导弹制导和控制管理系统技术介绍

  由于导弹技术对武器领域的广泛影响，导弹一词在二战后通常与导弹同义使用。在非制导的情况下，初始条件（如火车、仰角、舰炮中的火药装药）和外部弹道效应是与正态分布一起影响“射击落下”的参数。在技术进步允许的情况下（同时威胁复杂性不断降低），导弹的发展使军事武器终端精度的显着提高成为可能。自动控制在导弹技术的广泛领域很普遍，包括：

  制导系统基础目的和功能每个导弹制导系统都由高度控制管理系统和飞行路径控制管理系统组成。高度控制系统的作用是经过控制导弹的俯仰、横滚和偏航，将导弹保持在有序飞行路径上的所需高度。高度控制系统作为无人驾驶仪运行，抑制倾向于使导弹偏离其有序飞行路径的波动。飞行路径控制管理系统的功能是确定目标拦截所需的飞行路径，并生成对高度控制管理系统的命令以保持该路径。

  在这一点上应该清楚的是，“制导和控制”的概念不仅涉及维护特定车辆在空间中从A点到B点的路径，还涉及车辆在遵循路径时的正常行为。沿着规定的路径到达目标的一半，然后变得动态不稳定的导弹就无法留在路径上（或者由于空气动力载荷而在结构上失效）。为了正常运行，这种车辆必须“驾驶”并能够响应控制信号。制导和控制系统的操作基于反馈原理。当存在制导误差时，控制单元对导弹控制面进行校正调整。控制单元还将调整控制面，以稳定导弹的横滚、俯仰和偏航。将引导和稳定校正相结合，并将结果作为误差信号应用于控制系统。

  传感器导弹中的制导系统能与飞机的人类飞行员作比较。当飞行员将他的飞机引导到着陆场时，制导系统会“看到”它的目标。如果目标很远或被遮挡，能够正常的使用无线电或雷达波束来定位它并将导弹指向它。热、光、电视、地球磁场和罗兰都被发现适合特定的引导目的。当电磁源用于引导导弹时，天线和接收器安装在导弹中以形成所谓的传感器。传感器拾取或感应引导信息。由电磁手段以外的导弹使用别的类型的传感器，但每种导弹都必须有一些接收“位置报告”的手段。使用的传感器类型将由最大操作范围、操作条件、所需信息类型、所需精度、视角、传感器的重量和尺寸以及目标类型及其速度等因素决定。

  加速度 计舰船和导弹惯性导航系统的核心是加速度计的布置，它将检测车辆运动的任何变化。要了解加速度计在惯性制导中的使用，检查所涉及的一般原理会起到一定的帮助。加速度计，顾名思义，是一种测量加速度的设备。就其基本形式而言，这些设备很简单。例如，可以在横向轴上自由摆动的钟摆可用于测量沿导弹前后轴的加速度。当导弹向前加速时，钟摆往往会滞后于船尾;钟摆从其原始位置的实际位移将是加速力大小的函数。另一个简单的装置可能由支撑在两个弹簧之间的重物组成。当施加加速力时，重物将从其原始位置向与施加的力相反的方向挪动。质量（重量）的运动符合牛顿第二运动定律，该定律指出物体的加速度与施加的力成正比，与物体的质量成反比。如果沿前后轴的加速度恒定，则只需将加速度乘以经过的时间即可确定导弹在任何时刻的速度。但是，加速度可能会在一段时间内发生很大变化。在这些条件下，需要积分来确定速度。如果导弹速度恒定，则可以简单地通过将速度乘以飞行时间来计算覆盖的距离。但是因为加速度不同，速度也不同。因此，有必要进行第二次集成。加速度计的移动元件能连接到电位计，或可变电感器磁芯，或能够产生与元件位移成比例的电压的别的设备。通常有三个双积分加速度计连续测量导弹在三个方向上的行进距离 - 射程，高度和方位角。双积分加速度计是对加速度敏感的设备，通过两步过程测量距离。然后将这些测量的距离与预设到导弹中的所需距离作比较;如果导弹偏离航线，校正信号将发送到控制管理系统。加速度计对重力加速度和导弹加速度敏感。因此，测量距离和方位距离的加速度计一定得安装在相对于重力拉力的固定位置。这可以在移动的导弹中完成，方法是将它们安装在由陀螺仪或恒星跟踪望远镜稳定的平台上。然而，当导弹经过地球时，必须移动该平台，以使每个加速度计的敏感轴相对于重力的拉力保持在固定位置。这一些因素导致惯性系统的精度随着导弹飞行时间的增加而降低。为了消除不必要的振荡，加速度计单元中包括一个阻尼器。阻尼力应该足够大，以防止发生任何振荡，但仍允许质量的显着位移。当存在这样的一种情况时，质量的运动将与车辆的加速度成正比。如果表壳在箭头指示的方向上遇到加速度，弹簧将提供与质量的向下位移成比例的再应变力，而粘性流体将用于抑制任何不良振荡。质量（M）可以相对于铁芯（C）自由地来回滑动。当车辆经历加速度时，与质量位移成比例的电压（E）被拾取并放大。电流（I）（仍然与位移有关）被送回磁芯周围的线圈。线圈周围产生的磁场在质量上产生力，从而抑制振荡。在这个系统中，加速度能够最终靠质量的位移（X），电压（E）或电流（I）来测量。

