战略导弹制导系统
战略导弹制导系统是控制和导引战略导弹飞向目标的整套装置。它主要由测量装置、计算装置和姿态控制系统组成。其功用是测量导弹相对目标的运动参数，按预定规律加以计算处理形成制导指令，通过姿态控制系统控制导弹沿所要求的弹道稳定地飞行。
目录
一 定义战略弹道导弹制导系统战略巡航导弹制导系统反弹道导弹导弹制导系统二 发展历程三 分类自主式制导系统惯性制导系统捷联式惯性制导系统平台式惯性制导系统图像匹配制导系统星光制导系统寻的制导遥控制导复合制导
一 定义战略导弹制导系统的类型有自主式制导系统、遥控制导系统、寻的制导系统和复合制导系统等。战略导弹的种类和战术技术性能要求不同，其制导系统的具体设备、结构形式和工作原理等有很大差异。战略弹道导弹制导系统战略弹道导弹通常只在主动段进行制导，携带分导式多弹头的导弹增加了末助推段多弹头分导系统。一般采用惯性制导系统，潜地战略弹道导弹多采用惯性—星光制导系统。为进一步提高导弹的命中精度和突防能力，可进行全程制导或主动段与末段相结合的复合制导。①主动段制导是在导弹处于大推力飞行状态下进行的。制导系统先控制导弹垂直起飞，然后按预定程序控制导弹转弯和关闭发动机。在此过程中，受到干扰时，导弹将出现姿态偏差，偏离预定弹道，制导系统则进行姿态稳定和横、法向导引。横向和法向导引的目的是使导弹落点的横向偏差和关机时的弹道倾角（速度矢量与当地水平面的夹角）偏差小于允许值。当导弹的飞行速度达到预定要求时，发出关闭发动机的指令，随后发出弹头与弹体分离的指令。弹头与弹体分离后，弹头沿自由抛物体轨迹飞向目标，其命中精度取决于发动机关机时刻的速度大小和方向。惯性制导是利用惯性器件测量导弹的加速度，经一次积分得到速度，二次积分得到位置数据，并据此进行计算形成导引指令和关机指令。所以，加速度的测量误差对制导精度有相当大的影响。产生加速度测量误差的主要因素是加速度计的测量误差和陀螺仪漂移引起的测量基准偏差。因此，对战略弹道导弹的惯性制导系统的加速度计和陀螺仪的精度要求很高。潜地战略弹道导弹因水下机动发射时，受作战条件的限制，所建立的参考基准有较大的误差（包括发射点定位误差和初始瞄准误差等），多数采用惯性—星光制导，在—导弹飞出稠密大气层后，靠星光跟踪器进行定位、瞄准和对惯性制导积累误差进行修正，从而提高导弹命中精度。②多弹头分导是通过母舱机动飞行实现的。它能沿原弹道纵向加速．使子弹头的落点纵向距离增大；通过调整母舱姿态，使其沿弹道横向加速，可使子弹头落点横向距离增大；还可在原弹道平面内改变推力方向，使子弹头仍落在第一个子弹头的目标处。载有多个子弹头的母舱相当导弹的最后一级，母舱与弹体分离后，制导系统启动末助推发动机，使母舱作机动飞行，对弹道进行精确修正，当运动参数满足要求时，关闭末助推发动机，释放第一个子弹头。然后．末助推发动机重新启动，改变母舱的飞行弹道，重新调整母舱的速度和方向，释放第二个子弹头。这样，每释放一个子弹头，母舱就改变一次弹道，直至将子弹头释放完毕。③全程制导和主动段与中段或末段相结合的复合制导。主动段制导对提高导弹的命中精度有一定限度，因为除制导系统误差外，还有非制导误差，如发动机后效偏差、再入大气层的扰动、目标定位不准和重力异常等。非制导误差决定了导弹命中精度的极限。因此，为使导弹获得更高的命中精度，需增加中段和末段制导。如在主动段采用惯性制导，在中段采用惯性—星光制导，在末段采用惯性—图像匹配制导等。这种制导方式可减小非制导误差，修正在主动段产生的惯性制导误差，降低对主动段制导精度的要求。在弹道末段进行制导，还可使弹头再入大气层的过程中．改变飞行轨道作机动飞行，提高突防能力。但是，整个制导系统相当复杂，在硬件实现和作战使用上都会带来一些问题。因此，在实际应用中受到一定限制。战略巡航导弹制导系统战略巡航导弹广泛采用惯性—地形匹配制导系统，进行全程制导。这种导弹全程飞行均处在稠密大气层中。飞行的速度慢、时间长，只采用惯性制导会产生很大的积累误差，不能满足命中精度要求。