候冰 張金鵬 曹有亮 趙陽(yáng)

摘要： 針對(duì)尋的末制導(dǎo)中對(duì)抗大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的情況， 同時(shí)考慮導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)及重力影響， 提出了一種新的制導(dǎo)算法， 即在制導(dǎo)回路中加入指令校正環(huán)節(jié)。 該制導(dǎo)算法通過(guò)引入校正環(huán)節(jié)， 并在制導(dǎo)律中引入導(dǎo)彈加速度， 可以彌補(bǔ)彈體動(dòng)態(tài)響應(yīng)引起的延遲， 減小脫靶量， 在一定程度上提升系統(tǒng)快速性， 提高制導(dǎo)控制系統(tǒng)對(duì)抗目標(biāo)大機(jī)動(dòng)的能力。

關(guān)鍵詞： 目標(biāo)機(jī)動(dòng)； 動(dòng)力學(xué)滯后； 制導(dǎo)律； 導(dǎo)彈加速度； 校正算法

中圖分類號(hào)： TJ765； V438文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 1673-5048（2018）02-0029-05

0引言

隨著新型推力矢量渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、 先進(jìn)氣動(dòng)設(shè)計(jì)、 雙向數(shù)據(jù)鏈和隱身技術(shù)的應(yīng)用， 第四代戰(zhàn)斗機(jī)和無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)等新一代航空武器相繼出現(xiàn)， 使得在未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)中導(dǎo)彈將面臨機(jī)動(dòng)能力更強(qiáng)、 逃逸方式更復(fù)雜、 可探測(cè)性更差的攻擊目標(biāo)。

然而， 目前對(duì)于抗大機(jī)動(dòng)目標(biāo)制導(dǎo)算法的研究， 大多是在目標(biāo)信息及其機(jī)動(dòng)方式完全準(zhǔn)確可知的前提下進(jìn)行的， 這種假設(shè)在實(shí)際工程實(shí)現(xiàn)中并不成立， 目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息很難準(zhǔn)確獲得， 并且有一定的延遲， 難以滿足對(duì)目標(biāo)準(zhǔn)確信息的需求。 導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)影響會(huì)引起過(guò)載跟蹤制導(dǎo)指令的響應(yīng)延遲， 末制導(dǎo)時(shí)嚴(yán)重影響制導(dǎo)性能。

本文假設(shè)導(dǎo)彈采用雷達(dá)導(dǎo)引頭，可以提供視線角和彈目接近速度信息， 針對(duì)末制導(dǎo)中目標(biāo)進(jìn)行大機(jī)動(dòng)的情況， 與此同時(shí)， 考慮導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)及重力影響， 利用經(jīng)典控制理論， 在制導(dǎo)回路中加入指令校正環(huán)節(jié)。 通過(guò)比例制導(dǎo)律和校正環(huán)節(jié)相結(jié)合來(lái)減小脫靶量， 并在制導(dǎo)律中引入導(dǎo)彈加速度。 結(jié)構(gòu)形式上類似于比例-微分控制器， 可以一定程度上提升系統(tǒng)快速性， 提高制導(dǎo)控制系統(tǒng)對(duì)抗目標(biāo)大機(jī)動(dòng)的能力。

1數(shù)學(xué)模型與問(wèn)題描述

鑒于通過(guò)反饋/前饋控制信號(hào)可提高瞬態(tài)和頻率響應(yīng)， 考慮如何利用經(jīng)典控制理論來(lái)提高制導(dǎo)性能， 并在制導(dǎo)算法中引入導(dǎo)彈的實(shí)際加速度。

1.1目標(biāo)機(jī)動(dòng)模型

通常情況下， 能否精準(zhǔn)獲取目標(biāo)的機(jī)動(dòng)狀態(tài)， 將會(huì)對(duì)制導(dǎo)精度產(chǎn)生非常嚴(yán)重的影響， 目標(biāo)機(jī)動(dòng)模型和實(shí)際模型之間越接近， 那么推導(dǎo)出的制導(dǎo)算法的工程實(shí)用價(jià)值也會(huì)越高。