  指导阶段导弹制导大体上分为助推、中航和终端三个阶段。这些名称是指飞行路径的不同部分。升压阶段也可以称为发射或初始阶段。升压阶段。海军地对空导弹通过助推器组件加速到飞行速度。这个助推器周期从导弹离开发射器开始持续到助推器燃烧其燃料。在带有单独助推器的导弹中，助推器在烧毁时会从导弹上掉落。该阶段的目标是将导弹放置在太空中可以“看到”目标或可以接收外部制导信号的位置。在某些导弹的助推阶段，制导系统和空气动力学表面被锁定到位。其他导弹在助推阶段被引导。

  中途阶段。指导的第二阶段或中途阶段通常是距离和时间最长的。在飞行的这一部分，在大多数情况下要进行更改以使导弹进入所需的航线并确保它保持在该航线上。在此制导阶段，能够最终靠多种方式中的任何一种向导弹提供信息。在大多数情况下，中段制导系统用于将导弹放置在目标附近，其中在指导的最后阶段使用的系统能接管。在其他情况下，中途引导系统用于第二和第三指导阶段。

  终末阶段。导弹制导的最后阶段一定要有高精度以及对制导信号的快速响应。在这一阶段，导弹性能成为一个重要的条件。导弹一定要能在不断减少的可用飞行时间内执行拦截所需的最后机动。导弹的机动性将取决于速度和机身设计。因此，终端制导系统必须与导弹性能能力兼容。目标加速度越大，终端引导方法就越重要。适当的指导方法将在本章的后面部分讨论。在某些导弹中，特别是短程导弹中，制导的所有三个阶段可能使用单一制导系统，而其他导弹的每个阶段可能具有不一样的制导系统。

  制导系统的类型导弹制导系统可分为两大类：由人造电磁装置制导的导弹和由其他方式制导的导弹。第一类是那些由雷达、无线电设备控制的导弹，以及那些使用目标作为电磁辐射源的导弹。后一类是依靠机电装置或与恒星（自给式制导系统）等自然来源的电磁接触的导弹。所有与人造光源保持电磁辐射接触的导弹都能更加进一步细分为两个子类别。