地形匹配制导的作用是在预定航线上选定若干个地形匹配区，根据实测地形的高度数据与计算机预存的地形高度数据进行相关计算，确定导弹的实际飞行位置与预定的标准位置之间的偏差，形成制导指令，控制导弹回到预定的弹道上来。这样，导弹每飞过一个地形匹配区，就对惯性制导系统产生的积累误差修正一次，在接近目标时，并用较高精度的数字地图进行修正，从而保证制导精度不因飞行距离（时间）的增加而降低。导弹在各段弹道飞行期间依靠惯性制导，保证导弹可靠地进入预定的地形匹配区。为突破对方防御，战略巡航导弹可采取横向机动和超低空飞行。横向机动是按程序控制导弹的偏航角，实现转弯绕飞，避开对方防空火力区和不利地形。超低空飞行采用地形跟踪技术，根据地形起伏控制导弹俯仰，及时爬升和下滑，以预定的安全高度进行超低空飞行。战略巡航导弹采用惯性—地形匹配制导具有较高的命中精度和突防能力，但地形匹配不适宜于海上和平原地区。为进一步提高命中精度，还可增加末段景象匹配制导或采用惯性—卫星制导等。攻击活动目标的战略巡航导弹可采用惯性制导加末段主动寻的制导。反弹道导弹导弹制导系统拦截弹道导弹在技术上要求很高，必须组成以反弹道导弹导弹为主的反导防御系统，满足及时发现、正确识别、精密跟踪和快速准确制导的要求，才能实现有效拦截，达到防御的目的。已用于反弹道导弹导弹的无线电指令制导系统，是由地面导引雷达、高速数据处理设备和弹上接收机及姿态控制系统组成，其工作过程是：地面导引雷达根据预警系统提供的目标信息，及时捕获目标，并进一步识别和跟踪，高速数据处理设备根据雷达测量数据，预测目标弹道，计算射击诸元和分配火力，当目标进入拦截空域时，及时发射反弹道导弹导弹，导引雷达同时跟踪目标和反弹道导弹导弹，并将测量数据传送给高速数据处理设备不断计算目标弹道、拦截点和反弹道导弹导弹弹道，形成导引指令，由导引雷达发送给反弹道导弹导弹；弹上接收机接收指令，并进行变换处理后，通过姿态控制系统控制反弹道导弹导弹飞向拦截点。地面导引雷达和高速数据处理设备能同时导引多枚反弹道导弹导弹拦截多个目标，但设备相当复杂。反弹道导弹导弹还可采用主动寻的制导系统，如红外寻的或雷达寻的制导等。
二 发展历程第二次世界大战后，美国和苏联在德国V—1和V—2导弹制导技术的基础上，大力发展战略导弹制导系统，至50年代末，美、苏两国各自研制出中程和洲际弹道导弹所使用的惯性制导、无线电制导和惯性—无线电混合制导系统等。限于当时的技术条件，制导精度低，导弹命中精度（圆概率偏差）为4—8千米。这一时期，美国还研制出用于中程和洲际等几种战略巡航导弹的制导系统，有惯性导航、无线电指令、雷达指令、惯性—天文导航等制导方式。这个时期的战略巡航导弹，由于制导精度低、尺寸大和速度慢等缺点，于50年代末停止发展。随着惯性仪表精度的提高和误差分离与补偿技术以及计算机技术的发展，战略弹道导弹普遍采用全惯性制导系统，制导精度不断提高。如60年代中期，美国部署的“民兵”B洲际弹道导弹，命中精度达到560米；苏联部署的SS-9洲际弹道导弹，命中精度达到1 000米。70年代，美、苏两国研制了战略弹道导弹分导式多弹头，采用了多弹头分导的制导系统；潜地战略弹道导弹开始采用惯性—星光制导，进一步提高了导弹的命中精度和突防能力；研制出新一代战略巡航导弹的惯性—地形匹配制导系统，并具有较高的制导精度。如美国的陆射巡航导弹BGM-109G，射程2 500千米，命中精度达30米；苏联的潜射巡航导弹SS-N-21，射程约3 000千米，命中精度约120米。80年代，美国的“和平卫士”地地洲际弹道导弹，惯性制导系统应用了高级惯性参考球平台和高速大容量计算机等先进设备，能分导10个子弹头，命中精度达到90米；苏联的SS-24地地洲际弹道导弹，制导系统的性能也大大提高，分导10个子弹头，命中精度达到260米。
反弹道导弹导弹制导系统是在防空导弹制导技术基础上发展的。美、苏两国自50年代中期至60年代初期，都研制出由地面大型雷达导引的反弹道导弹导弹制导系统，以后又经多次改进，但制导精度仍很低，且设备复杂，造价昂贵。1976年美国正式关闭“卫兵”发射场，1979年苏联也将部署的69枚高空拦截导弹减少了一半。80年代以来，继续研究新的反导技术。
