CN109596013A - 空对地武器制导控制方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空对地武器制导控制方法和装置，其中，该方法包括：获取武器性能指标，其中，性能指标包括以下至少之一：气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标；根据气动外形特性和弹道特性，确定第一控制器和制导律；根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合控制器修正项和第一控制器，确定第二控制器；根据导引头噪声特性和弹道特性，确定导引头滤波器；最后根据制导律、第二控制器和导引头滤波器，对空对地武器进行制导控制。本发明解决了相关技术中隔离度指标较差时，武器制导控制系统稳定性不佳、容易发散的技术问题。

Description

空对地武器制导控制方法和装置

技术领域

本发明属于武器制导控制领域，涉及一种空对地武器制导控制方法和装置。

背景技术

大多数战术制导武器采用平台导引头，导引头作为制导武器的核心制导器件，其性能对武器的飞行稳定性和制导精度具有直接影响。其中，导引头隔离度体现了导引头隔离外部扰动的能力，是衡量导引头性能的重要指标。在隔离度指标时，隔离度R越大代表隔离弹体扰动的能力就越强，进而武器性能越好，同时，武器制作成本也越高。

相关技术中，战术武器导引头隔离度指标一般要求≥95％，才能保证较好的武器系统稳定性。而出于对成本限制的考虑，如何在放宽导引头隔离指标、降低成本的前提下，还能实现武器系统控制稳定性的要求，成为当前的主要矛盾。

针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明提供了一种空对地武器制导控制方法和装置，以至少解决相关技术中隔离度指标较差时，武器制导控制系统稳定性不佳、容易发散的技术问题。

本发明的技术解决方案是：一种空对地武器制导控制方法，包括：获取武器性能指标，其中，所述性能指标包括以下至少之一：气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标；根据所述气动外形特性和所述弹道特性，确定第一控制器和制导律；根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合所述控制器修正项和所述第一控制器，确定第二控制器；根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定导引头滤波器；根据所述制导律、所述第二控制器和所述导引头滤波器，对所述空对地武器进行制导控制。

可选的，根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到所述控制器修正项，再结合所述控制器修正项和所述第一控制器，确定所述第二控制器，包括：根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到所述武器内的寄生回路，其中，所述第一控制器为PID控制器，所述PID控制器参数包括积分系数K_i、比例系数K_p和第一阻尼系数K_ω；对所述寄生回路进行等效处理，简化得到所述第一控制器的附加阻尼项K'_ω，其中，所述附加阻尼项为所述控制器修正项；通过所述第一阻尼系数K_ω和所述附加阻尼项K'_ω，确定第二阻尼系数根据所述积分系数K_i、所述比例系数K_p和所述第二阻尼系数确定所述第二控制器。

可选的，对所述寄生回路进行等效处理，简化得到所述第一控制器的附加阻尼项K'_ω，包括：对所述寄生回路进行等效处理，得到变换中间量其中，K为制导系数，V为所述武器飞行速度，a为G_θ(s)为导引头隔离度模型；通过工程应用分析，简化导引头隔离度模型，得到其中其中K_T为导引头电机力矩系数，K_Sω为导引头阻尼力矩干扰系数，K₁为导引头跟踪回路控制器系数，K₂为导引头稳定回路控制器系数，K_E为导引头电机反电动式系数，R为导引头电机电阻；根据简化得到的G_θ(s)，得到所述变换中间量G'_θ(s)的幅频特性和相频特性，其中，所述幅频特性为所述相频特性为：根据预定制导炸弹模型，得到a≈B，从而得到在2倍控制器带宽以内，∠G'_θ(jω)≈0，G'_θ(s)≈|G'_θ(jω)|≈K'_w。

可选的，根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定所述导引头滤波器，包括：根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定预定滤波器结构，并计算滤波器参数，其中所述导引头噪声特性包括导引头原始输出数据，所述弹道特性包括姿控系统带宽以及制导系统带宽，所述预定滤波器结构包括以下至少之一：根据所述预定滤波器结构和所述滤波器参数，确定所述导引头滤波器。

可选的，在根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定所述导引头滤波器之前，还包括：监测所述导引头原始输出数据是否出现异常，在判断为是的情况下，对所述导引头原始输出数据进行预处理，其中，所述预处理包括以下至少之一：野值处理、数据丢失处理。

