主要部分，翼身干扰也呈非线性涡升力成为升力的主要部分，翼身干扰也呈现非线性特性。大攻角飞行可以提高导弹的机动性就现非线性特性。大攻角飞行可以提高导弹的

21、机动性就是利用了这种涡升力。这就决定了导弹大攻角飞行控是利用了这种涡升力。这就决定了导弹大攻角飞行控制系统的设计必定是一个非线性系统的设计问题。制系统的设计必定是一个非线性系统的设计问题。18182)诱导滚转诱导滚转小攻角时，侧滑效应在十字翼上诱起的滚动力小攻角时，侧滑效应在十字翼上诱起的滚动力矩是很小的。但是随着攻角的增大，即使象尾翼矩是很小的。但是随着攻角的增大，即使象尾翼式导弹，其诱导滚动力矩也越来越严重。式导弹，其诱导滚动力矩也越来越严重。19193)侧向诱导侧向诱导导弹小攻角飞行时，纵向与侧向彼此可以认为互导弹小攻角飞行时，纵向与侧向彼此可以认为互不影响。但在大攻角条件下，无侧滑弹体

22、上却存在不影响。但在大攻角条件下，无侧滑弹体上却存在侧向诱导效应。许多风洞试验表明，低、亚、跨音侧向诱导效应。许多风洞试验表明，低、亚、跨音速时，大攻角诱起的不利侧向力和偏航力矩相当显速时，大攻角诱起的不利侧向力和偏航力矩相当显著，而且初始方向事先不确定。若不采取适当措施，著，而且初始方向事先不确定。若不采取适当措施，弹体可能失控。弹体可能失控。20204)舵面控制特性舵面控制特性大攻角飞行导弹的舵面控制特性与小攻角飞行时的不大攻角飞行导弹的舵面控制特性与小攻角飞行时的不同主要表现在舵面效率的非线性特性和舵面气动控制交同主要表现在舵面效率的非线性特性和舵面气动控制交感上面。感上面。以十字尾翼作

23、为全动控制舵面的导弹，小攻角、小舵以十字尾翼作为全动控制舵面的导弹，小攻角、小舵偏角情况下，舵面偏转时根部缝隙效应、舵面相互干扰偏角情况下，舵面偏转时根部缝隙效应、舵面相互干扰等因素都不大，舵面效率基本呈线性。但是，随着攻角、等因素都不大，舵面效率基本呈线性。但是，随着攻角、舵偏角的增大，舵面线性化特性遭到破坏。舵偏角的增大，舵面线性化特性遭到破坏。21214)舵面控制特性舵面控制特性在导弹大攻角飞行时，同样的舵面角度在迎风面处和背风在导弹大攻角飞行时，同样的舵面角度在迎风面处和背风面处舵面上的气动量是不同的。随着攻角的增大，迎风面舵面处舵面上的气动量是不同的。随着攻角的增大，迎风面舵面上的气

24、动量也来越大，背风面的气动量越来越小。这种差面上的气动量也来越大，背风面的气动量越来越小。这种差异随着马赫数的增大变的也来越严重。这时，如果垂直舵面异随着马赫数的增大变的也来越严重。这时，如果垂直舵面做偏航控制时，尽管上、下舵面偏角相同，但因为气动量的做偏航控制时，尽管上、下舵面偏角相同，但因为气动量的差异导致产生的气动力不同，除了产生偏航控制力矩外，还差异导致产生的气动力不同，除了产生偏航控制力矩外，还诱起了不利的滚动力矩。反之，如果垂直舵面做滚动控制时，诱起了不利的滚动力矩。反之，如果垂直舵面做滚动控制时，尽管上、下舵面偏角相同，但因为气动量的差异导致产生的尽管上、下舵面偏角相同，但因为气

25、动量的差异导致产生的气动力不同，除了产生的滚动控制力矩外，还诱起了不利的气动力不同，除了产生的滚动控制力矩外，还诱起了不利的偏航力矩。这种气动舵面控制交感若不加以制止，将导致误偏航力矩。这种气动舵面控制交感若不加以制止，将导致误控或失控控或失控 22225)纵纵/侧向气动力和力矩确定性交感侧向气动力和力矩确定性交感因为导弹大攻角气动力和气动力矩系数不仅与马赫数因为导弹大攻角气动力和气动力矩系数不仅与马赫数有关，还与导弹的攻角、侧滑角呈非线性关系，所以有关，还与导弹的攻角、侧滑角呈非线性关系，所以必然存在纵必然存在纵/ /侧向气动力和力矩确定性交感现象。这种侧向气动力和力矩确定性交感现象。这种交

26、感现象只有在很大的攻角情况下才变得较强。交感现象只有在很大的攻角情况下才变得较强。2323（2）动力学及运动学耦合）动力学及运动学耦合1)1)运动学交感项运动学交感项导弹力平衡方程中，存在两项运动学耦合导弹力平衡方程中，存在两项运动学耦合导弹力平衡方程中，存在两项运动学耦合导弹力平衡方程中，存在两项运动学耦合xxxx和和和和xxxx，当导弹以大攻角和大侧滑角飞行时，运动学，当导弹以大攻角和大侧滑角飞行时，运动学，当导弹以大攻角和大侧滑角飞行时，运动学，当导弹以大攻角和大侧滑角飞行时，运动学耦合对导弹动力学特性的影响是较大的。耦合对导弹动力学特性的影响是较大的。耦合对导弹动力学特性的影响是较大的

27、。耦合对导弹动力学特性的影响是较大的。2)2)惯性交叉项惯性交叉项导弹力矩平衡方程中的惯性交叉项导弹力矩平衡方程中的惯性交叉项导弹力矩平衡方程中的惯性交叉项导弹力矩平衡方程中的惯性交叉项(Ix-(Ix-(Ix-(Ix-Iz)xz/IyIz)xz/IyIz)xz/IyIz)xz/Iy等项将导弹的俯仰、偏航和滚动通道等项将导弹的俯仰、偏航和滚动通道等项将导弹的俯仰、偏航和滚动通道等项将导弹的俯仰、偏航和滚动通道耦合在一起。如果导弹的滚动通道工作正常，这种耦合在一起。如果导弹的滚动通道工作正常，这种耦合在一起。如果导弹的滚动通道工作正常，这种耦合在一起。如果导弹的滚动通道工作正常，这种惯性交叉项的影

28、响是很小的。惯性交叉项的影响是很小的。惯性交叉项的影响是很小的。惯性交叉项的影响是很小的。2424（3） 耦合因素的特性分析耦合因素的特性分析根据前面的讨论，导弹大攻角空气动力学耦合因素主要根据前面的讨论，导弹大攻角空气动力学耦合因素主要有以下几个：有以下几个：控制面气动交叉耦合；控制面气动交叉耦合；控制面气动交叉耦合；控制面气动交叉耦合；纵纵纵纵/ / / /侧向气动力和力矩确定性交感；侧向气动力和力矩确定性交感；侧向气动力和力矩确定性交感；侧向气动力和力矩确定性交感；不确定性侧向诱导；不确定性侧向诱导；不确定性侧向诱导；不确定性侧向诱导；诱导滚转；诱导滚转；诱导滚转；诱导滚转；运动学交感项

29、；运动学交感项；运动学交感项；运动学交感项；惯性交感项。惯性交感项。惯性交感项。惯性交感项。根据其本身的建模精度和对导弹飞控系统的影响程度，根据其本身的建模精度和对导弹飞控系统的影响程度，给出这些耦合因素的基本特性，见表给出这些耦合因素的基本特性，见表6.2.16.2.1。2525表表6.2.1 耦合因素的基本特性耦合因素的基本特性耦合因素耦合因素影响程度影响程度建模精度建模精度控制面气控制面气动交叉耦合交叉耦合较强*较高高纵/侧向气向气动力和力矩力和力矩确定性交感确定性交感较强较高高随机随机侧向向诱导较强较差差诱导滚转强较高高运运动学交感学交感较强高高惯性交叉性交叉项较弱弱*高高在推力矢量舵

30、存在的情况下，影响较小；在推力矢量舵存在的情况下，影响较小；* 滚动控制时，影响较小。滚动控制时，影响较小。2626（4） 导弹大攻角飞控系统的解耦策略导弹大攻角飞控系统的解耦策略大攻角飞行导弹的空气动力学解耦可以从总体、气动和大攻角飞行导弹的空气动力学解耦可以从总体、气动和控制等方面着手解决，单从控制策略角度考虑，主要有控制等方面着手解决，单从控制策略角度考虑，主要有两条技术途径：两条技术途径：1 1）引入）引入BTT-45BTT-45倾斜转弯技术，使导弹在做大攻角飞行时，倾斜转弯技术，使导弹在做大攻角飞行时，其其4545度对称平面对准机动指令平面，此时导弹的气动交度对称平面对准机动指令平面

31、，此时导弹的气动交叉耦合最小。这种方案在对地攻击导弹的大机动飞行段、叉耦合最小。这种方案在对地攻击导弹的大机动飞行段、垂直发射地空导弹的初始发射段得到了广泛应用。因为垂直发射地空导弹的初始发射段得到了广泛应用。因为倾斜转弯控制技术的动态响应不可能非常快，所以这种倾斜转弯控制技术的动态响应不可能非常快，所以这种方案一般不能用于要求快速反应的动态响应的空空导弹方案一般不能用于要求快速反应的动态响应的空空导弹和地空导弹攻击段中；和地空导弹攻击段中；2727（4） 导弹大攻角飞控系统的解耦策略导弹大攻角飞控系统的解耦策略 2 2）引入解耦算法，抵消大攻角侧滑转弯飞行三通道间的交）引入解耦算法，抵消大攻

32、角侧滑转弯飞行三通道间的交叉耦合项。因为耦合因素的基本特性是不同的，所以应采取叉耦合项。因为耦合因素的基本特性是不同的，所以应采取不同的解耦策略：不同的解耦策略：1.1.1.1.对影响程度大、建模精度高的耦合项，采用完全补偿的方对影响程度大、建模精度高的耦合项，采用完全补偿的方对影响程度大、建模精度高的耦合项，采用完全补偿的方对影响程度大、建模精度高的耦合项，采用完全补偿的方法，即采用非线性解耦算法实现完全解耦，如诱导滚转和法，即采用非线性解耦算法实现完全解耦，如诱导滚转和法，即采用非线性解耦算法实现完全解耦，如诱导滚转和法，即采用非线性解耦算法实现完全解耦，如诱导滚转和运动学交感；运动学交感

33、；运动学交感；运动学交感；2.2.2.2.对影响程度较大、建模精度较高的耦合项，实现完全解耦对影响程度较大、建模精度较高的耦合项，实现完全解耦对影响程度较大、建模精度较高的耦合项，实现完全解耦对影响程度较大、建模精度较高的耦合项，实现完全解耦过于复杂的情况下，如有必要采用线性解耦算法实现部分过于复杂的情况下，如有必要采用线性解耦算法实现部分过于复杂的情况下，如有必要采用线性解耦算法实现部分过于复杂的情况下，如有必要采用线性解耦算法实现部分解耦，主要目的是防止这种耦合危及系统的稳定性，如纵解耦，主要目的是防止这种耦合危及系统的稳定性，如纵解耦，主要目的是防止这种耦合危及系统的稳定性，如纵解耦，主

34、要目的是防止这种耦合危及系统的稳定性，如纵/ / / /侧向气动力和力矩确定性交感；侧向气动力和力矩确定性交感；侧向气动力和力矩确定性交感；侧向气动力和力矩确定性交感；2828（4） 导弹大攻角飞控系统的解耦策略导弹大攻角飞控系统的解耦策略3.3.3.3.对影响程度较大但建模精度很差的耦合项，采用鲁棒控对影响程度较大但建模精度很差的耦合项，采用鲁棒控对影响程度较大但建模精度很差的耦合项，采用鲁棒控对影响程度较大但建模精度很差的耦合项，采用鲁棒控制器抑制其影响，在总体设计上避免其出现或改变气制器抑制其影响，在总体设计上避免其出现或改变气制器抑制其影响，在总体设计上避免其出现或改变气制器抑制其影响

35、，在总体设计上避免其出现或改变气动外形消弱其影响，如侧向诱导；动外形消弱其影响，如侧向诱导；动外形消弱其影响，如侧向诱导；动外形消弱其影响，如侧向诱导；4.4.4.4.对影响程度较弱建模精度差的耦合项不做处理，依靠飞对影响程度较弱建模精度差的耦合项不做处理，依靠飞对影响程度较弱建模精度差的耦合项不做处理，依靠飞对影响程度较弱建模精度差的耦合项不做处理，依靠飞控系统本身的鲁棒性去解决。理论和实践表明，使用控系统本身的鲁棒性去解决。理论和实践表明，使用控系统本身的鲁棒性去解决。理论和实践表明，使用控系统本身的鲁棒性去解决。理论和实践表明，使用不精确解耦算法的系统比不解耦系统的性能更差。不精确解耦算

36、法的系统比不解耦系统的性能更差。不精确解耦算法的系统比不解耦系统的性能更差。不精确解耦算法的系统比不解耦系统的性能更差。29296.1.3 推力矢量控制技术推力矢量控制技术大气层中飞行的导弹的控制力一般是由可动的空气动力大气层中飞行的导弹的控制力一般是由可动的空气动力舵面产生的，但随着对导弹机动性的要求越来越高，使用舵面产生的，但随着对导弹机动性的要求越来越高，使用攻角越来越大，已促使各种新型控制技术的出现和发展，攻角越来越大，已促使各种新型控制技术的出现和发展，推力矢量控制技术就是其中之一。推力矢量控制技术就是其中之一。推力矢量控制是一种通过控制主推力相对弹轴的偏移产推力矢量控制是一种通过控

37、制主推力相对弹轴的偏移产生改变导弹方向所需力矩的控制技术。显然，这种方法不生改变导弹方向所需力矩的控制技术。显然，这种方法不依靠气动力，即使在低速、高空状态下仍可产生很大的控依靠气动力，即使在低速、高空状态下仍可产生很大的控制力矩。正因为推力矢量控制具有气动力控制不具备的优制力矩。正因为推力矢量控制具有气动力控制不具备的优良特性，所以在现代导弹设计中得到了广泛的应用。至今，良特性，所以在现代导弹设计中得到了广泛的应用。至今，推力矢量控制导弹主要在以下场合得到了应用：推力矢量控制导弹主要在以下场合得到了应用： 30306.1.3 推力矢量控制技术推力矢量控制技术 （1 1 1 1）进行近距格斗、

38、离轴发射的空空导弹，典型型号为）进行近距格斗、离轴发射的空空导弹，典型型号为）进行近距格斗、离轴发射的空空导弹，典型型号为）进行近距格斗、离轴发射的空空导弹，典型型号为俄罗斯的俄罗斯的俄罗斯的俄罗斯的R R R R73737373。 （2 2 2 2）目标横越速度可能很高，初始弹道须要快速修正的）目标横越速度可能很高，初始弹道须要快速修正的）目标横越速度可能很高，初始弹道须要快速修正的）目标横越速度可能很高，初始弹道须要快速修正的地空导弹，典型型号为俄罗斯的地空导弹，典型型号为俄罗斯的地空导弹，典型型号为俄罗斯的地空导弹，典型型号为俄罗斯的S S S S300300300300。 （3 3 3

39、 3）机动性要求很高的高速导弹，典型型号为美国的）机动性要求很高的高速导弹，典型型号为美国的）机动性要求很高的高速导弹，典型型号为美国的）机动性要求很高的高速导弹，典型型号为美国的HVMHVMHVMHVM。 （4 4 4 4）气动控制显得过于笨重的低速导弹，特别是手动控）气动控制显得过于笨重的低速导弹，特别是手动控）气动控制显得过于笨重的低速导弹，特别是手动控）气动控制显得过于笨重的低速导弹，特别是手动控制的反坦克导弹，典型型号为美国的制的反坦克导弹，典型型号为美国的制的反坦克导弹，典型型号为美国的制的反坦克导弹，典型型号为美国的“龙龙龙龙”式导弹。式导弹。式导弹。式导弹。31316.1.3

