第1章 绪论
　　战术导弹通常是指攻击运动目标的导弹和攻击固定目标的近程导弹。远程弹道导弹与战术导弹的区别主要在于：远程弹道导弹通常采用威力大的核弹头，其杀伤半径较大，而战术导弹通常采用常规弹头，杀伤半径小，要求命中精度高；远程弹道导弹往往不进行全程控制，制导的目的是如何根据目标坐标选择关机方程使落点偏差*小，而战术导弹则是全程控制的，根据所测得的导弹和目标的信息进行导引，以拦截目标；远程弹道导弹射程远，微小的干扰因素会引起较大的落点偏差，故对地球形状、旋转、引力、气象等因素的影响都要严格细致地加以考虑，而战术导弹射程小，可以将地球看成是不旋转的圆球，甚至可当成平面来考虑；远程弹道导弹的控制和导航系统均安装在弹上，往往采用全自主制导，而战术导弹有可能所有仪表都安装在弹上(如自动瞄准弹 )，但也有可能分别安装在弹上和弹外 (地面、舰艇上、飞机或卫星上，如遥控弹 )；远程弹道导弹攻击已知的地面固定或者准静止目标，其弹道基本上在射面内或射面附近，而战术导弹的弹道取决于目标运动规律和发射点的位置，往往是空间运动[1]。
　　可以看出战术与战略导弹制导系统是一个完整的精度闭合系统，对导弹攻击精度起到决定性作用。对于寻的制导导弹，其制导系统一般包括：导引头 (搜索目标、锁定目标、跟踪目标、测量弹目相对信息 )、制导计算机 (包括制导滤波、导引律也称制导律 )等几个环节；对于自主制导的远程战略导弹主动段，其制导系统主要包括：导航 (位置和速度确定)和制导计算机 (导引)两个环节。
　　制导系统是精确制导武器的**系统，在制导武器系统中占据极为重要的地位，在很大程度上决定制导武器的制导精度或命中概率，也是精确制导武器区别于普通武器*本质之处。
　　为了使制导武器能有效地杀伤或摧毁目标，制导系统须具备如下功能：在常见环境及干扰情况下，将导弹导引至能有效地杀伤目标作用距离之内，使制导精度满足战术指标。这需要设计性能良好的制导系统，因为目标是随机运动的，目前还缺少相应弹上制导设备对目标的机动进行较好的探测，这在本质上决定了制导系统属于“被动”工作状态，只能依据自身的能力去抑制目标机动带来的影响；在很宽的投弹包络内，不仅要确保导弹姿态控制稳定，而且为了完成攻击任务，还需要设计较大带宽的姿态控制系统；环境因素：制导系统要克服不同地域、季节变化、环境变化、天气变化、大气扰动等因素对其不利的影响；敌方干扰：随着科学技术的进步，敌方会实施各种各样的电磁干扰、红外干扰、诱饵和欺骗等，并且这些干扰、诱饵和欺骗越来越多样化，能高效地保护目标，制导系统需要在硬件和软件 (算法)方面针对现有或预期的干扰与诱饵进行相应的升级 [2]。
　　1.1制导系统的定义
　　制导武器的制导系统通常有广义和狭义上的定义。
　　1.1.1广义定义
　　1. 系统定义
　　广义制导系统既称为制导控制系统，也称为飞行控制系统，是制导武器系统的“中枢神经”，一般指将武器导向目标的弹上设备、电气系统和制导控制软件的总称。广义上制导系统也可理解为引导和控制导弹按一定规律攻击目标的技术和方法的总称。
　　2. 系统组成
　　制导武器的制导控制系统由弹上硬件和软件组成，由于制导体制及类型的不同，各制导系统的硬件设备也相差极大。弹上硬件包括导引头、惯性测量单元、执行机构、弹载计算机、卫星接收装置、大气测量系统、供电设备、弹上电缆等。软件通常由火控解算模块、导引律模块、姿态控制模块、制导控制流程时序模块、导航模块、执行机构控制模块、导引头输出数据处理模块与大气测量系统模块等组成。
　　3. 系统功能及工作流程
　　广义制导系统制导控制回路简图如图 1-1所示，从结构上可分为导引回路和姿态控制回路 (简称控制回路或姿控回路 )两部分，即对应导引功能和姿态控制功能 (简称姿控功能)。导引功能：通过制导装置测量导弹相对目标或制导站的各种信息，据此选择合适的导引律，优化导引系数，计算得到导引指令。姿控功能：姿控系统根据导引系统输入的导引指令及被控对象的频率特性，选择合适的控制回路结构，计算得到控制器参数，生成姿控指令。导弹执行机构响应姿控指令，偏转舵面以操纵导弹，迅速而准确地执行导引系统发出的导引指令，控制导弹飞向目标 [3]。
