惯性制导(inertial guidance)利用惯性原理控制和导引导弹（或运载火箭）飞向目标的技术。惯性制导的原理是利用惯性测量装置测出导弹的运动参数，形成制导指令，通过控制发动机推力的方向、大小和作用时间，把导弹自动引导到目标区。惯性制导是以自主方式工作的，不与外界发生联系，所以抗干扰性强和隐蔽性好。现代的地对地战术导弹、战略导弹和运载火箭都采用惯性制导。惯性制导系统由惯性测量装置、计算机和自动驾驶仪组成，它们全都装在导弹上。

发展基础：V-2导弹制导系统

组成：测量装置、计算机、自动驾驶仪

外文名：inertial guidance

原理：惯性原理控制导弹飞向目标的技术

特点：抗干扰性强和隐蔽性好

中文名：惯性制导

利用惯性来控制和导引运动物体驶向目标的制导系统。这种系统通过惯性测量装置测出物体的运动参数，形成制导指令进行控制。组成惯性制导系统的设备都安装在运动物体上，工作时不依赖外界信息，也不向外辐射能量，不易受到干扰，是一种自主式的制导系统。这种系统广泛用于飞机、船舶、导弹、运载火箭和航天器的制导。

陀螺仪

惯性制导系统通常由惯性测量装置、计算机、控制或显示器等组成。惯性测量装置包括测量角运动参数的陀螺仪和测量平移运动加速度的加速度计。计算机对所测得的数据进行运算，获得运动物体的速度和位置。对于飞机和船舶来说,这些数据送到控制显示器显示,然后由领航员或驾驶员下达控制指令，操纵飞机、船舶航行；或由自动驾驶仪引导到达目标。航天器和导弹的计算机所发出的控制指令，则直接送到执行机构控制其姿态，或者控制发动机推力的方向、大小和作用时间，将航天器引导到规定的轨道上，将导弹引导到目标区内。

按照惯性测量装置在运动体上的安装方式，惯性制导系统分为平台式和捷联式两类。

陀螺仪

①　平台式惯性制导系统　测量装置装在惯性平台的台体上，平台则装在运动物体上。按所建立坐标系的不同，它又分为空间稳定平台式惯性制导系统和本地水平平台式惯性制导系统。前者的台体相对于惯性空间是稳定的，用以建立惯性坐标系。它受地球自转和重力加速度的影响，需要补偿，多用于运载火箭和航天器；后者台体上的加速度计输入轴所构成的基准平面能始终跟踪运动物体所在的水面，因此加速度计不受重力加速度的影响。这种系统多用于沿地球表面作接近等速运动的运动物体，如飞机、巡航导弹等。惯性平台能隔离运动物体角运动对测量装置的影响，因此测量装置的工作条件较好，并能直接测到所需要的运动参数,计算量小,容易补偿和修正仪表的输出，但重量和尺寸较大。

②　捷联式惯性制导系统陀螺仪和加速度计直接装在运动物体上。这种系统又分为位置捷联和速率捷联两种类型。位置捷联惯性制导系统采用自由陀螺仪，输出角位移信号；速率捷联惯性制导系统采用速率陀螺仪作为敏感元件，输出瞬时平均角速度向量信号。由于敏感元件直接装在运动物体上，振动较大，工作的环境条件较差并受其角运动的影响，必须通过计算机计算才能获得所需要的运动参数。这种系统对计算机的容量和运算速度要求较高，但整个系统的重量和尺寸较小。

基于物体运动的惯性现象，采用陀螺仪、加速度表等惯性仪表测量和确定导弹运动参数，控制导弹飞向目标的一种制导系统。导弹上的计算机根据发射瞬间弹的位置、速度、惯性仪表的输出和给定的目标位置，实时形成姿态控制、发动机关机等制导指令，传输给执行机构，控制导弹命中目标。根据力学原理，加速度表测得的是导弹视加速度ω，它与导弹的加速度ɑ 满足导航方程：

ɑ =ω+ɡ

式中ɡ 是地球引力加速度，它是导弹位置的函数，可按一定的引力模型计算。在选定的惯性参考系中实时解算上述导航方程，得出导弹速度和位置的计算，称为导航计算。因为每个加速度表只能测得导弹视加速度在其安装方向上的分量，故采用在空间不同方向安装的三个加速度表构成一个加速度表组合，测出完整的视加速度矢量ω。

惯性制导

惯性测量装置按照仪表的组合方式，分为平台式和捷联式。平台式惯性测量装置，是利用陀螺仪将平台稳定于惯性空间，加速度表组合固连在平台上。在制导过程中，加速度表组合与惯性参考系间的角度关系保持不变，因而导航计算简单。平台隔离弹体的角运动和振动，能使加速度表在较好的环境里工作，并具有初始对准容易实现等优点。因此，平台式惯性测量装置为地地弹道导弹所广泛采用。捷联式惯性测量装置，是将加速度表组合固连在弹体上，因而加速度表组合与惯性参考系间的角度随弹体姿态变化而变化。采用陀螺仪作为角位移或角速度传感器，测出或算出加速度表组合相对惯性参考系的角度，再用计算机将加速度表组合的测量值转换到惯性参考系。捷联式导航计算较复杂，仪表受弹体振动影响较大，但具有设备简单、可靠性高、采用冗余技术容易等优点。因此，随着微型计算机的发展，越来越受到重视。

