飞行器制导与控制知识点总结

飞行器制导与控制知识点总结

第一章

1.飞行控制系统一般有哪几个方面的作用？

(1)提高准确度：可以提升作用距离和抗干扰能力。

(2)保障长距离飞行，提高制导武器射程：通过调整姿态获取最大升力，有效

增加射程。

(3)控制飞行器的飞行轨迹；

(4)控制末端飞行姿态。

(5)实现不同飞行模式及模式间的转换。

(6)多飞行器编队飞行协同控制。

2.飞行器在飞行过程中主要受到哪几个力的作用？对飞行器

进行控制可以改变哪几个力？

(1)推力、空气动力和重力；

(2)可以改变飞行器的推力或空气动力。

3.分析姿态控制间接达到空间位置控制系统的受控过程.

图1.1姿态控制间接达到空间位置控制

4.说明对四旋翼飞行器的俯仰运动，滚转运动和偏航运动进

行控制的基本原理.

(1)俯仰运动：如图，如果改变电机1和电机3的转速，使得1、3两个旋翼产

生的升力大小不一致，就会形成滚转力矩，同时保持电机2和电机4的转不变，

则可使机身绕Y轴转动(正向或者反向)，实现飞行器的俯仰运动。

图1.2俯仰运动示意图

(2)滚转运动：如果改变电机2和电机4的转速，使得2、4两个旋翼产生的升

力大小不一致，就会形成滚转力矩，同时保持电机1和电机3的转不变，则可使

机身绕X轴转动(正向或者反向)，实现飞行器的滚转运动。

图1.3滚转运动示意图

（3）偏航运动：四旋翼飞行器偏航运动借助旋翼产生的反扭矩来实现。扭矩的

大小与旋翼转速有关，当四个电机转速相同时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，

四旋翼飞行器不发生转动，当四个电机转速不完全相同时，如果存在不平衡的反

扭矩则会引起四旋翼飞行器绕Z轴转动，实现偏航运动。

图1.4偏航运动示意图

5.飞行器制导系统一般有哪几部分组成?

(1)探测系统

(2)指令形成装置，

(3)飞行器运动测量元件

(4)控制装置，执行装置

(5)飞行器本体

6.自主制导和非自主制导系统分别包含哪几种？

(1)自主制导：方案制导、惯性制导。

(2)非自主制导：自动导引、遥控制导、天文导航、卫星定位导航、地图匹配

7.自寻的制导和遥控制导系统各有何特点？自寻的制导和遥

控制导系统分别包含哪几种？

(1)自寻的制导

特点：设备全部在飞行器上、发射后不管、可攻击高速目标、制导精度高、作用

距离有限、抗干扰能力差C

分类：根据能源所在位置分类，自寻的制导系统可分成主动式、半主动式和被动

式三种。

(2)遥控制导

特点：制导设备分布在飞行器上和制导与控制站上、不能发射后不管、制导精度

较高、作用距离可以比自寻的系统稍远、飞行器上制导与控制设备简单、制导精

度随飞行距离的增大而降低、易受外界干扰。

分类：根据制导指令在制导系统中形成的部位不同，遥左制导乂分为波束制导和

遥控指令制导。

8.说明地图匹配制导的基本原理，目前使用的地图匹配制导

有哪两种？

(1)原理：利用机载计算机预存的地形图或景象(基准图)，与飞行器飞行到

预定位置时携带的传感器测出的地形图或景象图(实时图)进行相关处理，确定

出飞行器当前位置偏离预定位置的纵向和横向偏差，形成制导指令，将飞行器引

向预定的区域或目标。

（2）分类：一种是地形匹配制导，利用地形信息来进行制导，也称地形等高线

匹配制导；另一种是景象匹配制导，利用的是景象信息。

9,什么是飞行器的单通道控制，双通道控制和三通道控制，这

三种控制方式各适用于什么情况？

（1）单通道控制

在飞行器以较大的角速度绕纵向对称轴旋转的情况下，才用一个控制通道控制飞

行器在空间的运动，这种控制方式称为单通道控制。适用于飞行器本身有较大自

旋角速度的情况。

（2）双通道控制

制导系统对飞行器的空间位置运动控制，一般可分解为在互相垂直的俯仰和偏航

两个通道内进行的控制，滚转（倾斜）通道由稳定系统时其进行稳定，不响应制

导系统指令，这种控制方式称为双通道控制方式，即直角坐标控制。适用于不需

要做滚转机动的飞行器。

（3）三通道控制

制导系统对飞行器实施空间位置控制时，对俯仰、偏航和滚转三个通道都进

行控制的方式，称为三通道控制方式。适用于需要做俯仰、偏航和滚转三种机动

和机动性要求高的飞行器C

10.对制导系统一般有哪些基本要求?为提高系统的抗干扰能

力，可采取哪些措施？

（1）对制导系统的基本要求

制导准确度、对目标的鉴别力、作战反映时间、抗干扰能力和可靠性。在满足上

述基本要求的前提卜，尽可能的使制导系统的仪器设备结构简单、体积小、重量

轻、成本低。

（2）抗干扰措施

一是要不断地采用新技术，使制导系统对干扰不敏感；

二是要在使用过程中加强制导系统工作的隐蔽性、突然性，使敌方不易察觉制

导系统是否在工作；

三是制导系统可以采用多种工作模式，一种模式被干扰，立即转换到另一种模

式制导。

第二章

L什么是制导规律，制导规律与基准弹道(理想飞行轨迹)