　　广义制导系统的功能和工作流程总结如下：
　　(1)利用弹上或制导站的制导设备测量目标和导弹的飞行参数，并进行相应的转换处理，使其适合于所采用的导引律；
　　(2)考虑制导设备输出信息的特性及其他因素，选择合适的导引律，并优化其系数，形成导引指令；
　　(3)根据导引指令的类型以及被控对象的频率特性等，确定合适的控制回路结构，据此计算或优化控制器参数，生成三通道执行机构指令；
　　(4)根据执行机构指令和伺服控制被控对象的频率特性确定伺服控制回路的结构，据此计算或优化控制器参数，基于执行机构指令与响应计算得到电机驱动指令；
　　图 1-1广义制导系统制导控制回路简图
　　(5)电机驱动指令经数模转换后，成为模拟信号，经功放模块后，驱动三通道的舵面偏转，或驱动二维矢量发动机的推力方向偏转，或控制弹体姿控发动机工作等；
　　(6) 经执行机构操作后，导弹姿态响应导引指令，引导导弹攻击目标。
　　1.1.2狭义定义
　　狭义上的制导系统常称为导引系统，是指广义制导系统中的导引功能部分，即通过制导装置确定导弹相对目标或制导站的各种信息 (如位置信息、视线角速度、视线角、相对速度等 )，据此信息按照设定的导引方法形成导引指令 (如角度指令、弹体过载指令 )，以供姿控系统使用。
　　导引系统由制导硬件和相应的软件构成，硬件指完成导引工作的弹上导引设备及配套设备的总和，对于现代数字控制导弹来说，主要由导引头及附属的电源模块、弹载计算机、弹上电缆网等组成；软件主要由导引头输出信号处理模块 (包括数据解析、异常处理、数据滤波等 )、制导时序模块、坐标转换模块和导引律模块等组成。其中，导引头和导引律模块分别是制导系统硬件和软件的核心。
　　1. 导引头
　　除卫星无线电制导、遥控制导和自主制导之外，空地制导武器制导系统大多由导引头感受导弹-目标相对运动。导引头按是否配有伺服机构，可分为捷联型导引头和框架型导引头，其中捷联型导引头测量弹目视线角度信息，经坐标转换得到所需惯性坐标系下的视线角度信息或角速度信息；框架型导引头测量纵向平面和水平面内的视线角速度，经低通滤波器或卡尔曼滤波器处理输出弹目视线角速度等信息。导引头输出信息一般需要经过异常值剔除、滤波处理、坐标转换之后才能应用于制导律算法，形成*终的制导指令。
　　2. 导引律
　　导引律 (也称为导引规律 )是在惯性空间基于导引设备探测的弹目相对运行信息，导引制导武器飞行并拦截目标的算法。导引律是制导武器系统设计的重要内容之一，是影响制导武器综合性能的*直接、*重要的因素之一。采用不同的导引律，对应着不同的飞行弹道特性和运动参数。导引弹道的设计任务主要是依据弹上制导设备，选择合适的导引律，以*佳弹道 (特别是末段的弹道特性 )攻击目标。导引律不仅影响制导武器的弹道特性，而且会直接影响整个制导系统的繁简程度和导弹的脱靶量。因此，导引律的选择和导引弹道的设计，为导引系统的设计提供了重要的依据和必要的技术支撑。说明一下，本章对制导系统的描述以狭义定义的制导系统为主，有关姿态控制部分将在其后的专门章节中介绍。
　　1.2制导系统的分类
　　根据空地导弹弹上制导设备是否配备导引头或按照制导体制的不同，制导系统可分为自主制导系统、遥控制导系统、自动寻的制导系统和复合制导系统等，如图 1-2所示。非自动寻的制导指弹上设备不配备导引头，不能利用目标辐射或反射的电磁信号信息进行制导，按是否接收外来的无线电信号可分为三类：自主制导、遥控制导和卫星制导 [4]。
　　图 1-2制导系统
　　1.2.1自主制导