  控制指导控制制导导弹是在与友方控制点直接电磁辐射接触的基础上制导的导弹。寻的制导导弹是在与目标直接电磁辐射接触的基础上制导的导弹。控制制导通常取决于控制点和导弹之间雷达（雷达控制）或无线电（无线电控制）链路的使用。利用通过无线电或雷达链路从控制点发送的制导信息，可以引导导弹的飞行路径。本章将使用雷达控制制导作为讨论的模型，因为它是迄今为止控制制导方法最常见的应用。所讨论的原则可以很容易地应用于无线电（包括电视）控制指导。雷达控制制导：雷达控制制导可以细分为两个独立的类别。第一类简称为指挥指导方法。第二种是波束骑手方法，它其实就是对第一种方法的修改，但雷达的使用方法不一样。命令指导： 术语命令用于描述一种制导方法，其中所有制导指令或命令都来自导弹以外的来源。导弹的制导系统包含一个接收器，能够接收来自舰船或地面站或飞机的指令。然后，导弹飞行路径控制管理系统将这些命令转换为制导信息，这一些信息被馈送到姿态控制系统。在指挥制导方法中，使用一个或两个雷达来跟踪导弹和目标。一旦雷达锁定在目标上，跟踪信息就会被输入计算机。然后发射导弹并被雷达跟踪。目标和导弹射程、仰角和方位不断馈送到计算机。分析此信息并计算导弹拦截飞行路径。然后将适当的制导信号传输到导弹接收器。这些信号能够最终靠改变导弹跟踪雷达波束的特性或通过单独的无线电发射器来发送。雷达指挥制导方法可用于舰船、空中或地面导弹运载系统。一种相对较新的有线指挥制导现在可用于一些短程反坦克型武器。这些系统使用光学瞄准器跟踪目标，而武器发出特征性的红外特征，用于用红外传感器跟踪武器。感知武器从视线 （LOS） 到目标的偏差，并生成制导命令，这些命令通过直接线链路馈送到飞行中的武器控制管理系统。每种武器都包含线轴，当弹头飞出视线到达目标时，线轴会发出。这些系统的当前使用是在相对轻便，便携式，短程的战场环境中针对装甲目标，其中其高精度和大量弹头得到最有效的使用。横梁骑手方法： 波束骑手法与雷达指令制导法的主要不同之处在于，导弹跟踪雷达波束的特性在波束骑乘系统中没有变化。该导弹的设计使其可以依据其相对于雷达扫描轴的位置制定自己的校正信号。在回顾了锥形扫描跟踪的原理后，最好理解该技术。导弹的飞行路径控制单元对与制导雷达扫描轴的任何偏差都很敏感，还可以计算出正确的飞行路径校正。这种类型的系统的一个优点是只需要一个雷达。当然，这种雷达一定要有锥形扫描功能，以便提供目标跟踪能力和导弹飞行路径校正参考轴。第二个优点是，由于导弹制定了自己的方向命令，因此能发射几枚导弹同时“骑”光束，而不需要繁琐复杂的多导弹指挥系统。由于雷达波束扩散，该系统的精度会随着射程而降低，并且导弹更难保持在中心。如果目标移动非常迅速，导弹一定要遵循一直在变化的路径，这可能会引起其经历过度的横向加速度。

  归位指导归位制导系统通过在武器中使用对目标的某些显着特征做出一定的反应的装置来控制飞行路径。归位装置能对各种能量形式敏感，包括射频、红外、反射激光、声音和可见光。为了锁定目标，导弹或鱼雷必须至少通过前面提到的角度跟踪方式之一确定目标的方位角和仰角。如有必要，主动寻的导弹还将具有确定目标射程的手段。跟踪由可移动的导引头天线或带有固定电子扫描阵列的阵列执行，该阵列正在开发用于导弹并在某些鱼雷中运行。通过幅度比较单脉冲法确定角度误差比旧的COSERO系统更受欢迎，因具备更高的数据速率和更快的响应时间;然而，相位比较单脉冲或干涉仪方法在某些应用中具有优势。归位引导方法可分为三种类型：

