导弹引论-第四章4.1～4.2

西北工业大学航天学院飞行器概论学习目的：1）了解制导系统的基本工作原理；2）介绍几种常见的制导系统；3）介绍几种常用的敏感装置；4）介绍执行机构的工作原理。第四章制导系统第四章制导系统§4.1概述

§4.2自主制导系统§4.3遥控制导系统§4.4自动寻的制导系统§4.5单通道控制原理§4.6舵机1.制导系统的任务

制导系统是以导弹为控制对象的一种自动控制系统，它是导弹的核心部分。制导系统的任务：根据导弹预先规定的弹道或根据目标的运动情况，随时修正导弹的弹道，以便使导弹最终击中目标。

§4.1

概述2.制导系统的组成

§4.1

概述导弹制导系统是导引系统和控制系统的总称。导引系统的任务是确定目标和导弹的相对位置并进一步确定导弹的飞行规律；控制系统的任务是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。控制系统的另一项重要任务是保证导弹沿理想的轨迹稳定地飞行。所以控制系统也常称为稳定系统。2.制导系统的组成

§4.1

概述组成：导引控制通过观测装置测量导弹与目标之间的相互关系形成相应指令稳定导弹运动姿态角，使导弹保持所需姿态角§4.1

概述自主制导遥控制导自动寻的制导复合制导制导系统§4.1

概述3.制导系统的分类

惯性制导天文制导方案制导地图匹配制导自主制导系统§4.1

概述3.制导系统的分类

指令制导雷达、激光波束制导无线电制导全球卫星制导遥控制导系统§4.1

概述3.制导系统的分类

主动式－雷达、声学半主动式－雷达、激光被动式－雷达、红外自寻的制导系统§4.1

概述3.制导系统的分类

自主＋自动寻的系统自主＋遥控制导系统遥控＋自动寻的系统自主＋遥控＋自寻的系统复合制导系统§4.1

概述3.制导系统的分类

原理：按照发射前预先规定的弹道程序或外界固定的参考点作为基准将导弹自动地导向目标。这个程序是由导弹的运动学参数（速度、射程、高度）与时间参数的一组固定关系组成，如方案制导。外界固定参考点可以利用卫星、星球、地理条件等，如天文导航系统。优缺点：隐蔽性好，抗干扰能力强。导弹一旦发射后，就不能再改变其预定的航迹，命中目标的精度完全取决于弹内设备。应用：只能用于对付固定目标或已知其飞行轨迹的目标。如弹道导弹、巡航导弹和某些战术导弹的初始飞行段。§4.2

自主制导系统1.测量、敏感装置（1）陀螺仪陀螺仪是敏感角运动的一种装置，它的基本原理是刚体转动的力学原理。一般来说质量轴对称分布的刚体当它绕对称轴高速旋转时，都可以称为陀螺。陀螺自转的轴叫陀螺的主轴或转子轴。§4.2

自主制导系统1.测量、敏感装置（1）陀螺仪把陀螺转子装在一组框架上，使其有两个或三个自由度，这种装置就称为陀螺仪。§4.2

自主制导系统1.测量、敏感装置陀螺仪的基本特性：定轴性定轴性：指高速旋转的陀螺能使转轴在惯性空间保持恒定的方向。利用这一特性可以在导弹上建立一个惯性坐标系。定轴性的条件：没有外力矩。陀螺的漂移：由于不可能完全没有外力矩或由于加工的不对称性，故存在缓慢进动，因此形成陀螺仪的漂移。减小漂移可采用增大转动惯量和减小阻尼的方法。

§4.2

自主制导系统1.测量、敏感装置§4.2

自主制导系统陀螺仪的基本特性：进动性当陀螺仪的转子绕主轴高速旋转时，若其受到与转子轴垂直的外力矩作用，则转子轴并不按外力矩的方向转动，而是绕垂直于外力矩的第三个正交轴转动，陀螺仪的动量矩相对于惯性空间转动的特性称为陀螺仪的进动性。

1.测量、敏感装置（1）陀螺仪我们把陀螺仪绕着与外力矩矢量垂直方向的转动叫作进动，其转动角速度叫作进动角速度。进动角速度的大小为式中：M－加到陀螺上的外力矩；H—陀螺仪的动量矩。式中：I—陀螺转子绕其转轴的转动惯量；—陀螺转子的自转角速度。§4.2

自主制导系统1.测量、敏感装置（1）陀螺仪陀螺仪的进动，其根本原因是转子受外力矩的作用，外力矩作用于陀螺仪的瞬间，它就出现进动，外力矩除去的瞬间，它就立即停止进动；外力矩的大小、方向改变，进动角速度的大小、方向也立即发生相应的改变，也就是说，陀螺仪的进动是没有惯性的。

§4.2

自主制导系统1.测量、敏感装置陀螺反力矩。当陀螺仪的转子以的角速度旋转时，如果陀螺仪的主轴以某个角速度偏移原来位置(见图4.2)，就产生一个陀螺力矩，其向量关系为式中：H—转子的动量矩；