战略导弹制导系统总的发展趋势是：提高制导精度和可靠性，实现多功能和小型化。
三 分类自主式制导系统(self-contained guidance system) 完全依靠飞行器自身设备，能自主地按预定方案完成制导任务的制导系统。又称自备式制导系统。它不依靠飞行器外部设备和信息进行工作，抗干扰性强。其制导方案是预先安排的，故采用这种制导的导弹，只能攻击固定目标或已知轨迹的低速运动目标。自主式制导系统有：惯性、多普勒、图像匹配、星光等制导系统。其中惯性制导系统应用较广泛，其他制导系统因制导环境的特殊要求，一般不单独使用，通常由惯性制导系统为主，结合其他自主式制导系统组成复合制导系统，以提高导弹制导精度。自主式制导系统的工作过程是：以预先规定的飞行方案或外界固定参考点为基准，用测量装置测量导弹实际飞行状态及相对飞行方案值的偏差，经计算装置以某种制导规律自动形成与偏差大小相对应的控制指令，该指令经过变换和放大之后驱动执行机构运动，改变导弹运动姿态，修正飞行轨迹，减小偏差，保证导弹按预定方案在允许的误差范围内飞向目标。自主式制导系统发展趋势是：采用新材料、新工艺和新型惯性器件，减小惯性制导系统的工具误差；提高制导计算机的速度和容量；改进制导方法，进一步提高制导精度。（邓方林）惯性制导系统（inertial guidance system） 利用惯性器件测量和确定导弹（或运载火箭）运动参数的自主式制导系统。由惯性测量装置（陀螺仅和加速度计）、计算机和姿态控制系统等组成。全部装置都装在载体上。按惯性测量装置在载体上的安装关系，分为捷联式惯性制导系统和平台式惯性制导系统。惯性制导系统的基本原理，是利用惯性测量装置测量导弹（或运载火箭）运动的视加速度 ，通过公式 = ＋ ，在选定的惯性坐标系中，求得导弹运动加速度 ，对其一次积分得到导弹瞬时t的运动速度 （t），二次积分得到位置 （t）等运动参数，由计算机形成制导指令，经过姿态控制系统自动控制导弹的运动，并实时发出关闭发动机信号，把导弹导引到目标区。 是地球重力加速度，是导弹位置的函数，可按预先确定的重力场模型计算。惯性制导系统以自主方式工作，不需要任何外界信息，能根据导弹飞行时间、重力场的变化和导弹的初始条件，确定导弹瞬时运动参数。它抗干扰性强，设备较简单。但惯性器件误差随时间积累，是影响制导精度的重要因素。为提高制导精度，通常改进加工工艺，采用新材料．研制新型陀螺仪，减小惯性器件的误差等，并进行惯性器件的误差分离和补偿技术，建立精确的重力场模型，完善制导方案，应用惯性制导与其他制导方式相结合的复合制导等。（原清 赵传璐）捷联式惯性制导系统（strapdown inertial guidancesystem） 将加速度计和陀螺仪直接固联在载体上的惯性制导系统。加速度计用于直接测量沿载体坐标轴方向的线加速度．陀螺仪用于测量沿载体坐标轴方向的角速度或角位移，形成控制指令，实现制导功能。它由加速度计、陀螺仪、计算机和姿态控制系统等组成。按使用陀螺仪的不同，分为速率型和位置型捷联式惯性制导系统速率型采用速率陀螺仪，测量载体的角速度；位置型采用位置陀螺仪，测量载体的角位移。捷联式惯性制导系统，在弹道导弹中，可采用坐标转换制导方案或补偿制导方案。坐标转换制导方案是将加速度计和陀螺仪测得的弹体运动参数，由计算机进行坐标转换后，进行制导方程运算，形成导引信号和关机指令。这类运用数学方法，采用计算机技术，完成坐标转换功能的捷联式惯性制导，又称“数学平台”，惯性制导；补偿制导方案是利用惯性测量装置测得的参数，加入具有特殊规律的补偿量，由计算机按制导规律（制导方案）形成制导指令。姿态控制系统实时调整导弹姿态角的偏差，并根据计算机发出的导引信号，控制发动机推力矢量，使导弹按预定的弹道稳定飞行，并命中目标。