  这些办法能够用于使用上述任何能量形式的寻求者，尽管某些方法可能因能量形式的性质而被排除在外;例如，人们不会建造被动激光导引头或主动或半主动红外导引头。主动寻的：在主动寻的中，武器包含发射器和接收器。搜索和采集与任何跟踪传感器一样进行。使用单站几何形状跟踪目标，其中来自目标的返波与传输能量相同的路径。机载计算机计算拦截目标的路线，并向武器的无人驾驶仪发送转向命令。单站几何形状允许从目标最有效地反射能量，但导弹的小尺寸限制了设计人员对发射器的高频和低功率输出，导致导引头采集范围短。半主动归位：在半主动寻的中，目标由发射场或其他控制点的跟踪雷达照亮。导弹配备了雷达接收器（无发射器），并通过来自目标的反射雷达能量，像有源方法一样制定自己的校正信号。然而，半主动寻的利用来自目标的双基地反射，这在某种程度上预示着由于照明器平台和武器接收器不是同地的，返回的回波遵循与入射到目标的能量不同的路径。由于其形状和成分，目标可能没办法在武器方向上有效地反射能量。在极端情况下，武器可能会完全失去目标，导致错过拦截。这一缺点能够最终靠在船舶、飞机或地面站的照明设备中使用更大的功率和更多样化的频率范围来弥补。被动归位：被动归位仅取决于目标作为跟踪能量的来源。这种能量可以是被动寻的鱼雷中船舶或潜艇辐射的噪声，在反辐射（ARM）武器的情况下来自目标自身传感器的RF辐射，船舶，飞机或车辆排气等热源，与温度或可见光环境形成对比，甚至是所有物体在微波区域发出的辐射。与其他寻的方法来一样，导弹根据从目标而不是控制点接收的能量产生自己的校正信号。无源归位的优点是减少了计数器检测问题，并能使用广泛的能量形式和频率。它的缺点是容易受到诱饵或欺骗，并且依赖于敌人的一定程度的合作。通过导弹重传寻的或跟踪 （TVM）：重传归位是指挥制导和半主动归位制导两种特性的融合。在指挥制导中，导弹转向命令是使用从发射点传感器获得的目标位置和导弹位置数据在发射点计算的。在重传寻的中，导弹包含一个半主动导引头，用于确定从导弹到目标的方位角和仰角，然后通过数据链路（下行链路）对其进行编码并传输到发射点。发射点的火控系统能够正常的使用自己的目标跟踪数据、导弹的目标跟踪数据（或两者）和导弹位置数据来计算转向命令，然后通过上行链路传输到导弹。这种技术用于一些新的AAW导弹系统，包括美国陆军爱国者系统。特定的转播或 TVM 系统可能与此理想情况有所不同;然而，它们都将以某种方式使用来自导弹的目标角度数据来计算发射点的转向命令，然后将其传输到导弹。准确性：归位是所有制导系统中最准确的，因为它在对付移动目标时使用目标作为其源。寻的装置可以通过多种方式控制导弹对移动目标的路径。其中，更常用的是追击路径和引导飞行路径，将在本章的后续部分中讨论。由于武器导引头中的单脉冲方法是有利的，并且正在成为当前武器的首选方法，因此有必要解决两种基本类型：幅度比较单脉冲：这种方法需要一个万向节天线，在武器的鼻子上有一个天线罩覆盖。由于空气动力学要求，天线罩形状通常不是雷达性能的最佳选择。由于单个天线的视场有限，需要非常精确的天线命令才能实现目标捕获。在这些系统中，天线的尺寸直接决定了导引头频率范围的极限。它的主要优点是在整个潜在目标的潜在速度和机动性范围内具有一致的性能。干涉仪（相位比较单脉冲）：干涉仪消除了对可移动天线的要求，而是将固定天线安装在机身边缘或翼尖上，结果是降低了复杂性和更宽的视野。如图16-10所示，为武器的每个移动轴安装了两个相隔已知距离的天线。在图中，天线 A 和 B 由距离 d 隔开，接收来自目标发射（被动寻的）或反射（半主动寻的）的能量。由于到目标的距离相对较大，因此假设RF能量以一系列波长的平面波的形式到达。=2天罪如果已知并且相位角可以确定，那么可以计算出看角。干涉仪具有视场宽、机身设计灵活、武器内部空间使用畅通无阻以及覆盖宽频带而不受天线尺寸限制等优点。天线之间的间隔决定了系统的性能，通常的布置是导弹体直径或鳍扩散分离。干涉仪的缺点是，当波长小于特定入射角下天线之间的距离时，可能存在角度模糊。如果天线在入射角处的距离是 d sin，并且小于 d sin，则无法确定测量的相位角是否恰好是 + n2 弧度，其中 n 是任何整数。然而，这在大多数归位系统中是一个小问题，因为绝对视角不如该角度的变化率重要。干涉仪的优势在于，在相同尺寸武器中，其范围是典型振幅比较单脉冲导引头的两倍。这使导弹有两倍的时间响应从跟踪组的质心到跟踪一个特定目标的转换，从而降低了命中概率。复合材料系统：没有一个系统最适合指导的所有阶段。因此，将具有良好中段制导特性的系统与具有出色终端制导特性的系统相结合是合乎逻辑的，以增加命中次数。组合系统称为复合制导系统或组合系统。许多导弹依赖于各种类型的制导的组合。例如，一种类型的导弹能够正常的使用指挥制导，直到它在目标的一定范围内。此时，指挥引导可能成为后备模式，并开始一种归位制导。然后使用寻的制导，直到撞击目标或引爆近炸固定弹头。混合指导： 指挥制导和半主动归位制导的组合是一种混合制导。它实现了两种系统的许多优点。它通过维护运载工具（船舶，飞机或陆地基地）上的跟踪传感器并将数据传输到导弹来获得远程能力。通过让导弹计算自己的姿态调整，可以简化火控问题的整个机械化。独立的制导系统自给自足组属于第二类制导系统类型。所有制导和控制设备都完全在导弹内。这种类型的一些系统是：