40、推力矢量控制技术推力矢量控制技术 （5 5 5 5）无需精密发射装置，垂直发射后紧接着就快速转弯）无需精密发射装置，垂直发射后紧接着就快速转弯）无需精密发射装置，垂直发射后紧接着就快速转弯）无需精密发射装置，垂直发射后紧接着就快速转弯的导弹。因为垂直发射的导弹必须在低速下以最短的时间的导弹。因为垂直发射的导弹必须在低速下以最短的时间的导弹。因为垂直发射的导弹必须在低速下以最短的时间的导弹。因为垂直发射的导弹必须在低速下以最短的时间进行方位对准，并在射面里进行转弯控制，此时导弹速度进行方位对准，并在射面里进行转弯控制，此时导弹速度进行方位对准，并在射面里进行转弯控制，此时导弹速度进行方位对准，并

41、在射面里进行转弯控制，此时导弹速度低，操纵效率也低，因此，不能用一般的空气舵进行操纵。低，操纵效率也低，因此，不能用一般的空气舵进行操纵。低，操纵效率也低，因此，不能用一般的空气舵进行操纵。低，操纵效率也低，因此，不能用一般的空气舵进行操纵。为达到快速对准和转弯控制的目的，必须使用推力矢量舵。为达到快速对准和转弯控制的目的，必须使用推力矢量舵。为达到快速对准和转弯控制的目的，必须使用推力矢量舵。为达到快速对准和转弯控制的目的，必须使用推力矢量舵。新一代舰空导弹和一些地空导弹为改善射界、提高快速反新一代舰空导弹和一些地空导弹为改善射界、提高快速反新一代舰空导弹和一些地空导弹为改善射界、提高快速反

42、新一代舰空导弹和一些地空导弹为改善射界、提高快速反应能力都采用了该项技术。典型型号有美国的标准应能力都采用了该项技术。典型型号有美国的标准应能力都采用了该项技术。典型型号有美国的标准应能力都采用了该项技术。典型型号有美国的标准3 3 3 3。 （6 6 6 6）在各种海情下出水，需要弹道修正的潜艇发射导弹，）在各种海情下出水，需要弹道修正的潜艇发射导弹，）在各种海情下出水，需要弹道修正的潜艇发射导弹，）在各种海情下出水，需要弹道修正的潜艇发射导弹，如法国的潜射导弹如法国的潜射导弹如法国的潜射导弹如法国的潜射导弹“飞鱼飞鱼飞鱼飞鱼”。 （7 7 7 7）发射架和跟踪器相距较远的导弹，独立助推、散

43、布）发射架和跟踪器相距较远的导弹，独立助推、散布）发射架和跟踪器相距较远的导弹，独立助推、散布）发射架和跟踪器相距较远的导弹，独立助推、散布问题比较突出的导弹，如中国的问题比较突出的导弹，如中国的问题比较突出的导弹，如中国的问题比较突出的导弹，如中国的HJHJHJHJ73737373。3232（1）推力矢量控制系统的分类）推力矢量控制系统的分类对于采用固体火箭发动机的推力矢量控制系统，根据实对于采用固体火箭发动机的推力矢量控制系统，根据实现方法可以将其分为三类，下面分别加以介绍。现方法可以将其分为三类，下面分别加以介绍。1 1） 摆动喷管摆动喷管这一类包括所有形式的摆动喷管及摆动出口锥的装置。

44、这一类包括所有形式的摆动喷管及摆动出口锥的装置。在这类装置中，整个喷流偏转，主要有以下两种。在这类装置中，整个喷流偏转，主要有以下两种。3333 a). 柔性喷管柔性喷管图图6.3.16.3.1给出了柔性喷管的基本结构它实际上就是通过层给出了柔性喷管的基本结构它实际上就是通过层压柔性接头直接装在火箭发动机后封头上的一个喷管层压压柔性接头直接装在火箭发动机后封头上的一个喷管层压接头由许多同心球形截面的弹胶层和薄金属板组成，弯曲形接头由许多同心球形截面的弹胶层和薄金属板组成，弯曲形成柔性的夹层结构。这个接头轴向刚度很大，而在侧向却很成柔性的夹层结构。这个接头轴向刚度很大，而在侧向却很容易偏转。用它

45、可以实现传统的发动机封头与优化喷管的对容易偏转。用它可以实现传统的发动机封头与优化喷管的对接。接。 3434 b) 球窝喷管球窝喷管 图图18 .218 .2给出了球窝式摆动喷管的一般结构形式。其收敛给出了球窝式摆动喷管的一般结构形式。其收敛段和扩散段被支撑在万向环上，该装置可以围绕喷管中心线段和扩散段被支撑在万向环上，该装置可以围绕喷管中心线上的某个中心点转动。延伸管或者后封头上装一套有球窝的上的某个中心点转动。延伸管或者后封头上装一套有球窝的筒形夹具，使收敛段和扩散段可在其中活动球面间装有特筒形夹具，使收敛段和扩散段可在其中活动球面间装有特制的密封目，以防高温高压燃气泄漏。舵机通过方向环进

46、行制的密封目，以防高温高压燃气泄漏。舵机通过方向环进行控制，以提供俯仰和偏航力矩。控制，以提供俯仰和偏航力矩。3535 2) 流体二次喷射流体二次喷射 在这类系统中，流体通过吸管扩散段被注入发动在这类系统中，流体通过吸管扩散段被注入发动机喷流。注入的流体在超音速的喷管气流中产生机喷流。注入的流体在超音速的喷管气流中产生一个斜激波，引起压力分布不平衡，从而使气流一个斜激波，引起压力分布不平衡，从而使气流偏斜这一类主要有以下两种。偏斜这一类主要有以下两种。3636a)液体二次喷射液体二次喷射 高压液体喷入火箭发动机的扩散段，产生斜激波，从高压液体喷入火箭发动机的扩散段，产生斜激波，从而引起喷流偏转

47、。惰性液体系统的喷流最大偏转角为而引起喷流偏转。惰性液体系统的喷流最大偏转角为4 4度度液体喷射点周围形成的激波引起推力损失但是二次液体喷射点周围形成的激波引起推力损失但是二次喷射液体增加了喷流和质量，使得净力略有增加。液体喷射液体增加了喷流和质量，使得净力略有增加。液体二次喷射推力矢量控制系统的主要吸引力在于其工作时二次喷射推力矢量控制系统的主要吸引力在于其工作时所需的控制系统质量小，结构简单。因而在不需要很大所需的控制系统质量小，结构简单。因而在不需要很大喷流偏转角的场合，液体二次喷射具有很强的竞争力。喷流偏转角的场合，液体二次喷射具有很强的竞争力。3737b)热燃气二次喷射热燃气二次喷射

48、 在这种推力矢量控制系统中，燃气直接取自发动机燃烧室在这种推力矢量控制系统中，燃气直接取自发动机燃烧室或者燃气发生器，然后注入扩散段，由装在发动机喷管上的或者燃气发生器，然后注入扩散段，由装在发动机喷管上的阀门实现控制，图阀门实现控制，图6.3.36.3.3给出了其典形结构。给出了其典形结构。3838 3) 喷流偏转喷流偏转 在火箭发动机的喷流中设置阻碍物的系统在火箭发动机的喷流中设置阻碍物的系统归人这一类，主要有以下归人这一类，主要有以下5 5种。种。3939a)燃气舵燃气舵燃气舵的基本结构是火箭发动机的喷管尾部对称地放置四燃气舵的基本结构是火箭发动机的喷管尾部对称地放置四个舵片。四个舵偏的

49、组合偏转可以产生要求的俯仰、偏航和个舵片。四个舵偏的组合偏转可以产生要求的俯仰、偏航和滚转操纵力矩和侧向力。燃气舵具有结构简单、致偏能力强、滚转操纵力矩和侧向力。燃气舵具有结构简单、致偏能力强、响应速度快的优点，但其在舵偏角为零时仍存在较大的推力响应速度快的优点，但其在舵偏角为零时仍存在较大的推力损失。另外，由于燃气舵的工作环境比较恶劣，存在严重的损失。另外，由于燃气舵的工作环境比较恶劣，存在严重的冲刷烧蚀问题，不宜用于要求长时间工作的场合。图冲刷烧蚀问题，不宜用于要求长时间工作的场合。图6.3.4 6.3.4 给出了燃气舵的基本结构。给出了燃气舵的基本结构。 4040b)偏流环喷流偏转器偏流

50、环喷流偏转器 偏流环系统示于图偏流环系统示于图6.3.56.3.5。它基本上是发动机喷管的管状。它基本上是发动机喷管的管状延长，可绕出口平面附近喷管轴线上的一点转动。偏流环偏延长，可绕出口平面附近喷管轴线上的一点转动。偏流环偏转时扰动燃气，引起气流偏转。这个管状延伸件，或称偏流转时扰动燃气，引起气流偏转。这个管状延伸件，或称偏流环，通常支撑在一个万向架上。伺服机构提供俯仰和偏航平环，通常支撑在一个万向架上。伺服机构提供俯仰和偏航平面内的运动。面内的运动。4141c)轴向喷流偏转器轴向喷流偏转器 图图6.3.66.3.6为轴向喷流偏转器的基本结构。在欠膨胀喷管的为轴向喷流偏转器的基本结构。在欠膨

51、胀喷管的周围安置周围安置4 4个偏流叶片，叶片可沿轴向运动以插入或退出发个偏流叶片，叶片可沿轴向运动以插入或退出发动机尾喷流，形成激波而使喷流偏转动机尾喷流，形成激波而使喷流偏转. .叶片受线性作动筒控叶片受线性作动筒控制，靠滚球导轨支持在外套筒上该方法最大可以获得制，靠滚球导轨支持在外套筒上该方法最大可以获得 7 7度度的偏转角。的偏转角。4242d)臂式扰流片臂式扰流片 图图6.3.76.3.7为典型的臂式扰流片系统的基本结构。在火箭发为典型的臂式扰流片系统的基本结构。在火箭发动机喷管出口平面上设置动机喷管出口平面上设置4 4个叶片，工作时可阻塞部分出口个叶片，工作时可阻塞部分出口面积，最

52、大偏转可达面积，最大偏转可达2020度。该系统可以应用于任何正常的发度。该系统可以应用于任何正常的发动机喷动机喷 管，只有在桨叶插入时才产生推力损失，而且基本管，只有在桨叶插入时才产生推力损失，而且基本上是线性的，喷流每偏转上是线性的，喷流每偏转l l度，大约损失度，大约损失l l的推力。这种系的推力。这种系统体积小，质量轻，因而只需要较小的伺服机构，这对近距统体积小，质量轻，因而只需要较小的伺服机构，这对近距战术导弹是很有吸引力的。对于燃烧时间较长的导弹，由于战术导弹是很有吸引力的。对于燃烧时间较长的导弹，由于高温高速的尾喷流会对扰流片造成烧蚀，使用这种系统是不高温高速的尾喷流会对扰流片造成

53、烧蚀，使用这种系统是不合适的。合适的。4343e) 导流罩式致偏器导流罩式致偏器 图图6.3.86.3.8所示的导流罩式致偏器基本上就是一个带圆孔的半所示的导流罩式致偏器基本上就是一个带圆孔的半球性拱帽，圆孔大小与喷管出口直径相等且位于喷管的出口平球性拱帽，圆孔大小与喷管出口直径相等且位于喷管的出口平面上。拱帽可绕喷管轴线上的某一点转动，该点通常位于喉部面上。拱帽可绕喷管轴线上的某一点转动，该点通常位于喉部上游。这种装置的功能和扰流片类似。当致偏器切入燃气流时，上游。这种装置的功能和扰流片类似。当致偏器切入燃气流时，超音速气流形成主激波，从而引起喷流偏斜。与扰流片相比，超音速气流形成主激波，从

54、而引起喷流偏斜。与扰流片相比，能显著地减少推力损失。对于导流罩式致偏器，喷流偏角和轴能显著地减少推力损失。对于导流罩式致偏器，喷流偏角和轴向推力损失大体与喷口遮盖面积成正比一般来说，喷口每遮向推力损失大体与喷口遮盖面积成正比一般来说，喷口每遮盖盖1%1%，将会产生，将会产生0.520.52度的喷流偏转和度的喷流偏转和0.260.26的轴向推力损失。的轴向推力损失。4444(2) 推力矢量控制系统的性能描述推力矢量控制系统的性能描述推力矢量控制系统的性能大体上可分为推力矢量控制系统的性能大体上可分为4 4个方面：个方面： （1 1 1 1）喷流偏转角度：也就是喷流可能偏转的角度；）喷流偏转角度：

55、也就是喷流可能偏转的角度；）喷流偏转角度：也就是喷流可能偏转的角度；）喷流偏转角度：也就是喷流可能偏转的角度； （2 2 2 2）侧向力系数：也就是侧向力与未被扰动时的轴）侧向力系数：也就是侧向力与未被扰动时的轴）侧向力系数：也就是侧向力与未被扰动时的轴）侧向力系数：也就是侧向力与未被扰动时的轴向推力之比；向推力之比；向推力之比；向推力之比； （3 3 3 3）轴向推力损失；装置工作时所引起的推力损失；）轴向推力损失；装置工作时所引起的推力损失；）轴向推力损失；装置工作时所引起的推力损失；）轴向推力损失；装置工作时所引起的推力损失； （4 4 4 4）驱动力：为达到预期响应须加在这个装置上的）

56、驱动力：为达到预期响应须加在这个装置上的）驱动力：为达到预期响应须加在这个装置上的）驱动力：为达到预期响应须加在这个装置上的总的力特性。总的力特性。总的力特性。总的力特性。4545(2) 推力矢量控制系统的性能描述推力矢量控制系统的性能描述喷流偏转角和侧向力系数用以描述各种推力矢量控制系统喷流偏转角和侧向力系数用以描述各种推力矢量控制系统产生侧向力的能力。对于靠形成冲击波进行工作的推力矢量产生侧向力的能力。对于靠形成冲击波进行工作的推力矢量控制系统来说，通常用侧向力系数和等效气流偏转角来描述控制系统来说，通常用侧向力系数和等效气流偏转角来描述产生侧向力的能力。产生侧向力的能力。 当确定驱动机构

57、尺寸时，驱动力是一个必不可少的参数。当确定驱动机构尺寸时，驱动力是一个必不可少的参数。另外，当进行系统研究时，用它可以方便地描述整个伺服系另外，当进行系统研究时，用它可以方便地描述整个伺服系统和推力矢量控制装置可能达到的最大闭环带宽。统和推力矢量控制装置可能达到的最大闭环带宽。4646推力矢量控制系统在战术导弹上有两种应用方法，即全程推力矢量控制系统在战术导弹上有两种应用方法，即全程推力矢量控制和气动力推力矢量组合控制。因为全程推推力矢量控制和气动力推力矢量组合控制。因为全程推力矢量控制和普通的空气舵控制的设计过程是相近的，所力矢量控制和普通的空气舵控制的设计过程是相近的，所以，在这里主要讨论

58、气动力推力矢量组合控制的设计方以，在这里主要讨论气动力推力矢量组合控制的设计方法。法。导弹空气舵推力矢量组合控制系统设计有许多优点，主导弹空气舵推力矢量组合控制系统设计有许多优点，主要表现在：要表现在： （l l）增加了有效作战包络：在高空目标截击、近射界、）增加了有效作战包络：在高空目标截击、近射界、大离轴和全向攻击方面的性能都有很大提高；大离轴和全向攻击方面的性能都有很大提高； （2 2）显著地减小了导弹自动驾驶仪的时间常数；研究结）显著地减小了导弹自动驾驶仪的时间常数；研究结果表明，采用推力矢量控制系统，无论气动舵尺寸多大，果表明，采用推力矢量控制系统，无论气动舵尺寸多大，飞行高度如何，

59、法向过载控制系统一阶等效时间常数均可飞行高度如何，法向过载控制系统一阶等效时间常数均可以做到小于以做到小于0.2s0.2s。这是导弹拦截高机动目标所必需的；。这是导弹拦截高机动目标所必需的；(3) 推力矢量控制系统的应用方法推力矢量控制系统的应用方法4747(3) 推力矢量控制系统的应用方法推力矢量控制系统的应用方法 （3 3）可以有效地减小导弹的舵面翼展。因为当发动机工）可以有效地减小导弹的舵面翼展。因为当发动机工作时，推力矢量控制系统提供主要的机动控制，特别是在作时，推力矢量控制系统提供主要的机动控制，特别是在导弹的低速段和高空飞行时，减小舵面翼展意味着飞机可导弹的低速段和高空飞行时，减小