捷联式惯性制导系统机械构件少，容易实现余度配置，可靠性高，成本低，维护方便，有利于自动化测试等。但惯性测量器件（加速度计和陀螺仪）要直接承受弹体所处恶劣环境的影响，其测量精度受到一定的限制，对计算机的容量、速度也提出了更高的要求。捷联式惯性制导和惯性导航系统广泛应用于中等制导精度的航天、航空、航海等领域。位置型捷联式惯性制导系统，第二次世界大战末期，在德国V-2弹道导弹上首先采用，战后美国和苏联在战术导弹上得到了广泛应用。如美国的“长矛”导弹、苏联的“飞毛腿”导弹。70年代以来，速率型捷联式惯性制导系统．在美国T-22战术导弹、“捕鲸叉”反舰导弹上得到应用。随着电子技术的发展和惯性测量器件性能的提高，其应用领域将进一步扩大。（范崇文 李全保）平台式惯性制导系统(platform inertial guidance system) 陀螺仪和加速度计安放在陀螺平台台体上的惯性制导系统。由陀螺平台、计算机和姿态控制系统等组成。按工作方式．分为空间稳定的平台式惯性制导系统和当地水平的平台式惯性制导系统。①空间稳定的平台式惯性制导系统是通过陀螺平台上的陀螺仪及相应的伺服回路，将陀螺平台台体稳定在惯性空间，不随载体转动，保持初始状态。陀螺平台上的加速度计测量的是载体相对于惯性坐标系3个轴方向的线加速度，输出的加速度信号中包含有重力加速度分量，需要进行计算和补偿。这种系统常用于战略弹道导弹的惯性制导系统。②当地水平的平台式惯性制导系统，是通过计算机对陀螺平台台体上的陀螺仪施加控制力矩，使陀螺平台台体始终跟踪并稳定在当地水平面内。加速度计测量的是载体相对于地理坐标系3个轴方向的线加速度，输出的加速度信号中含有哥氏加速度分量，需要进行计算和补偿。这种系统适用于巡航导弹的惯性制导和航空、航海的惯性导航。平台式惯性制导系统的载体姿态信息，从陀螺平台框架轴上的角度传感器中获取，加速度计测量的线加速度信号，经处理后送给计算机。计算机将实时输入的信号以及预先装定好的制导参数，进行制导方程运算和补偿量的计算，适时发出各种指令信号，通过姿态控制系统，操纵发动机推力矢量，控制导弹按要求的弹道飞行，并导向目标。平台式惯性制导系统的陀螺平台隔离了弹体的振动和角运动，给陀螺仪和加速度计提供了一个良好的动态环境，因此，仪表的测量精度高。加速度计测量方向与惯性参考坐标系的角度关系保持不变或按一定规律变化，使计算机的制导方程运算较简单，对容量和速度等方面要求不高，初始对准也较容易实现。但陀螺平台系统结构复杂，维护困难，不便于采用冗余技术。
平台式惯性制导系统，于20世纪60年代后，在火箭、导弹和其他航天器上获得广泛应用。随着惯性技术和电子技术的迅速发展，平台式惯性制导系统将向着采用性能更好、精度更高的浮球平台及微型制导计算机的方向发展。（李金保）图像匹配制导系统(image matching guidance system)通过敏感地面特征图像与弹上预存图像进行匹配，将导弹导向目标的自主式制导系统。通常它与惯性制导系统组成复合制导，多用于巡航导弹的制导，也用于弹道导弹的末段制导，以提高制导精度。
组成 图像匹配制导系统一般由敏感装置、基准图存储装置和相关器组成（见图）。敏感装置通常为雷达敏感装置或光学摄像装置，用于取图、成像和处理（或转播）图像。常用的基准图存储装置为数字图像存储器或模拟图像存储器，用于储存预先获得并经过处理的基准图集。相关器为计算机、光学相关装置、电子图像相关管或数字模拟相关器件等，用于完成实时图与基准图的相关运算。
原理 导弹飞行时，根据地面目标（如城市、机场和港口等）的特征信息，如地形起伏、地磁场强度分布、无线电波反射等地表特征与地理位置之间的对应关系，由图像敏感装置沿飞行轨迹在预定空域内摄取实际地表特征图像（称实时图），在相关器内将实时图与预先储存在弹上存储器内的标准特征图（又称基准图或参考图）进行匹配（配准）。关键是辨识两幅由不同敏感装置在不同时间所摄取的同一景物的图像，即应用相关函数值（极大或极小）来度量图像间相似程度并判断二者是否匹配。由此确定导弹实际飞行位置与预定位置的偏差，根据这种偏差发出制导指令，进行修正，引导导弹准确命中目标。