  这些系统最常适用于地对地导弹，电子对抗措施对它们相对无效，因为它们既不发射也不接收可能扰的信号。预设指导。术语预设完全描述了一种引导方法。当使用预设制导时，所有控制设备都在导弹内部。这意味着在导弹发射之前，必须计算与目标位置有关的所有信息以及导弹必须遵循的轨迹。完成此操作后，必须将导弹制导系统设置为遵循前往目标的路线，将导弹保持在所需高度，测量其空速，并在正确的时间使导弹开始其飞行的最终阶段并俯冲目标。预设引导的一个主要优点是，与其他类型的引导相比，它相对简单;它不需要跟踪或可见性。预设制导系统的早期例子是德国V-2，其中目标的范围和方位是预先确定的，并设置在控制机构中。最早的北极星导弹也被设计为在其飞行的第一部分使用预设制导，但很快就被修改以允许更大的发射灵活性。预设的制导方法仅对大型的固定目标有用，例如陆地或城市。由于制导信息是在发射前完全确定的，因此这种方法当然不适合用于对付舰船、飞机、敌方导弹或移动的陆地目标。导航制导系统。当目标距离发射场很远时，必须使用某种形式的导航制导。只有在对飞行路径进行严格和全面的计算后，才能实现长距离精度。这种类型的导航问题的数学方程可能包含旨在控制导弹围绕三个轴（俯仰、横滚和偏航）运动的因素。此外，该方程可能包含考虑外力（例如顺风）引起的加速度和导弹本身惯性的因素。可用于远程导弹制导的三种导航系统是惯性、天体和地面。

  惯性制导：最简单的引导原理是惯性定律。在将篮球对准篮筐时，尝试给球一个将在篮筐中终止的轨迹。但是，一旦球被释放，射手就无法进一步控制它。如果他瞄准错误，或者球被另一个人碰到，它就会错过篮筐。但是，球的瞄准错误，然后让另一个人触摸它以改变其路线，以便它击中篮筐。在这种情况下，第二个玩家提供了某种形式的指导。惯性制导系统提供中间推力，使导弹回到正确的轨道上。惯性制导方法与预设方法的目的相同，实际上是该方法的改进。惯性制导导弹还在发射前接收编程信息。尽管发射场和导弹在发射后之间没有电磁连接，但导弹能够以惊人的精度对其飞行路径进行校正，使用安装在陀螺稳定平台上的加速度计控制飞行路径。所有飞行中的加速度都通过这种布置连续测量，导弹姿态控制产生相应的校正信号以保持正确的轨迹。惯性制导的使用消除了远程导弹投送的大部分猜测。加速度计不断感知在导弹上工作的不可预测的外部力量。该解决方案使导弹能够不断修正其飞行路径。事实证明，惯性方法比迄今为止开发的任何其他远程制导方法都可靠得多。天体参考：天体导航制导系统是针对预定路径设计的系统，其中导弹航向参照固定恒星连续调整。该系统基于恒星或其他天体在给定时间相对于地球表面某一点的已知视位置。固定恒星和太阳的导航对于远程导弹来说是非常理想的，因为它的准确性不依赖于射程。导弹必须配备水平或垂直地球参考、自动星跟踪望远镜以确定相对于参考的星仰角、时基以及机械或电气记录的导航星表。导弹中的计算机不断将恒星观测结果与时基和导航表进行比较，以确定导弹的当前位置。