首先， 假設(shè)目標(biāo)為正弦機(jī)動(dòng)， 一般來(lái)說(shuō)， 不管是逃逸機(jī)動(dòng)或者是蛇形機(jī)動(dòng)， 在實(shí)際應(yīng)用中， 均可將其看作為正弦機(jī)動(dòng)。 本文假設(shè)目標(biāo)是一階動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)， 包含動(dòng)力學(xué)時(shí)間常數(shù)Tt， 采用正弦機(jī)動(dòng)形式， 該機(jī)動(dòng)模型表達(dá)式如下：

y·T=VT

V·T=aT

aTaTc=1Tts+1

aTc=aTcsin（ωTt） （1）

收稿日期： 2017-12-11

基金項(xiàng)目： 航空科學(xué)基金項(xiàng)目（20160112002）

作者簡(jiǎn)介： 候冰（1992-）， 女， 河南南陽(yáng)人， 碩士， 研究方向是導(dǎo)航、 制導(dǎo)與控制。

引用格式： 候冰， 張金鵬， 曹有亮， 等. 抗目標(biāo)大機(jī)動(dòng)的制導(dǎo)指令校正算法研究[ J]. 航空兵器， 2018（ 2）： 29-33.

Hou Bing， Zhang Jinpeng， Cao Youliang， et al. Study on Correction Proportional Guidance Law Against High Maneuvering Target[ J]. Aero Weaponry， 2018（ 2）： 29-33. （ in Chinese）式中： aT為目標(biāo)機(jī)動(dòng)實(shí)際加速度； aTc為目標(biāo)機(jī)動(dòng)加速度指令； ωT是目標(biāo)機(jī)動(dòng)頻率。

1.2系統(tǒng)模型

本文考慮在攔截平面內(nèi)的彈目相對(duì)運(yùn)動(dòng)， 為了便于推導(dǎo)， 把導(dǎo)彈與目標(biāo)均看作是質(zhì)點(diǎn)， 分別用M和T表示， 連線LOS表示視線， λ為視線角， r為彈目相對(duì)距離， VM和VT分別為導(dǎo)彈和目標(biāo)的速度矢量， aM和aT 分別為導(dǎo)彈和目標(biāo)Y方向上的絕對(duì)加速度， 如圖1所示。

圖1線性化彈目交戰(zhàn)幾何圖

Fig.1Linearized geometry diagram of missiletarget

engagement

導(dǎo)彈制導(dǎo)回路模型如圖2所示， 導(dǎo)彈和目標(biāo)的相對(duì)距離y（t）可以通過(guò)對(duì)導(dǎo)彈加速度aM與目標(biāo)加速度aT之差求二次積分得到。 y（t）和彈目距離的比值能產(chǎn)生幾何視線角λ， 這里剩余時(shí)間定義為tgo=tF-t。 導(dǎo)彈導(dǎo)引頭建模為一個(gè)理想微分器， 可提供導(dǎo)彈和目標(biāo)間視線角速率測(cè)量值。

圖2導(dǎo)彈制導(dǎo)回路模型

Fig.2Missile guidance model

濾波器和導(dǎo)引頭動(dòng)力學(xué)模型可以用傳遞函數(shù)表示為

G1（s）=τ3s+1τ2s+1（2）

式中： τ3和τ2為常系數(shù)。

飛行控制系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)結(jié)合了彈體和自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性， 由傳遞函數(shù)表示為

G2（s）=1Tg2s+12（3）

式中： Tg是導(dǎo)彈制導(dǎo)動(dòng)力學(xué)時(shí)間常數(shù)。

制導(dǎo)律采取比例制導(dǎo)律：

ac=NVclλ·（4）

2制導(dǎo)算法設(shè)計(jì)