之间有什么关系？

(1)制导规律：飞行器飞行轨迹不是任意设计的，而是受一定条件的

限制，有一定的规律，这个规律就是制导规律，也称引导规律或引导方法。

(2)制导规律与基准弹道关系：制导规律确定了导弹飞行的理想弹道，而理想

弹道表示了制导规律的特性。

2,对制导规律一般有哪些要求？

(1)保证系统有足够的制导准确度；

(2)整个飞行弹道，特别是攻击区内，理想弹道曲率应尽量小，保证所需的弹

过载小；

(3)保证飞行的稳定性，导弹的运动对目标运动参数的变化不敏感；

(4)制导设备尽可能简单。

3.在研究制导规律时，一般做哪些假设？

(1)把导弹和目标作为几何质点；

(2)导弹和目标的速度认为是已知的；

(3)制导系统是理想的，即制导系统能保证导弹的运动在每一瞬间都符合制导

规律的要求。

4,给出几种常用的自寻的与遥控制导规律。

(1)自寻的制导规律：追踪法、平行接近法和比例导引法等。

(2)遥控制导规律：二点法、前置角法等。

5.什么是平行接近法、比例导引法与速度追踪法？给出这几

种制导规律的导引方程。

(1)平行接近法：平行接近法要求在制导过程中始终保持目标视线在空间沿给

定方向平行移动，即视线角速度为零。导引方程：

D

图2.5平行接近法示意图

根据平行接近的含义(保持直线MD与Vm-Vd连线平行)有:

Vosin^D=

根据视线角速度为零的含义有：

0=const3=0

根据瞬时前置角的含义有:

,./VMsineM、

如=(ircsin(-----------)

VD

(2)比例导引法：比例导引法要求导弹飞行过程中，保持速度矢量的转动角速

度与目标视线的转动角速度成给定的比例关系。

MH标

t行器参考平面

图6比例导引法示意图

根据速度矢量的转动角速度与目标视线的转动角速度成给定的比例关系有:

6=k5

(3)速度追踪法：导弹在接近目标的过程中，导弹的速度向量与导弹、目标连

线重合。

参考平面

t行器

导引方程:

0=。

6.相对于自寻的制导规律，遥控制导规律有何特点？什么是

三点法与前置角法，给出其导引方程。

（1）遥控制导规律特点：遥控制导的制导规律属卜位置导引，即对导弹在空间

的运动位置，给出某种特定的约束，遥控制导规律属于三点导引规律。自寻的制

导规律多属于速度导引，即对导弹的速度矢量给出某种特定的约束。自寻的制导

规律属于两点导引规律。

（2）三点法：使制导站、导弹、目标始终保持在一条直线上的导引方法称为三

点法，也称重合法或视线法。

导引方程:

，=

Bd=BM

Sd、£河分别是导弹和目标的万位角

（3）前置角法：前置角法要求导弹在与目标遭遇前的制导飞行过程中，处于制

导站和目标连线的一侧，直至与目标相遇。引导方程：

全前置角法：

半前置角法:

昨4

AA8mA.

ke==-

第三章

班级:01721701姓名：李加申学号：1120172063

1.作为制导系统的控制对象，弹（机）体环节有哪几个方面的特

点，一般采用哪几种简化研究方法？

1.1弹（机）体环节特点

（1）运动状态的多样性：各种运动状态的相关性。

（2）弹（机）体的运动存在多种耦合关系。

①弹（机）体在空间的姿态运动可分为俯仰、偏航、滚转三个通道，

它们之间通过动力学特性、气动力或控制环节发生互相耦合。

②气动力与结构变形存在耦合。

③刚体运动与弹性体运动间的耦合。

（3）弹体结构和气动参数的时变性：导弹运动方程为一组变系数的

微分方程。

（4）非线性与多干扰性

1.2简化研究方法

（1）小扰动假设下的线性化方法：针对非线性。

（2）结构参量与气动参量连续缓慢变化假定下的固化系数法：针对

弹体结构和气动参数的时变性。

（3）理想滚转（倾斜）稳定下的通道分离法：专I对运动状态的相关性：

弹（机）体的运动存在多种耦合关系。

（4）扰动运动存在长、短周期条件下的分段研究法：针对运动状态

的多样性。

2.研究飞行器运动时，常用到哪些坐标系，给出各个坐标系

的定义

（1）地面坐标系oxyz：地面坐标系是与地球表面固连的，其坐标原

点可以选在地球表面上的任何一点。通常取飞行器的起飞点（或者发

射点）为坐标原点0。ox轴与地球表面相切指向可以是任意的，对于

地面目标点，ox轴通常与过原点。和目标点的地球大圆相切，指向

目标方向为正（也可以反之），oy轴垂直于地平面，向上为正，oz

轴垂直于oxy平面，方向按右手定则确定。

图3.9地面坐标系简图

（2）弹（机）体坐标系Oxiyizi

坐标原点0取在飞行器的质心，0X1轴与弹（机）体几何纵轴重合，指

向头部方向为正;oy1轴在弹（机）体纵向对称平面内，与oxi轴垂直，

向上为正；ozi轴垂直于oxiy】平面，方向按右手定则确定。

（3）弹道坐标系OX2JT2Z2

坐标原点0取在飞行器的质心0X2轴与飞行器质心的速度方向重合,

指向飞行方向为正；oy2轴位于包含速度矢量的垂直平面内，与0X2

轴垂直，向上为正；0Z2轴垂直于oxzyz平面，其方向按右手定则确

定。

图3.11弹道坐标系简图

（4）速度坐标系

坐标原点0取在飞行器的质心，0X3轴与飞行器的速度矢量V重合;