60、舵面翼展意味着飞机可以装载更多的导弹。以装载更多的导弹。当然，导弹空气舵推力矢量组合控制系统在设计上也存当然，导弹空气舵推力矢量组合控制系统在设计上也存在着一些难题，主要表现在：在着一些难题，主要表现在： (1(1）在导弹的低速飞行段和高空飞行段使用推力矢量控）在导弹的低速飞行段和高空飞行段使用推力矢量控制，大攻角将不可避免，非线性气动力和力矩特性十分明制，大攻角将不可避免，非线性气动力和力矩特性十分明显，常规设计的自动驾驶仪结构可能无法适应；显，常规设计的自动驾驶仪结构可能无法适应；4848(3) 推力矢量控制系统的应用方法推力矢量控制系统的应用方法 （2 2）在大攻角飞行时，导弹的俯仰一偏

61、航一滚动通道之）在大攻角飞行时，导弹的俯仰一偏航一滚动通道之间存在明显的交叉耦合，这会破坏导弹的稳定性和性能；间存在明显的交叉耦合，这会破坏导弹的稳定性和性能； （3 3）大攻角飞行的导弹，其弹体动力学特性受飞行条）大攻角飞行的导弹，其弹体动力学特性受飞行条件的影响，在很大范围内变化；件的影响，在很大范围内变化； （4 4）空气舵推力矢量组合控制系统是一种冗余控制）空气舵推力矢量组合控制系统是一种冗余控制系统，确定什么形式的控制器结构和选择怎样的舵混合原系统，确定什么形式的控制器结构和选择怎样的舵混合原则使导弹具有最佳的性能是有待进一步研究的问题；则使导弹具有最佳的性能是有待进一步研究的问题；

62、 （5 5）攻角和过载限制问题：使用推力矢量控制的导弹，）攻角和过载限制问题：使用推力矢量控制的导弹，总体设计不能保证对导弹攻角的限制，必须引入专门的攻总体设计不能保证对导弹攻角的限制，必须引入专门的攻角限制机构。角限制机构。4949(3) 推力矢量控制系统的应用方法推力矢量控制系统的应用方法导弹大攻角飞行控制的问题在前面已经介绍过，下面着导弹大攻角飞行控制的问题在前面已经介绍过，下面着重讨论空气舵和推力矢量舵的舵混合问题。对同时具有空重讨论空气舵和推力矢量舵的舵混合问题。对同时具有空气舵和推力矢量舵的导弹，其控制信号的舵混合从理论上气舵和推力矢量舵的导弹，其控制信号的舵混合从理论上讲存在着无

63、穷多解。在工程中，需要研究舵混合的基本原讲存在着无穷多解。在工程中，需要研究舵混合的基本原则，确保给出一种符合工程实际的、性能优异的舵混合方则，确保给出一种符合工程实际的、性能优异的舵混合方法。法。舵混合通常应遵循以下三个基本原则：舵混合通常应遵循以下三个基本原则：5050(3) 推力矢量控制系统的应用方法推力矢量控制系统的应用方法 (1(1）满足舵的使用条件：对推力矢量舵，它只是当发动机工作）满足舵的使用条件：对推力矢量舵，它只是当发动机工作时使用；对鸭式导弹的空气舵，其大攻角操纵待性很差，气时使用；对鸭式导弹的空气舵，其大攻角操纵待性很差，气动交叉耦合效应明显，所以只能在中小攻角的范围内使

64、用，动交叉耦合效应明显，所以只能在中小攻角的范围内使用，而对于正常式布局的导弹，特别是使用格栅舵，其大攻角操而对于正常式布局的导弹，特别是使用格栅舵，其大攻角操纵特性仍是很好的。推力矢量舵在导弹大攻角飞行时仍有很纵特性仍是很好的。推力矢量舵在导弹大攻角飞行时仍有很好的操纵性，也不会引入操纵耦合效应；好的操纵性，也不会引入操纵耦合效应； （2 2）使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率：通过对两套）使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率：通过对两套舵系统的合理使用（选用或同时使用），产生最大的操纵能舵系统的合理使用（选用或同时使用），产生最大的操纵能力，由此使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率；力，

65、由此使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率； （3 3）使导弹舵面升阻比最大：使现面升阻比最大的意义是舵）使导弹舵面升阻比最大：使现面升阻比最大的意义是舵面诱导阻力的极小化和舵面操纵力矩的极大化。当然这也是面诱导阻力的极小化和舵面操纵力矩的极大化。当然这也是通过合理地组合两套舵系统来实现的。通过合理地组合两套舵系统来实现的。5151(3) 推力矢量控制系统的应用方法推力矢量控制系统的应用方法对于具有两套控制舵面的导弹，舵面使用的方法主要有对于具有两套控制舵面的导弹，舵面使用的方法主要有两种：串联控制方式和并联控制方式。串联控制方式在导两种：串联控制方式和并联控制方式。串联控制方式在导弹的任何飞行

66、状态下同时都只有一套舵系统在工作。通常弹的任何飞行状态下同时都只有一套舵系统在工作。通常的的做法是在导弹飞行的主动段使用推力矢量舵，被动段的的做法是在导弹飞行的主动段使用推力矢量舵，被动段使用空气舵。并联控制方式是指在导弹的任何飞行状态同使用空气舵。并联控制方式是指在导弹的任何飞行状态同时有两套或一套舵系统工作。根据舵混合的第一个原则，时有两套或一套舵系统工作。根据舵混合的第一个原则，在以下条件中导弹只能用一套舵系统：在以下条件中导弹只能用一套舵系统： （1 1）导弹飞行的被动段，只能使用空气舵；）导弹飞行的被动段，只能使用空气舵； （2 2）当攻角大于一定值时，空气舵基本不起作用，只）当攻角

67、大于一定值时，空气舵基本不起作用，只能使用推力矢量舵。能使用推力矢量舵。除此之外的其他情况都可以同时使用两套舵系统。除此之外的其他情况都可以同时使用两套舵系统。52526.1.4直接力控制技术直接力控制技术导弹对高速、大机动目标的有效拦截有赖于两个基本因素：导弹对高速、大机动目标的有效拦截有赖于两个基本因素： 1) 1) 导弹具有足够大的可用过载；导弹具有足够大的可用过载；2) 2) 导弹的动态响应时间足够快。导弹的动态响应时间足够快。对采用比例导引律的导弹，其需用过载的估算公式为对采用比例导引律的导弹，其需用过载的估算公式为: :式中，式中，n nM M导弹需用过载，导弹需用过载，n nT

68、T目标机动过载。导弹的可目标机动过载。导弹的可用过载必须大于对其的需用过载要求。用过载必须大于对其的需用过载要求。 53536.1.4直接力控制技术直接力控制技术空气舵控制导弹的时间常数一般在空气舵控制导弹的时间常数一般在150150350ms350ms，在，在目标大机动条件下保证很高的控制精度是十分困难目标大机动条件下保证很高的控制精度是十分困难的。在直接力控制导弹中，直接力控制部件的时间的。在直接力控制导弹中，直接力控制部件的时间常数一般为常数一般为520ms520ms，因此可以有效的提高导弹的制，因此可以有效的提高导弹的制导精度。国外大气层内直接力控制导弹的典型型号导精度。国外大气层内直

69、接力控制导弹的典型型号有美国的有美国的“爱国者爱国者”防空导弹系统防空导弹系统(PAC-3)(PAC-3)、欧洲反、欧洲反导武器系统导武器系统SAAM/Aster15SAAM/Aster15和和Aster30Aster30型导弹和俄罗斯型导弹和俄罗斯C-300C-300防空导弹系统防空导弹系统/9M96E/9M96E和和9M96E29M96E2导弹。导弹。 5454(1) 直接力机构配置方法直接力机构配置方法55551) 导弹横向喷流装置的操纵方式导弹横向喷流装置的操纵方式导弹横向喷流装置可以有两种不同的使用方式：力操导弹横向喷流装置可以有两种不同的使用方式：力操纵方式和力矩操纵方式。因为它们

70、的操纵方式不同，它纵方式和力矩操纵方式。因为它们的操纵方式不同，它在导弹上的安装位置不同，提高导弹控制力的动态响应在导弹上的安装位置不同，提高导弹控制力的动态响应速度的原理也是不同的。速度的原理也是不同的。 56561) 导弹横向喷流装置的操纵方式导弹横向喷流装置的操纵方式力操纵方式即为直接力操纵方式。要求横向喷流装力操纵方式即为直接力操纵方式。要求横向喷流装置不产生力矩或产生的力矩足够小。为了产生要求的置不产生力矩或产生的力矩足够小。为了产生要求的直接力控制量，通常要求横向喷流装置具有较大的推直接力控制量，通常要求横向喷流装置具有较大的推力，通常希望将其放在重心位置或离重心较近的地方。力，通

71、常希望将其放在重心位置或离重心较近的地方。因为力操纵方式中的控制力不是通过气动力产生的，因为力操纵方式中的控制力不是通过气动力产生的，所以控制力的动态迟后被大幅度地减小了（在理想状所以控制力的动态迟后被大幅度地减小了（在理想状态下，从态下，从150ms150ms减少到减少到20ms20ms以下）。俄罗斯的以下）。俄罗斯的9M96E/9M96E29M96E/9M96E2和欧洲的新一代防空导弹和欧洲的新一代防空导弹Aster15/Aster30Aster15/Aster30的第二级采用了力操纵方式。的第二级采用了力操纵方式。 57571) 导弹横向喷流装置的操纵方式导弹横向喷流装置的操纵方式力矩操

72、纵方式要求横向喷流装置产生控制力矩，不以产力矩操纵方式要求横向喷流装置产生控制力矩，不以产生控制力为目的，但仍有一定的控制力作用。控制力矩生控制力为目的，但仍有一定的控制力作用。控制力矩改变了导弹的飞行攻角，因而改变了作用在弹体上的气改变了导弹的飞行攻角，因而改变了作用在弹体上的气动力。这种操纵方式不要求横向喷流装置具有较大的推动力。这种操纵方式不要求横向喷流装置具有较大的推力，通常希望将其放在远离重心的地方。力矩操纵方式力，通常希望将其放在远离重心的地方。力矩操纵方式具有两个基本特性：具有两个基本特性： （1 1）因为它有效地提高了导弹力矩控制回路的动态）因为它有效地提高了导弹力矩控制回路的

73、动态响应速度，最终提高了导弹控制力的动态响应速度；响应速度，最终提高了导弹控制力的动态响应速度； （2 2）一定的控制力作用能够有效地提高导弹在低动）一定的控制力作用能够有效地提高导弹在低动压条件下的机动性。压条件下的机动性。58581) 导弹横向喷流装置的操纵方式导弹横向喷流装置的操纵方式对于正常式布局的导弹，其在与目标遭遇时基本上已是对于正常式布局的导弹，其在与目标遭遇时基本上已是静稳定的了。从法向过载回路上看，使用空气舵控制时，静稳定的了。从法向过载回路上看，使用空气舵控制时，它是一个非最小相位系统。为产生正向的法向过载，首先它是一个非最小相位系统。为产生正向的法向过载，首先出现一个负向

74、的反向过载冲击。引入横向喷流装置力矩操出现一个负向的反向过载冲击。引入横向喷流装置力矩操纵后，可以有效地消除负向的反向过载冲击，明显提高动纵后，可以有效地消除负向的反向过载冲击，明显提高动态响应速度。态响应速度。美国的美国的ERINT-1ERINT-1、俄罗斯的、俄罗斯的C-300C-300垂直发射转弯段采用的垂直发射转弯段采用的是力矩操纵方式。是力矩操纵方式。59592) 横向喷流装置的纵向配置方法横向喷流装置的纵向配置方法在导弹上直接力机构的配置方法主要有三种：偏离在导弹上直接力机构的配置方法主要有三种：偏离质心配置方式、质心配置方式和前后配置方式。质心配置方式、质心配置方式和前后配置方式

75、。质心配置方式是将一套横向喷流装置安放在偏离导质心配置方式是将一套横向喷流装置安放在偏离导弹质心的地方。它实现了导弹的力矩操纵方式。弹质心的地方。它实现了导弹的力矩操纵方式。 60602) 横向喷流装置的纵向配置方法横向喷流装置的纵向配置方法质心配置方式是将一套横向喷流装置安放在导质心配置方式是将一套横向喷流装置安放在导弹的质心或接近质心的地方。它实现了导弹的力弹的质心或接近质心的地方。它实现了导弹的力操纵方式。操纵方式。 61612) 横向喷流装置的纵向配置方法横向喷流装置的纵向配置方法前后配置方式是将两套横向喷流装置分别安放在导弹前后配置方式是将两套横向喷流装置分别安放在导弹的头部和尾部。

76、前后配置方式在工程使用上具有最大的的头部和尾部。前后配置方式在工程使用上具有最大的灵活性。当前后喷流装置同向工作时，可以进行直接力灵活性。当前后喷流装置同向工作时，可以进行直接力操纵；当前后喷流装置反向工作时，可以进行力矩操纵。操纵；当前后喷流装置反向工作时，可以进行力矩操纵。该方案的主要缺陷是喷流装置复杂，结构重量大一些。该方案的主要缺陷是喷流装置复杂，结构重量大一些。 62623) 横向喷流装置推力的方向控制横向喷流装置推力的方向控制横向喷流装置推力的方向控制有极坐标控制和直角坐标控横向喷流装置推力的方向控制有极坐标控制和直角坐标控制两种方式。制两种方式。极坐标控制方式通常用于旋转弹的控制

77、中。旋转弹的横向极坐标控制方式通常用于旋转弹的控制中。旋转弹的横向喷流装置通常都选用脉冲发动机组控制方案，通过控制脉冲喷流装置通常都选用脉冲发动机组控制方案，通过控制脉冲发动机点火相位来实现对推力方向的控制。发动机点火相位来实现对推力方向的控制。直角坐标控制方式通常用于非旋转弹的控制中。非旋转弹直角坐标控制方式通常用于非旋转弹的控制中。非旋转弹的横向喷流装置通常选用燃气发生器控制方案，通过控制安的横向喷流装置通常选用燃气发生器控制方案，通过控制安装在不同方向上的燃气阀门来实现推力方向的控制。其工作装在不同方向上的燃气阀门来实现推力方向的控制。其工作原理见图原理见图6.4.56.4.5。图图6.

