組成與功能
從控制系統的角度看，飛彈多有兩個基本迴路。其內迴路是姿態控制迴路，它起穩定彈體姿態，並按控制指令產生彈道控制所需的法向力的作用。習慣上，稱這一由彈體動力學、 舵機、一些必要的敏感元件及校正網路組成的姿態控制迴路為自動駕駛儀。另—迴路是外迴路，它是飛彈質心運動的控制迴路。它採用敏感元件探測彈目相對關係，生成控制指令，控 制彈的質心運動(彈道)，使其與目標交會。內迴路的控制被稱為控制(Control)，外迴路的控制 被稱為制導(Guidance)。
姿態控制系統通過裝在彈上的慣性器件測量火箭的視加速度和角度來實現對火箭的控制。按照測量參照系的不同，慣性器件有兩種安裝和使用方式：一種是慣性器件裝在常平架上，以慣性坐標係為測量參照系，稱為平台式姿態控制系統，如三軸陀螺穩定平台，它給出測速定向基準和測角參考軸；另一種是慣性器件固連於彈體上，以彈體為測量參照系，稱為捷聯式姿態控制系統，其測量量需經過計算機的轉換變為慣性坐標系的參量，通常叫做數學常平架或假平台。
制導系統用來探測或測定飛彈相對於目標的飛行情況，計算彈體實際位置與預定位置的 偏差，形成引導指令，並操縱彈體改變飛行方向，使其飛向目標。
制導系統分為引導和控制兩個系統。
（1）引導系統用來測定或探測彈體相對目標或發射點的位置，按希望的彈道形成引導指 令，並把引導指令送給控制系統。引導系統通常由彈體、目標位置和運動敏感器(或觀測器) 及引導指令形成裝置等組成。
（2）控制系統回響引導系統來的引導指令信兮，產生作用力迫使彈體改變航向，使彈體沿 著要求的彈道飛行。控制系統的另一項主要任務是穩定彈體的飛行。控制系統通常由姿態敏 感元件，彈載計箅機、自動駕駛儀和操縱面等組成。
設計過程
制導與控制系統一般設計過程如下：
① 進行戰術技術指標論證，如飛行高度包絡、航程、攻擊精度及目標類型等，了解總體對制導控制系統的戰術技術要求以及相關已知數據。
② 迸行攻擊區分析，初步判定系統實用範圍；進行動力學運動學分析，制定製導控制方案。
③ 方案火箭設計及計算，獲得理想彈道的相關參數，作為小擾動設計的基礎。
④ 選擇導引頭並初步確定主要參數，在視線角速度不大的情況下，主要考慮制導控制系統關於噪聲干擾和通頻帶的要求。
⑤ 根據試驗數據或參考資料，建立各主要成部件數學模型。
⑥ 選擇穩定迴路結構並初步確定參數，要求在任何情況下系統的穩定裕量在規定的範圍內，穩定迴路的設計需要與制導迴路統一考慮。
⑦ 制導迴路設計，確定各元器件參數的計算值，保證導引準確度在誤差範圍內。根據火箭的氣動布局和作戰指標要求，選擇適當的中制導規律和末制導規律，以發揮出火箭良好的飛行性能。
⑧ 數學仿真分析，校驗計算的參數值，全面檢査性能指標是否達到要求。
⑨ 半實物仿真。將制導控制的實際裝置和部件或全部或部分地接入迴路中，校驗儀器和部件的功能和工作邏輯。
⑩ 飛行試驗。通過實物飛行試驗，檢驗系統設備和制導控制規律的可行性和正確性。
分類
火箭的制導控制系統按制導方式一般分為6類。
自主式：在制導和控制過程中，根據火箭內部或外部的固定參考基準控制火箭半主動雷達制導飛行。制導控制設備全部裝在火箭內部，火箭發射後不需外部控制和配合工作。
尋的式：由裝在彈上的敏感器（導引頭）感受目標輻射或散射的能量，自動形成制導指令控制火箭飛向目標。根據照（輻）射源的位置（彈上、目標上、地面或發射平台）不同，又分為主動、被動和半主動3種尋的方式，主動和被動尋的制導設備全部裝在彈上。