0丫3轴位于弹（机）体纵向对称面内，与0X3轴垂直，向上为正；

0Z3轴垂直于0X3y3平面，其方向按右手定则确定。

图3.12速度坐标系简图

3,分别给出弹道倾角、弹道偏角、俯仰角、偏航角、滚转角、

攻角、侧滑角的定义，分别描述了哪两个坐标系间的关系

3.1角度定义

(1)弹道倾角。：飞行器速度矢量与水平面(Oxz)之间的夹角。速度

矢量指向水平面上方，。为正，反之为负。

(2)弹道偏角外：飞行器速度矢量在水平面的投影与地面坐标系Ox

轴之间的夹角。沿Oy轴俯视，若由Ox轴逆时针旋转而成则k为正，

反之为负。

(3)俯仰角飞行器纵轴(oxi)与水平面(oxz)之间的夹

角。飞行器纵轴指向水平面上方，则S为正，反之为负。

(4)偏航角“：飞行器纵轴在水平面的投影与地面坐标系Ox轴之间

的夹角。沿Oy轴俯视，若由Ox轴逆时针旋转而成则犷为正，反之

为负。

（5）滚转角广0山轴与包含弹（机）体纵轴的铅垂平面的夹角，从弹

（机）体尾部顺弹（机）体纵轴0X1方向看，弹（机）体由铅垂平面向右滚

转时，形成的夹角为正，反之为负。

（6）攻角a：飞行器的速度矢量在弹体纵向对称面的投影与0X1轴之

间的夹角。若0X1轴位于速度投影线的上方，则a为正，反之为负。

（7）侧滑角〃：飞行器速度矢量与纵向对称面之间的夹角。沿飞行方

向观察，若来流从右侧流向飞行器，则夕为正，反之为负。

3.2描述的坐标系之间的关系

（1）弹道倾角。和弹道偏角匕：描述了地面坐标系和弹道坐标系之

间的关系。

图3.13地面坐标系和弹道坐标系之间的变换

(2)俯仰角3、偏航角〃、滚转角厂描述了地面坐标系和弹体坐标

系之间的变换关系。

图3.14地面坐标系和弹体坐标系之间的变换关系

(3)攻角2、侧滑角描述了速度坐标系和弹体坐标系之间的变换

关系。

图3.15速度坐标系和弹体坐标系之间的变换关系

4.飞行器刚体运动方程有哪些，这些微分方程分别建立在哪

个坐标系中，描述了哪些状态量的变化？

（1）弹道坐标系中的导弹质心运动的动力学方程，描述了速度、弹

道倾角弹道偏角匕的变化。

m-=Pcosacosfi-X-侬sin0

dt

mv—=Hsinacos九+cosasin夕siny)+Feosy-Zsiny-侬cos0

dtvvv

1

-mvcosO^-=P(sincrsin-cosorsin48s八)+Ksin/v+Zcos/v

dt

图3.16弹道坐标系中的导弹质心运动的动力学方程

式中：m为质量；P为主发动机推力；X为气动阻力；Y为气动升力;

Z为气动侧向力；g为重力加速度；V为速度。

（2）弹（机）体坐标系中的飞行器绕质心转动的动力学方程，描述了

弹（机）体轴相对于地面坐标系的旋转角速度，在弹（机）体坐标系各

轴上的分量变化。

de%1

Jxi=Mr1—(Jzi—J%)3yl必i

dt

d3yl

=^yi—(Jzi—JRI)3叫

dt

d必i

=-Mzi—(4A/i~41)%1%i

%dt

图3.17弹（机）体坐标系中的飞行器绕质心转动的动力学方程

式中：J、、J,、Jz分别为飞行器相对弹（机）体坐标系各轴的转动惯

xiYiL\

量；co、、①、、q分别为弹（机）体轴相对于地面坐标系的旋转角速度，

在弹（机）体坐标系各轴上的分量；她、也、也分别为弹（机）体

dtdtdt

轴相对于地面坐标系旋转角加速度，在弹（机）体坐标系各轴上的分量。

（3）飞行器相对地面坐标系oxyz姿态的运动学方程，描述了三个

姿态角的变化。

叫sin/+69.cos/

1'」.、

--(cocos/-ft?sin/)

cos3

Y]-tgd(a)V]cosy-sin/)

图3.18飞行器相对地面坐标系oxyz姿态的运动学方程

(4)飞行器相对地面坐标系的质心运动学方程，描述了质心在地面

坐标系中的位置变化。

dx

—=VCOS0COS(p

atv

—vsinO

——vcosOsin(p

dtv

图3.19飞行器相对地面坐标系的质心运动学方程

5,给出以舵偏角为输入,俯仰角速度、弹道倾角角速度、滚转

角为输出的传递函数。

(1)以舵偏角为输入，俯仰角速度为输出的传递函数

*+2另公+1

图3.20以舵偏角为输入，俯仰角速度为输出的传递函数

(2)以鸵偏角为输入，俯仰角速度为输出的传递函数

⑸二不S2+2另7>+1

图3.21以舵偏角为输入，俯仰角速度为输出的传递函数

(3)以舵偏角为输入，俯仰角速度为输出的传递函数

夕(s)KDX

G[(s)=

2⑸TDXS+1

图3.22以舵偏角为输入，俯仰角速度为输出的传递函数

第四章

L叙述线扫描雷达测角仪的功能与工作原理。

(1)功能：用来测定空间运动体(目标或制导武器等)在该坐标系中所

处的位置。

(2)工作原理：

①扫描波束形成：测角仪的探测天线由高低角探测天线和方位角探

测天线组成，天线的波束形状是扁平状的，波束宽度为10°,厚度为

2°o方位角探测天线的波束宽边与地面垂直，进行自左而右的扇形

扫描；高低角探测天线的波束宽边与地面平行，进行自下而上的扇形

扫描，两个波束的扫描在空间形成宽为10°的十字探测区。扇形

扫描波束从起点向终点扫完20°角度后，又从终点扫回起点，如此循

环往复。

②目标高低角和方位角确定：在波束扫描过程中，只有波束扫到H

标时才有目标向波脉冲，当波束中心对准目标时，回波信号最强，波

束中心偏离目标时，回波信号减弱，波束完全离开目标时，不产生回

波信号。因此波束每左描一次，就可以得到一组中间大两边小的回波

脉冲群，脉冲群的中心与空间目标位置相对应。目标同波脉冲群的中

心与角度扫描起点的时间间隔的大小，就代表了目标相对高低角和方

位角的大小。

2•什么是陀螺仪的定轴性和进动性？其理论依据是什么？如

何判定进动方向？

(1)定轴性：

①定义：陀螺仪的转子绕主轴高速转动，具有动量矩。如果不受任

何外力矩的作用，陀螺仪主轴将相对惯性空间俣持方向不变，这种特

性，称为陀螺仪的定轴性。

②理论根据：动量矩守恒定律。

(2)进动性：

①定义：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。

②理论根据：

图4.23进动原理示意图

根据动量矩定理，作用在刚体上的冲量矩等于刚体的动量矩增量,

动量矩为H的陀螺仪受到外力矩Mx作用，则在At时间内作用在

刚体上的冲量矩为MxAt,动量矩的增量

AHZ—HztangA（f）xHzA（f）

推出

令△tf。得到进动角速度:

叼=亚=理

JdtH.