78、4.5 直角坐标控制直角坐标控制6363(4) 直接力控制系统方案直接力控制系统方案通过对直接力飞行控制机理的研究，得出以下直接力控通过对直接力飞行控制机理的研究，得出以下直接力控制系统设计原则：制系统设计原则： 1) 1) 设计应符合设计应符合ENDGAMEENDGAME最优制导律提出的要求；最优制导律提出的要求； 2) 2) 飞控系统动态迟后极小化原则；飞控系统动态迟后极小化原则； 3) 3) 飞控系统可用法向过载极大化原则；飞控系统可用法向过载极大化原则； 4) 4) 有、无直接力控制条件下飞行控制系统结构的有、无直接力控制条件下飞行控制系统结构的相容性。相容性。下面提出的控制方案主要基

79、于后三条原则给出。下面提出的控制方案主要基于后三条原则给出。 64641) 控制指令误差型控制器控制指令误差型控制器控制指令误差型控制器的设计思路是：在原来的反馈控制控制指令误差型控制器的设计思路是：在原来的反馈控制器的基础上，利用原来控制器控制指令误差来形成直接力控器的基础上，利用原来控制器控制指令误差来形成直接力控制信号，控制器结构见图制信号，控制器结构见图6.4.66.4.6。很显然，这是一个双反馈。很显然，这是一个双反馈方案。可以说，该方案将具有很好的控制性能，但该方案的方案。可以说，该方案将具有很好的控制性能，但该方案的缺点是与原来的空气舵反馈控制系统不相容。缺点是与原来的空气舵反馈

80、控制系统不相容。65652) 第第I类控制指令型控制器类控制指令型控制器第第I I类控制指令型控制器的设计思路是：在原来的反馈类控制指令型控制器的设计思路是：在原来的反馈控制器的基础上，利用控制指令来形成直接力控制信号，控制器的基础上，利用控制指令来形成直接力控制信号，控制器结构见图控制器结构见图6.4.76.4.7。很显然，这是一个前馈反馈方。很显然，这是一个前馈反馈方案。该方案的设计有两个明显的优点：案。该方案的设计有两个明显的优点： 6666 a) a) 因为是前馈反馈控制方案，前馈控制不影响系统稳因为是前馈反馈控制方案，前馈控制不影响系统稳定性，所以原来设计的反馈控制系统不需要重新镇定

81、参数，定性，所以原来设计的反馈控制系统不需要重新镇定参数，在控制方案上有很好的继承性；在控制方案上有很好的继承性； b) b) 直接力控制装置控制信号用作前馈信号，当其操纵力直接力控制装置控制信号用作前馈信号，当其操纵力矩系数有误差时，并不影响原来反馈控制方案的稳定性，只矩系数有误差时，并不影响原来反馈控制方案的稳定性，只会改变系统的动态品质。因此特别适合用在大气层内飞行的会改变系统的动态品质。因此特别适合用在大气层内飞行的导弹上；导弹上； c) c) 在直接力前馈作用下，该控制器具有更快速的响应能在直接力前馈作用下，该控制器具有更快速的响应能力。力。2) 第第I类控制指令型控制器类控制指令型

82、控制器67674) 第第II类控制指令型控制器类控制指令型控制器第第IIII类控制指令型控制器的设计思路是：利用气动舵控类控制指令型控制器的设计思路是：利用气动舵控制构筑攻角反馈飞行控制系统，利用控制指令来形成攻角制构筑攻角反馈飞行控制系统，利用控制指令来形成攻角指令。利用控制指令误差来形成直接力控制信号，控制器指令。利用控制指令误差来形成直接力控制信号，控制器结构见图结构见图6.4.86.4.8。很显然，这也是一个前馈反馈方案，。很显然，这也是一个前馈反馈方案，其中以气动舵面控制为基础的攻角反馈飞行控制系统作为其中以气动舵面控制为基础的攻角反馈飞行控制系统作为前馈，以直接力控制为基础构造法向

83、过载反馈控制系统。前馈，以直接力控制为基础构造法向过载反馈控制系统。该方案的设计具有两个特点：该方案的设计具有两个特点： 68684) 第第II类控制指令型控制器类控制指令型控制器a) a) 以攻角反馈信号构造空气舵控制系统可以有效地将气以攻角反馈信号构造空气舵控制系统可以有效地将气动舵面控制与直接力控制效应区分开来，因此可以单独完动舵面控制与直接力控制效应区分开来，因此可以单独完成攻角反馈控制系统的综合工作。事实上，该控制系统与成攻角反馈控制系统的综合工作。事实上，该控制系统与法向过载控制系统设计过程几乎是完全相同的。因为输入法向过载控制系统设计过程几乎是完全相同的。因为输入攻角反馈控制系统

84、的指令是法向过载指令，所以需要进行攻角反馈控制系统的指令是法向过载指令，所以需要进行指令形式的转换。这个转换工作在导弹引入捷联惯导系统指令形式的转换。这个转换工作在导弹引入捷联惯导系统后是可以解决的，只是由于气动参数误差的影响，存在一后是可以解决的，只是由于气动参数误差的影响，存在一定的转换误差。由于将攻角反馈控制系统作为复合控制系定的转换误差。由于将攻角反馈控制系统作为复合控制系统的前馈通路，所以这种转换误差不会带来复合控制系统统的前馈通路，所以这种转换误差不会带来复合控制系统传递增益误差；传递增益误差； b) b) 直接力反馈控制系统必须具有较大的稳定裕度，主直接力反馈控制系统必须具有较大

85、的稳定裕度，主要是为了适应喷流装置放大因子随飞行条件的变化。要是为了适应喷流装置放大因子随飞行条件的变化。6969(5) 第第III类控制指令型复合控制器类控制指令型复合控制器提高导弹的最大可用过载是改善导弹制导精度的另外一个提高导弹的最大可用过载是改善导弹制导精度的另外一个技术途径。通过直接叠加导弹直接力和气动力的控制作用，技术途径。通过直接叠加导弹直接力和气动力的控制作用，可以有效地提高导弹的可用过载。具体的控制器形式见图可以有效地提高导弹的可用过载。具体的控制器形式见图6.4.9。在图中，。在图中，K0为归一化增益，为归一化增益，K1为气动力控制信号混为气动力控制信号混合比，合比，K2为

86、直接力控制信号混合比。通过合理优化控制信号为直接力控制信号混合比。通过合理优化控制信号混合比，可以得到最佳的控制性能。该方案的问题是如何解混合比，可以得到最佳的控制性能。该方案的问题是如何解决两个独立支路的解耦问题，因为传感器（如法向过载传感决两个独立支路的解耦问题，因为传感器（如法向过载传感器）无法分清这两路输出对总的输出的贡献。器）无法分清这两路输出对总的输出的贡献。7070(4) 直接力控制系统方案直接力控制系统方案假定直接力控制特性已知，利用法向过载测量信号，通过假定直接力控制特性已知，利用法向过载测量信号，通过解算可以间接计算出气动力控制产生的法向过载。当然，解算可以间接计算出气动力

87、控制产生的法向过载。当然，这种方法肯定会带来误差，因为在工程上直接力控制特性这种方法肯定会带来误差，因为在工程上直接力控制特性并不能精确已知。比较特殊的情况是，在高空或稀薄大气并不能精确已知。比较特殊的情况是，在高空或稀薄大气条件下，直接力控制特性相对简单，这种方法不会带来多条件下，直接力控制特性相对简单，这种方法不会带来多大的技术问题；而在低空或稠密大气条件下，直接力控制大的技术问题；而在低空或稠密大气条件下，直接力控制特性将十分复杂，需要研究直接力控制特性建模误差对控特性将十分复杂，需要研究直接力控制特性建模误差对控制系统性能的影响。制系统性能的影响。71716.1.5 倾斜转弯控制技术倾

88、斜转弯控制技术 近来，将近来，将BTTBTT（Bank-To-TurnBank-To-Turn）技术用于自动寻的导弹的控制得到了）技术用于自动寻的导弹的控制得到了人们越来越多的重视。使用该技术导引导弹的特点是，在导弹捕捉目人们越来越多的重视。使用该技术导引导弹的特点是，在导弹捕捉目标的过程中，随时控制导弹绕纵轴转动，使其理想的（所要求的）法标的过程中，随时控制导弹绕纵轴转动，使其理想的（所要求的）法向过载矢量总是落在导弹的对称面向过载矢量总是落在导弹的对称面I II I上（图上（图6.5.16.5.1，对飞机形导弹而，对飞机形导弹而言）或中间对称面（最大升力面）上（图言）或中间对称面（最大升力

89、面）上（图6.5.26.5.2，对轴对称形导弹而言），对轴对称形导弹而言）。国外把这种控制方式称为。国外把这种控制方式称为BTTBTT控制，即倾斜转弯的意思。现在，大多控制，即倾斜转弯的意思。现在，大多数的战术导弹与数的战术导弹与BTTBTT控制不同，导弹在寻的过程中，保持弹体相对纵轴控制不同，导弹在寻的过程中，保持弹体相对纵轴稳定不动，控制导弹在俯仰与偏航两平面上产生相应的法向过载，其稳定不动，控制导弹在俯仰与偏航两平面上产生相应的法向过载，其合成法向力指向控制规律所要求的方向。为便于与合成法向力指向控制规律所要求的方向。为便于与BTTBTT加以区别，称这加以区别，称这种控制为种控制为STT

90、STT（即（即SkidSkidtotoTurnTurn），侧滑转弯的意思。显然，对于），侧滑转弯的意思。显然，对于STTSTT导弹，所要求的法向过载矢量相对导弹弹体而言，其空间位置是任导弹，所要求的法向过载矢量相对导弹弹体而言，其空间位置是任意的。而意的。而BTTBTT导弹则由于滚动控制的结果，所要求的法向过载，最终总导弹则由于滚动控制的结果，所要求的法向过载，最终总会落在导弹的有效升力面上。会落在导弹的有效升力面上。7272（1）BTT导弹的结构外形导弹的结构外形 与与STTSTT导弹相比，导弹相比，BTTBTT导弹具有不同的结构外形。其差别主导弹具有不同的结构外形。其差别主要表现在：要表现

91、在：STTSTT导弹通常以轴对称形为主，导弹通常以轴对称形为主，BTTBTT导弹以面对导弹以面对称形为主。然而，这种差别并非绝对，例如，称形为主。然而，这种差别并非绝对，例如，BTTBTT4545导弹导弹的气动外形恰恰是轴对称形，而的气动外形恰恰是轴对称形，而STTSTT飞航式导弹又采用轴对飞航式导弹又采用轴对称的弹体外形。图称的弹体外形。图6.5.36.5.3、图、图6.5.46.5.4和图和图6.5.56.5.5给出了几种典给出了几种典形的形的BTTBTT导弹气动外形。导弹气动外形。在对在对BTTBTT导弹性能的论证中，其中任务之一即是探讨导弹性能的论证中，其中任务之一即是探讨BTTBTT

92、导导弹性能对弹体外形的敏感性，目的是寻求导弹总体结构外弹性能对弹体外形的敏感性，目的是寻求导弹总体结构外形与形与BTTBTT控制方案的最佳结合，使导弹性能得到最大程度的控制方案的最佳结合，使导弹性能得到最大程度的改善。改善。点击查看点击查看7373（1）BTT导弹的结构外形导弹的结构外形由于导弹总体结构的不同，例如，导弹气动外形及配置的动力装置的不由于导弹总体结构的不同，例如，导弹气动外形及配置的动力装置的不同，同，BTTBTT控制可以是如下三种类形：控制可以是如下三种类形：BTTBTT4545、BTTBTT9090、BTTBTT180180。它。它们三者的区别是，在制导过程中，控制导弹可能滚

93、动的角范围不同，即们三者的区别是，在制导过程中，控制导弹可能滚动的角范围不同，即4545、9090、180180。其中，。其中，BTTBTT4545控制型适用于轴对称形（十字形弹翼）控制型适用于轴对称形（十字形弹翼）的导弹。的导弹。BTTBTT系统控制导弹滚动，从而使得所要求的法向过载落在它的有系统控制导弹滚动，从而使得所要求的法向过载落在它的有效升力面上，由于轴对称导弹具有两个互相垂直的对称面或俯仰平面，所效升力面上，由于轴对称导弹具有两个互相垂直的对称面或俯仰平面，所以在制导过程的任一瞬间，只要控制导弹滚动小于或等于以在制导过程的任一瞬间，只要控制导弹滚动小于或等于4545，即可实现，即可

94、实现所要求的法向过载与有效升力面重合的要求。这种控制方式又被称为所要求的法向过载与有效升力面重合的要求。这种控制方式又被称为RDTRDT，即，即RollRollDuringDuringTurnTurn，滚转转弯的意思。，滚转转弯的意思。BTTBTT9090和和BTTBTT180180两类两类控制均是用在面对称导弹上，这种导弹只有一个有效升力面，欲使要求的控制均是用在面对称导弹上，这种导弹只有一个有效升力面，欲使要求的法向过载方向落在该平面上所要控制导弹滚动的最大角度范围为法向过载方向落在该平面上所要控制导弹滚动的最大角度范围为9090或或180180。其中，。其中，BTTBTT9090导弹具有

95、产生正、负攻角，或正、负升力的能力。导弹具有产生正、负攻角，或正、负升力的能力。BTTBTT180180导弹仅能提供正向攻角或正向升力，这一特性与导弹配置了颚导弹仅能提供正向攻角或正向升力，这一特性与导弹配置了颚下进气冲压发动机有关。下进气冲压发动机有关。7575（2） 倾斜转弯控制面临的倾斜转弯控制面临的 几个技术问题几个技术问题尽管尽管BTTBTT技术可能提供上述的优点，然而作为一个可行的、技术可能提供上述的优点，然而作为一个可行的、有活力的控制方案取代现行的控制方案，还必须解决好以下有活力的控制方案取代现行的控制方案，还必须解决好以下几个问题（仅就飞行力学与飞行控制方面来说）。几个问题（

96、仅就飞行力学与飞行控制方面来说）。1 1） 寻找合适的寻找合适的BTTBTT控制系统的综合方法控制系统的综合方法 STTSTT导弹上采用的三通道独立的控制系统及其综合（设计）导弹上采用的三通道独立的控制系统及其综合（设计）方法已经不再适用于方法已经不再适用于BTTBTT导弹。代替它的是一个具有运动学耦导弹。代替它的是一个具有运动学耦合、惯性耦合以及控制作用耦合的多自由度（合、惯性耦合以及控制作用耦合的多自由度（6 6DOFDOF或或5 5DOFDOF）的系统综合问题。就其控制作用来说，）的系统综合问题。就其控制作用来说，STTSTT导弹采用了导弹采用了由俯仰、偏航双通道组成的直角坐标控制方式，

97、而由俯仰、偏航双通道组成的直角坐标控制方式，而BTTBTT导弹则导弹则采用了由俯仰、滚动通道组成的极坐标控制方式。综合具有采用了由俯仰、滚动通道组成的极坐标控制方式。综合具有上述特点的上述特点的BTTBTT控制系统，保证控制系统，保证BTTBTT导弹的良好控制性与稳定导弹的良好控制性与稳定性，是研究性，是研究BTTBTT技术面临的技术问题之一。技术面临的技术问题之一。 7676此外，此外，BTTBTT导弹在目标瞄准线旋转角度较小的情况下，控导弹在目标瞄准线旋转角度较小的情况下，控制转动角的非确定性问题，也是制转动角的非确定性问题，也是BTTBTT技术论证中需要解决的技术论证中需要解决的问题。问

98、题。2 2） 协调控制问题协调控制问题 要求要求BTTBTT导弹在飞行中保持侧滑角近似为零，这并非自然导弹在飞行中保持侧滑角近似为零，这并非自然满足。要靠一个具有协调控制功用的系统，即满足。要靠一个具有协调控制功用的系统，即 CBTTCBTT控制系控制系统（统（CoordinatedCoordinatedBTT Control systemBTT Control system）来实现，该系统）来实现，该系统保证保证BTTBTT的偏航通道与滚动通道协调动作，从而实现侧滑角的偏航通道与滚动通道协调动作，从而实现侧滑角为零的限制。所以，设计为零的限制。所以，设计CBTTCBTT系统则是系统则是BTT

99、BTT技术研究中的另技术研究中的另一大课题。一大课题。3 3） 要抑制旋转运动对导引回路稳定性的不利影响要抑制旋转运动对导引回路稳定性的不利影响 足够大的滚动角速率是保证足够大的滚动角速率是保证BTTBTT导弹性能（导引精度以及导弹性能（导引精度以及控制系统的快速反应）所必需的，而对雷达自动导引的制控制系统的快速反应）所必需的，而对雷达自动导引的制导回路的稳定性却是个不利的影响，抑制或削弱滚动耦合导回路的稳定性却是个不利的影响，抑制或削弱滚动耦合作用对导弹制导回路的稳定性影响，是作用对导弹制导回路的稳定性影响，是BTTBTT研制中必须解决研制中必须解决的又一问题。然而，这个问题对于红外制导的的

100、又一问题。然而，这个问题对于红外制导的BTTBTT导弹则不导弹则不必过分顾虑。必过分顾虑。（2） 倾斜转弯控制面临的倾斜转弯控制面临的 几个技术问题几个技术问题7777（3） 倾斜转弯控制系统的组成及功用倾斜转弯控制系统的组成及功用BTTBTT与与STTSTT导弹控制系统比较，其共同点是两者都是由俯仰、导弹控制系统比较，其共同点是两者都是由俯仰、偏航、滚动三个回路组成，但对不同的导弹（偏航、滚动三个回路组成，但对不同的导弹（BTTBTT或或STTSTT），），各回路具有的功用不同。表各回路具有的功用不同。表6.5.16.5.1列出了列出了STTSTT与三种与三种BTTBTT导弹导弹控制系统的组