主要關(guān)系式如下（為便于計(jì)算， 不考慮更高階的G1（s））：

Y（tF， s）=exp（N∫s∞H（σ）dσ）YT（s）（5）

式中： YT（s）是目標(biāo)垂向位置yT（t）的拉普拉斯變換； Y（tF，s）是y（tF）的拉普拉斯變換。

H（s）=W（s）s（6）

W（s）=G1（s）G2（s）=τ3s+1（τ2s+1）Tg2s+12（7）

航空兵器2018年第2期候冰， 等： 抗目標(biāo)大機(jī)動(dòng)的制導(dǎo)指令校正算法研究文獻(xiàn)[3]通過(guò)在“加速度通道”中引入另外的微分單元， 來(lái)減小比例制導(dǎo)的脫靶量。 該文指出， 如果制導(dǎo)系統(tǒng)是線性的， W（s）分子次數(shù)等于分母次數(shù)且b1>0， 則對(duì)于任意有界目標(biāo)機(jī)動(dòng)都可獲得零脫靶量。 對(duì)于線性化模型滿足上述條件可以提高導(dǎo)彈制導(dǎo)性能， 但是忽略了飛行控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性， 實(shí)際結(jié)果會(huì)使制導(dǎo)性能受影響。

相比于圖2， 引入前饋和反饋單元的制導(dǎo)回路模型如圖3所示。 通過(guò)超前環(huán)節(jié)和比例環(huán)節(jié)改善系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能， 對(duì)控制系統(tǒng)存在的延遲進(jìn)行補(bǔ)償。

圖3引入校正環(huán)節(jié)的制導(dǎo)回路模型

Fig.3Modified missile guidance model

這里包含前饋信號(hào)G4（D）ac和反饋信號(hào)G3（D）（ac-aM）的新的加速度指令aA：

aA=G4（D）ac+G3（D）（ac-aM）（8）

式中： D是微分算子； 傳遞函數(shù)G3（s）和G4（s）分別表現(xiàn)了前饋和反饋通道的特性。

傳遞函數(shù)WΣ（s）表現(xiàn)了ac和aM的輸入輸出關(guān)系， 其表達(dá)式如下：

WΣ（s）=G2（s）（G3（s）+G4（s））1+G2（s）G3（s）（9）

式中： G4（0）=1（實(shí)質(zhì)是WΣ（0）=1）。

將設(shè)計(jì)新的制導(dǎo)算法的問(wèn)題變成設(shè)計(jì)傳遞函數(shù)WΣ（s）（前饋和反饋通道G3（s）和G4（s）的傳遞函數(shù)）， 較之W（s）的情況， 此傳遞函數(shù)會(huì)產(chǎn)生更小的脫靶量， 并且其瞬態(tài)反應(yīng)可以滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)。

根據(jù)式（5）， 當(dāng)輸入頻率為ω的目標(biāo)加速度的諧波信號(hào)時(shí)， 針對(duì)正弦機(jī)動(dòng)目標(biāo)通過(guò)確定穩(wěn)態(tài)分量來(lái)估計(jì)脫靶量：

P（tF，iω）=expN∫iω∞H（σ）dσaT（iω）2（10）

式中： P（tF，iω）是tF時(shí)刻目標(biāo)加速度aT引起脫靶量的頻率響應(yīng)。

當(dāng)輸入為正弦信號(hào)時(shí)， 計(jì)算式（5）的穩(wěn)態(tài)分量。 峰值脫靶量就是穩(wěn)態(tài)分量的幅值。

文獻(xiàn)[2]中提出如下定理： 如果方程WΣ（s）在復(fù)平面的右半平面無(wú)極點(diǎn)， 并且

exp∫ω∞Re（WΣ（iω））ωdω>exp∫ω∞Re（W（iω））ω dω（11）

那么式（8）的新制導(dǎo)算法aA所引起的峰值脫靶量就低于比例制導(dǎo)律脫靶量。

基于上述定理， 可以得到推論1： 如果WΣ（s）不是一個(gè)嚴(yán)格有理函數(shù)， 并且其分子和分母是相同階數(shù)的多項(xiàng)式， 那么峰值脫靶量為零。

以上討論了基于不嚴(yán)格有理傳遞函數(shù)的零脫靶量。 這里零脫靶量的產(chǎn)生條件用不同方式得到證明。 此外， 以上所述僅僅與脫靶量的穩(wěn)態(tài)條件相關(guān)。 這種不嚴(yán)格有理傳遞函數(shù)對(duì)噪聲非常敏感， 其實(shí)現(xiàn)需要純微分單元， 實(shí)際上并不能實(shí)現(xiàn)。