叼二旦

3二

分析：当动量矩H为一定值时，进动角速度3j的大小与外力矩的大

小成正比；进动外力矩为一定时，进动角速度叼的大小与动量矩的

大小成反比。若动量矩和外力矩均为一定值时，则进动角速度也保

持一定值。

③进动方向判断：在进动过程中，动量矩沿最短路径趋向外力矩的

方向，就是进动方向。将四指伸向动量矩方向，然后以最短路径握向

外力矩的右手旋进方向（拇指指向），就是进动角速度方向。

3,说明三自由度陀螺仪的基本组成、功能和测量原理，利用

了陀螺仪的什么特性？

(1)基本组成：转子、环架、锁定装置、电位器等组成。

(2)功能：测量飞行器的转动角度。

(3)测量原理；利用了陀螺仪的定轴性。电位器的滑臂在环架轴上，

绕组与飞行器固连。在飞行器做转动运动时，陀螺仪框架绕陀螺仪自

转轴转动，电位器输出与飞行器转动角度成比例的电信号。

4.说明测速陀螺仪的基本组成和测量原理(即力矩平衡过程),

利用了陀螺仪的什么特性？给出其传递函数。

(1)基本组成：测速陀螺仪由二自由度陀螺仪、弹性元件、阻尼器、

角度传感器等组成。

(2)测量原理：利用了陀螺仪的进动性。陀螺仪在进动过程中弹性

元件将产生与进动方向相反的弹性力矩，阻尼器产生与进动角速度方

向相反的阻尼力矩，当框架转到某一角度时，陀螺力矩与这两项约束

力矩平衡。

(3)传递函数:

Gr八=_______________

广\疗+2小&5+1

K即为陀螺仪的传递系数;TVT卫为陀螺仪的时间常数;

K

几二2庖为陀螺仪的阻尼系数；K是弹簧的恢复系数。

5.说明重锤式线加速度计的基本组成和测■原理(即力平衡

过程)。给出其传递函数。

(1)基本组成：惯性体(重锤)、弹簧片、阻尼器、电位器和锁定

装置等组成。

(2)测量原理：飞行器在等速运动时，弹簧片两边的拉力相等，惯

性体不产生惯性力。飞行器加速运动时，由于惯性力的作用，惯性体

相对于壳体产生位移，将拉伸弹簧片与阻尼器。当惯性体移动了某一

距离时.，弹簧片与阻尼器的作用力与惯性力平衡，使惯性体处于相应

的位置上。与惯性体周连的电位器滑臂也移动同样的距离。这个距离

与匕行器的加速度成比例。电位器的输出电压与飞行器的加速度成比

例。

(3)传递函数:

。期=小+2—+1

%戏为加速度计的传递系数;为加速度”的时间常数;

%为加速度计的阻尼系数；丸是弹簧的刚度系数。

2)哪

6.同轴式红外导引头由哪几部分组成,说明各组成部分的作

用。

(1)红外光学系统：红外光学系统的作用是接收目标辐射的红外能

量，并把红外能量聚集成像点。进一步细分，红外光学系统由球形外

罩、主反射镜、次反射镜(平面反射镜)、支撑玻璃板、光栏和色谱滤

光片组成。

(2)调制盘：①对所接收的目标信息进行调制以供鉴别目标偏离光

轴的方位；②对背景的辐射进行空间滤波；③给出满足自动跟踪和控

制系统稳定性和准确度耍求的调制曲线。

(3)红外探测器(光电转换器)：光电转换器的作用是将调制盘输

出的含有目标信息的红外辐射能转换为电信号。

(4)误差信号处理电路：①对目标误差信号进行电流放大和电压

放大；②对误差信号作解调变换；③尽量使陀螺跟踪系统的工作不

受飞行器与目标间距离变化的影响；④保证飞行器在未发射时陀螺

转子轴与弹(机)体轴一致。

(5)陀螺角跟踪系统：①带动红外光学系统旋转，在保证同轴性的

同时让调制盘能工作起来；②调整导引头以跟踪目标。

7.红外导引头中的调制盘有哪几个方面的作用？在旋转调幅

式调制盘输出的调制信号中，目标的偏差信号是如何表示的?

光电转换器(红外探测器，以光电导探测器为例)的输出信号

与调制盘输出的调制信号是什么关系？

(1)调制盘作用：①对所接收的目标信息进行调制以供鉴别目标偏

离光轴的方位；②对背景的辐射进行空间滤波；③给出满足自动跟踪

和控制系统稳定性和准确度要求的调制曲线。

(2)目标偏差信号表示：

□调幅式：目标偏离导引头光轴的大小与调制信号的调制幅值成比例;