I—转子绕其转轴的转动惯量；

—转子的角速度；

—与H向量的夹角。

§4.2

自主制导系统1.测量、敏感装置陀螺仪种类：液浮陀螺；气浮陀螺；挠性陀螺；静电陀螺；激光陀螺；半球式固体波陀螺等。§4.2

自主制导系统(2)测量敏感装置之一（定位陀螺仪）定位陀螺仪有三个自由度，其基本功能是敏感角位移。根据定位陀螺仪在导弹上安装方式的不同，可分为垂直陀螺仪和方向陀螺仪。垂直陀螺仪：功能是测量弹体的俯仰角和滚动角；方向陀螺仪：功能是测量弹体的俯仰角和偏航角；如果要同时测量俯仰角、滚转角与偏航角，则必须有两个主轴相互垂直的定位陀螺仪。

§4.2

自主制导系统§4.2

自主制导系统(2)测量敏感装置之一（定位陀螺仪）

定位陀螺仪：测量俯仰角和滚动角。安装方向：飞行方向。滚转电位计：测量弹体的滚动角，底座固定在陀螺仪的外环3上，指针连接在内环4上；俯仰电位计：测量弹体的俯仰角，底座固定在导弹弹体上，指针连接在外环轴上。(3)测量敏感装置之二（速率陀螺仪）

速率陀螺有两个自由度，用来测量导弹绕某一坐标轴的转动角速度。如图：x轴—导弹飞行方向

§4.2

自主制导系统原理：强迫绕y轴进动

形成陀螺反力矩Mg§4.2

自主制导系统内环的转动角速度an与导弹的转动角速度成正比，结果电位计的输出端出现与角速度成比例的电压。(3)测量敏感装置之二（速率陀螺仪）(4)测量敏感装置之三（积分陀螺仪）

在速率陀螺仪中去掉恢复弹簧，增设阻尼器和角度传感器而构成。与速率陀螺仪相比，它只缺少弹性元件，而阻尼器起了主要作用。实际中应用的测速积分陀螺仪都是液浮式结构。陀螺转子装在浮筒内，浮筒被壳体支承，浮筒与壳体间充有浮液，浮筒受的浮力与其重量相等。§4.2

自主制导系统陀螺反力矩悬浮液的粘性对浮筒产生的阻尼力矩—浮筒的进动角速度Kz—阻尼系数当，陀螺处于平衡状态，故有积分得由上式可以看出，陀螺仪的转动角速度an与转动角速度的积分成比例，故称为积分陀螺仪。§4.2

自主制导系统(4)测量敏感装置之三（积分陀螺仪）(5)测量敏感装置之四（加速度计）加速度计是导弹控制系统中的重要惯性敏感元件之一，它输出与运动载体的运动加速度成比例的信号。在惯性制导系统中，它可测得导弹的切向加速度，经过两次积分，便可确定导弹的飞行路程。

§4.2

自主制导系统原理：弹簧恢复力与惯性力平衡。弹簧恢复力K——弹簧的刚度系数惯性力式中的K和m是已知的，因而只要测出△S，就可以测出导弹的加速度。§4.2

自主制导系统(5)测量敏感装置之四（加速度计）(6)测量敏感装置之五（飞行高度表）

气压式高度表：利用真空式气压盒体积随外压变化的特性。因此，气压式高度表测量的是绝对高度，也就是距离海平面的高度。脉冲式无线电高度表：§4.2

自主制导系统2.惯性制导系统惯性制导系统利用安装在惯性平台上的3个加速度计测出导弹运动的加速度，由计算机对时间进行一次和二次积分，得到导弹沿三个方向的速度和距离，从而能连续地给出导弹的空间位置。加速度计测出在3个轴向的加速度，积分得出速度和坐标。加速度计装在陀螺稳定平台上，以保证其指向。§4.2

自主制导系统2.惯性制导系统§4.2

自主制导系统陀螺稳定平台工作原理图

2.惯性制导系统惯性制导系统依照系统中有无陀螺稳定平台可分为平台式和捷联式两大类。陀螺稳定平台提供一个在空间稳定不变的测量基准。捷联式系统中的加速度计和陀螺直接和飞行器的壳体相连接，它测量弹体轴方向的加速度和弹体转动的角速度及角度，通过计算机的计算，可换算成导航坐标系内的坐标。§4.2

自主制导系统2.惯性制导系统§4.2

自主制导系统惯性制导系统工作过程方框图3.方案制导系统原理：控制导弹的某一个或几个飞行参数在飞行中按预定的方案实现。应用：巡航导弹、弹道导弹的主动段、防空导弹的初始飞行段。弹道导弹的主动段常采用弹体俯仰角的方案控制。如右图示。§4.2

自主制导系统3.方案制导系统

巡航导弹的方案飞行弹道基本上由两段组成：爬升段和平飞段。方案飞行弹道如下图所示。§4.2

自主制导系统3.方案制导系统§4.2

自主制导系统俯仰通道的制导系统方块图4.地图匹配制导系统

地图匹配制导系统是近年来由计算机技术发展而产生的一种自主式制导系统。它是利用图形识别技术来导引导弹的。原理：利用某一已知地区的地形特征作为标志，根据导弹当时弹道下的实测地形特征和预定弹道下的地形特征相比较，来校正导弹的弹道，使导弹准确地按预定路线导向目标。§4.2

自主制导系统4.地图匹配制导系统

需要有一幅数字地图，如右图示。不能用于没有地形差别的海平面和平原地区。