弹道导弹一般只在火箭发动机还在工作的最初飞行阶段进行制导.在推进阶段导弹制导系统的作用是操纵导弹并适时发出发动机关机指令,以便生成确保导弹命中目标的被动段弹道.总的来说,飞行器的制导可以分为两大类:(a)摄动制导;(b)显式制导.该报告讨论了采用惯性设备和单级固体火箭发动机的弹道导弹的上述两种制导方式,并对摄动制导进行了更详细的研究与仿真.该报告包括以下主要内容.建立了6自由度运动方程模型,并在制导模块中考虑了地球自转和地球扁率的影响.对显式制导,推导了需用速度矢量V<,r>和自由飞行时间t<,ff>在用轨道参数形式表示的二次平方反比引力场下的表达式.在考虑地球自转影响的条件下,采用迭代方法来计算需用速度矢量.对摄动制导,建立了法向、横向制导及射程控制的方程.对法向和横向操纵也进行了讨论.对摄动制导进行了仿真,仿真分为如下几类:(a)标准弹道;(b)考虑误差源影响且没有制导修正的扰动弹道;(c)制导修正的扰动弹道.对制导系统的精度分析,讨论了导弹系统中多种不同误差源及其对落点偏差的影响.对圆概率误差做了初步理论估算.