惯性制导简介
编辑惯性制导是一种利用惯性原理来控制和引导导弹(或运载火箭)朝向目标的技术。惯性制导的原理是利用惯性测量装置测量导弹的运动参数，形成制导指令，通过控制发动机推力的方向、大小和持续时间，自动引导导弹到达目标区。惯性制导是自主工作的，不与外界有任何接触，抗干扰性强，隐蔽性好。现代地对地战术导弹、战略导弹和运载火箭都使用惯性制导。惯性制导系统由一个惯性测量装置、一台计算机和一个自动驾驶仪组成，全部安装在导弹上。
惯性制导定义
编辑一种利用惯性来控制和引导运动物体向目标移动的制导系统。该系统通过惯性测量装置测量物体的运动参数，形成制导指令进行控制。构成惯性制导系统的设备安装在运动物体上，在运行过程中不依赖外界信息，也不向外辐射能量，不易受到干扰。这是一个自主制导系统。该系统广泛用于飞机、舰艇、导弹、运载火箭和航天器的制导。
惯性制导组成
编辑惯性制导系统通常由惯性测量装置、计算机、控制器或显示器组成。惯性测量装置包括用于测量角运动参数的陀螺仪和用于测量平移运动加速度的加速度计。计算机对测量数据进行计算，得到运动物体的速度和位置。对于飞机和船舶，将这些数据发送到控制显示器进行显示，然后由导航员或飞行员发出控制指令，控制飞机和船舶的航行;或者在自动驾驶仪的引导下到达目标。航天器和导弹的计算机发出的控制指令直接发送到执行机构，控制其姿态，或控制发动机推力的方向、大小和持续时间，引导航天器进入指定轨道，引导导弹到达目标区。
惯性制导分类
编辑根据惯性测量装置在运动物体上的安装方式，惯性制导系统分为平台式和捷联式两类。
①平台式惯性制导系统的测量装置安装在惯性平台的平台上，而平台则安装在运动物体上。根据所建立坐标系的不同，又将其分为空间稳定平台惯性制导系统和局部水平平台惯性制导系统。前者的平台相对于惯性空间是稳定的，用于建立惯性坐标系。它受地球自转和重力加速度的影响，需要补偿，常用于运载火箭和航天器;后一平台上加速度计输入轴形成的参考平面可以始终跟踪运动物体所在的水面，因此加速度计不受重力加速度的影响。这种类型的系统通常用于沿地球表面移动接近恒定速度的物体，如飞机，巡航导弹等。惯性平台可以隔离运动物体角运动对测量装置的影响，因此测量装置的工作条件良好，可以直接测量所需的运动参数。它的计算复杂度小，易于补偿和校正仪器的输出，但它的重量和尺寸都很大。
②捷联惯性制导系统的陀螺仪和加速度计直接安装在运动物体上。该系统又分为位置捷联和速率捷联两种类型。位置捷联惯导系统采用自由陀螺仪输出角位移信号;速率捷联惯性制导系统采用速率陀螺仪作为敏感元件输出瞬时平均角速度矢量信号。由于敏感元件直接安装在运动物体上，振动大，工作环境条件差，并受其角运动的影响，需要通过计算机计算来获得所需的运动参数。该系统对计算机容量和计算速度要求很高，但系统的整体重量和尺寸相对较小。
惯性制导原理
编辑一种利用陀螺仪和加速度计等惯性仪表根据物体运动的惯性现象测量和确定导弹运动参数，并控制导弹向目标飞行的制导系统。导弹上的计算机根据导弹在发射时刻的位置、速度、惯性仪表的输出和给定的目标位置，形成姿态控制和发动机关闭等实时制导命令，传送给执行机构，控制导弹命中目标。根据力学原理，加速度计测量导弹的视加速度ω，它与导弹的加速度有关，满足导航方程:ɑ=ω+ɡ式中为地球的重力加速度，它是导弹位置的函数，可以根据一定的引力模型计算。在选定的惯性参照系中实时求解导航方程，得到导弹速度和位置的计算结果，称为导航计算。由于每个加速度计只能测量导弹在其安装方向上的视加速度分量，因此使用安装在空间不同方向上的三个加速度计组成一个加速度计组合来测量完整的视加速度矢量ω。
惯性制导装置
编辑惯性测量装置按仪器组合方式分为平台式和捷联式。平台式惯性测量装置是一种利用陀螺仪将平台稳定在惯性空间中的装置，加速度计组合固定连接在平台上。在制导过程中，加速度计组合与惯性参照系之间的角度关系保持不变，使得导航计算简单。该平台隔离了弹丸的角运动和振动，使加速度计能够在更好的环境中工作，并且具有易于初始对准等优点。因此，基于平台的惯性测量装置在地地弹道导弹中得到了广泛的应用。捷联式惯性测量装置是将加速度计组合与弹丸牢固连接，使加速度计组合与惯性参照系之间的夹角随弹丸姿态变化的装置。利用陀螺仪作为角位移或角速度传感器，测量或计算加速度计组合相对于惯性参照系的角度，然后利用计算机将加速度计组合的测量值转换为惯性参照系。捷联导航计算复杂，仪器受弹丸振动影响较大，但具有设备简单、可靠性高、易采用冗余技术等优点。因此，随着微型计算机的发展，它们受到越来越多的关注。