101、成与各个回路的功用。控制系统的组成与各个回路的功用。 点击查看点击查看表表6.5.17878（4）倾斜转弯自动驾驶仪设计）倾斜转弯自动驾驶仪设计为实现倾斜转弯控制的自动驾驶仪称为倾斜转弯自动驾驶为实现倾斜转弯控制的自动驾驶仪称为倾斜转弯自动驾驶仪。根据对侧滑角的控制要求，倾斜转弯自动驾驶仪可分仪。根据对侧滑角的控制要求，倾斜转弯自动驾驶仪可分为协调式和非协调式两大类。协调式倾斜转弯自动驾驶仪为协调式和非协调式两大类。协调式倾斜转弯自动驾驶仪在按导引律控制导弹飞行的过程中，保持导弹的侧滑角近在按导引律控制导弹飞行的过程中，保持导弹的侧滑角近似为零，非协调式倾斜转弯自动驾驶仪则不保持导弹的侧似为零

102、，非协调式倾斜转弯自动驾驶仪则不保持导弹的侧滑角近似为零。滑角近似为零。采用采用BTTBTT4545控制方式的导弹，一般允许在飞行过程中控制方式的导弹，一般允许在飞行过程中存在侧滑角，有人甚至主张在倾斜转弯过程中同时操纵导存在侧滑角，有人甚至主张在倾斜转弯过程中同时操纵导弹作小量的倾滑转弯，以提高飞行控制的准确性，因此一弹作小量的倾滑转弯，以提高飞行控制的准确性，因此一般要求使用与惯常的侧滑转弯自动驾驶仪相类似的非协调般要求使用与惯常的侧滑转弯自动驾驶仪相类似的非协调式倾斜转弯自动驾驶仪。式倾斜转弯自动驾驶仪。采用采用BTTBTT9090和和BTTBTT180180控制方式的高性能导弹，为控制

103、方式的高性能导弹，为了提高导弹的气动稳定性，减小诱导滚转力矩，减小气动了提高导弹的气动稳定性，减小诱导滚转力矩，减小气动涡流的不利影响和提高最大可用攻角，一般要求使用协调涡流的不利影响和提高最大可用攻角，一般要求使用协调式倾斜转弯自动驾驶仪，以保持导弹在飞行过程中的侧滑式倾斜转弯自动驾驶仪，以保持导弹在飞行过程中的侧滑角近似为零。角近似为零。8080（4）倾斜转弯自动驾驶仪设计）倾斜转弯自动驾驶仪设计图图6.5.6 倾斜转弯导弹动力学的耦合关系倾斜转弯导弹动力学的耦合关系 由于在倾斜转弯控制过程中，须要操纵导弹绕纵轴高速旋由于在倾斜转弯控制过程中，须要操纵导弹绕纵轴高速旋转，过去常用的俯仰、偏

104、航、滚动运动互相独立的导弹动力转，过去常用的俯仰、偏航、滚动运动互相独立的导弹动力学模型已不再适用。这时不仅须要考虑气动耦合，而且须要学模型已不再适用。这时不仅须要考虑气动耦合，而且须要考虑运动学耦合和惯性耦合，如图考虑运动学耦合和惯性耦合，如图6.5.6所示。所示。8181（4）倾斜转弯自动驾驶仪设计）倾斜转弯自动驾驶仪设计因此倾斜转弯自动驾驶仪的控制对象，是一种多输人、因此倾斜转弯自动驾驶仪的控制对象，是一种多输人、多输出的动态过程。倾斜转弯自动驾驶仪设计，必须寻多输出的动态过程。倾斜转弯自动驾驶仪设计，必须寻求多变量系统的分析与设计方法。要在所有的飞行条件求多变量系统的分析与设计方法。要

105、在所有的飞行条件下实现侧滑角近似为零的协调转弯，是一个复杂的问题。下实现侧滑角近似为零的协调转弯，是一个复杂的问题。因为作为受控对象的导弹动力学特性，不仅随着导弹的因为作为受控对象的导弹动力学特性，不仅随着导弹的飞行速度、飞行高度和质心位置而变化，而且随着导弹飞行速度、飞行高度和质心位置而变化，而且随着导弹的攻角。侧滑角和姿态角速度而变化。的攻角。侧滑角和姿态角速度而变化。比较有代表性的倾斜转弯自动驾驶仪设计方法有如下三比较有代表性的倾斜转弯自动驾驶仪设计方法有如下三种：经典设计方法，现代时域设计方法和多变量频域设种：经典设计方法，现代时域设计方法和多变量频域设计方法。计方法。82826.2

106、导弹精确制导技术及发展趋势导弹精确制导技术及发展趋势83836.2.1.精确制导技术精确制导技术精确制导技术是一门涉及多个学科的综合性技术，虽精确制导技术是一门涉及多个学科的综合性技术，虽然截至目前仍无公认的统一定义，但其基本含义为：以然截至目前仍无公认的统一定义，但其基本含义为：以高性能光、电探测为主要手段获取被攻击目标及背景的高性能光、电探测为主要手段获取被攻击目标及背景的相关信息，采用目标识别、成像跟踪、相关跟踪等新技相关信息，采用目标识别、成像跟踪、相关跟踪等新技术、新方法，导引、控制武器高精度命中目标（目标要术、新方法，导引、控制武器高精度命中目标（目标要害部位）的综合性技术。害部位

107、）的综合性技术。随着高新技术在军事领域中的广泛应用，新军事革命随着高新技术在军事领域中的广泛应用，新军事革命时代的战争模式与传统的战争模式有着根本的区别。未时代的战争模式与传统的战争模式有着根本的区别。未来的战争不再局限于制海、陆、空权的争夺，而将扩展来的战争不再局限于制海、陆、空权的争夺，而将扩展到海、陆、空、天、电、磁、光等多维空间控制与反控到海、陆、空、天、电、磁、光等多维空间控制与反控制权的争夺，从而形成了体系的对抗。制权的争夺，从而形成了体系的对抗。84846.2.1.精确制导技术精确制导技术 以空天一体化体系对抗为特点，以信息战为中心，以远程精以空天一体化体系对抗为特点，以信息战为

108、中心，以远程精确打击为主要手段的现代战争模式已初步形成，精确制导武确打击为主要手段的现代战争模式已初步形成，精确制导武器系统将成为决定未来战争胜负的重要因素。器系统将成为决定未来战争胜负的重要因素。而精确制导技而精确制导技术作为打击威力倍增器，将成为精确制导武器对目标实施精术作为打击威力倍增器，将成为精确制导武器对目标实施精确、致命打击的关键技术。精确制导技术贯穿于制导全过程，确、致命打击的关键技术。精确制导技术贯穿于制导全过程，可为确保制导武器准确命中目标（要害部位）可为确保制导武器准确命中目标（要害部位）, ,有效摧毁目有效摧毁目标提供技术支持和根本保证，已成为各国，特别是各军事强标提供技

109、术支持和根本保证，已成为各国，特别是各军事强国，国防领域研究的关键技术，精确制导技术从来没有像今国，国防领域研究的关键技术，精确制导技术从来没有像今天这样受到各军事强国的如此重视和推崇。精确制导已成为天这样受到各军事强国的如此重视和推崇。精确制导已成为导弹制导技术发展的主流方向。精确制导技术研究的深入和导弹制导技术发展的主流方向。精确制导技术研究的深入和关键技术的突破，对大幅度提高我国精确制导武器的研制水关键技术的突破，对大幅度提高我国精确制导武器的研制水平，促进我国国防科技和武器装备事业的发展，增强我国国平，促进我国国防科技和武器装备事业的发展，增强我国国防力量具有重大意义。防力量具有重大意

110、义。85856.2.1.精确制导技术精确制导技术 精确制导技术在武器装备中的普遍应用，可从整体上提高我精确制导技术在武器装备中的普遍应用，可从整体上提高我军的综合实力，使我军在未来的（局部）战争中立于不败之军的综合实力，使我军在未来的（局部）战争中立于不败之地。地。精确制导技术主要应用于近程战术导弹武器。随着新的军精确制导技术主要应用于近程战术导弹武器。随着新的军事变革，对导弹武器提出了新的要求。如对远程（超远程）事变革，对导弹武器提出了新的要求。如对远程（超远程）导弹武器提出了远程精确打击的要求，原来主要应用于近程导弹武器提出了远程精确打击的要求，原来主要应用于近程战术武器上的寻的末制导技术

111、在远程（战略）武器上也有了战术武器上的寻的末制导技术在远程（战略）武器上也有了强烈的技术需求；对于近程战术武器，不仅要求超高的命中强烈的技术需求；对于近程战术武器，不仅要求超高的命中精度（精度（CEP3mCEP3m，甚至，甚至CEP1mCEP1m），随着防御技术的快速发展），随着防御技术的快速发展和防御能力的日益提高，要求近程战术导弹能够在防区外发和防御能力的日益提高，要求近程战术导弹能够在防区外发射。射。86866.2.1.精确制导技术精确制导技术解决武器自身位置问题的中制导也广泛地应用于近程战术导解决武器自身位置问题的中制导也广泛地应用于近程战术导弹。因此，中制导弹。因此，中制导+ +末制

112、导组合制导已成为精确制导技术发展末制导组合制导已成为精确制导技术发展的一个重要方向。根据现代的一个重要方向。根据现代“空、天、地一体化空、天、地一体化”作战理论、作战理论、在高新技术迅猛发展和广泛应用的情况下，只有知己（导弹在高新技术迅猛发展和广泛应用的情况下，只有知己（导弹武器自身定位）和知彼（目标定位）才能百战不殆（精确打武器自身定位）和知彼（目标定位）才能百战不殆（精确打击成功）。因此，导弹武器和目标的精确定位成为实现精确击成功）。因此，导弹武器和目标的精确定位成为实现精确打击的关键，也是精确制导技术的核心。导弹武器的定位一打击的关键，也是精确制导技术的核心。导弹武器的定位一般是在中制导

113、段，采用组合制导的方法，使导弹能够到达导般是在中制导段，采用组合制导的方法，使导弹能够到达导弹目标区。目标定位（方位）主要是在母制导短的寻的制导，弹目标区。目标定位（方位）主要是在母制导短的寻的制导，采用复合制导方式捕获、跟踪、攻击目标。因此，中制导是采用复合制导方式捕获、跟踪、攻击目标。因此，中制导是实现精确打击的保证，末制导是实现精确打击的关键，中制实现精确打击的保证，末制导是实现精确打击的关键，中制导和末制导都是精确制导技术研究的主要内容。导和末制导都是精确制导技术研究的主要内容。87876.2.精确制导技术的发展现状精确制导技术的发展现状近年来精确制导技术发展迅猛、势不可挡，其主要发展

114、方近年来精确制导技术发展迅猛、势不可挡，其主要发展方向为：向为：(1). (1). 中制导中制导+ +末制导组合制导。随着新制导技术的不断发展末制导组合制导。随着新制导技术的不断发展和日趋完善，对远程战略武器也提出了远程精确打击的要和日趋完善，对远程战略武器也提出了远程精确打击的要求；对战术导弹，不仅要求超高的命中精度（求；对战术导弹，不仅要求超高的命中精度（CEP3mCEP3m，甚，甚至至CEP1mCEP1m），还要求战术导弹能够在防区外发射。因此，），还要求战术导弹能够在防区外发射。因此，中制导中制导+ +末制导组合化已成为精确制导技术发展的一个重要末制导组合化已成为精确制导技术发展的一个

115、重要方向。发展的趋势则是实现制导精度与射程的无关，经过方向。发展的趋势则是实现制导精度与射程的无关，经过中制导中制导+ +末制导的组合制导，命中目标时的末制导的组合制导，命中目标时的CEPCEP都将下降到都将下降到米级一位数或更小。米级一位数或更小。88886.2.精确制导技术的发展现状精确制导技术的发展现状(2)(2)成像制导。成像探测可直观获取目标的外形或基本结构成像制导。成像探测可直观获取目标的外形或基本结构等丰富的目标信息，进而可抑制背景干扰、识别真假目标、等丰富的目标信息，进而可抑制背景干扰、识别真假目标、并能识别目标要害部位，因而成为精确制导技术发展的重要并能识别目标要害部位，因而

116、成为精确制导技术发展的重要方向。目前成像探测的主要手段有红外成像、可见光成像、方向。目前成像探测的主要手段有红外成像、可见光成像、雷达成像（相控阵雷达、合成孔径雷达）。发展趋势是远距雷达成像（相控阵雷达、合成孔径雷达）。发展趋势是远距离、多光谱、多频段、高分辨率成像，使成像精确制导武器离、多光谱、多频段、高分辨率成像，使成像精确制导武器具有作用距离远、抗干扰能力强、可全天候作战等突出优点，具有作用距离远、抗干扰能力强、可全天候作战等突出优点，为自主智能精确制导奠定基础。为自主智能精确制导奠定基础。89896.2.精确制导技术的发展现状精确制导技术的发展现状 (3). (3). 多模复合制导。所

117、谓多模复合制导是指同时使用两多模复合制导。所谓多模复合制导是指同时使用两种不同的制导方式或同一种制导方式但同时使用两个种不同的制导方式或同一种制导方式但同时使用两个以上的波段的制导，或根据战场环境在制导过程中的以上的波段的制导，或根据战场环境在制导过程中的不同阶段分别选择一种方式进行制导。任何一种制导不同阶段分别选择一种方式进行制导。任何一种制导方式都有其优缺点，都有其适合应用的环境，将两种方式都有其优缺点，都有其适合应用的环境，将两种或两种以上制导结合则可互相取长补短，大大提高制或两种以上制导结合则可互相取长补短，大大提高制导精度和对作战环境的适应性。因此，复合制导成为导精度和对作战环境的适

118、应性。因此，复合制导成为精确制导的一个重要发展方向。发展的趋势是复合模精确制导的一个重要发展方向。发展的趋势是复合模式的更加多种多样和互补优势的充分利用。式的更加多种多样和互补优势的充分利用。90906.2.精确制导技术的发展现状精确制导技术的发展现状（4 4）自主智能制导。利用成像探测获取的目标外形或）自主智能制导。利用成像探测获取的目标外形或基本结构等目标信息，识别真假目标、识别目标要害基本结构等目标信息，识别真假目标、识别目标要害部位，进而抑制背景干扰、对目标实施致命打击，使部位，进而抑制背景干扰、对目标实施致命打击，使得精确制导发展成为自主智能制导。发展趋势是在制得精确制导发展成为自主

119、智能制导。发展趋势是在制导过程中制导系统能够进行多目标选择、真假目标识导过程中制导系统能够进行多目标选择、真假目标识别、目标要害部位选择等，并能进行在线战效评估，别、目标要害部位选择等，并能进行在线战效评估，保证能够准确命中目标要害部位，对目标实施致命打保证能够准确命中目标要害部位，对目标实施致命打击。击。91916.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状目前，惯性制导系统目前，惯性制导系统INS（Initial Navigation System）仍是中制导的基本系统。）仍是中制导的基本系统。INS可实现全天候、可实现全天候、全球三维定位、提供制导全信息，具有数据更新率高、短全球三

120、维定位、提供制导全信息，具有数据更新率高、短时精度高、隐蔽性强、不受干扰等优点。但其误差会随时时精度高、隐蔽性强、不受干扰等优点。但其误差会随时间积累，长时间工作制导精度变差。因此，常常需采用其间积累，长时间工作制导精度变差。因此，常常需采用其它制导设备与惯性制导系统进行组合，组成以惯性制导它制导设备与惯性制导系统进行组合，组成以惯性制导INS为主体的、其它多种手段辅助的组合制导系统，通过为主体的、其它多种手段辅助的组合制导系统，通过误差的相互补偿和制导信息融合，以满足其长航时、高精误差的相互补偿和制导信息融合，以满足其长航时、高精度制导的要求。度制导的要求。92926.2.1 中制导技术的发

121、展现状中制导技术的发展现状 目前可供中制导利用的其它辅助制导资源有：全球卫星定位目前可供中制导利用的其它辅助制导资源有：全球卫星定位制导系统制导系统GPSGPS（包括美国的（包括美国的GPSGPS系统、俄罗斯的系统、俄罗斯的GLONASSGLONASS系统、系统、欧盟的欧盟的GALILEOGALILEO系统和我国的北斗双星定位系统及系统和我国的北斗双星定位系统及“二代二代”导航系统）、星光制导系统导航系统）、星光制导系统CNSCNS，图象匹配辅助制导系统，图象匹配辅助制导系统SMNSMN、以及无线电测控雷达定位系统、视觉制导系统等。以及无线电测控雷达定位系统、视觉制导系统等。近几十年来，卫星定