调制信号的初始相位反映了目标偏离导引头光轴的方位。

□调频式：旋转调频式调制盘输出的调频信号经光电转换器变换成电

信号，调频信号经放大、鉴频以后可变换成正弦信号，此正弦信号与

基准信号的相位差，即为目标偏离导引头光轴的方位角，正弦信号的

幅值反映目标偏离导引头光轴的大小。

(3)信号关系：光电导探测器利用半导体材料中的光电导效应，当

它接收到红外线中的入射光子流时，其电阻值降低(或电导率增加)，

因此调制盘透过的光信号越强，光电转换电路的阻值越小，输出信号

越强，两个信号之间是比例关系。设光敏电阻阻值为

R=-

Z

其中k为常数，Z为红外线强度，则光敏电阻电流为

,1=U—=U-Z

Rk

若U取为基准电压，保持不变，则得光信号与电信号为比例关系。

8.说明红外导引头空间滤波与色谱滤波的含义。

(1)空间滤波：所谓空间滤波，是利用目标和背景的空间辐射特性

的差别，即光学系统对目标和背景辐射所成的像的尺寸不同，突出目

标信号，抑制背景，从而提高从背景中探测特定H标的能力。

(2)光谱滤波：利用目标和背景辐射光谱分布的差别，使红外接收

装置能在规定的光谱范围工作的技术。用以消除和减少杂散辐射及背

景辐射的影响，从而保证对目标辐射的光谱波段有较高的透过率。

9.对导引头一般有哪些基本要求?什么是导引头的视场角，其

大小与精度一般有何关系？

(1)对导引头的基本要求：

①发现和跟踪目标距离R：对于全程采用自寻的制导的飞行器与最

大飞行距离有关，如果是末段采用自寻的制导的飞行器，导引头跟踪

距离与末制导段距离有关。应满足：

RNaL斤询

其中d__是最大飞行距离或者末制导段距离；匕是目标的运动速度；

小飞行器的飞行时间；出“是目标飞行高度。

②视场角：要使导引头的分辨率高，那么视场角应尽量小，而要使导

引头能跟踪快速目标，则要求视场角增大。视场角应同时满足分辨率

和跟踪响应速度的要求。

③中断自导引的最小距离：在自寻的制导系统中，随着飞行器向目

标逐渐接近，目标视线角速度随之增大，同时导引头接收的信号越来

越强。当飞行器与目标之间的距离缩小到某个值口寸，大功率信号将引

起导引头接收回路过载，从而不可能分离出关于目标运动参数的信号。

这个最小距离，一般称为“死区”。在飞行器进入导引头最小距离(“死

区”）前，应当中断导引头自动跟踪回路的工作。

④导引头框架转动范围：活动跟踪式导引头一般安装在一组框架上,

它相对弹（机）体的转动角度受到空间和机械结构的限制。转动角度一

般限制正负50度以内，

（2）视场角：视场角越大，分辨率越低，即精度越低。

10.调制盘的调制特性曲线描述了哪两个量之间的关系？目标

像点位于调制曲线的盲区、线性区、捕获区，导引头分别处

于何工作状态？

（1）描述了目标偏离光轴的角度与调制盘输出的调制信号的调制幅

值之间的关系。

（2）

盲区：当目标像点落在盲区时，没有有用信号输出，导引头不输出控

制信号。

线性区：在调制特性曲线的线性区，导引头处于跟踪状态。

捕获区：在捕获区，调制盘输出的调制信号的调制幅值与目标偏离导

引头光轴的角度不成比例，但调制信号的初始相位仍然反映目标偏离

导引头光轴的方位。导引头仍然可以跟踪目标。

11.简述误差信号处理系统的工作过程。误差信号处理系统有

哪几个方面的作用？

(1)误差信号处理系统的工作过程：

前置放大器：

低噪声高增益放大器，因为红外探测器输出的信号比较微弱，必须用

高增益的放大器加以放大，来提高整个系统的信噪比。

电压放大器：

带反馈的阻容耦合电压放大器，具有负反馈，放大倍数不高，但能使

增益稳定。

谐振放大器：

对于靠近谐振频率的信号，有较大的增益；对于远离谐振频率的信号,

增益迅速下降。谐振放大器对载波频率信号输出最大，滤除其它频率

的干扰信号如光电转换器的噪声、调制盘图案不均匀带来的干扰等。

检波器：

把调制信号中的包络信号，也就是调制盘的旋转频率信号，从调幅信

号中检出来。

陷波滤波器(属于带阻滤波器)：

进一步滤除载波频率信号，获得波形较为理想的误差信号，解决检波

器信号损失过大的问题。

倒相放大器：

得到两个幅值相等、相位相反的正弦误差信号，以适应推挽功率放大

器的需要，同时也作为选频放大器，主要对误差信号进行放大，对其

它频率信号起到抑制的作用。

推挽功率放大器：

对误差信号进行功率放大，输出信号送给进动线圈及相位检波器（坐

标转换器）。

自动增益控制电路：

为了防止放大器饱和，保证误差信号处理系统有足够的动态范围，在

误差信号处理系统中采用自动增益控制电路。当误差信号随着飞行器

与FI标间距离缩短而增强时，到一定程度后，自动增益控制电路起作

用，以减小前置放大器的增益。

（2）误差信号处理系统作用

①对目标误差信号进行电流放大和电压放大；②对误差信号作解调

变换；③尽量使陀螺跟踪系统的工作不受飞行器与目标间距离变化

的影响；④保证飞行器在未发射时陀螺转子轴与弹（机）体轴一致。

12.红外导引头中永久磁铁有哪几个方面的作用？

（1）与旋转磁场线圈构成类似于同步电动机的动力装置，带动整个

陀螺转子旋转。

（2）与进动线圈相互作用，起到跟踪电动机磁铁的作用，当目标偏

离导引头光轴时，进动线圈中的误差电流会产生交变磁场作用于磁铁,

这时，陀螺仪会发生进动，使导引头跟踪目标。

（3）当永久磁铁旋转和偏转时，将在基准信号线圈和电锁线圈中产

生感应电动势。

13.说明永久磁铁与进动线圈相互作用使陀螺跟踪系统跟踪

目标的原理。

如图为进动线圈和杯形转子安装位置示意图，进动线圈固定在壳体上,

当导引头捕捉到目标时，将会产生误差信号，误差信号经过处理产生

进动线圈的驱动电流，当进动线圈中有电流时，产生如图所示磁场，

根据电磁作用原理，永久磁铁会旋转使其的南北极和线圈磁场的南北

极相对应，从而在陀螺仪上产生一个方向垂直纸面朝里的外力矩，根

据进动原理，使用右手定则指导进动力矩的方向为平行直面向上，在

这个进动力矩的驱动下，陀螺仪将绕着进动力矩轴旋转，从而跟踪目

标。

14,给出同轴式红外导引头跟踪回路计算结构图(各环节以传

函表示)。推导闭环传递函数。说明此红外导引头的测量特性。

根据自动控制负反馈回路化简原理:

G(s)

GB(S)=

1+G⑸"(s)