由此，计算出适当的信号以将导弹正确转向目标。导弹必须携带所有这些复杂的设备，并且必须在云层上方飞行以确保恒星的能见度。天体制导（也称为恒星制导）用于水手（无人航天器）前往火星和金星附近的行星际任务。洲际弹道导弹和潜射弹道导弹系统目前使用天体制导。地面制导方法。在计算机电路的微型化之前，所提出的各种地面制导方法具有很大的局限性。这些提议的早期系统包括惯性参考系统，提供地球表面图像的电视摄像机以及预定飞行路径的胶片条。制导系统将电视图像与投影的胶片条图像进行比较，并通过匹配两个图像中的各种阴影来确定位置。事实证明，这种方法在提供位置数据方面太慢了，即使对于亚音速导弹也是如此。它的另一个明显缺点是，它需要对每个潜在的导弹飞行路径进行大量的低空航空摄影。对机组人员的危险和广泛的打击前照片侦察所涉及的意外因素的丧失使得这样的系统不切实际。随着紧凑的大容量存储器和与导弹空间和重量限制兼容的巨大折痕计算能力的可用性，地面制导方法变得实用。高精度小型雷达高度计的出现为摄影方法提供了一种替代方案，其附加优势是天气和照明条件相对无关紧要。雷达高度计提供了一种粗略的方法，通过高度检测表面特征，然后可以将其与沿导弹飞行路径的预期陆地轮廓的存储数据进行比较。导弹制导系统包含导弹预定地面轨道左侧和右侧的预期陆地高程值。制导系统将确定导弹位于存储的数据与观测高度最接近的位置。一旦确定了转弯方向和纠正误差所需的距离，导弹将转向以恢复预定轨道。此方法称为地形等值线匹配或 TERCOM。即使是功能最强大的TERCOM系统也没有足够的内存来执行数百英里飞行路径的轮廓匹配。因此，导弹将在通往目标的路线上提供一系列称为TERCOM地图的小区域。TER-COM地图的数量及其间隔取决于该区域可用信息的质量和导弹惯性导航系统的精度。从各种来源可以获得足够的数据来支持TERCOM，因此在交战之前不需要对大多数目标地区进行空中侦察。例如，TERCOM具有足够的准确性来查找区域内的大型军事基地;但是，它无法提供击中该基地特定部分的准确性，例如机场的一组机库。出于这个原因，使用TERCOM某种变体的导弹只需要核弹头。常规高爆弹头的交付需要精度，而这种精度只能在飞行的最后阶段由某种形式的光学装置提供。巡航导弹在高度和射程上飞行，会阻止图像传回发射点。数字化图像的进步允许计算机存储目标附近的灰色阴影场景。数字化场景可以与来自导弹中远程视觉摄像机的数据进行比较，并匹配灰色阴影值，以确定相对于所需位置的实际位置。导弹可以将其飞行路径校正到所需的位置，甚至最终挑选出目标。这种方法称为数字场景匹配区域相关器或DSMAC，足够精确，允许使用常规的高爆弹头。DSMAC技术将仅用于到达目标的最后几英里，而TERCOM方法用于大部分飞行路径。上述两种方法都受到用于创建加载到导弹内存中的数字TERCOM地图和DSMAC场景的信息准确性的限制。为巡航导弹建立和格式化这些数据文件需要大量的支持设施和人才。