指令式：一般由裝在制導站的跟蹤測量裝置、指令形成裝置、指令傳輸裝置和裝在彈上的指令接收機與控制裝置組成。此種制導方式彈上設備較簡單。根據指令的傳輸方式又可分為無線電、有線和光纖指令制導等。
駕束式：利用地面或發射平台的指揮站發出電磁波束或雷射波束導引火箭飛向目標的系統。這種制導系統，彈上裝有能自動測定火箭偏離波束旋轉軸位置（角度）並形成指令的裝置，或瞄準跟蹤目標的光學系統。
圖像匹配式：又稱地球相關制導。通過遙感地形、地貌、地磁等特徵圖像把火箭自動引向目標。彈上裝有圖像遙感裝置、計算機等設備，以及預先存儲在存儲器內的標準特徵圖。圖像遙感裝置沿火箭飛行航跡在預定空域內攝取實際地表特徵圖像。相關器將實時圖與預先儲存的標準特徵圖進行匹配，由此確定火箭實際飛行位置與標準位置的偏差，形成控制指令。
複合式：將上述兩種或兩種以上方式組合起來形成的複合制導系統，從而達到取長補短的目的。
火箭制導系統按其物理特性分為：慣性制導（慣導）、無線電制導、紅外製導、雷射制導、雷達制導、電視制導、有線制導，光纖制導，以及將兩種或三種類型的末制導系統組合起來的雙模或三模製導系統等。
基本要求
為了完成制飛彈藥的制導任務，對彈藥制導與控制系統有很多要求，其中最基本的要求是制導與控制系統的制導準確度、作戰反應時間、制導系統對目標的鑑別力、制導系統的抗干擾能力、制導系統的可靠性等。
制導準確度
制飛彈藥與常規彈藥之間的差別，在效果上看是制火箭藥具有很高的命中機率，而實質上在於制飛彈藥是被控制的。所以，制導準確度是對制導系統的最基本也是最重要的要求。
制導與控制系統的準確度通常用火箭的脫靶量表示。所謂脫靶量，是指火箭在制導過程中與目標間的最短距離。從誤差性質看，造成火箭脫靶量的誤差分為兩種：系統誤差；隨機誤差。系統誤差在所有火箭攻擊目標過程中是固定不變的，因此，系統誤差為脫靶量的常值分量；隨機誤差分量是一個隨機量，其平均值等於零。
火箭的脫靶量允許值取決於很多因素，但主要取決於給出的命中機率、火箭戰鬥部的重量和性質、目標的類型及其防禦能力。目前，戰術火箭的脫靶量可以達到幾米，有的甚至可與目標相碰；戰略火箭由於其戰鬥部威力大，目前的脫靶量可達到幾十米。
為了使脫靶量小於允許值，就要提高制導系統的制導準確度，也就是減小制導誤差。
從誤差來源看，火箭制導系統的制導誤差分為動態誤差、起伏誤差和儀器誤差。下面從誤差來源角度分析制導誤差。
①動態誤差。動態誤差主要是由於制導系統受到系統的慣性、火箭機動性能、引導方法以及目標機動等因素的影響，不能保證火箭按理想彈道飛行而引起的。例如，當目標機動時，由於制導系統的慣性，火箭的飛行方向不能立即隨之改變，中間有一定的延遲，因而使飛彈離開基準彈道，產生一定的偏差。引導方法不完善所引起的誤差，是指當所採用的引導方法完全正確地實現時所產生的誤差，它是引導方法本身所固有的誤差，是一種系統誤差。火箭的可用過載有限也會引起動態誤差。在火箭飛行的被動段，飛行速度較低時或理想彈道彎曲度較大、火箭飛行高度較高時，可能會發生火箭的可用過載小於需用過載的情況，這時火箭只能沿可用過載決定的彈道飛行，而使實際彈道與理想彈道間出現偏差。
②起伏誤差。起伏誤差是由制導系統內部儀器或外部環境的隨機干擾所引起的誤差。隨機干擾包括目標信號起伏、制導迴路內部電子設備的噪聲、敵方干擾、背景雜波、大氣紊流等。當制導系統受到隨機干擾時，制導迴路中的控制信號便附加了干擾成分，火箭的運動便加上了干擾運動，這就使得飛彈偏離基準彈道，造成飛行偏差。