则闭环传递函数为：

K黑K

G⑶J,⑸二阜+1-=K°&K2Hs二Ks

222

B'q(s)i+以工KT'Hs+Hs+K°KKKrTs+2^Ts+1

平+l2Hsr

如果将分子上的s看做是对目标视线角的微分，则传递函数可

以写成

Kq(s)

GaG)=

T2s2+2^Ts+1

令8,因为阻尼系数不为0,所以有二阶振荡系统稳态值为1,故

G,s)=Kq

由此得到

导引头测量特性：系统达到稳态时，导引头跟踪回路输出信号与目标

视线转动角速度成正比。

15.与同轴式红外导引头相比，伺服连接式导引头在哪些方面

有优势；伺服连接式导引头的工作分为哪几个阶段，说明每

个工作阶段导引头的工作状态；用教材中的图4・70,推导伺

服连接式红外导引头的测量特性。

(1)伺服连接式导引头优势：可以实现快速搜索和跟踪目标。

(2)伺服连接式导引头工作阶段：

①搜索阶段：发射装置产生的两个搜索指令跟踪电压控制光学系统

(活动反射镜)进行快速扫描。

②跟踪阶段：目标进入捕获区域，红外探测器有误差信号输出，系统

切换为跟踪状态，陀螺转子轴跟踪光学系统活动反射镜光轴。

③制导阶段：陀螺系统跟踪目标，活动反射镜跟踪陀螺转子轴，导引

光学系统轴跟踪目标。

(3)测量特性推导

有图可知如果以人为输出，q为输出，则系统传递函数为(反馈回路

化简和上面是一样的）

I"H叫_______T.，+S+KK(

2qG)

TM+Hs+K,KKHs+&K2K3反£,

在&=K的条件下，如果目标视线角速度。是单位阶跃函数，则系统

达到稳态时，可得

I,、H

由此得测量特性:

伺服连接式红外导引头稳态时输出误差电流与目标视线旋转角速度

成比例。

16.舵机一般分为哪几类（按工作原理分,按能源分）?说明冷气

式舵机的组成和工作原理。

（1）舵机分类

按工作原理分类：比例式舵机、继电式舵机、脉宽调制舵机。

按能源分类：电动式舵机、液压式舵机、气压式舵机。

（2）冷气式舵机的组成和工作原理

组成：电磁控制器、喷嘴、接收器、作动器、反馈电位器。

工作原理：

①没有控制信号：

第五章

1,什么是飞行器的静稳定性、机动性与操纵性?如何判定飞行

器的静稳定性？

(1)静稳定性：在平衡状态下飞行的飞行器受到外界干扰作用而偏

离原来平衡状态，在外界干扰消失的瞬间且不加控制的条件下，飞行

器能产生附加气动力矩使飞行器具有恢复原来平衡状态的趋势，则称

飞行器是静稳定的；若产生的附加气动力矩反而使飞行器具有偏离原

来平衡状态的趋势，则为静不稳定；若产生的附加气动力矩为零，则

为静中立稳定。

（2）机动性：飞行器改变速度大小和方向的能力，可以使用切向和

法向加速度表征，通常使用过载（作用在飞行器上的除重力之外所有

外力与重力的比值）来表征。

（3）操纵性：执行机构（舵面或喷管）偏转后，飞行器改变原来飞

行状态（攻角，侧滑角，俯仰角等运动参数）的能力和响应速度。

（4）静稳定性判定：以弹头为原点，压心在重心之前为静不稳定飞

行器；压心和重心重合为静中立稳定飞行器；压心在重心之后为静稳

定飞行器。

2•说明自动驾驶仪与稳定回路的组成。稳定回路有哪几方面

的功能？

（1）自动驾驶仪与稳定回路的组成：惯性器件、控制电路和执行机

构组成。

（2）稳定回路功能

①稳定弹（机）体轴在空间的角位置和角速度。

②改善飞行器的稳态和动态特性。

③增大飞行器绕质心转动的阻尼系数，改善制导系统的过渡品质。

④提高短周期振荡频率，保证飞行器质心运动的稳定性。

⑤对静不稳定的飞行器进行稳定。

⑥执行制导指令，操纵飞行器沿基准弹道飞行。

3,非自旋飞行器为什么一定要进行滚转角位置稳定？

因为非旋转的飞行器在飞行过程中发生滚转运动时，控制指令形成坐

标系与执行坐标系之间的关系会被破坏，会使指令执行发生错乱，因

此需要滚转角位置稳定，使滚转角保持为零或接近为零，保证控制指

令形成坐标系与执行坐标系相一致。

4,给出进行滚转角位置稳定常用的三种方案。画出三种方案

的计算结构图(由传递函数表示的，执行机构和测量元件可

简化为比例环节)，推导闭环传递函数。

(1)使用角位置陀螺仪反馈加超前校正网络。

根据系统原理图

图5.24使用角位置陀螺仪反馈加超前校正网络系统原理图

代入各个环节的传递函数可得计算解结构图为

图5.25庠位置陀螺仪反馈加超前校正网络计算结构图

根据负反馈回路化简公式

=小_G(s)

1+G(s)”(s)

系统闭环传递函数为

KDX

双s)=迤_=________S(小+1)__________=K°x-2m+1)

心⑸1।KDX,KM&K.G,G)5仁”+1)(7；”+2会心+1)+(

5(心5+1)立/+2£3+1

其中

为开环传递系数。

其中校正网络传递函数

（（分+1）

Ge（s）=

4+1

式中式〈刀尸弓x

（2）使用角位置陀螺仪反馈，同时引入测速陀螺仪反馈内回路。

图5.26具有角位置和角速度反馈的滚转稳定回路系统原理图

代入各个环节的传递函数得计算结构图

图5.27具有痢位置和角速度反馈的滚转稳定回路计算结构图

弹（机）体的传递函数为

G(s):一星—

5(加+1)

根据结构图节点前移变换可知整个反馈回路可以写成

HGMKjy+Q)

根据负反馈回路化简公式

GG)

G,(s)=

1+G(s)”(s)