优点
编辑惯性制导的最大优点是不受无线电干扰的影响，因此被世界各国的弹道导弹所采用。弹道导弹惯性制导根据制导规律和关闭条件可分为摄动制导和闭环制导。摄动制导，又称开路制导，是指导弹在整个主动阶段按照固定的时间程序进行飞行控制。由于导弹结构偏差和外界干扰等因素，导致导弹偏离预定的标准弹道，需要对其进行制导，将其偏差限制在较小的偏差范围内。导弹的着陆点偏差(射程偏差、侧向偏差)可以分别写成关闭点参数偏差的泰勒级数。由于距离偏差随时间的变化率远大于侧向偏差随时间的变化率，因此以“距离偏差为零”作为停机条件，推导出停机方程;以“着陆点横向偏差最小”和“关机点参数偏差最小”为制导性能指标，推导出制导方程，通过计算分别给出制导指令和关机指令。微扰制导具有计算简单、易于实现的优点，但当干扰较大时，制导误差增大。闭环制导是一种状态反馈的最优制导，是将导弹按照固定的程序控制在大气层内。当离开大气层时，它开始闭环制导。它是通过分析目标的位置和导弹的实时状态(位置和速度)，通过计算形成最优姿态控制指令，并不断传递给执行机构实现制导。当导弹的实际速度达到击中目标所需的速度时，计算机连续地执行计算并发出关闭命令。闭环制导不依赖于标准弹道，具有精度高、射击数据计算简单等优点。适用于机动发射导弹和多弹头分离，但导弹计算复杂。
影响惯性制导弹道导弹命中精度的主要因素是惯性仪表的误差。为了提高命中精度，需要不断改进和提高仪器的精度，并纠正其系统误差。同时，需要不断改进制导方案，在系统设计中尽可能采用冗余技术，并利用天文、地形图匹配等外部信息来提高制导精度。
缺点
编辑惯性制导的最大缺点是精确度不高。
陀螺仪
编辑陀螺仪已成为现代武器惯性制导系统的核心部件。在希腊语中，“陀螺仪”一词的原意是“旋转指示器”。在现代科学技术中，不论原理如何，凡是能感知转动状态的装置，一般都可称为陀螺仪。关于陀螺运动的基础理论研究大约开始于18世纪。早期的机械陀螺仪是根据陀螺仪的原理设计的，后来出现了机电惯性陀螺仪。在第一次世界大战中，美国海军率先研制成功陀螺仪导航系统，并随后推动其在航海和航空中的应用。20世纪初，出现了飞机陀螺仪和自动驾驶仪。近年来，随着光电技术的飞速发展，集光学、力学、电子学于一体的光电惯性陀螺仪，以及采用光电技术加工的新型惯性陀螺仪(如激光陀螺仪、光纤陀螺仪、半球形谐振陀螺仪、石英音叉陀螺仪等)不断发展，并广泛应用于军事领域。
坦克、装甲和其他坦克上有许多铁物体和电磁系统，它们通常会影响指南针，使其难以发挥作用。如果在车辆开始运动时将陀螺仪的高速轴置于南北方向，那么由于陀螺仪的轴是固定的，无论车辆如何旋转，陀螺仪的高速轴都会在车辆运动过程中稳定地指向局部的南北方向。飞行器纵轴与陀螺仪高速轴之间的夹角为航向角，可通过电子系统确定方向，控制飞行器向前运动。前苏联是第一个在自行高射炮和萨姆导弹的发射车上安装陀螺仪的国家。对于飞行器(如飞机、火箭、导弹等)，飞行时的方向和姿态可以从三个角度来描述:可以用飞行器头部的俯仰角(即飞行器绕垂直于飞行方向的水平轴旋转)来表示;飞机头部的左右摆动(即绕垂直轴旋转)可以用偏航角表示;飞机绕其纵轴的旋转可以用滚转角来表示。测量这三个角度至少需要两个陀螺仪，即两个陀螺仪绕垂直轴和水平轴旋转。由于高速转子的轴是固定的，所以无论飞行器如何运动，两轴的方向都是不变的，所以这两轴可以分别作为垂直和水平参考线。以上三种角度可以分别通过陀螺仪内外架与相应轴线和基座之间的夹角来测量。例如，飞机的滚转角和俯仰角可以用垂直参考线为旋转轴的陀螺仪来测量，偏航角可以用水平参考线为旋转轴的陀螺仪来测量
通过测量并将测量到的信号传输到计算机系统，可以随时发出指令来纠正飞机的方向和姿态。
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