  引导飞行路径导弹在整个飞行过程中通常受到自然和人为力量的共同影响。它的路径几乎可以采用任何形式。人为力包括推力和方向控制。在任何时刻作用在导弹上的所有自然和人为力的矢量总和可以称为总力矢量。正是这个矢量，被认为是时间在大小和方向上的函数，提供了速度矢量控制。导弹可能行进的路径可大致分为预设路径或可变路径。预设路径的计划不能在飞行途中更改;可变路径的计划根据飞行过程中发生的条件而改变。预设飞行路径： 预设飞行路径有两种类型：恒定飞行路径和编程飞行路径。不断：预设的导弹路径有一个事先确定的计划。该计划可能包括几个不同的阶段，但一旦导弹发射，计划就无法改变。这些阶段必须按原计划相互衔接。最简单的预设导弹路径类型是常数预设。在这里，导弹飞行只有一个阶段。术语常量预设可以扩大到包括在短暂的发射阶段之后保持不变的航班，该阶段的性质与飞行的其余部分不同。在恒定预设导弹飞行的主要阶段，导弹除了已经内置的控制外，不会受到任何控制。无论如何，它在整个飞行的引导阶段都接受这种控制。通常它一直供电。恒定预设导弹飞行路径的性质取决于它的动力方式以及它传播的介质。编程：导弹可以在预设路径上针对固定目标进行引导;导弹力量和重力的共同作用将导致路径变成曲线。遵循预设路径的导弹能够最终靠各种方式进行引导 - 通过自动驾驶仪或惯性导航。推进方式可以是发动机、喷气式飞机或火箭。更复杂的预设路径类型是编程预设。在这里，武器飞行有几个阶段：例如：执行搜索模式的鱼雷。在第一阶段，鱼雷在向所需的最终方向以外的某个初始方向发射后，通过陀螺仪和深度设置等控制机制逐渐找到所需的方向。然后鱼雷在第一阶段的剩余时间内保持这个方向，在第一阶段结束时，它被认为在目标附近。在第二阶段，鱼雷执行搜索模式，可能是圆形或螺旋路径。可变飞行路径：最感兴趣的引导飞行路径是那些在飞行过程中可能会变化的路径。通常，武器的航向是目标位置和速度的函数。这些参数通过连续跟踪进行测量，并确定最终的导弹飞行路径，假设目标运动在收到新数据之前保持不变。常用的可变飞行路径有四种基本类型：追逐、恒定方位、比例导航和视线。追求：制导导弹要遵循的最简单程序是始终指向目标。导弹不断沿着从导弹到目标的视线前进，其轨迹描述了导弹转弯率始终等于视线转弯率的追击路径。纯追击路径在飞行结束时高度弯曲，导弹通常可能缺乏足够的机动性，无法在制导的最后阶段保持纯追击路径。在这种情况下，导弹可以设计为继续以最大速度转弯，直到达到可以恢复追击路线的点。追击路线最常见的应用是针对缓慢移动的目标，或从目标后方发射的导弹。追求：超前或偏离追击路线定义为速度矢量与导弹到目标的视线之间的角度是固定的路线。为了便于说明，假定导程角为零，仅描述纯粹的追逐。恒定轴承：与追逐路径相反的极端是恒定方位或碰撞路径。导弹瞄准目标前方的一点，导弹和目标将在同一时刻到达。到这一点的视线不会相对于导弹旋转。导弹路径在重力和空气动力的影响允许的情况下是线性的。如果目标进行规避转弯或目标的速度发生变化，则必须计算新的碰撞路线并相应地改变导弹飞行路径。突出的特点这个过程是，对于机动的恒速目标，导弹的横向加速度永远不会超过目标的横向加速度。主要缺点在于控制系统需要足够的数据收集和处理设备来预测未来的目标位置。恒定轴承：从导弹到目标的视线在空间中保持恒定方向的过程。如果导弹和目标速度恒定，则会产生碰撞过程。比例导航：更先进的寻的导弹将采用某种形式的比例导航。导弹制导接收器测量视线（LOS）的变化率（方位漂移，如果你愿意的话），并将该信息传递给制导计算机，后者又为无人驾驶仪生成转向命令。导弹转弯率是LOS变化率的某个固定或可变倍数。这个倍数称为导航比，可以在导弹飞行期间改变以优化性能。据说采用这种方法的导弹在飞行初期使用比例导航比可能小于1：1，以保持速度和增加射程。随着飞行的进行，导航比将下降到2：1，4：1甚至更高，以确保导弹足够灵活，可以在飞行的最后阶段对抗目标机动。比例的：导弹航向变化率与从导弹到目标的视线旋转速率成正比的过程。视线：在这里，导弹被引导，使其沿着从发射站到目标的视线行进。当然，这是光束导弹飞行的飞行路径。横梁骑行路径的另一种形式是恒定导程角路径。在这里，导弹跟随的光束通过恒定偏移保持在视线前面。视线路径的主要优点是其灵活性和导弹中必须携带的设备的复杂性最小，因为主要的制导负担是在发射站承担的。视线：定义为导弹被引导以保持在连接目标和控制点的线上的路线。这种方法通常称为“横梁骑行”。总结指导的三个阶段是助推、中途和终端。阶段之间的区别主要基于飞行路径的分解，而不是制导方法中的任何转换点。然而，终端阶段是最关键的，需要制导系统的峰值性能。制导系统分为两大类;那些使用人造电磁装置和使用其他手段的人。制导系统的各个子类别。导弹路径可分为预设或可变。预设的引导路径具有计划的飞行例程，无法根据更新的数据在飞行途中更改。预设计划可以是单相飞行（恒定预设）或多阶段飞行（编程预设）。可变引导飞行路径具有可以在飞行中更改的计划;因此，它们使成功拦截进行规避机动的目标成为可能。不断重新评估目标位置的预测，并根据新的目标数据重新计算导弹航向。可变引导飞行路径包括追逐、恒定方位、比例导航和视线。导弹对移动目标的拦截取决于对未来目标位置的预测，并且需要一定的假设。当使用子弹、弹道导弹或预设制导导弹时，假设跟踪时测量的目标运动在导弹飞行期间保持不变。当使用可变制导导弹时，假设在任何时刻通过几乎连续跟踪测量的目标运动将在短时间内保持不变。