系统闭环传递函数为

K°x

，G)=(-$=_______________曙_______________=K

22

b，(s)-]+K/)XK〃,(K-+KWS)"(Tnxs+1)，+KM/K7r+KMTs+2短+1

十(TDXS+1)5

其中

K=等，K0=K/K»K"是开环传递系数。

A=1+KdK'KWT_[7^7

"2师；’」K。

(3)测速陀螺仪加电子积分器反馈

根据系统原理结构图

图5.28测速陀螺仪加电子积分器反馈原理结构图

代入各个环节的传递函数得计算结构图

图5.29测速陀螺仪加电子积分器反馈计算结构图

反馈回路表达式

“邓卢KQ

H(s)=---------------

s

根据负反馈回路化简公式

c/、G(s)

"(s)=-----------

B1+G(s)”(s)

系统闭环传递函数

/s)=L5+1=_____________鼠__________

g(s)-S1+&火勺0(.+0)"s(TDXs+1)+K/)xKdK,\r(叫+K2S)

s(Z”+l)

二仁

*+2m+i

5,给出一种滚转角位置控制方案。画出这种方案的计算结构

图（由传递函数表示的，执行机构和测量元件可简化为比例

环节），推导闭环传递函数。

使用角位置陀螺仪反馈，同时引入测速陀螺仪反馈加外环角位置陀螺

仪反馈组成滚转角位置控制臼路。

图5.30滚转角位置控制系统原理国

图5.31滚转角位置控制计算结构青

弹(机)体的传递函数为

K“x

G(5)=

5（加+1）

由第四题(2)的推导可知内环(角位置稳定回路)传递函数为

7(s)______________^DX______________________

4G)一(TDXS+1)5+KDK'K7T+")

则整个回路的闭环传递函数为

叫外___________

y(s)_+l)s+KaxKJK/r+K拒)

九(s)1+K&x.]

(TDXS+1)S+K!)xKdSKzr+K.s)

=_____________%_____________

(7^s+l)s+KcxKd'K"+K^s)+K]KDX

=__________________&__________________

"+(1+K“xKd0)s+0+K.KDX

6.测速陀螺仪与线加速度计反馈在侧向控制回路中一般起何

作用？线加速度计反馈通路中串联滞后校正环节的作用是

什么？对加速度计在弹上的安装位置一般有什么要求，为什

么？

(1)测速陀螺仪与线加速度计反馈在侧向控制回路中的作用：

①利用速率陀螺仪测量飞行器的姿态角速度，输出与角速度成比例的

电信号，并反馈到舵机回路的输入端，驱动舵机产生舵偏角，从而产

生与姿态角速度方向相反的力矩，起到阻止飞行器摆动，人工增加阻

尼系数，改善系统阻尼特性，并有利于提高系统的带宽；

②线加速度计的引入使系统的频带比阻尼回路有所展宽，采用以线加

速度计测得的过载为主反馈，实现了稳定控制指令/与方向过载

〃、之间的传递特性。

③在稳定回路中，由于测速陀螺仪和线加速度计的作用，引入了与飞

行线偏差的一阶和二阶导数成比例的信号，这两种信号能使稳定回路

的相位提前，因而能有效补偿制导系统的滞后，增加稳定回路的稳定

裕度，改善制导系统稳定性。

（2）线加速度计反馈通路中串联滞后校正环节的作用：

同时起到制导回路补偿和指令补偿的作用。

（3）对加速度计在弹上的安装位置要求及原因：

①避免安装在机体弹性振动的波腹位置，否则线加速度计在这一点

敏感的弹性振动可能会引起弹体的破坏，因为如果弹体的执行机构能

响应这种弹性振动的振荡频率，所形成的操纵力可能会加强这种弹

性振动。

②除此之外，加速度计要安装在质心的之前。在不考虑弹性振荡的

情况下，加速度计测量的是质心法向加速度和绕质心的切向加速度之

和，切向加速度的大小是/“3,其方向在质心之前为正，在质心之后

,V

为负，切向加速度用过载表示为

••

因此线加速度测得的过载为：

加速度计在质心之前:A=4+6

加速度计在质心之后：n.=nv-1'&

加速度计在质心之上：H.=II

,Vy

其中。为加速度计安装位置与质心的距离。如果线加速度计安装在质

心之后，因为线加速度计在控制回路的负反馈回路中，则所测得的过

••

载中的一C部分因为负号抵消，相当于引入一个4s大小的正反馈

环节，因此线加速计安装位置必须在在质心之前，否则会引入一个局

部正反馈，对系统的不利。

7.画出侧向控制回路中阻尼回路（也就是测速陀螺仪反馈回

路）的计算结构图（由传递函数表示的，执行机构和测量元件

可简化为比例环节），推导闭环传递函数。

图5.9阻尼回路计算结构图

根据负反馈回路化简公式

G(s)

1+G(s)”。)

阻尼回路闭环传递函数为

.(加s+1)

S(s)=*+24KH!=_________K/,(7；/)s+l)_________=K；)(7>+1)

2

b(s)一K°K：(qs+1)-T；s+2生7>+1+K/N(几s+1)一〃/+2砒s+1

]+…9--------$

侬2十2牖加十1

式中端=%.为阻尼回路闭环传递系数;

01+K〃K"

K=,Tf）,为阻尼回路时间常数;

么十一万一

J"/：为阻尼回路闭环传递系数。

8.分别画出常用的遥控制导系统和自寻的制导系统侧向控制

回路（也就是线加速度计反馈回路）的计算结构图（由传递

函数表示的，执行机构和测量元件可简化为比例环节），推

导闭环传递函数。

（1）遥控制导系统侧向控制回路

图5.10遥控制导系统侧向控制回路计算结构图

根据负反馈回路化简公式

GG)

GG)=

1+G(s)”(s)

系统传递函数为

K/K”

4⑸二(乙帝+2北小+1)・57.3g

牝⑸]+&.________2卢d_________

7>+1区汇+217>+l)・57.3g

叱急3D

(7>+1)(7；；/+217>+1)+KzK:n工K.