分类 按图像空间几何特征和图像信息特征，分为地形匹配、地图（景象）匹配和距离相关三种制导系统。①地形匹配制导系统。又称等高线地形匹配制导系统。是以地形轮廓线（等高线）为匹配特征，通常用雷达（或激光）高度表作为敏感装置，把沿弹道测取的一条地形等高线剖面图（实时图）与预先存储在弹上的地形基准图在相关器内进行匹配。地形匹配制导是一维匹配，亦称线匹配。制导精度可达到百米量级。②地图匹配制导系统。又称景象匹配制导系统。是以区域地貌为特征，采用图像成像装置摄取弹道下或目标区附近的区域地图并与存贮在弹上的基准图匹配。地图匹配制导属于二维（面）匹配，可以确定导弹的两个坐标偏差，实现二维控制，制导精度达数十米量级。③距离相关制导系统。又称雷达区域相关制导系统。它由一部雷达、一台数字处理机和一台参考数据存储器组成。该系统是预先将选定的目标特征点（如山、河等）或人工特征点（大型建筑、水库、导弹阵地的防御雷达等）至参考点的地面距离数据存储在参考数据存储器内，当导弹在惯性制导控制下飞到参考点上空时，用雷达测量到预定各特征点的斜距，并将其变为数字式地面距离，然后再把这一数据与预储的距离数据进行比较，从而可得出修正导弹飞行弹道的指令，以达到精确制导的目的。距离相关制导属三维匹配，亦称立体匹配。以上3种制导方式，也可联合使用，组成各种不同的复合制导系统，如数字式景象匹配—区域相关制导系统等。
于20世纪70年代开始，美国的空射巡航导弹AGM- 86B、“战斧”海射巡航导弹BGM- 109C、陆射巡航导弹BGM-109G和“潘兴”Ⅱ弹道导弹，均采用了惯性—图像匹配制导系统，其命中精度（圆概率偏差）提高到百米以内。为了进一步提高导弹命中精度，图像匹配制导系统将向提高敏感装置精度、加快相关处理速度等方向发展。同时，将把人工智能和模式识别技术引入制导系统中，以提高制导系统的效能。（王毓政）星光制导系统（stellar. guidance system） 以选定的星体（恒星）为参考点，自动测定载体的方向和位置，将导弹导向目标的自主式制导系统。它由星光跟踪器、陀螺平台、计算机（信息处理电子设备）和姿态控制系统（自动驾驶仪）等组成。星光跟踪器通常安放在飞行器的陀螺平台上，利用光学或射电原理接收星体的光辐射或无线电辐射，识别和跟踪预先被选定的单个或多个星体，并以这些星体为固定参考点，借助陀螺平台所建立起来的水平基准面或基准垂线，测量这些星体的方位角和高低角，形成电信号，输送给计算机。计算机按预先装定（存储）的星历表、标准时间和制导参数等进行实时运算，得到飞行器当时的坐标位置和航向，并与预定值比较，输出修正量，加入到自动驾驶仪中，控制发动机的推力（推力矢量和推力终止），实现按预定轨道飞行并导向目标。
星光制导系统不受人工或电磁场的干扰，自主性强，稳定性好，定位精度高。但受到能见度的限制，一般不单独使用，通常与惯性制导系统组成复合制导系统。星光制导系统作为整个制导系统的校正装置，提供精确的定位定向信息来修正惯性器件的积累误差和发射点初始定位、调平和瞄准误差，有效地提高导弹命中精度。早在20世纪50年代，美国开始研制惯性—星光制导系统，1965年11月，在“北极星”AI运载火箭上试验成功。70年代后，在美国的“三叉戟”Ⅰ、“三叉戟”Ⅱ和苏联的SS-N-8、 SS-N-18、SS-N-23等潜地导弹上得到应用，制导精度获得明显提高。（李金保）寻的制导（homing guidance） 由弹上的导引头（或称目标跟踪器）感受来自目标的辐射或反射能量，自动跟踪目标并形成制导指令，控制导弹飞向目标的技术。
组成 寻的制导系统由导引头、计算装置和执行装置等部分组成。寻的制导同其他制导方式（如遥控制导）的主要区别，在于对被攻击目标的跟踪和测量，是由安装在导弹上的导引头来完成。导引头不断输出有关导弹和目标的相对运动信息，如视线（目标和导弹的连线）的旋转角速度，视线相对于弹体轴线的夹角等，弹上计算装置依据不同的导引规律，在对有关信息综合处理后，形成控制指令，操纵执行装置改变导弹的飞行弹道，使导弹命中目标。其中，导引头是极为关键的部分。导弹精确制导之所以能够实现，导引头的发展起着决定性作用。无论何种类型的导引头，它不仅要求完成对目标的探测、跟踪，同时要求对目标运动的测量能符合按不同导引规律所形成制导指令的需求。有些导弹，要求具有对所需要的目标图像和景象的生成功能。由于导引头是装在导弹上，因此还要求导引头具有对导弹角运动的解耦能力，以避免导弹运动过程中对导引头所探测的一些测量量的扰动影响。所以，一个完备的导引头跟踪回路中，一般总包含着消除弹体角运动耦合效应的稳定回路，以确保导弹—目标相对运动参数的精确测量。在寻的制导系统中，导引头接收来自目标的辐射或反射能量，可以利用光、电、热和声等多种能量形式。因此，导引头的类型也就多种多样，如红外导引头，激光导引头、雷达导引头等。