③儀器誤差。由於製造工藝不完善及制導系統維護不良等原因造成的制導誤差，稱為儀器誤差。儀器誤差具有隨時間變化很小或保持某個常值的特點，因此可以建立模型來分析它的影響。
要保證和提高制導系統的制導準確度，除了在設計、製造時儘量減小各種誤差外，在正確使用的同時，還要對火箭的制導設備進行精心維護，使制導系統保持最佳的工作性能。
作戰反應時間
作戰反應時間，是指從發現目標起到第一枚火箭起飛之間的一段時間，一般來說，它應由防禦的指揮、控制、通信系統和制導系統的性能共同決定。但對攻擊活動目標的火箭，作戰反應時間則主要由制導系統決定，火箭系統的搜尋探測設備對目標進行識別和威脅判定後，就立即計算目標諸元並選定應攻擊的目標。此後，制導系統便對指定的目標進行跟蹤，並進行轉動發射設備、捕獲目標、計算發射數據、執行發射等操作。制導系統執行上述操作所需要的時間，稱為作戰反應時間。隨著科學技術的發展，目標機動速度越來越快，而火箭系統難以實現在遠距離對低空目標的搜尋、探測，因此制導系統的反應時間必須儘量短。
制導系統對目標的鑑別力
火箭制導與控制系統如果要使火箭去攻擊相鄰幾個目標中的某一個指定目標，火箭制導系統就必須具有較高的距離鑑別力和角度鑑別力。距離鑑別力是制導系統對同一方位上、不同距離上兩個目標的分辨能力，一般用能夠分辨出的兩個目標間的最短距離△ r表示：角度鑑別力是制導系統對同一距離上，不同方位的兩個目標的分辨能力，一般用能夠分辨出的兩個目標與控制點連線間的最小夾角△φ表示，如圖1-2所示。
如果火箭的制導系統是基於接受目標本身輻射或者反射的信號進行控制的，那么鑑別力較高的制導系統就能從相鄰的幾個目標中分辨出指定的目標；如果制導系統對目標的鑑別力較低，就可能出現下面的情況：
① 當某一目標輻射或反射信號的強度遠大於指定目標輻射或反射信號的強度時，制導系統便不能把火箭引向指定的目標，而是引向信號較強的目標，
② 當目標群中多個目標輻射或反射信號的強度相差不大時，制導系統便不能把火箭引向指定目標，因而火箭到達指定目標的機率將顯著降低，
制導系統對目標的鑑別力主要由其感測器的測量精度決定，因此，要提高制導系統對目標的鑑別力，必須採用高分辨能力的目標感測器。
制導系統的抗干擾能力
制導系統的抗干擾能力，是指在遭到敵方襲擊、電子對抗、反導對抗和受到內部、外部干擾時，該制導系統保持其正常工作的能力。多數火箭要求具有很強的抗干擾能力。
制導系統受干擾的情況各不相同，其中，雷達型遙控制導系統容易受到電子干擾，特別是敵方施放的各種干擾。為提高制導系統的抗干擾能力，要不斷地採用新技術，使制導系統對干擾不敏感，要在使用過程中加強制導系統工作的隱蔽性、突然性，使敵方不易察覺制導系統的工作，制導系統可以採用多種工作模式，當一種模式被干擾時，立即轉換到另一種模式制導。
制導系統的可靠性
可靠性是指產品在規定的條件下和規定的時間內，實現規定功能的能力。制導系統的可靠性，可以看作是在給定使用和維護條件下，制導系統內各種設備能保持其參數不超過給定範圍的性能，通常用制導系統在允許工作時間內不發生故障的槪率來表示。這個槪率越大，表明制導系統發生故障的可能性越小，即系統的可靠性越好。
制導系統的工作環境很複雜，影響制導系統工作的因素很多。例如，在運輸、發射和飛行過程中，制導系統要受到振動、衝擊和加速度等影響：在保管、儲存和工作過程中，制導系統要受到溫度、濕度和大氣壓力變化以及有害氣體、灰塵等環境的影響。制導系統的每個元件，由於受到材料、製造工藝的限制，在外界因素的影響下，都可能變質失效，從而影響制導系統的可靠性。為了保證和提高制導系統的可靠性，在研製過程中必須對制導系統進行可靠性設計，採用優質耐用的元器件、合理的結構和精密的製造工藝，除此之外，還應正確地使用和科學地維護制導系統。