'1・3g

((勺+1)

(7>+1)(小2+2[7>+1)

其中

K(春

T+K=K：Kj

57.3g

oz，当由分母三阶方程确定。

(2)自寻的制导系统侧向控制回路

图5.11自寻的制导系统侧向控制回路计算结构图

根据负反馈回路化简公式

⑦⑸二G⑸

1+G")”(s)

系统传递函数为

KjKzn也

工⑸二口+1•疗位久小1・57.3g

生⑸\+K2长4--------

2

“口+1T:its+2^T:n+1573g

(7>+1心2+2通+1)+KXzKzn搐

q

57.3g

24

T：TS+(r+27X7.)/+(2么工,+7>+1+KAK”

57.3g

(T.^+Dcry+2^+1)

其中

K(

57.3g

Kt=-----------------------

1+K-KK~^~

-m'J57.3g

r.,r,1由分母的三阶方程确定。

第六章

1.给出遥控指令制导系统采用三点法和前置角法两种制导规

律时的误差信号表达式，说明所用变量含义。

三点法误差信号表达式：

k工R4

Kp*RAP

其中Ac和△夕是角偏差在高低角方向和方位角方向的两个分量，&

是线偏差，和〃M是飞行器线偏差在高低角方向和方位角方向的两

个分量。

前置角法误差信号表达式：

*

A*r

%=—一•一

Ar

其中，如和九〃是飞行器线偏差在高低角方向和方位角方向的两个分

量，2是高低角，&是方位角，是导弹和目标之间的距离，R”是

线偏差。

2.遥控指令制导系统中形成制导指令时为什么要用线偏差而

不是角偏差？

(1)因为在角偏差信号相同的情况下，飞行器距离制导站的距离不

同，飞行器偏离目标视线的距离就不同，为了提高制导精度，在形成

制导指令时要采用线偏差信号。

(2)如果使用角偏差作为误差信号，当飞行器与制导站间的距离比

较小时，还能产生足够的法向控制力纠正偏差。随着飞行器与制导站

之间的距离越来越大，相同角偏差对应的线偏差越来越大，纠正偏差

需要的法向控制力也越来越大，最终可能导致飞行器不能提供所需的

法向控制力来纠止偏差。

3.遥控指令制导系统中形成制导指令时为什么要引入微分校

正环节与积分校正环节？

导弹实际飞行中，存在以下干扰因素：

(1)导弹本身存在运动惯性和制导系统滞后。

(2)目标机动带来的动态误差。

(3)误差信号过大，所需控制力大，容易引起机体剧烈振动。

(4)重力因素影响导致实际飞行弹道下沉。

这些干扰因素导致导弹不能达到要求的制导精度，因此需要在形成制

导指令时引入微分校正和积分校正环节。

4.遥控指令制导系统设计校正与补偿信号时需考虑哪些因素?

理想弹道的曲率与哪些因素有关？

(1)设计校正与补偿信号时需考虑因素：

①导弹本身存在运动惯性和制导系统滞后。

②目标机动带来的动态误差。

③误差信号过大，所需控制力大，容易引起机体剧烈振动。

④重力因素影响导致实际飞行弹道下沉。

(2)理想弹道曲率与以下因素有关：

①目标机动性：目标相对导弹的横向加速度越大，理想弹道的曲

率越大。

②导引方法：三点法引导时理想弹道曲率较大，前置角法引导时

理想弹道曲率较小。

③导弹速度：飞行速度越大，理想弹道曲率越小。

5.说明圆锥扫描雷达波束制导的原理。飞行器上的雷达接收

机接收的信号中，飞行器在波束中的偏差信息是如何表示的?

(1)圆锥扫描雷达波束制导的原理：

①制导波束形成：雷达天线辐射笔状波束，使波束信号最强的方.向偏

离天线光轴一个小角度，波束扫描电机带动天线辐射器绕天线光轴旋

转，形成圆锥扫描雷达波束。

②偏差信号形成：偏差信号在导弹上形成，导弹在波束中飞行，波束

做圆锥扫描时，弹上接收机的输出信号受到幅度调制，调幅信号反映

导弹偏离波束等强度信号线的情况。

(2)飞行器在波束中的偏差信息表示：

当导弹偏离制导波束笔强度信号线时，飞行器上的接收机输出的信号

是调幅脉冲信号，调制信号的频率等于波束旋转频率，调制的深度和

导弹偏离等强信号线的偏差角成正比，调制信号的相位取决于导弹偏

离等强信号线的方向。

6.圆锥扫描雷达波束制导系统中，基准信号是如何产生和传

递的？

(1)基准信号产生：一般由制导站波束扫描电动机带动天线辐射器

和基准信号发生器的发电机同步旋转，这样基准信号发生器输出的基

准信号与波束的圆锥扫描同步。

(2)基准信号传递：一种是利用基准信号对雷达脉冲进行频率调制；

另一种是脉冲编码的方法。

7•说明旋转.正交扫描激光驾束制导原理。

(1)制导波束形成：激光器产生激光，然后由引导波束形成装置将

激光器产生的强功率激光变为引导波束。引导波束形成装置依次产生

四个扁平状的扫描激光束。

(2)导弹位置确定:

图6.32旋转-正交激光扫描波束示意图

制导站依次产生四个扁平状的扫描激光束，如图1所示，先产生激光

束1，并由其起点扫到终点，马上产生激光束2,也由其起点扫到终

点，间隔一小段时间&，产生激光波束3,由其起点扫到终点，马上

又产生激光波束4,也由其起点扫到终点。光束1,2扫过时，导弹接

收到两组脉冲，时间间隔△小光束3,4扫过时，导弹接收到两组脉

冲，时间间隔加j根据坐标转换关系式(推导略)：

Lo(cof>§-sin3)-号LQ(COS夕+sin3)+f

^Lo(c<»B+fiin/?)+Lo(cosR-sin/?)+§

IQ」

即可确定导弹在测量坐标系中的方位，其中7；是扫描周期，4是光束

扫过长度，夕是1、2扫描激