分类 寻的制导通常按有无照射目标的能源和这种能源所处的地点区分为主动寻的制导、半主动寻的制导和被动寻的制导3种基本类型。
主动寻的制导 照射目标的能源位于导弹上，并由导引头接收来自目标的反射能量（图1）。采用主动寻的制导的导弹，当弹上的主动导引头截获目标并转入正常跟踪后，就可以独立完成工作，而无需导弹以外的任何系统参与。如法国的亚音速近程掠海飞行的“飞鱼”（Exocet ）反舰导弹，在自主控制段结束后，末段就是采用单脉冲雷达寻的制导。它的导引头由天线，发射机，接收机，角跟踪和距离跟踪设备，电源以及天线罩等组成。
半主动寻的制导 照射目标的能源不在导弹上。这个照射目标的能源装置可设在导弹发射点或其他地点，包括地面、水面以及空中等。例如中国的HQ - 61中、低空地空导弹，就是采用半主动雷达寻的制导。用于对目标进行照射的能源是一部大功率连续波照射跟踪雷达，它被安放在导弹发射点（图2）。
被动寻的制导 由弹上导引头直接感受目标辐射能量（图3）。导引头依据目标的不同物理特性作为跟踪的信息来源。如美国“响尾蛇”系列(Sidewin-der)空空导弹中，多数采用被动红外寻的制导。它的红外导引头由红外位标器、陀螺机构与电子线路3个大部分组成。红外位标器接收飞机的热辐射，经处理后形成制导指令，自动跟踪目标，并控制导弹飞向目标。美国的“高速反辐射导弹”（HARM），则是利用无线电辐射的被动雷达寻的制导。
寻的制导有较高的制导精度。实际上许多精确制导武器系统都采用寻的制导。在寻的制导系统中，制导精度除与导引头的测量精度有关外，还同其他许多因素有关，例如导弹特性及机动能力的大小；导引规律的不同选择以及控制回路设计的好坏，等等。但是，寻的制导系统的精度一般不随作用距离的增加而降低，这是与遥控制导系统的一个很大的区别。同时，像主动寻的制导和被动寻的制导可实现“发射后不管”，以增强载机生存能力和对付多目标能力，提高导弹武器系统的作战效能。但为了实现“发射后不管”，会使弹上设备复杂，成本有所增高。
随着使用方式和使用环境的不同，对寻的制导系统会有不同的要求。因此，系统的组成及实现途径也就各不相同。由于攻击目标类型的不同，在寻的制导系统中需选择不同的导引规律。前置角法、追踪法以及比例导引法是几种基本方法。导引方法的选择与导引头测量信息的形成密切相关。从发展趋势来看，活动目标的性能愈来愈高。特别像飞机，导弹一类目标，飞行速度不断提高，机动能力不断增强。因此，导引规律必须作相应改进。现代控制理论的进展以及微处理机技术在军事上应用的日益普遍，一些新的最佳导引规律将会得到迅速的发展和应用。
简史 寻的制导系统的应用，首先是出现在地空和空空导弹上。20世纪60年代，美国“霍克”（HAWK）地空导弹采用了连续波雷达全程半主动寻的制导。以后，空空导弹大都采用了被动红外寻的制导或半主动雷达寻的制寻。到70年代，反舰导弹由于向中远程发展，主动寻的制导系统的性能也不断提高，以适应导弹末段制导的要求。80年代，同一种导弹使用不同类型的导引头，以增加对战场环境变化的适应能力。美国的“幼畜”（Maverick）导弹从原来采用电视导引头，发展成为图像增强的电视导引头、激光导引头以及红外成像导引头等多种型号，构成了“幼畜”导弹系列，以适应不同的作战环境要求。