惯性制导的最大优点是不受无线电干扰，因而为世界各国弹道导弹所采用。弹道导弹惯性制导，按导引规律和关机条件，可分为摄动制导和闭路制导。摄动制导亦称开路制导，是指导弹在整个主动段按照固定的时间程序控制飞行，由于导弹结构偏差和外部干扰等因素的作用，使导弹偏离预定的标准弹道，需要通过导引使其偏差限制在小偏差范围内。导弹的落点偏差（射程偏差、横向偏差），可分别写成关机点参数偏差的台劳级数。由于射程偏差随时间的变化率，远远大于横向偏差随时间的变化率，故取“射程偏差为零”作为关机条件而导出关机方程；取“落点横向偏差最小”和“关机点参数偏差最小”作为导引的性能指标导出导引方程，通过计算分别给出导引指令和关机指令。摄动制导具有计算简单、实现容易等优点,但当干扰大时,制导误差增大。闭路制导是一种状态反馈最优制导，导弹在大气层内按固定程序控制，出大气层开始闭路导引，它是由目标的位置和导弹的实时状态（位置和速度），通过解析计算形成最优姿态控制指令，并连续地传给执行机构而实现导引的。计算机连续进行计算，当导弹的实际速度达到能命中目标所需要的速度时，发出关机指令。闭路制导不依赖于标准弹道，而且精度高,射击诸元计算简单,它适用于机动发射导弹和多弹头分导，但弹上计算复杂。

影响采用惯性制导的弹道导弹命中精度的主要因素是惯性仪表误差，要提高命中精度，首先须不断改善和提高仪表的精度，并对其系统误差进行修正。同时还须不断完善制导方案,在系统设计上尽量采用冗余技术,并利用天文、地形地图匹配等外界信息来提高制导精度。

惯性制导的最大缺点是精确度不高。

陀螺仪已成为现代兵器惯性制导系统中的核心部件. 在希腊文中,“陀螺”一词的原意为“旋转指示器”。在现代科学技术中,不论基于何种原理，凡能感测旋转状态的任何装置，一般都可称之为陀螺仪。关于陀螺运动的基础理论研究大约是从18 世纪开始的。早期采用的是根据回转仪原理设计的机械陀螺，后来出现了机电式惯性陀螺。在第一次世界大战中，美国海军首先研制成功陀螺导航仪，并相继推广应用于航海和航空事业中。20 世纪初出现了飞机陀螺稳定器和自动驾驶仪。近年来，随着光电技术的迅猛发展，集光、机、电一体化的光电惯性陀螺及利用光电技术加工的新型惯性陀螺(如激光陀螺、光纤陀螺、半球谐振陀螺、石英音叉陀螺等) ，正不断地发展并广泛应用于军事领域。

坦克、装甲等战车上的铁制物和电磁系统较多，通常指南针会受到影响因而难以发挥作用。如果在车辆开始行进时， 将陀螺仪的高速转轴放置在南北方向，则由于陀螺仪的定轴性，在车辆行进过程中，无论车身如何转动，陀螺仪的高速转轴都会稳定地指向当地的南北方向。车辆的纵轴与陀螺仪高速转轴的夹角即为航向角，根据其大小即可确定方向，并通过电子系统控制车辆的前进。前苏联最早即在自行高炮和萨姆导弹的发射车上装置了陀螺仪。对于空中的飞行器(如飞机、火箭、导弹等) ，飞行过程中的方向和姿态可以用三个角度来描述:飞行器头部的上仰下俯(即飞行器绕垂直于飞行方向的水平轴的旋转)， 可用俯仰角来表示；飞行器头部左右的摆动(即绕铅直轴的转动)，可用偏航角来表示；飞行器绕其本身纵向轴线的转动,可用侧滚角来表示。测出这三个角度至少要用两个陀螺仪，即绕铅直和水平轴转动的两个陀螺仪。 由于高速转子的定轴性，无论飞行器如何运动，两轴线的方向都保持不变，因此两轴线可分别作为铅直和水平基准线。上述三个角度可分别通过陀螺仪的内、外框架与相应轴线、基座之间的夹角测得. 例如飞行器的侧滚角和俯仰角可根据以铅直基准线为转轴的陀螺仪测出，偏航角可以根据以水平基准线为转轴的陀螺仪

测出，将测出的信号传送给计算机系统，就能发出指令，随时纠正飞行器飞行的方向和姿态。

惯性制导系统分为捷联式惯性制导和平台式惯性制导两种:把惯性仪表直接安装在飞行器内部的某个位置，并且随着飞行器一起运动的称为捷联式。

惯性系统;平台式惯性系统是在飞行器内将一个金属平台固定在高质量的常平架上，当飞行器俯仰或偏航时，陀螺和伺服控制系统使稳定平台总是保持在原有的空间方位上。 由于捷联式惯性制导是将信号直接输入计算机，因而能降低造价，提高可靠性，故惯性系统多采用捷联式惯性制导。 而对于导航精度要求较高的武器系统(如运载火箭、发射弹道导弹的核潜艇、洲际导弹、巡航导弹等) ，常应用陀螺平台惯性系统。