122、位技术取得了突飞猛进的发展，其中近几十年来，卫星定位技术取得了突飞猛进的发展，其中最具革命性的是以美国所拥有的最具革命性的是以美国所拥有的GPSGPS为代表的全球卫星定位为代表的全球卫星定位技术。全球卫星定位系统实现了全球（包括近地空间）、全技术。全球卫星定位系统实现了全球（包括近地空间）、全天侯的高精度定位，其应用范围几乎已涉及当今人类生活的天侯的高精度定位，其应用范围几乎已涉及当今人类生活的各个方面。各个方面。93936.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状 由于由于GPSGPS的成功应用促进了美军装备的现代化，真正地实现的成功应用促进了美军装备的现代化，真正地实现了武器系统的

123、精确打击。在海湾战争、科索沃战争中显示了武器系统的精确打击。在海湾战争、科索沃战争中显示了巨大的威力。俄罗斯也建立了类似的全球卫星定位系统了巨大的威力。俄罗斯也建立了类似的全球卫星定位系统GLONASSGLONASS，欧盟建立了，欧盟建立了GALILEOGALILEO系统。利用这些系统进行导系统。利用这些系统进行导航定位，机载设备简单、廉价、定位精度高且无漂移，非航定位，机载设备简单、廉价、定位精度高且无漂移，非常适合与常适合与INSINS组合构成高精度的制导系统。相关的技术研究组合构成高精度的制导系统。相关的技术研究工作在国内外开展得已相当深入，成为一种用途广泛、性工作在国内外开展得已相当深

124、入，成为一种用途广泛、性能价格比较好的组合制导系统。但卫星信号易受干扰，在能价格比较好的组合制导系统。但卫星信号易受干扰，在某些情况下会受遮蔽、阻挡或载体大机动航行引起多路径某些情况下会受遮蔽、阻挡或载体大机动航行引起多路径效应。尽管美国的效应。尽管美国的GPSGPS已取消了已取消了SASA政策（政策（GlonassGlonass没设没设SASA政政策），但一到战时，极有可能会采取其他手段控制美国及策），但一到战时，极有可能会采取其他手段控制美国及盟友以外的国家对盟友以外的国家对GPSGPS的有效使用。的有效使用。94946.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状为此我国于为此我国于

125、20002000年底前发射了两颗年底前发射了两颗“北斗一号北斗一号”导航卫星，导航卫星，初步建立了自己的双星定位系统初步建立了自己的双星定位系统DSS ( Double Star DSS ( Double Star System)System)，“北斗一号北斗一号”增强型和增强型和“北斗二号北斗二号”系统也在抓系统也在抓紧论证和研制。随着紧论证和研制。随着“北斗北斗”双星定位系统的使用，我国双星定位系统的使用，我国将摆脱美、俄的控制，对军事用户具有重要的应用价值。将摆脱美、俄的控制，对军事用户具有重要的应用价值。由于双星定位系统由于双星定位系统DSSDSS卫星少、数据率低、稳定性差，目前卫星少

126、、数据率低、稳定性差，目前的制导定位精度较低。的制导定位精度较低。GPS, Glonass, DSSGPS, Glonass, DSS接收机原理相同，接收机原理相同，只不过使用的频段、编码体制等不一样。国内正努力将包只不过使用的频段、编码体制等不一样。国内正努力将包括美国的括美国的GPSGPS系统、俄罗斯的系统、俄罗斯的GLONASSGLONASS系统和我国的北斗双系统和我国的北斗双星定位星定位DSSDSS系统组合使用，利用各独立制导单元的所有信息，系统组合使用，利用各独立制导单元的所有信息，95956.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状 通过数据融合技术可得到高精度的位置，不仅

127、精度高而且自通过数据融合技术可得到高精度的位置，不仅精度高而且自主性强，并可大大提高系统的容错能力和可靠性。主性强，并可大大提高系统的容错能力和可靠性。星光制导是利用宇宙空间的恒星给出高精度的姿态、位置星光制导是利用宇宙空间的恒星给出高精度的姿态、位置信息，且没有误差积累，但缺点是星光制导系统一般不能作信息，且没有误差积累，但缺点是星光制导系统一般不能作为独立的制导系统，只能作为辅助制导系统和其他制导系统为独立的制导系统，只能作为辅助制导系统和其他制导系统组合使用（和惯性制导系统组合），且星光制导系统易受气组合使用（和惯性制导系统组合），且星光制导系统易受气候条件的影响，特别对制导星体的观测在

128、中、低空受天气影候条件的影响，特别对制导星体的观测在中、低空受天气影响严重。星光制导与惯型制导组合主要用于弹道导弹中段的响严重。星光制导与惯型制导组合主要用于弹道导弹中段的位置和航向误差修正。位置和航向误差修正。96966.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状近年来光电摄象和图象处理技术已有了很大的发展，敏近年来光电摄象和图象处理技术已有了很大的发展，敏感器已可做到感器已可做到4096409640964096象素的水平，感光灵敏度也已小象素的水平，感光灵敏度也已小于于1 1勒克斯，图象处理技术也具有消除图象抖动模糊的能勒克斯，图象处理技术也具有消除图象抖动模糊的能力。随着光学设计技

129、术、光电转换技术、微电子技术、图力。随着光学设计技术、光电转换技术、微电子技术、图象处理技术等相关技术的飞速发展，星敏感器已可达到很象处理技术等相关技术的飞速发展，星敏感器已可达到很高的测星精度。测星精度达到高的测星精度。测星精度达到1 1”，甚至更高精度的星敏，甚至更高精度的星敏感器工程上已可实现。影响天文制导精度的关键因素是基感器工程上已可实现。影响天文制导精度的关键因素是基准线（当地垂线）的精度。新的光学系统设计方法和光电准线（当地垂线）的精度。新的光学系统设计方法和光电转换器件转换器件CCDCCD、CMOSCMOS的应用使得星敏感器更加小型化，实的应用使得星敏感器更加小型化，实现摆脱稳

130、定平台的星光制导已变为现实。现摆脱稳定平台的星光制导已变为现实。INS/CNSINS/CNS组合组合（或（或INS/CNS/GPSINS/CNS/GPS）制导在远程战略弹道导弹上已有许多）制导在远程战略弹道导弹上已有许多成功的应用，取得了良好的效果。成功的应用，取得了良好的效果。97976.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状图象匹配制导技术是在图象匹配制导技术是在7070年代发展巡航导弹的过程中发年代发展巡航导弹的过程中发展起来的，是一种精确的位置修正制导技术。主要用于巡展起来的，是一种精确的位置修正制导技术。主要用于巡航导弹的中段辅助制导或末制导。图象匹配在巡航导弹上航导弹的中

131、段辅助制导或末制导。图象匹配在巡航导弹上的应用主要有两种形式：的应用主要有两种形式： 地形辅助制导地形辅助制导TAN(Terrain Aided Navigation)TAN(Terrain Aided Navigation)，如地形，如地形等高线匹配制导等高线匹配制导TERCOM(Terrain Contour Matching)TERCOM(Terrain Contour Matching)等等 ，景象匹配制导景象匹配制导SMN(Scene Matching Navigation)SMN(Scene Matching Navigation)，如数字，如数字景象匹配区域相关景象匹配区域相关D

132、SMAC(Digital Scene Matching Area DSMAC(Digital Scene Matching Area Correlation)Correlation)等。等。98986.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状 TAN主要用于巡航导弹的中段制导，主要用于巡航导弹的中段制导， SMN主要用于巡航主要用于巡航导弹的末制导。近年成像探测技术的飞速发展，导弹的末制导。近年成像探测技术的飞速发展，SMN在在其它导弹模制导中的应用也越来越广泛。其它导弹模制导中的应用也越来越广泛。地形辅助制导地形辅助制导TAN系统的最大优点是基准源数据稳定，系统的最大优点是基准源数据

133、稳定，完全不受季节和气象变化的影响，可全天候工作；系统完全不受季节和气象变化的影响，可全天候工作；系统所使用的设备简单、廉价，都是标准的航空电子设备，所使用的设备简单、廉价，都是标准的航空电子设备，即雷达高度表、气压高度表、数字计算机和惯性制导设即雷达高度表、气压高度表、数字计算机和惯性制导设备；求出的位置误差与时间无关，没有误差的时间积累备；求出的位置误差与时间无关，没有误差的时间积累问题，可与惯性制导系统组合形成互补。缺点是在海洋、问题，可与惯性制导系统组合形成互补。缺点是在海洋、大片水面、广阔的平原或草地上空难以工作。大片水面、广阔的平原或草地上空难以工作。随着数字地球的推广，景象匹配制

134、导也正应用于的空飞随着数字地球的推广，景象匹配制导也正应用于的空飞行导弹的中制导。是利用弹载图象传感器在飞行过程中行导弹的中制导。是利用弹载图象传感器在飞行过程中实时获取的景象图与预先制备的基准景象图进行实时匹实时获取的景象图与预先制备的基准景象图进行实时匹配计算，从而获得导弹的精确位置。配计算，从而获得导弹的精确位置。99996.2.1 中制导技术的发展现状中制导技术的发展现状首先通过航测或卫星拍摄地面图象，经处理后制成基准首先通过航测或卫星拍摄地面图象，经处理后制成基准图，预先将匹配区域的基准图存入计算机中；当飞行平台图，预先将匹配区域的基准图存入计算机中；当飞行平台飞越该区域时，机载成像

135、传感器实时获取地面景象，生成飞越该区域时，机载成像传感器实时获取地面景象，生成实时图；由计算机将实时图与基准图进行比较判断，求出实时图；由计算机将实时图与基准图进行比较判断，求出实时图在基准图中的位置，该位置称为匹配点。由匹配点实时图在基准图中的位置，该位置称为匹配点。由匹配点即可求出载机的实时精确位置。求出的位置误差与时间无即可求出载机的实时精确位置。求出的位置误差与时间无关，只取决于基准图、成像传感器、图象处理、图象匹配关，只取决于基准图、成像传感器、图象处理、图象匹配等的精度，因此，可用景象匹配制导系统与惯性制导系统等的精度，因此，可用景象匹配制导系统与惯性制导系统组合，互相取长补短。组

136、合，互相取长补短。多种制导资源组合的中制导技术，如用于弹道导弹的惯多种制导资源组合的中制导技术，如用于弹道导弹的惯导导/星光星光/GPS组合制导，用于巡航导弹的惯导组合制导，用于巡航导弹的惯导/SMN/GPS组合制导等式中制导技术发展的主流和方向。组合制导等式中制导技术发展的主流和方向。1001006.2.2 末制导技术发展现状末制导技术发展现状末制导技术精确制导技术的核心，是确保制导武器命中选末制导技术精确制导技术的核心，是确保制导武器命中选定的目标乃至目标的要害部位关键技术。末制导技术研究定的目标乃至目标的要害部位关键技术。末制导技术研究的重点是寻的末制导技术，主要有电视制导、红外制导的重

137、点是寻的末制导技术，主要有电视制导、红外制导（红外非成像制导和红外成像制导）、激光制导、毫米波（红外非成像制导和红外成像制导）、激光制导、毫米波制导、微波制导以及多模或复合制导。制导、微波制导以及多模或复合制导。多模制导是指同一制导段，同时采用两种或两种以上频段多模制导是指同一制导段，同时采用两种或两种以上频段或末制导方式进行工作；复合制导是指不同制导段采用两或末制导方式进行工作；复合制导是指不同制导段采用两种频段或制导方式交替工作。随着未来战场环境变得越来种频段或制导方式交替工作。随着未来战场环境变得越来越恶劣，单一频段或模式的制导，将难于适应未来战争的越恶劣，单一频段或模式的制导，将难于适

138、应未来战争的要求，因此多模制导或复合制导现已成为精确制导技术发要求，因此多模制导或复合制导现已成为精确制导技术发展的重要方向。多模制导或复合制导可以充分发挥各自的展的重要方向。多模制导或复合制导可以充分发挥各自的优势，弥补各自的不足，从而可极大地提高作战效能。优势，弥补各自的不足，从而可极大地提高作战效能。 101101目前国外精确末制导技术主要发展方向目前国外精确末制导技术主要发展方向 (1)(1)红外成像制导：红外成像制导技术研究始于红外成像制导：红外成像制导技术研究始于7070年代。年代。美国处于领先地位，目前已发展了两代。第一代的实时红美国处于领先地位，目前已发展了两代。第一代的实时红

139、外成像系统是光机扫描系统。美国人工参与捕获的第一代外成像系统是光机扫描系统。美国人工参与捕获的第一代红外成像制导已实用化，发射前锁定的红外成像制导已实用化，发射前锁定的AGM-65D/FAGM-65D/F幼畜和幼畜和发射后锁定的发射后锁定的AGM-84AGM-84斯拉姆导弹的红外成像制导就是第一斯拉姆导弹的红外成像制导就是第一代红外成像制导的代表，第二代红外成像制导是红外凝视代红外成像制导的代表，第二代红外成像制导是红外凝视成像制导，国外正在加速发展，其中中波成像制导，国外正在加速发展，其中中波(3(35m)5m)红外红外凝视成像制导的发展较快。美国响尾蛇凝视成像制导的发展较快。美国响尾蛇AI

140、M-9XAIM-9X空空弹采用空空弹采用128128128128元中波碲镉汞焦平面阵的红外凝视系统；斯拉姆元中波碲镉汞焦平面阵的红外凝视系统；斯拉姆扩展响应型空地导弹采用扩展响应型空地导弹采用256256256256长波碲镉汞凝视红外成长波碲镉汞凝视红外成像制导。预计未来红外成像制导技术将向采用大规模高密像制导。预计未来红外成像制导技术将向采用大规模高密度的焦平面阵探测器的红外成像系统方向发展。度的焦平面阵探测器的红外成像系统方向发展。102102目前国外精确末制导技术主要发展方向目前国外精确末制导技术主要发展方向 (2)毫米波制导：毫米波制导技术研究始于毫米波制导：毫米波制导技术研究始于70

141、年代，目前年代，目前毫米波制导国外已用于各种导弹和弹药。爱国者改型防空导毫米波制导国外已用于各种导弹和弹药。爱国者改型防空导弹的弹的8mm导引头已接近实用；具有低空反导能力的导引头已接近实用；具有低空反导能力的ERINT防防空导弹的空导弹的8mm导引头正在加速研制之中；黄蜂空地导弹采用导引头正在加速研制之中；黄蜂空地导弹采用了了3mm主被动双模导引头；幼畜、海尔法空地反坦克导弹主被动双模导引头；幼畜、海尔法空地反坦克导弹3mm导引头已做过飞行试验；一些子弹如导引头已做过飞行试验；一些子弹如TGSM都采用了毫都采用了毫米波制导技术。毫米波制导技术的发展趋势：米波制导技术。毫米波制导技术的发展趋势

142、： 元部器件由离散型向混合集成、单片集成方向发展；元部器件由离散型向混合集成、单片集成方向发展； 工作波段由工作波段由8mm向向3mm方向发展；方向发展； 工作体制由非相参向宽带高分辨率一维成像、共形相控工作体制由非相参向宽带高分辨率一维成像、共形相控阵成像方向发展；阵成像方向发展； 关键元器件向实用化方向发展。关键元器件向实用化方向发展。103103目前国外精确末制导技术主要发展方向目前国外精确末制导技术主要发展方向 (3)(3)多模或复合制导：多模或复合制导技术研究始于多模或复合制导：多模或复合制导技术研究始于7070年代中期。红外紫外双模制导已用于美国年代中期。红外紫外双模制导已用于美国

143、“POSTPOST。尾刺尾刺”防空导弹；主防空导弹；主/ /被动微波复合制导已用于俄罗斯的被动微波复合制导已用于俄罗斯的MackitMackit反舰导弹，美国的萨达姆、西德的苍鹰等反坦克导弹均采反舰导弹，美国的萨达姆、西德的苍鹰等反坦克导弹均采用毫米波用毫米波/ /红外复合制导；被动雷达与红外复合制导用于红外复合制导；被动雷达与红外复合制导用于美美RIM-116RIM-116舰空导弹；德国博登湖公司已研制出毫米波与舰空导弹；德国博登湖公司已研制出毫米波与红外成像复合制导系统。国外多模或复合制导种类繁多，红外成像复合制导系统。国外多模或复合制导种类繁多，见之于报的多模或复合制导武器就有几十种，多