导引头技术的发展也十分迅速。毫米波导引头将逐步用砷化镓集成电路取代硅集成电路，并且随着单片集成电路计划的实现和信息处理技术的发展，使研制出直接命中目标脆弱部位的导引头成为可能；激光导引头正致力于短脉冲CO2激光器的研制，以增加抗磨损能力；红外导引头正实现电热点式向热成像式过渡，凝视焦平面阵的阵元个数在逐步增加，以提高它的空间分辨率。这些都为寻的制导系统的发展开拓了良好的前景。未来的作战环境要求寻的制导系统在作用距离、制导精度、低空性能以及在复杂环境下的自适应能力等方面都应有更大的提高。随着微电子技术、光电器件、计算机技术和信息处理技术的迅速发展，各种小型化、智能化、高性能、低成本和“发射后不管”的寻的制导系统将会不断出现。它将为各种导弹武器系统的广泛应用提供更好的基础。（张福安）遥控制导(remote guidance) 由设在导弹以外的制导站控制导弹飞向目标的技术。制导站可设于地面、海上（舰艇）或空中（载机），其主要功能是：跟踪目标和导弹，测量它们的运动参量，形成制导指令或控制导引波束。弹上接收设备以收到的制导指令或者根据导引波束形成的偏差信号为依据，在弹上经过信号变换和功率放大等环节处理后，操纵执行机构改变导弹的受力状态，以获得需要的横向加速度，从而改变导弹的飞行弹道，使其逐步逼近目标，直到满足引信与战斗部配合的要求条件，引爆战斗部击毁目标。
制导指令或导引波束的形成是构成遥控制导的重要环节。制导站内的计算装置，根据跟踪测量装置测得的目标和导弹的运动参量，选定的导引规律，对制导过程的动态要求和对制导精度的要求，形成制导指令。在形式上制导指令可用连续形式的微分方程组描述和计算，亦可用离散形式的差分方程组描述和计算。导引波束是根据制导站测得的目标运动参量形成的，它始终以波束中心指向目标，并形成等强信号线，导弹对目标的偏离就以它对等强信号线的偏离来计量。
组成 遥控制导系统按其装置的功能大致为4个组成部分：①跟踪测量装置，设于制导站内，由雷达或光学，电视等设备或它们的不同组合构成。②制导指令计算装置，设于制导站内，由专用数字计算机或专用模拟计算机构成。③遥控传输装置，由设于制导站内的发送设备和设于弹上的接收设备以及有线传输或无线传输设备构成。④弹上控制执行装置，习惯上称其为自动驾驶仪。由数字电路或模拟电路、惯性仪表（各种陀螺仪，加速度计等）、传动机构（机电或液压等类型）和执行机构（各种控制发动机，舵等）构成。
分类 遥控制导有各种不同的分类方法，通常根据所用装置的特点可分为：有线指令制导、无线电指令制导和波束制导。
有线指令制导 通过连结制导站和导弹的专用导线传输制导指令的一种遥控制导。在导弹飞行过程中，专用导线是悬在空中的，因此受导线强度及其释放速度等因素的约束。这种制导方式的导弹射程是有限的，多用于反坦克导弹。像苏联的AT-3、美国的“陶”(TOW )、法国和德国联合研制的“霍特”(HOT)等反坦克导弹都采用此类制导方式。随着光纤技术的发展，用光纤传输指令的有线指令制导正在研制，例如，美国的“光纤制导反坦克导弹系统”(FOGMS)已进入研制试验阶段。与其他类型的遥控制导相比，有线指令制导的突出优点是不易受干扰。
无线电指令制导 将制导指令经由发射天线以无线电波的形式发送到弹上的一种遥控制导。弹上设备接到制导指令后，形成弹上控制信号，控制导弹的飞行。雷达是无线电指令制导最早和最广泛使用的跟踪测量装置，早期需使用两部雷达分别跟踪测量目标和导弹的运动，现只需一部雷达则可同时跟踪测量目标和导弹的运动。这样不仅设备简单，而且可以提高测量精度。就导弹的跟踪测量而言，可采用两种不同的方式，一种是弹上装有应答设备，它能对制导站雷达发出的探测脉冲给出回答信号，因此，测量噪声小，易于跟踪测量；另三种则弹上无应答设备，依赖导弹对探测脉冲的散射信号进行跟踪测量。随着光电器件、集成电路、信号处理、计算机等技术的迅速发展，使用红外、激光、电视等设备作为跟踪测量手段日渐增多。如英国“海猫”(Seacat)舰空导弹采用了电视跟踪，法国“响尾蛇” (Crotale)地空导弹采用了红外设备作为测量手段。
波束制导 又称驾束制导。是由制导站发出无线电或激光波束，作为制导基准，使弹上设备据此形成制导指令，控制导弹飞行的一种遥控制导。制导站跟踪测量装置使该波束始终指向目标，并形成等强信号线，弹上装置自动测定其对等强信号线的偏离角度与方向，并据此控制导弹使其处于波束中心处飞行，直至击毁目标。在波束制导中，早期使用较多的是雷达波束制导。如美国“黄铜骑士”(Talos) ,英国的“海蛇”(Seaslug)等舰空导弹、美国的“麻雀”I （Sparrow I）、英国的“闪光”（Fireflash）、苏联的K-5等空