體積小、質量輕、成本低
在滿足上述基本要求的前提下，儘可能地使制導系統的儀器設備結構簡單、體積小、質量輕、成本低，對彈上的儀器設備更應如此。
未來發展趨勢
未來飛彈及其制導控制系統的概貌是由其對抗兵器（各類精確制導武器及可 能的運載器，如飛機、直升機、裝甲車輛、艦艇等）的下一步發展預測決定的。這些 對抗目標的典型特點是：高速和高機動性、不斷降低的雷達可探測性、產生各類乾 擾的能力、與運載器分離距離的增大（如載機不需要進入防區等）、抗戰鬥裝藥爆炸 的高強度和高穩定性等。由此出發，未來飛彈制導控制系統的發展趨勢將主要是：
(1)提高通道數，以適應攻擊多個目標或反擊對抗目標從各方向而來的大規 模空襲。
(2) 採用垂直起飛，保證快速、全方位進攻或反擊全向的空襲。
(3)採用複合制導，在大部分彈道段上採用慣性制導系統，而末制導採用主動 雷達尋的制導（可能還加紅外導引頭作備份），這樣既可免去雷達站在尋的制導段 的跟蹤和照射目標的功能，又可擴大雷達跟蹤目標的能力。
(4)為了使飛彈具有超機動性，保證對目標的超精度制導和飛彈戰鬥裝備對 目標的高效率殺傷，未來飛彈必須在尋的末制導段採用燃氣動力方法產生控制力 和力矩。
除此之外，未來飛彈的制導控制系統還應該為飛彈武器系統提供從行軍到展 開在極短時間範圍內（幾分鐘甚至更短）具有實際上沿任何地形轉移的能力，以及 長期（達10年或更長）無檢測儲存和在任何氣候及其他使用條件下經常處於作戰 可用狀態的能力。
為了進一步說明未來飛彈及其制導控制系統的概貌，圖6. 11給出了其中未來 中程陸基防空飛彈制導控制系統作戰過程示意圖。
火箭制導與控制系統該系統所有的組成部件均裝在幾輛自行底盤上，使其具有很高的機動性和戰 備可用度。防空飛彈1被封裝在運輸發射簡內，保證其飛彈長期免檢儲存並經常 處於發射準備好狀態。當從空間預警和指示系統2處獲得空襲武器出現的一次信 息後，此信息隨即送給防空飛彈火力單元的多功能雷達站3和指控車4。按外部 目標指示數據，多功能雷達站搜尋發現、截獲和跟蹤目標，確定其坐標和速度。這 些信息均集中到火力單元的指控車中，在此，數字計算機系統能保證向火力單元各 分系統引入統一的空間和時間坐標，處理來自多功能雷達站的有關目標初始數據 (目標指示數據），確定飛彈發射的時間和地點，以及形成必要的控制指令。飛彈是 按指令車的指令從火力單元的一個移動發射裝置5發射的。飛彈的起飛 是靠運輸發射筒中彈射裝置來拋射，然後再點燃飛彈發動機來實現的。飛彈飛行 過程分成幾段：第一段為垂直起飛和向發射前計算好的前置遭遇點方向轉彎。前 置遭遇點的信息在射前時期和整個飛彈飛行時間內，均隨所跟蹤目標運動參數而 不斷修正。第二段是慣性制導段，在此段油松修正後的遭遇點、目標坐標和速度的 信息由多功能雷達站沿無線電修正通道嚮導彈傳送。控制指令是在彈上計算機形 成的。當與目標接近到相對距離達到主動雷達導引頭能發現和截獲目標時，多功 能雷達站嚮導引頭髮送角度和接近速度目標指示信息。主動雷達導引頭對目標6 進行搜尋、截獲並自動跟蹤。從此開始第三段，即尋的飛行段。在尋的段的最終 段，當飛彈與目標非常接近時，飛彈的燃氣動力控制系統投入工作，實施急劇的機 動來消除脫靶。對目標的殺傷是靠碰撞方法（即動能殺傷），或者按非觸發引信指 令起爆戰鬥部靠其殺傷破片的作用。