　　自主制导指弹上制导系统不与目标及制导站发生电磁信号交互，此类制导一般事先装定目标点信息及规划好飞行程序弹道 (方案弹道 )，利用弹上量测设备实时测量得到弹体的加速度和角速度信息或地貌特征的地理信息，经弹载计算机软件处理得到弹体的导航数据(包括位置、速度、姿态 )或地形匹配参数，再与程序弹道的相应参数进行比较，产生制导指令，控制弹体质心按规划好的程序弹道飞行，直至攻击目标。
　　自主制导的优点是在飞行过程中不与外界发生电磁信号交互，抗干扰性好，不易被敌方发现，制导作用距离远；缺点是只能攻击静止目标，制导精度一般。自主制导的优缺点决定其在一般情况下作为制导武器的初制导段或中制导段使用。另外高性能惯性制导也可用于制导武器全程制导，低精度惯性制导通常与卫星无线电制导、地形匹配制导等组成复合制导，用于攻击静止目标。
　　1. 惯性制导
　　惯性制导(原理简图如图 1-3所示)是利用弹上的惯性测量装置(包括线加速度计和角速度陀螺)测量弹体的加速度信息和角速度信息，在弹体初始位置、速度和姿态已知的情况下(通过地面初始自主式对准或空中传递对准得到 )，通过导航解算得到弹体的实时位置、速度信息，再与程序弹道参数进行比较，经过校正网络得到控制指令，控制弹体沿规划好的程序弹道飞行。根据惯性测量单元在弹上的安装方式，可分为平台式惯性制导和捷联式惯性制导两种。
　　图 1-3惯性制导原理简图
　　惯性制导的优点是抗干扰性强、隐蔽性能好、不受气象条件限制。其缺点：①需要高精度的初始对准；②制导误差随飞行时间而累积，因此工作时间较长的惯性制导系统，常用其他制导方式来修正其积累的误差。惯性制导的优缺点决定了其一般作为制导武器的初制导和中制导，或者与其他制导模式组成复合制导。若只依赖惯性制导，则只能用于攻击固定目标或者准静止目标。
　　2. 地形匹配制导
　　地形匹配制导是利用地形的高度信息进行制导，也称为地形等高线匹配制导。地形匹配制导需要预先用侦察卫星、无人机或其他侦查手段，测绘出导弹预定飞行航迹的地形高度数据并制成数字地图，存储在弹载计算机的地形匹配数据库中，在数字地图中将待飞行区域划分为 NM个网格，存储着每个网格的平均相对高度值，如图 1-4所示。
　　.将弹载无线电高度表和气压高度表实时测量的地面相对高度和海拔数据与弹载计算机中的高程数字地图做比较，用*优匹配方法确定测得的地形剖面的地理位置，即确定导弹的地理位置，解算得到导弹当前位置偏离预定位置的纵向偏差和横向偏差，即确定导弹实际飞行弹道与规划弹道之间的偏差。在此基础上，算出修正弹道偏差的指令，弹上控制系统执行指令，控制导弹沿预定的飞行航迹飞向目标。
　　图 1-4地形匹配制导示意图
　　地形匹配制导特点：数字地图的方格越小，制导精度越高；地形越复杂，精度越高；不需连续使用，只需选择若干定位区。如图 1-5所示，其中在起飞点和终端各设置一个修正地图，在中间弹道根据需要设置若干个修正地图。
　　图 1-5地形匹配制导修正示意图
　　

目录
前言
第1章 绪论 1
1.1制导系统的定义 2
1.1.1广义定义 2
1.1.2狭义定义 3
1.2制导系统的分类 4
1.2.1自主制导 4
1.2.2遥控制导 8
1.2.3自动寻的制导 12
1.2.4复合制导 13参考文献 15
第2章 导航与制导的理论基础 16
2.1地球形状及引力模型 16
2.1.1地球形状 16
2.1.2地理纬度与地心纬度之差 17
2.1.3地心纬度和地心矢径的确定 18
2.1.4地心角和球面方位角 19
2.1.5引力和重力 20
2.2常用坐标系定义及其转换 21
2.2.1常用坐标系定义 21
2.2.2常用坐标系间转换 23
2.3滤波算法 26
2.3.1**滤波器 26
2.3.2离散型线性卡尔曼滤波 28
2.3.3非线性卡尔曼滤波 31
2.4*优控制理论基础 36
2.4.1*优控制问题 36
2.4.2*优控制的应用类型 38