推論2： 如果WΣ（s）在復(fù)平面右半平面沒(méi)有極點(diǎn)， 并且

Re（WΣ（iω））>Re（W（iω））， ω>ωT（12）

目標(biāo)機(jī)動(dòng)頻率為ωT時(shí)， 新制導(dǎo)算法作用下的峰值脫靶量較比例制導(dǎo)要小。

條件式（11）和（12）適用于穩(wěn)態(tài)模型。 由于系統(tǒng)瞬態(tài)響應(yīng)與頻率響應(yīng)相關(guān)， 對(duì)于短攔截時(shí)間來(lái)說(shuō)， 滿足這兩個(gè)條件的新制導(dǎo)律能降低脫靶量似乎是合理的。 基于上述推論， 可使用足夠簡(jiǎn)單的控制結(jié)構(gòu)模型來(lái)證明此種方法， 以便于新制導(dǎo)算法能夠容易應(yīng)用于實(shí)際。 瞬態(tài)響應(yīng)和頻率響應(yīng)將同時(shí)被考慮。

前饋單元和反饋單元選為

G3（s）=k1（τ10s+μ）τ20s+1（13）

G4（s）=k2（14）

式中： τ10， τ20和k1都是常數(shù)； μ=1或0； k2=1或0。

基于式（9）， 傳遞函數(shù)WΣ（s）為

WΣ（s）=（k1τ10+k2τ20）s+k1μ+k2Tg2s+12（τ20s+1）+k1τ10+k1μ（15）

將條件式（12）表示成確定WΣ（iω）未知參數(shù)的數(shù)學(xué)規(guī)劃問(wèn)題， 式（12）的伴隨條件是WΣ（iω）的極點(diǎn)需要滿足一定的瞬態(tài)響應(yīng)。 根據(jù)控制理論， 增益k1的增大可以減小穩(wěn)態(tài)誤差e=ac-aM。 令τ10τ20>1， G3（s）為帶參數(shù)τ10和τ20的超前網(wǎng)絡(luò)， 可以使Re（WΣ（iω））增加更多， 制導(dǎo)形式更為復(fù)雜。

確定具體參數(shù)的時(shí)候， 從穩(wěn)定性、 快速響應(yīng)能力和制導(dǎo)精度（即脫靶量）三方面綜合考慮， 在制導(dǎo)性能得到提高的同時(shí)， 要確保對(duì)制導(dǎo)回路不造成較大負(fù)面影響。

3仿真驗(yàn)證

初始假設(shè)： 對(duì)于圖3的導(dǎo)彈制導(dǎo)模型， 飛行控制系統(tǒng)初始條件為零且接近速度為常值。

G1（s）=1； N=3；

G2（s）=1（s2+1）2（Tg=1）

W（iω）的頻率響應(yīng)中， 該系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能良好， 并且有足夠的穩(wěn)定增益。 對(duì)于ω≥6.3 rad/s， 有W（iω）<<1且Re（W（iω））<0， 因此條件式（12）應(yīng)該在ω∈[0， 6.3]頻率范圍內(nèi)進(jìn)行校驗(yàn)。

首先考慮G3（s）=k1的情況。 分析式（9）， 通過(guò)選擇合適的k1， 可以明顯減小e=ac-aM（使ac逼近aM）。 WΣ（iω）的實(shí)現(xiàn)有兩種途徑： k1=3， k2=0和k1=1， k2=1。 第二種情況下， WΣ（iω）的增益等于4/3， 因此為了滿足條件WΣ（0）=1， 應(yīng)該把有效導(dǎo)航比增大3/4。 之后通過(guò)增加相應(yīng)的N以滿足這個(gè)條件。 圖4的頻率響應(yīng)實(shí)部以及圖5的階躍響應(yīng)顯示， 修正系統(tǒng)WΣ（iω）比原系統(tǒng)有更好的動(dòng)態(tài)特性， 同時(shí)也滿足條件式（11）～（12）。