144、模或复合见之于报的多模或复合制导武器就有几十种，多模或复合制导发展的重点是毫米波和红外成像复合制导。预计制导发展的重点是毫米波和红外成像复合制导。预计2121世世纪多模或复合制导将会有更大的发展，甚至可能会成为精纪多模或复合制导将会有更大的发展，甚至可能会成为精确制导的主要方式。确制导的主要方式。104104目前国外精确末制导技术主要发展方向目前国外精确末制导技术主要发展方向(4)(4)智能自主制导：国外十分重视此项技术的研究，其中智能自主制导：国外十分重视此项技术的研究，其中自动目标识别自动目标识别ATRATR技术的研究是重点。红外图像技术的研究是重点。红外图像ATRATR系统的发系统的发展

145、已历经两代：第一代红外图像展已历经两代：第一代红外图像ATRATR系统软件是不可编程的，系统软件是不可编程的，是模式识别算法，只需有限的知识，没有向动态环境学习和是模式识别算法，只需有限的知识，没有向动态环境学习和自适应的能力；第二代是可编程的，是知识基算法，它融入自适应的能力；第二代是可编程的，是知识基算法，它融入人工智能，有自适应和学习能力。另外，需要指出的是现正人工智能，有自适应和学习能力。另外，需要指出的是现正在把人工神经网络应用到在把人工神经网络应用到ATRATR技术中。在信息处理机发展中，技术中。在信息处理机发展中，正在研制能满足弹载条件下实时处理的高级并行结构专用处正在研制能满足

146、弹载条件下实时处理的高级并行结构专用处理机。尽管目前理机。尽管目前ATRATR技术还未达到实用程度，但已取得很大技术还未达到实用程度，但已取得很大进展，并且红外成像制导的智能化信息处理技术带动了其它进展，并且红外成像制导的智能化信息处理技术带动了其它精确制导智能化信息处理技术的发展。精确制导智能化信息处理技术的发展。1051056.3. 我国在精确制导技术领域与国我国在精确制导技术领域与国外的主要差距外的主要差距 我国对制导技术的研究已有我国对制导技术的研究已有40多年的历史，但在精确制多年的历史，但在精确制导技术的研究方面，与国际先进水平相比还有较大的差导技术的研究方面，与国际先进水平相比还

147、有较大的差距。特别是国外先进国家，以成像技术支撑的精确制导距。特别是国外先进国家，以成像技术支撑的精确制导技术发展迅猛，已广泛应用于精确制导武器系统。我国技术发展迅猛，已广泛应用于精确制导武器系统。我国却起步晚，研究相对不够深入，与国际先进水平的差距却起步晚，研究相对不够深入，与国际先进水平的差距越来越大。我国不仅在探测手段等方面落后，在相关的越来越大。我国不仅在探测手段等方面落后，在相关的图象处理技术、目标识别与跟踪技术、图像信息融合技图象处理技术、目标识别与跟踪技术、图像信息融合技术，智能导引技术等基础技术方面也与国际先进水平有术，智能导引技术等基础技术方面也与国际先进水平有较大差距。总的

148、来说，我国在精确制导技术研究方面与较大差距。总的来说，我国在精确制导技术研究方面与国外先进水平的差距主要表现在以下几个方面：国外先进水平的差距主要表现在以下几个方面：1061066.3. 我国在精确制导技术领域与国我国在精确制导技术领域与国外的主要差距外的主要差距 制导方式单调。当前我国的远程战略弹道导弹基本制导方式单调。当前我国的远程战略弹道导弹基本上全部采用惯性制导单一制导方式。由于卫星定位上全部采用惯性制导单一制导方式。由于卫星定位系统不完善，又没有重视星光制导技术的基础研究，系统不完善，又没有重视星光制导技术的基础研究，组合制导的研究较为薄弱。战术导弹的情况也是一组合制导的研究较为薄弱

149、。战术导弹的情况也是一样，能够防区外发射的导弹很少，其中一个重要的样，能够防区外发射的导弹很少，其中一个重要的原因是有关组合制导有关的基础技术问题，如组合原因是有关组合制导有关的基础技术问题，如组合机制、制导体系、交接班技术等，还没有取得突破机制、制导体系、交接班技术等，还没有取得突破性进展。性进展。1071076.3. 我国在精确制导技术领域与国我国在精确制导技术领域与国外的主要差距外的主要差距成像制导技术相关的基础技术研究薄弱。以成像探测成像制导技术相关的基础技术研究薄弱。以成像探测为基础的精确制导是实现真正意义上精确制导的关键，为基础的精确制导是实现真正意义上精确制导的关键，我国恰恰在这

150、方面相对落后。不仅是因为成像探测器研我国恰恰在这方面相对落后。不仅是因为成像探测器研制水平的落后，在实时图像处理技术、图像匹配技术，制水平的落后，在实时图像处理技术、图像匹配技术，图像信息融合技术，基于图像的目标特征提取技术，基图像信息融合技术，基于图像的目标特征提取技术，基于图像的目标识别与跟踪技术、基于图像的智能制导技于图像的目标识别与跟踪技术、基于图像的智能制导技术等基础技术也与国际先进水平有较大差距。术等基础技术也与国际先进水平有较大差距。1081086.3. 我国在精确制导技术领域与国我国在精确制导技术领域与国外的主要差距外的主要差距 多模复合制导的条件尚不成熟。只有实现多模复合制多

151、模复合制导的条件尚不成熟。只有实现多模复合制导，特别是实现多模复合成像制导才能实现真正意义导，特别是实现多模复合成像制导才能实现真正意义上精确制导。我国在基于成像的制导技术方面就比较上精确制导。我国在基于成像的制导技术方面就比较落后，显而易见实现多模复合成像制导更加困难。在落后，显而易见实现多模复合成像制导更加困难。在与多模成像制导相关的基础技术，如多源多速率图像与多模成像制导相关的基础技术，如多源多速率图像数据融合技术、多源多传感器时空配准与误差补偿、数据融合技术、多源多传感器时空配准与误差补偿、多分辨率多模型多目标实时状态估计等方面也相对落多分辨率多模型多目标实时状态估计等方面也相对落后。

152、后。1091096.3. 我国在精确制导技术领域与国我国在精确制导技术领域与国外的主要差距外的主要差距自主智能程度低。由于成像技术及相关基础技术的自主智能程度低。由于成像技术及相关基础技术的落后，直接导致精确制导自主智能水平的底下，使得落后，直接导致精确制导自主智能水平的底下，使得我国的精确制导系统难以进行多目标选择、真假目标我国的精确制导系统难以进行多目标选择、真假目标识别、目标要害部位选择等，更不能进行在线战效评识别、目标要害部位选择等，更不能进行在线战效评估，也就不能保证能够准确命中目标要害部位和对目估，也就不能保证能够准确命中目标要害部位和对目标实施致命打击。标实施致命打击。11011

153、06.4 现代战争对精确制导武器的要求现代战争对精确制导武器的要求（1 1）全天候、全天时作战能力）全天候、全天时作战能力 全天候作战能力主要取决于武器系统的目标侦察、探测和全天候作战能力主要取决于武器系统的目标侦察、探测和识别的光电系统以及导弹本身的效能，并且是武器系统在不识别的光电系统以及导弹本身的效能，并且是武器系统在不良的气候条件（雾、雨和雷电等）下以及夜间攻击敌方目标良的气候条件（雾、雨和雷电等）下以及夜间攻击敌方目标的能力的综合表现。的能力的综合表现。（2 2） 自动寻的能力自动寻的能力 精确制导武器的命中精度主要取决自动寻的能力。寻的制精确制导武器的命中精度主要取决自动寻的能力。

154、寻的制导装置必须能自动捕获目标、自动识别目标及其要害部位，导装置必须能自动捕获目标、自动识别目标及其要害部位，这是保证高效摧毁目标的必要条件。自动捕获目标要求寻的这是保证高效摧毁目标的必要条件。自动捕获目标要求寻的制导装置能在强干扰、复杂背景条件下，发现目标信息，通制导装置能在强干扰、复杂背景条件下，发现目标信息，通过信息处理捕捉并跟踪目标信息；自动识别目标及其要害部过信息处理捕捉并跟踪目标信息；自动识别目标及其要害部位要求从探测出的信息和存储信息的比较中，用各种算法实位要求从探测出的信息和存储信息的比较中，用各种算法实现真假目标的区分，并能找出目标的易损部位或特定部现真假目标的区分，并能找出

155、目标的易损部位或特定部位，位，以便实现命中点的选择。以便实现命中点的选择。 1111116.4 现代战争对精确制导武器的要求现代战争对精确制导武器的要求（3 3）强抗干扰能力）强抗干扰能力 高技术战争的最大特点之一是激烈的电子战。敌我双方都竭高技术战争的最大特点之一是激烈的电子战。敌我双方都竭力通过电子干扰、隐身、反辐射导弹摧毁等手段进行电子进力通过电子干扰、隐身、反辐射导弹摧毁等手段进行电子进攻。精确制导武器是一种利用目标电磁信息工作的武器，它攻。精确制导武器是一种利用目标电磁信息工作的武器，它必须能在复杂的电磁干扰环境中精确可靠地探测各种类型的必须能在复杂的电磁干扰环境中精确可靠地探测各种

156、类型的目标目标( (含隐身目标含隐身目标) )，导引导弹命中它。因此，精确制导武器，导引导弹命中它。因此，精确制导武器的抗干扰能力已成为武器的重要技术指标之一。没有很强的的抗干扰能力已成为武器的重要技术指标之一。没有很强的抗干扰能力，精确制导武器就没有生存能力。抗干扰能力，精确制导武器就没有生存能力。（4 4） 轻小型化轻小型化 由于精确制导武器在飞行中存在质量惯性，它直接影响武器由于精确制导武器在飞行中存在质量惯性，它直接影响武器的控制精度和作战效能，所以要发展轻小型制导武器。另外，的控制精度和作战效能，所以要发展轻小型制导武器。另外，精确制导武器轻小型化后，载弹平台可以缩小，同样平台条精确

157、制导武器轻小型化后，载弹平台可以缩小，同样平台条件下，可以增多载弹量，亦可减轻对发控系统的要求。件下，可以增多载弹量，亦可减轻对发控系统的要求。1121126.5 精确制导技术的发展趋势精确制导技术的发展趋势精确制导技术可归结为精确探测技术、精确导引精确制导技术可归结为精确探测技术、精确导引技术和精确控制技术。精确探测技术包括对目标和技术和精确控制技术。精确探测技术包括对目标和导弹自身的探测，使用的技术有光电探测技术、惯导弹自身的探测，使用的技术有光电探测技术、惯性敏感技术、地形匹配（景象匹配）技术等。精确性敏感技术、地形匹配（景象匹配）技术等。精确导引包括智能化信息处理技术、目标识别技术、智

158、导引包括智能化信息处理技术、目标识别技术、智能导引技术等。这些技术的性能决定了精确制导技能导引技术等。这些技术的性能决定了精确制导技术的指标。术的指标。1131136.5.1 精确探测技术精确探测技术（1 1）、成像探测）、成像探测 成像探测可以直观获取目标的外形或基本结构等丰富成像探测可以直观获取目标的外形或基本结构等丰富的目标信息、抑制背景干扰，可以有效地识别目标或目的目标信息、抑制背景干扰，可以有效地识别目标或目标的特定部位，它是提高精确制导武器的抗干扰能力、标的特定部位，它是提高精确制导武器的抗干扰能力、目标识别能力以及精确探测能力的最基本又最有效的手目标识别能力以及精确探测能力的最基

159、本又最有效的手段。段。 成像探测技术的发展可分为三个阶段：成像探测技术的发展可分为三个阶段：第一代成像探测技术主要是扫描成像技术，它包括各种第一代成像探测技术主要是扫描成像技术，它包括各种光学扫描成像，目前技术比较成熟。光学扫描成像，目前技术比较成熟。第二代成像探测技术是凝视成像技术，如红外凝视焦平第二代成像探测技术是凝视成像技术，如红外凝视焦平面成像和微波成像技术等。面成像和微波成像技术等。1141146.5.1 精确探测技术精确探测技术第三代成像探测技术是复眼探测成像技术，它将是依赖微电第三代成像探测技术是复眼探测成像技术，它将是依赖微电子技术的发展，即不但可以实现凝视探测，而且可以把无数

160、探子技术的发展，即不但可以实现凝视探测，而且可以把无数探测单元和多波段探测单元集成为单片器件，形成类似于蜻蜓眼测单元和多波段探测单元集成为单片器件，形成类似于蜻蜓眼睛的复杂探测系统。这种复眼式系统由于探测单元大幅度增多，睛的复杂探测系统。这种复眼式系统由于探测单元大幅度增多，并实现了单片集成，使它的探测精度、抗毁伤能力、抗干扰能并实现了单片集成，使它的探测精度、抗毁伤能力、抗干扰能力和轻小型化程度都有大幅度提高。力和轻小型化程度都有大幅度提高。寻的制导武器根据作战需求，可采用的探测技术是多种多样寻的制导武器根据作战需求，可采用的探测技术是多种多样的但在众多精确制导探测技术中，最引人注目的有以下

161、几种：的但在众多精确制导探测技术中，最引人注目的有以下几种： 红外凝视焦平面阵成像技术红外凝视焦平面阵成像技术红外凝视焦平面阵成像技术是目前红外成像技术发展的重点。红外凝视焦平面阵成像技术是目前红外成像技术发展的重点。红外凝视焦平面阵成像的特点是：由于省掉了复杂的光学系统红外凝视焦平面阵成像的特点是：由于省掉了复杂的光学系统和光机扫描部件，使探测器的体积更轻小型化；和光机扫描部件，使探测器的体积更轻小型化；1151155.5.1 精确探测技术精确探测技术由于采用连续积累目标辐射能量由于采用连续积累目标辐射能量( (积分效应积分效应) )，使其具有，使其具有很高的探测灵敏度；很高的探测灵敏度；由

162、于采用数量众多的探测元，可以获得更高的分辨率；由于采用数量众多的探测元，可以获得更高的分辨率； 由于凝视，使探测器反应快，探测信息更换的速率提由于凝视，使探测器反应快，探测信息更换的速率提高，对探测高速、高机动目标很有利；高，对探测高速、高机动目标很有利； 由于省去了机械部分，且集成度不断提高，系统的可由于省去了机械部分，且集成度不断提高，系统的可靠性、抗冲击、振动和过载能力都较高；靠性、抗冲击、振动和过载能力都较高；若采用长波红外成像探测，它不仅可探测目标的高温区，若采用长波红外成像探测，它不仅可探测目标的高温区，还可探测常温目标，并使它具有更好的抗干扰能力。还可探测常温目标，并使它具有更好

163、的抗干扰能力。1161166.5.1 精确探测技术精确探测技术 固态共形相控阵成像技术固态共形相控阵成像技术无线电探测无线电探测( (含微波和毫米波含微波和毫米波) )具有全天候、全天时、具有全天候、全天时、测距和作用距离远的特点。因此，它的成像技术也是人测距和作用距离远的特点。因此，它的成像技术也是人们研究的重点。目前毫米波已经实现了利用毫米波宽带们研究的重点。目前毫米波已经实现了利用毫米波宽带特性形成一维图像，而且性能更加优越的两维、三维成特性形成一维图像，而且性能更加优越的两维、三维成像已成为国际研究的热点。弹载相控阵技术的出现为开像已成为国际研究的热点。弹载相控阵技术的出现为开拓毫米波

164、成像提供了可能。相控阵天线具有扫描速度快、拓毫米波成像提供了可能。相控阵天线具有扫描速度快、扫描范围大，抗电子干扰能力强、指向精度高等优点，扫描范围大，抗电子干扰能力强、指向精度高等优点，加之没有机械随动系统，因而体积小、重量轻，很适于加之没有机械随动系统，因而体积小、重量轻，很适于弹上应用。弹上应用。 1171176.5.1 精确探测技术精确探测技术该成像技术除基本具有红外凝视成像的优点外，还具有该成像技术除基本具有红外凝视成像的优点外，还具有全天候、全天时的能力。全天候、全天时的能力。固态共形相控阵由于采用固态器件，实现导弹头罩与天固态共形相控阵由于采用固态器件，实现导弹头罩与天线的合一，