2.4.3*优控制的研究方法 40
2.4.4*优控制中的变分法 40
2.4.5变分法解*优控制问题 47
2.4.6极小值原理 54
2.4.7线性二次型问题的*优控制 68
参考文献 76
第3章 自寻的制导算法 77
3.1拦截必要性条件分析 77
3.2自动瞄准的相对运动方程 80
3.3追踪法 81
3.3.1弹道方程 81
3.3.2直接命中目标的条件 82
3.3.3导弹命中目标需要的飞行时间 83
3.3.4导弹的法向过载 84
3.3.5允许攻击区 85
3.4平行接近法 87
3.5比例导引法 90
3.5.1比例导引法的相对运动方程组 90
3.5.2弹道特性的讨论 91
3.5.3比例系数 N的选择 94
3.5.4比例导引法的优缺点 95
3.5.5三维比例导引 95
思考题 96
参考文献 96
第4章 导引头跟踪与稳定回路 97
4.1导引头分类、组成及工作状态 99
4.1.1导引头分类 99
4.1.2导引头组成 100
4.1.3导引头工作状态 101
4.2导引头稳定跟踪机构 102
4.2.1动力陀螺导引头 103
4.2.2平台稳定导引头 104
4.2.3半捷联导引头 106
4.2.4全捷联导引头 107
4.3平台导引头稳定跟踪回路 109
4.3.1稳定跟踪回路及视线角速度估计 109
4.3.2导引头回路抗干扰力矩的机理分析 111
4.4平台导引头隔离度传递函数及寄生回路 114
4.4.1平台导引头隔离度传递函数 114
4.4.2平台导引头隔离度寄生回路 116
思考题 119
参考文献 119
第5章 比例导引律*优性分析及扩展 120
5.1基于二次型的*优导引律 120
5.2比例导引法动力学特性分析 123
5.2.1无动力学滞后的比例导引律分析 123
5.2.2考虑导弹制导动力学时的比例导引特性研究 128
5.3扩展比例导引律 133
5.3.1考虑导弹制导动力学时的*优扩展比例导引律 (OPN1) 133
5.3.2考虑目标常值机动时的*优扩展比例导引律 (OPN2) 138
5.3.3考虑目标常值机动及导弹制导动力学时的扩展比例导引律 (OPN3) 140
5.3.4带落角约束的比例导引律 145
思考题 146
参考文献 147
第6章 视线制导 148
6.1视线制导组成及原理 148
6.2三点法导引 150
6.2.1三点法导引关系式 150
6.2.2相对运动学方程组 150
6.2.3导弹转弯速率 152
6.2.4攻击禁区 155
6.2.5三点法导引的优缺点 156
6.2.6三点法导引法向过载 157
6.3改进三点法导引 159
6.4视线制导指令形成 162
6.4.1线偏差信号 162
6.4.2前置信号 163
6.4.3误差信号 164
65视线制导回路分析 170
思考题 171
参考文献 171
第7章 摄动制导方法 172
7.1小偏差线性摄动理论 172
7.1.1用摄动法研究扰动因素对导弹落点偏差的影响 173
7.1.2主动段终点参数偏差与射程和横程的关系 174
7.2摄动制导的关机方程 176
7.2.1按射程关机 176
7.2.2按速度关机 177
7.3横向导引与法向导引 180
7.3.1横向导引 181
7.3.2法向导引 184
7.4摄动制导诸元确定方法 186
7.4.1摄动制导方案射击诸元的迭代确定方法 186
74.2摄动制导弹道偏导数计算 187
思考题 191
参考文献 191
第8章 闭路制导原理 192
8.1需要速度的确定 192
8.1.1地球不旋转前提下需要速度的确定 192
8.1.2目标随地球旋转时需要速度的确定 197
8.2闭路制导的导引 199
8.2.1待增速度及其所满足的微分方程 199
8.2.2闭路制导的关机导引 200