圖4W（iω）和WΣ（iω）的頻率響應(yīng)實(shí)部

Fig.4Real part of frequency response of W（iω）and WΣ（iω）

圖5WΣ（iω）的階躍響應(yīng)

Fig.5Indicial response of WΣ（iω）

針對(duì)比例制導(dǎo)律和校正制導(dǎo)算法的制導(dǎo)系統(tǒng)， 令aTc=8gsin（1.31t）， 圖6給出了峰值脫靶量的比較， 可以推斷出以下制導(dǎo)律：

aA=3（ac-aM）， N=3， ac=NVclλ·（16）

或

0.02a·A+0.02aA=0.32a·c+3.02ac-0.3a·M-

3aM， ac=NVclλ·（17）

圖6比例制導(dǎo)律和校正制導(dǎo)算法峰值脫靶量對(duì)比

Fig.6Comparison of peak miss distance between

proportional guidance and corrected

proportional guidance

圖7所示為目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的脫靶量隨未制導(dǎo)時(shí)間的變化情況， 表1所示為制導(dǎo)律的對(duì)比分析情況。 結(jié)果顯示， 所提出的指令校正算法明顯減小了圖7目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的脫靶量隨末制導(dǎo)時(shí)間變化曲線

Fig.7The change curve of the miss distance caused by the target maneuver with the terminal guidance time

脫靶量， 與理論分析結(jié)論一致； 與比例制導(dǎo)算法相比， 本文提出的新型制導(dǎo)律具有明顯的性能優(yōu)勢(shì)， 可有效提高制導(dǎo)系統(tǒng)的快速響應(yīng)能力， 減少延遲。

表1制導(dǎo)律的對(duì)比分析

Table 1Comparison and analysis of guidance laws序號(hào)參數(shù)攔截

時(shí)間/s脫靶

量/m1k1=0， k2=1， τ10=0， τ20=0102.382k1=3， k2=0， τ10=0， τ20=0， μ=1100.893k1=3， k2=1，τ10=0.1， τ20=0.02， μ=1105.714k1=3×3/4， k2=0， τ10=0， τ20=0， μ=1100.935k1=3×3/4， k2=1， τ10=0.1， τ20=0.02， μ=1100.27

4結(jié)論

本文旨在研究抗目標(biāo)大機(jī)動(dòng)時(shí)指令校正算法的改進(jìn)， 通過(guò)提高快速性、 減少延遲來(lái)提高制導(dǎo)精度。 與以比例制導(dǎo)律為基礎(chǔ)的制導(dǎo)算法比較， 該制導(dǎo)算法可以獲得較小的制導(dǎo)脫靶量， 彌補(bǔ)彈體動(dòng)態(tài)響應(yīng)引起的延遲， 在一定程度上提升系統(tǒng)快速性， 提高制導(dǎo)控制系統(tǒng)對(duì)抗目標(biāo)大機(jī)動(dòng)的能力。

參考文獻(xiàn)：

[1] Zarchan P.Tactical and Strategic Missile Guidance[M]. 6th ed. AIAA： Progress in Astronautics and Aeronautics， 2012： 107-136.

[2] Yanushevsky R. Modern Missile Guidance[M]. Boca Raton： CRC Press， 2007： 73-87.

[3] Gurfil P， Guelman M M， Jodorkovsky M. Neoclassical Guidance for Homing Missiles[J]. Journal of Guidance， Control， and Dynamics， 2001： 452-459.

[4] 張文淵， 郭濤， 夏群利， 等. 考慮目標(biāo)機(jī)動(dòng)及修正動(dòng)力學(xué)的最優(yōu)制導(dǎo)律研究[J]. 航天控制， 2016， 34（3）： 8-13.

Zhang Wenyuan，Guo Tao，Xia Qunli，et al.The Study of Optimal Guidance Law Based on Target Maneuver and Modificatory Dynamics[J]. Aerospace Control， 2016， 34（3）： 8-13. （in Chinese）

[5] 李轅， 趙繼廣， 閆梁， 等. 攔截高速機(jī)動(dòng)目標(biāo)偏置比例制導(dǎo)律研究[J]. 裝備學(xué)院學(xué)報(bào)， 2015， 26（5）： 71-76.

