导弹自动驾驶仪的设计是一个高度复杂的工程问题，涉及控制理论、惯性导航、制导算法、空气动力学和实时计算等多学科交叉。其核心任务是保证导弹精确、鲁棒地跟踪制导系统生成的输入指令，使导弹根据控制指令产生控制力矩和控制力来改变导弹的攻角，进而改变速度矢量方向，使导弹稳定飞行直至命中目标。
1.自动驾驶仪的主要作用
1.改善弹体等效阻尼；
2.保持系统稳定性；
3.加快弹体响应频率；
4.提高抗干扰能力；
5.精确、鲁棒地跟踪输入指令。
2.自动驾驶仪的核心功能与性能要求
（1）姿态稳定与控制
（2）制导指令跟踪
（3）抗干扰能力
（4）高机动适配
核心目标：满足导弹最大机动过载要求；
性能要求：空空导弹30g~50g、空地导弹 10g~20g，控制律无失稳。
3.设计流程
（1）导弹动力学建模
六自由度模型（6DOF）：建立包含平移和旋转运动的非线性方程；
气动参数辨识：通过风洞试验或 CFD 获取升力、阻力、力矩系数；
执行机构模型：舵机/推力矢量动态响应（带宽、延迟、饱和）。
（2）控制架构选择
①经典控制
PID（适用于线性段）；
三回路自动驾驶仪（俯仰 / 偏航 / 滚转独立控制）。
②现代控制
LQR/LQG：线性二次型调节器（优化控制能量与状态误差）；
滑模控制（SMC）：强鲁棒性，适合非线性系统；
自适应控制：应对气动参数不确定性（燃料消耗导致质量变化）。
③智能控制
（3）传感器融合
IMU（惯性测量单元）：提供角速率和加速度；
GPS / 北斗：补充位置和速度信息；
导引头（末端制导）：红外/雷达测量目标相对运动；
滤波器：卡尔曼滤波（EKF/UKF）融合多源数据，抑制噪声。
（4）制导 - 控制一体化设计
比例导引（PN）或增强比例导引（APN）生成加速度指令；
过载控制：加速度指令转换为舵偏角（考虑导弹动态延迟）。
（5）抗饱和与容错设计
舵面分配算法：避免多舵面协同时的饱和；
故障检测与重构：传感器或执行器失效时的备份策略。
4.典型自动驾驶仪结构
（1）外环（加速度控制）
·输入：制导系统指令过载；
·输出：俯仰角速率指令。
（2）内环（角速率控制）
·通过陀螺反馈稳定角速率，生成舵偏指令。
（3）舵机执行
·驱动舵面偏转，实现气动力矩控制。
5.不同弹种自动驾驶仪设计差异化
（1）空空导弹自动驾驶仪
核心需求：高机动、高响应、全空域（低空～高空）适配；
控制律：优先滑模变结构控制 / 自适应滑模控制，强调抗气动扰动和参数偏差；
执行机构：气动舵 + 小型推力矢量（高机动型号），舵机响应速度≥60°/s；
传感器：光纤 IMU + 高动态速率陀螺，强调高动态响应（适配 50g 以上过载）；
设计侧重：小型化、轻量化、快速性，控制周期≤10ms。
（2）巡航导弹自动驾驶仪
核心需求：高精度轨迹跟踪、长航时、低空突防；
控制律：优先 H∞鲁棒控制+PID 前馈补偿，强调轨迹跟踪精度和鲁棒性；
执行机构：气动舵（大展弦比），侧重舵偏角控制精度，而非响应速度；
传感器：激光IMU+BDS/GPS+气压高度计+地形匹配，多传感器融合抑制惯导漂移；
设计侧重：高精度、低功耗、长航时，加入地形跟随/地形回避控制模块。
（3）弹道导弹自动驾驶仪
核心需求：大姿态角稳定、高速再入、抗强扰动；
控制律：滑模控制+H∞控制，再入段加入扰动观测器，抑制气动热扰动和风切变；
执行机构：燃气舵（起飞段）+ 气动舵（再入段）；
传感器：激光 IMU+星载惯导，强调抗振动、抗高温（再入段温度达千度级，需做热防护）；
设计侧重：大姿态角解算、抗高温/抗扰动、全飞行段参数自适配。
（4）空地导弹自动驾驶仪
核心需求：低空突防、抗地面电磁干扰、精准打击；
·控制律：自适应鲁棒控制，加入低空突防控制模块（掠海/掠地）；
执行机构：气动舵，侧重低速 / 低空下的舵面效率；
传感器：MEMS / 光纤 IMU + 抗干扰卫星导航 + 毫米波雷达（辅助），做电磁屏蔽设计，抗地面雷达干扰；
设计侧重：抗电磁干扰、低空气动扰动抑制、小型化。
6.导弹自动驾驶仪设计发展趋势
（1）智能化控制：融入强化学习、深度学习，实现自主自适应控制，无需人工调试参数，可自主适应复杂环境和弹体参数变化；
（2）小型化/集成化：采用 MEMS 微机电技术、SOC 集成技术，实现自动驾驶仪的 “芯片化”，体积和重量大幅降低，适配小型战术导弹；
（3）全空域/全速度适配：针对高超音速导弹（5Ma 以上），研发高超音速自动驾驶仪，解决高超声速下的气动非线性、热扰动、黑障区通信问题；
（4）多传感器融合与自主感知：融入毫米波雷达、机器视觉，实现导弹的自主环境感知，不仅能稳定姿态，还能自主规避障碍、跟踪目标；（5）高可靠性与长航时：研发新型弹载电源（如燃料电池）和低功耗处理器，实现巡航导弹等长航时弹种的自动驾驶仪长航时工作。