空导弹是采用雷达波束制导。激光波束制导出现于70年代，如瑞典的RBS-70小型防空导弹是采用激光波束制导。
简史 遥控制导是最早使用的制导技术，它可用于地（舰）空、空空、空地（舰）、反坦克、反弹道导弹等各类导弹，其中以地空导弹用得最多。例如,20世纪90年代德国的“莱茵女儿”（Rheintoch-ter），50年代苏联的SA-2和美国的“奈基”Ⅱ （Nike-Hercules Ⅱ），70年代德国和法国联合制成的“罗兰特”(Roland )等地空导弹都采用遥控制导。早期的地地导弹也曾使用过这种制导系统。
与其他类型的制导系统相比，遥控制导系统的主要优点是弹上设备简单、成本低，因为系统的大部分设备都设在制导站。其次是在一定的射程范围内可获得较高的制导精度。而其主要缺点是射程受限制，因为其制导精度随射程的增加而降低。其次，除有线指令制导外，其他类型的遥控制导抗干扰能力较弱。此外，它不具备“发射后不管”的性能，对付多目标的能力也较差。因此，遥控制导一般作为复合制导系统的组成部分，以遥控制导为中制导，寻的制导为末制导组成的复合制导系统即是常见的一种复合制导形式。像早期（60年代）苏联的SA-5地空导弹，美国的“波马克”(Bomarc)地空导弹和80年代苏联的SA-10地空导弹，美国“标准”2 (Standard 2 )舰空导弹等都采用了中段无线电指令制导、末段寻的制导的复合制导系统。只有在射程较短的战术导弹中才采用全程遥控制导的方式。此时，往往还同时采用多种跟踪测量手段，以提高导弹武器系统的作战能力。
制导精度是导弹武器系统的重要性能指标，在遥控制导中，影响导弹制导精度的因素主要有两方面：一是测量误差，二是控制误差。在遥控制导系统的设计中，为满足制导精度的要求，可供采取的主要技术途径是：①提高对目标和导弹运动参量的测量精度。②合理地选择和设计导引规律，减小导弹的法向需用过载，从而减小系统的动态误差。③合理地设计控制回路，以减小控制误差。因此，研制新型高精度的测量装置，如红外成像装置、激光雷达等，以及应用现代控制理论，优化制导技术和计算机技术等，设计性能更完善的制导系统，以提高遥控制导的制导精度，在遥控制导技术中受到普遍的重视。（林维菘）复合制导（combined guidance） 采用两种或两种以上制导方式组合的制导。可以在整个飞行过程中或某一阶段采用几种制导方式，或在不同的阶段采用不同的制导方式。其目的是提高导弹制导精度，增大制导距离，增强抗干扰能力。常用的复合制导有：①惯性—雷达相关末制导。如美国的“潘兴”Ⅱ弹道导弹是以惯性制导为主，以雷达相关末制导修正末段惯性制导的误差，使弹头准确地攻击目标，命中精度比“潘兴”Ⅰ提高了10倍。②惯性—星光制导。如美国的“三叉戟”Ⅱ潜地弹道导弹的制导，它是利用惯性制导不易受外界干扰的优点，用星光制导修正惯性制导积累误差和发射点定位误差，以提高制导精度。③惯性—地形匹配制导。以地形匹配制导辅助惯性导航系统，由惯性导航系统控制导弹按预定弹道飞行，中段用地形匹配制导修正惯性导航的误差，直至接近目标。如美国的“战斧”BGM-109C和陆射BGM-109G巡航导弹的制导。④惯性—半主动寻的中制导—主动寻的末制导。如美国的“不死鸟”AIM-54C空空导弹，采用惯性—半主动雷达中制导—主动多普勒雷达寻的末制导。⑤遥控—寻的制导。如苏联的SA-5地空导弹，采用无线电指令—主动雷达寻的末制导。⑥惯性—遥控—寻的制导。如美国研制的“宙斯盾”舰空导弹，采用惯性—无线电指令—半主动雷达寻的末制导。还有其他复合制导等。复合制导系统结构比较复杂，弹上设备体积大，成本较高，因元器件多而降低了系统可靠性。随着惯性器件、光电器件、微型计算机、信息处理和传输技术的发展，复合制导系统的小型化、低成本、高可靠性问题正逐步得到解决，并将得到愈来愈广泛的应用。（乌通森）