165、充分利用导弹的有效空间，使复合探测更容线的合一，充分利用导弹的有效空间，使复合探测更容易实现，是理想的天线系统。随着微电子技术的发展，易实现，是理想的天线系统。随着微电子技术的发展，基础技术的突破，将使共形相控阵的单元数量大幅度增基础技术的突破，将使共形相控阵的单元数量大幅度增多，集成化、轻小型化程度更高。从而大幅度提高寻的多，集成化、轻小型化程度更高。从而大幅度提高寻的装置的综合性能。装置的综合性能。 1181186.5.1 精确探测技术精确探测技术 弹载激光主动成像雷达技术弹载激光主动成像雷达技术 激光主动成像雷达除具有成像性能外，还能提供目激光主动成像雷达除具有成像性能外，还能提供目标的

166、距离信息。激光主动成像雷达虽然也工作在红外波段标的距离信息。激光主动成像雷达虽然也工作在红外波段( (短波、长波红外短波、长波红外) )，但它具有，但它具有“发射后不管发射后不管”的能力；与的能力；与红外成像相比，它可以具有更强的抗干扰能力，获取更高红外成像相比，它可以具有更强的抗干扰能力，获取更高对比度的目标信息，有利于提高探测系统的作用距离和目对比度的目标信息，有利于提高探测系统的作用距离和目标的识别能力；与无线电成像相比，它具有单色性和相干标的识别能力；与无线电成像相比，它具有单色性和相干性好，分辨率高，可大幅度提高探测精度。性好，分辨率高，可大幅度提高探测精度。由于它具有主动测距和光学

167、探测两者的优点，使它具有由于它具有主动测距和光学探测两者的优点，使它具有三维成像的能力。目前已有激光主动成像雷达的原理性样三维成像的能力。目前已有激光主动成像雷达的原理性样机。机。119119 （2）、多模复合探测）、多模复合探测精确制导武器要在背景十分复杂，尤其在低空入袭和地面精确制导武器要在背景十分复杂，尤其在低空入袭和地面突防等情况下有效地攻击各种目标，必须采用先进的制导突防等情况下有效地攻击各种目标，必须采用先进的制导技术来抑制背景杂波，具有强的目标识别能力，并能进行技术来抑制背景杂波，具有强的目标识别能力，并能进行高精度的截获和目标跟踪。完成这一使命，除成像寻的方高精度的截获和目标跟

168、踪。完成这一使命，除成像寻的方式外，多模复合探测是一种有效途径，它可以获取目标的式外，多模复合探测是一种有效途径，它可以获取目标的多种频谱信息。多种频谱信息。多模复合探测实际上是多传感器合成多模复合探测实际上是多传感器合成(Multi-sensors (Multi-sensors Fusion)Fusion)在精确制导武器系统中的应用。它是利用多种探测在精确制导武器系统中的应用。它是利用多种探测手段取得的目标信息，经过计算机的数据合成处理，得出手段取得的目标信息，经过计算机的数据合成处理，得出目标与背景的综合信息，然后进行目标的识别捕捉与跟踪。目标与背景的综合信息，然后进行目标的识别捕捉与跟踪

169、。应用此项技术后，精确制导武器具有下列优点：应用此项技术后，精确制导武器具有下列优点：120120（2）、多模复合探测）、多模复合探测1.1.1.1. 可以有效地对抗敌方的电子干扰；可以有效地对抗敌方的电子干扰；可以有效地对抗敌方的电子干扰；可以有效地对抗敌方的电子干扰；2. 2. 2. 2. 可以有效地识别目标的伪装与欺骗，成功地进行目标可以有效地识别目标的伪装与欺骗，成功地进行目标可以有效地识别目标的伪装与欺骗，成功地进行目标可以有效地识别目标的伪装与欺骗，成功地进行目标识别和目标要害部位的识别；识别和目标要害部位的识别；识别和目标要害部位的识别；识别和目标要害部位的识别；3. 3. 3.

170、 3. 可以有效地提高武器的捕捉概率和攻击的成功概率，可以有效地提高武器的捕捉概率和攻击的成功概率，可以有效地提高武器的捕捉概率和攻击的成功概率，可以有效地提高武器的捕捉概率和攻击的成功概率，提高武器的突防能力；提高武器的突防能力；提高武器的突防能力；提高武器的突防能力；4. 4. 4. 4. 可以提高寻的制导的制导精度。可以提高寻的制导的制导精度。可以提高寻的制导的制导精度。可以提高寻的制导的制导精度。鉴于上述优点，多模复合探测技术具有广阔的应用前景，鉴于上述优点，多模复合探测技术具有广阔的应用前景，是世界各国重点发展的探测技术之一。是世界各国重点发展的探测技术之一。121121（3）对导弹

171、自身位置的定位）对导弹自身位置的定位自动寻的制导技术由于探测器受各种条件自动寻的制导技术由于探测器受各种条件( (如探测器性如探测器性能、大气衰减、背景干扰等能、大气衰减、背景干扰等) )的限制，探测距离总是有的限制，探测距离总是有限的。所以，中远程精确制导武器在初、中段采用惯性限的。所以，中远程精确制导武器在初、中段采用惯性导航导航(INS)(INS)，中间利用，中间利用GPSGPS修正和图像匹配制导等自主制修正和图像匹配制导等自主制导方式。导方式。惯性导航系统的核心是惯性敏感器件，对惯性敏感器件惯性导航系统的核心是惯性敏感器件，对惯性敏感器件的基本要求可归纳为：的基本要求可归纳为： 1.1

172、.高性能，包括高精度测量，大动态范围等；高性能，包括高精度测量，大动态范围等； 2.2.承受各种恶劣的弹载环境条件，即能在高过载、强振承受各种恶劣的弹载环境条件，即能在高过载、强振动、高低温条件下正常工作；动、高低温条件下正常工作； 3. 3. 轻小型、简单化。轻小型、简单化。122122（3）对导弹自身位置的定位）对导弹自身位置的定位因此，惯性敏感器件及其系统的发展方向是：因此，惯性敏感器件及其系统的发展方向是： 1.1.固态化：固态惯性器件固态化：固态惯性器件( (如光陀螺如光陀螺) )，它可以省去机械结构，增大，它可以省去机械结构，增大动态范围，提高环境条件的承受能力，降低功耗，并可使惯

173、性器件动态范围，提高环境条件的承受能力，降低功耗，并可使惯性器件向轻质、小型方向发展。向轻质、小型方向发展。 2.2.集成化：系统中的电路采用集成电路，器件采用固态敏感器件，集成化：系统中的电路采用集成电路，器件采用固态敏感器件，两者结合起来使整个系统向高度集成化方向发展，使惯性系统更加两者结合起来使整个系统向高度集成化方向发展，使惯性系统更加可靠。可靠。 3.3.组合化：为了提高制导精度，惯性导航系统越来越多地与其它导组合化：为了提高制导精度，惯性导航系统越来越多地与其它导航系统航系统( (如如GPS)GPS)组合使用，大幅度扩展了惯性导航系统的使用范围。组合使用，大幅度扩展了惯性导航系统的

174、使用范围。 4.4.微小型化：随着微电子、光电子技术的发展，惯性导航系统的体微小型化：随着微电子、光电子技术的发展，惯性导航系统的体积、质量、功耗大幅度地下降，当前世界水平惯性系统的质量仅以积、质量、功耗大幅度地下降，当前世界水平惯性系统的质量仅以克计。克计。1231236.5.2 精确导引技术精确导引技术124124（1）智能化信息处理技术）智能化信息处理技术制导信息处理技术在精确制导武器中占有极重要的地位。是制导信息处理技术在精确制导武器中占有极重要的地位。是实现精确导引乃至精确制导的关键技术。多源制导信息的精确实现精确导引乃至精确制导的关键技术。多源制导信息的精确探测技术只是为信息的利用

175、提供了必要条件，而这些信息的利探测技术只是为信息的利用提供了必要条件，而这些信息的利用率却取决于信息处理技术。信息处理系统包括两个方面，即用率却取决于信息处理技术。信息处理系统包括两个方面，即信息处理机和信息处理方法信息处理机和信息处理方法( (硬件与软件硬件与软件) )。弹载信息处理机弹载信息处理机由于寻的制导武器对电子反对抗由于寻的制导武器对电子反对抗( (含反隐身含反隐身) )、目标自动识别、目标自动识别、精度等性能指标要求越来越高，促使其探测技术向成像和多模精度等性能指标要求越来越高，促使其探测技术向成像和多模复合探测方向发展。因而探测系统的信息量增加，加上信息更复合探测方向发展。因而

176、探测系统的信息量增加，加上信息更新率、相关处理新率、相关处理( (多帧相关多帧相关) )量增大，对弹载信息处理机提出了量增大，对弹载信息处理机提出了更高要求。主要是高速、大存储容量和微小型化。更高要求。主要是高速、大存储容量和微小型化。125125（1）智能化信息处理技术）智能化信息处理技术弹载信息处理机的主要发展方向：弹载信息处理机的主要发展方向： 超大规模集成电路。为适应弹载对环境、质量、超大规模集成电路。为适应弹载对环境、质量、体积的苛刻要求，当前世界已攻克亚微米技术，努力试图掌体积的苛刻要求，当前世界已攻克亚微米技术，努力试图掌握纳米技术，进一步发展到对分子的电行为进行控制。握纳米技术

177、，进一步发展到对分子的电行为进行控制。 超高速大容量计算。目前弹载处理机的运算速超高速大容量计算。目前弹载处理机的运算速度正在向每秒几亿次甚至几十亿次方向发展。度正在向每秒几亿次甚至几十亿次方向发展。 发展专用处理机。发展与算法配套的专用处理发展专用处理机。发展与算法配套的专用处理机，用专用结构提高信息的处理速度。机，用专用结构提高信息的处理速度。126126（1）智能化信息处理技术）智能化信息处理技术软件与信息处理方法。精确制导武器实现智能化，很大程软件与信息处理方法。精确制导武器实现智能化，很大程度上依赖软件和信息处理方法。在复杂的战场环境中更好度上依赖软件和信息处理方法。在复杂的战场环境

178、中更好地发挥效能，就要根据战场环境、作战目标采用不同的软地发挥效能，就要根据战场环境、作战目标采用不同的软件和处理方法，所以加强精确制导算法和软件的研究是非件和处理方法，所以加强精确制导算法和软件的研究是非常必要的。研究制导算法和软件的基本出发点是：运用先常必要的。研究制导算法和软件的基本出发点是：运用先进的图像处理（信息处理）技术，能使精确制导武器自动进的图像处理（信息处理）技术，能使精确制导武器自动搜索和识别目标，能从目标群中选择出高价值的目标，能搜索和识别目标，能从目标群中选择出高价值的目标，能自动选择目标的要害部位、自适应的抗干扰，使制导武器自动选择目标的要害部位、自适应的抗干扰，使制

179、导武器提高智能化水平。提高智能化水平。127127（2）智能化导引技术）智能化导引技术随着人工智能、成像制导、微型计算机和自适应控制技术等的发展随着人工智能、成像制导、微型计算机和自适应控制技术等的发展和突破，人们已经探索研究使武器系统实现完全自动化和智能化的和突破，人们已经探索研究使武器系统实现完全自动化和智能化的制导技术。智能化制导系统的核心是智能导引头，其主要技术特点制导技术。智能化制导系统的核心是智能导引头，其主要技术特点如下：如下： 1.1.能在充满各种干扰的复杂战争实际环境中完全自动地探测、搜能在充满各种干扰的复杂战争实际环境中完全自动地探测、搜索、识别视场中的全部目标，能从多目标

180、中选择攻击价值高的目标，索、识别视场中的全部目标，能从多目标中选择攻击价值高的目标，选择目标的要害部位和脆弱部位，捕获多目标并进行实时多模跟踪；选择目标的要害部位和脆弱部位，捕获多目标并进行实时多模跟踪； 2.2.能够综合利用多种信息，对多传感器和复合传感器探测的数据能够综合利用多种信息，对多传感器和复合传感器探测的数据进行融合处理；进行融合处理； 3.3.采用具有规划、理解、推理和学习功能的计算机，能够模拟专采用具有规划、理解、推理和学习功能的计算机，能够模拟专家解决问题时有效而复杂的思维活动，使智能化制导系统能在瞬息家解决问题时有效而复杂的思维活动，使智能化制导系统能在瞬息万变的战争环境下

181、判断和决策，自动识别目标和自动跟踪目标；万变的战争环境下判断和决策，自动识别目标和自动跟踪目标；128128（2）智能化导引技术）智能化导引技术 4. 4.能对视场中目标进行威胁判断、优先加权等选择威胁大能对视场中目标进行威胁判断、优先加权等选择威胁大的目标进行拦截；的目标进行拦截； 5.5.能进行瞄准点选择和杀伤效果评估；能进行瞄准点选择和杀伤效果评估； 6.6.具有对故障干扰和环境进行综合决策的能力。具有对故障干扰和环境进行综合决策的能力。 智能化导引技术主要包含下面几种关键技术智能化导引技术主要包含下面几种关键技术 智能跟踪技术智能跟踪技术智能跟踪技术是建立在目标识别基础上的，首先将探测

182、到的智能跟踪技术是建立在目标识别基础上的，首先将探测到的全部视场内的目标数据划分时段、连续地进行比较，采用最全部视场内的目标数据划分时段、连续地进行比较，采用最优算法把目标分类识别，自适应地进行最优决策，完成对目优算法把目标分类识别，自适应地进行最优决策，完成对目标的动态跟踪。智能跟踪技术一般指目标识别与智能信息处标的动态跟踪。智能跟踪技术一般指目标识别与智能信息处理、多模式跟踪算法及智能管理、多目标跟踪及智能加权、理、多模式跟踪算法及智能管理、多目标跟踪及智能加权、目标遮挡丢失及智能决策。目标遮挡丢失及智能决策。129129（2）智能化导引技术）智能化导引技术 智能图像处理与目标识别智能图像

183、处理与目标识别目标识别是完成智能跟踪的基础。传统的信息处理技术在完目标识别是完成智能跟踪的基础。传统的信息处理技术在完成目标识别时，大多是利用统计模式识别方法。而鉴于传统成目标识别时，大多是利用统计模式识别方法。而鉴于传统的目标识别方法在识别复杂多变战场环境中的多种军事目标的目标识别方法在识别复杂多变战场环境中的多种军事目标中存在着许多无法逾越的障碍。成像探测给目标识别提供了中存在着许多无法逾越的障碍。成像探测给目标识别提供了更好的条件，基于逻辑推理的智能识别目标是首先对识别目更好的条件，基于逻辑推理的智能识别目标是首先对识别目标及其周围的背景关联物运用图像分析、识别技术或人工智标及其周围的背

184、景关联物运用图像分析、识别技术或人工智能技术等获得识别目标及其周围可能景物的符号性表达（如能技术等获得识别目标及其周围可能景物的符号性表达（如待识别目标的各种抽象特征、与周围景物的几何和物理约束待识别目标的各种抽象特征、与周围景物的几何和物理约束关系以及其它关联信息等），即知识性事实后，通过模拟人关系以及其它关联信息等），即知识性事实后，通过模拟人脑抽象思维的处理方法，确定图像分析与处理前端分割出的脑抽象思维的处理方法，确定图像分析与处理前端分割出的感兴趣的类别，以提高识别性能。感兴趣的类别，以提高识别性能。130130（2）智能化导引技术）智能化导引技术 多模式算法及智能管理多模式算法及智能

185、管理多模式跟踪算法有：特征序列匹配算法、相关与模板多模式跟踪算法有：特征序列匹配算法、相关与模板匹配跟踪算法、形心跟踪算法、边缘跟踪算法、对比度匹配跟踪算法、形心跟踪算法、边缘跟踪算法、对比度跟踪算法、活动目标跟踪算法等。每种模式跟踪算法都跟踪算法、活动目标跟踪算法等。每种模式跟踪算法都不是万能的，都只能在某种环境下良好地跟踪目标。应不是万能的，都只能在某种环境下良好地跟踪目标。应根据系统在不同的制导阶段，采用不同的跟踪模式进行根据系统在不同的制导阶段，采用不同的跟踪模式进行智能管理，以自适应地选择最大可信度的跟踪方式，并智能管理，以自适应地选择最大可信度的跟踪方式，并提供其它更新的跟踪信息。提供其它更新的跟踪信息。131131