[拼音]：daodan zitai kongzhi xitong

[外文]：missile attitude control system

导弹上自动稳定和控制自身绕质心运动的全套装置的统称。在弹道导弹中又称稳定控制系统。

导弹在空间的运动有六个自由度，除了三个自由度的质心平移运动外，还有三个自由度的绕质心转动运动。导弹绕质心运动通常用三个飞行姿态角（俯仰角、偏航角和滚动角）及其变化率来描述。

导弹姿态控制系统的主要作用是：

（1）在各种干扰条件下，保证导弹飞行姿态角的偏差稳定在允许的范围内；

（2）根据制导指令控制导弹的飞行姿态角，以改变导弹的运动方向，修正飞行路线，从而保证导弹准确命中目标。

导弹姿态控制系统一般有俯仰、偏航和滚动三个通道。每个通道包括三个基本部分，即敏感装置、变换放大装置和执行机构（亦称伺服机构）。在地空、空空等导弹中该系统亦称自动驾驶仪。敏感装置用于测量导弹飞行姿态角及其变化率，通常采用位置陀螺、速率陀螺和惯性平台等惯性仪表。为了实现某些控制作用，还有用加速度表等作为敏感装置的。变换放大装置由校正网络和放大器组成。它按照一定的控制规律，综合、处理和放大各种控制信号，并将控制信号转换成便于控制伺服机构的形式。目前，已广泛使用数字计算机来实现控制规律和进行信号处理。伺服机构能将电信号转换成机械位移，一般分为气动、电动和电动液压等类。弹道导弹要求伺服机构功率大，广泛采用电动液压伺服机构，它包括液压泵、伺服阀、作动筒和能源(电机或电池)。随着负载功率的增大，还有采用以燃气涡轮作为能源的伺服机构。

为了实现稳定和控制导弹的飞行姿态，需要控制力矩。产生控制力矩的方式通常有两类：

（1）舵面气动控制。有翼导弹可在弹体头部、中部或尾部安装空气舵，由伺服机构转动空气舵产生气动控制力矩，有效地控制导弹在大气层内飞行。

（2）推力向量控制。由伺服机构改变推力向量产生控制力矩。推力向量控制方式有燃气舵、液体二次喷射、摆动发动机或摆动喷管等。这类方式在大气层外也可使用，但在发动机关机后就失去作用。弹道导弹广泛采用这类控制方式。

要使导弹姿态控制系统具有良好的性能，必须在分析导弹动力学特性的基础上选择控制规律和系统参数。但是建立导弹动力学模型的工作比较复杂，须考虑许多因素，例如导弹在飞行中的质量、质心和转动惯量随时间的变化，弹体在外力作用下的弹性振动；对于大型液体导弹，还应考虑推进剂在贮箱内的晃动以及摇摆发动机惯性等影响。要综合考虑上述因素，合理选择控制规律，有时还有困难。数学姿态控制系统出现后，这些困难得到了较好的解决，而且还可以选用更好、更复杂的控制方案，如最优控制和自适应控制等。