8.3闭路制导的关机控制 203
8.3.1关机点附近制导计算简化 204
8.3.2转入小步长计算的判别式确定 204
8.3.3关机时间的线性预报 204
8.3.4导引及关机时间预报综述 205
8.4闭路制导方案射击诸元的确定方法 205
8.4.1*佳射击方位角的确定方法 205
8.4.2弹道倾角.H的确定方法 206
8.4.3虚拟目标的确定方法 207
8.5耗尽关机导弹的导引与控制 207
8.5.1闭路导引段的导引及待增视速度的确定 208
8.5.2姿态调整段的导引 209
8.5.3常姿态导引段的导引 215
8.5.4关于比冲误差的处理 217
思考题 217
参考文献 217
第9章 迭代制导 218
9.1火箭真空段入轨*优控制问题 218
9.1.1坐标系定义和转换 218
9.1.2火箭*优入轨问题描述 219
9.1.3推力积分系数计算 220
9.2迭代制导算法 221
9.2.1迭代制导算法*优解推导 221
9.2.2 IGM的线性角假设 223
9.2.3剩余飞行时间计算 224
9.2.4入轨点航程角估算 225
9.2.5控制参数计算 226
9.2.6迭代计算流程 228
9.3动力显式制导算法 231
9.3.1 PEG*优解推导 231
9.3.2推力积分 233
9.3.3控制参数计算 234
9.3.4引力积分 235
9.3.5迭代计算流程 236
9.4改进迭代制导算法 237
9.4.1改进迭代制导的计算流程 238
9.4.2控制参数计算 239
9.4.3改进迭代计算流程 241思考题 242 参考文献 242
第10章 滑翔再入飞行器制导方法 243
10.1滑翔再入制导的基本思想 243
10.1.1标准轨道再入制导的基本思想 243
10.1.2再入轨道预测制导的基本思想 245
10.1.3广义的标准轨道再入制导的基本思想 247
10.2标准轨道再入制导方法 249
10.2.1纵向制导 249
10.2.2侧向制导 250
10.2.3纵平面运动方程的线性化 251
10.2.4*佳反馈增益系数的求解 255
10.3广义的标准轨道再入制导方法 256
10.3.1简化的再入运动数学模型 256
10.3.2广义的标准轨道再入制导原理 257
10.3.3再入纵向制导 258
10.3.4再入制导的航程更新 264
10.3.5再入机动的侧向制导 265
10.4*优再入机动末制导方法 266
10.4.1相对运动方程 266
10.4.2俯冲平面内*优导引规律 267
10.4.3转弯平面内*优导引规律 269
10.4.4速度控制方法 270
10.4.5导引参数确定 274
思考题 275
参考文献 275
第11章 惯性导航原理与对准技术 276
11.1惯性导航系统的力学编排 276
11.1.1比力方程 276
11.1.2平台式惯导系统力学编排 278
11.1.3捷联式惯导系统力学编排 280
11.2惯性导航系统的误差分析 285
11.2.1惯组器件误差模型 286
11.2.2平台式惯导系统误差方程 288
11.2.3捷联式惯导系统误差方程 291
11.3惯性导航初始对准技术 295
11.3.1平台式惯导自对准技术 296
11.3.2捷联式惯导自对准技术 299
11.3.3动基座下捷联式惯导的传递对准技术 301
思考题 305
参考文献 305
第12章 惯性/卫星组合导航原理 306
12.1组合导航主要任务 306
12.2 惯性/卫星组合导航算法 308
12.2.1 惯性/卫星组合导航组合模式 310
12.2.2 INS和GPS接收机的误差模型 315
12.2.3位置、速度组合的状态方程和观测方程 319
12.2.4仿真实例 321思考题 323 参考文献 323
附录 弹道导数计算公式 324