Li Yuan， Zhao Jiguang， Yan Liang， et al. Biased Proportion Navigation Guidance Law for Maneuvering Targets Interception with Angular Constraints[J]. Journal of Equipment Academy， 2015， 26（5）： 71-76.（in Chinese）

[6] 左斌， 李靜， 胡云安. 一種攻擊大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的變參數(shù)組合導(dǎo)引律[J].飛行力學(xué)， 2007， 25（2）： 46-49.

Zuo Bin，Li Jing，Hu Yunan.A ParameterVariable Integrated Guidance Law Against Big Maneuvering Target[J]. Flight Mechanics， 2007， 25（2）： 46-49.（in Chinese）

[7] 王寶林， 左斌. 攻擊大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)跟蹤平滑導(dǎo)引律研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， 2008， 28（2）： 41-44.

Wang Baolin，Zuo Bin.Research on Motion Tracking Smooth Guidance of Missile for Attacking Maneuvering Target[J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2008， 28（2）： 41-44.（in Chinese）

[8] 曹有亮， 張金鵬. 擴(kuò)展卡爾曼濾波器的目標(biāo)機(jī)動(dòng)信息估計(jì)研究[J].航空兵器， 2016（1）： 40-44.

Cao Youliang， Zhang Jinpeng.Research on Target Maneuvering Information Estimation Method of EKF[J].Aero Weaponry， 2016（1）： 40-44.（in Chinese）

[9] 馬克茂， 馬杰. 機(jī)動(dòng)目標(biāo)攔截的變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[J]. 宇航學(xué)報(bào)， 2010， 31（6）： 1589-1595.

Ma Kemao， Ma Jie.Design and Implementation of Variable Structure Guidance Law for Maneuvering Target Interception[J]. Journal of Astronautics， 2010， 31（6）： 1589-1595. （in Chinese）

[10] 王輝， 林德福， 程振軒. 考慮動(dòng)力學(xué)滯后的最優(yōu)比例導(dǎo)引律研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， 2011， 31（4）： 33-36.

Wang Hui，Lin Defu，Cheng Zhenxuan.The Research on Optimal Proportional Navigation Guidance with Single Dynamic Lag[J]. Journal of Projectile， Rockets， Missiles and Guidance， 2011， 31（4）： 33-36.（in Chinese）

[11] 周荻， 曲萍萍. 考慮導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀二階動(dòng)態(tài)特性的有限時(shí)間收斂導(dǎo)引律[J]. 航空兵器， 2013（3）： 9-12.

Zhou Di， Qu Pingping. Finite Time Convergence Guidance Law Accounting for SecondOrder Dynamics of Missile Autopilots[J]. Aero Weaponry， 2013（3）： 9-12.（in Chinese）

[12] Ulybyshev Y. Terminal Guidance Law Based on Proportional Navigation[J]. Journal of Guidance， Control， and Dynamics， 2012， 28（4）： 821-823.

[13] Atir R， Hexner G， Weiss H. Target Maneuver Adaptive Guidance Law for a Bounded Acceleration Missile[J]. Journal of Guidance， Control， and Dynamics， 2010， 33（3）： 695-706.

Study on Correction Proportional Guidance Law Against

High Maneuvering Target

Hou Bing， Zhang Jinpeng， Cao Youliang， Zhao Yang

（China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China）

Abstract： Considering the high maneuvering target in homing terminal guidance， the dynamic of missile guidance system and the influence of gravity are also taken into account， so this paper gives a new guidance arithmetic，which adds instruction correction link in the guidance loop. By adding the instruction correction link to reduce miss distance， and introducing the actual acceleration of the missile into the guidance law， the rapidity of the system can be improved to a certain extent， and the ability of the guidance and control system against the high maneuvering target can be strengthened.

Key words： target maneuver； dynamic lag； guidance law； missile acceleration； correction guidance arithmetic1