可选的，所述野值处理为在所述导引头原始输出数据出现野值时，采用中值滤波平滑数据；所述数据丢失处理为在所述导引头原始输出数据出现丢失时，在预定时间内对输出的上一帧数据进行保持。

可选的，根据所述制导律、所述第二控制器和所述导引头滤波器，对所述空对地武器进行制导控制，包括：获取导引头原始数据，并采用所述导引头滤波器对所述导引头原始数据进行滤波处理，得到第一视线角速率信号，其中，所述第一视线角速率信号为导引头坐标系下的视线角速率信号；根据所述第一视线角速率信号和导引头框架角，采用坐标转换矩阵，生成第二视线角速率信号，其中，所述第二视线角速率信号为弹体坐标系下的视线角速率信号；根据所述制导律和所述第二视线角速率信号，得到制导指令；所述第二控制器根据所述制导指令，控制所述武器调整姿态和飞行方向。

根据本发明的另一方面，还提出了另一种技术解决方案：一种空对地武器制导控制装置，包括：获取模块，用于获取武器性能指标，其中，所述性能指标包括以下至少之一：气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标；第一确定模块，用于根据所述气动外形特性和所述弹道特性，确定第一控制器和制导律；第二确定模块，用于根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合所述控制器修正项和所述第一控制器，确定第二控制器；第三确定模块，用于根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定导引头滤波器；控制模块，用于根据所述制导律、所述第二控制器和所述导引头滤波器，对所述空对地武器进行制导控制。

可选的，所述第二确定模块包括：第一得到单元，用于根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到所述武器内的寄生回路，其中，所述第一控制器为PID控制器，所述PID控制器参数包括积分系数K_i、比例系数K_p和第一阻尼系数K_ω；第二得到单元，用于对所述寄生回路进行等效处理，简化得到所述第一控制器的附加阻尼项K'_ω其中，所述附加阻尼项为所述控制器修正项；第一确定单元，用于通过所述第一阻尼系数K_ω和所述附加阻尼项K'_ω，确定第二阻尼系数第二确定单元，用于根据所述积分系数K_i、所述比例系数K_p和所述第二阻尼系数确定所述第二控制器。

根据本发明的另一方面，还提出了一种处理器，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行上述任意一项的空对地武器制导控制方法。

本发明的空对地武器制导控制方法，通过获取气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标等武器性能指标，确定武器制导控制系统，该系统设计过程包括：根据气动外形特性和弹道特性，确定第一控制器和制导律；根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合控制器修正项和第一控制器，确定第二控制器；根据导引头噪声特性和弹道特性，确定导引头滤波器。进而通过上述武器制导控制系统，对空对地武器进行制导控制。本发明通过控制器修正项的确定和应用，操作简便的克服了导引头低隔离度指标下寄生回路对武器制导控制的影响，从而在低成本目标下实现了系统稳定性的提升，解决了相关技术中隔离度指标较差时，武器制导控制系统稳定性不佳、容易发散的技术问题。

附图说明

图1是根据本发明实施例的空对地武器制导控制方法的流程图；

图2是根据本发明实施例的第一控制器的示意图；

图3是根据本发明实施例的寄生回路的示意图；

图4是根据本发明实施例的寄生回路中导引头模型示意图；

图5是根据本发明实施例的寄生回路中干扰力矩回路示意图；

图6是根据本发明实施例的系统等效变换示意图；

图7是根据本发明实施例的坐标系转换示意图；

图8是根据本发明实施例的转台仿真试验结果；

图9是根据本发明实施例的空对地武器制导控制装置结构图。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好的理解本发明方案，下面将结合附图描述本发明实施例。

根据本发明实施例，提供了一种空对地武器制导控制的方法实施例，需要说明的是，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

图1是根据本发明实施例的空对地武器制导控制方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤S101，获取武器性能指标；

其中，该性能指标可以包括以下至少之一：气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标。

步骤S102，根据气动外形特性和弹道特性，确定第一控制器和制导律。

需要说明的是，该第一控制器可以为PID控制器，其中的PID控制器参数包括积分系数K_i、比例系数K_p和第一阻尼系数K_ω；该制导律可以为比例导引，其中包括制导系数、弹目运动角速率以及武器速度等参数。

步骤S103，根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合控制器修正项和第一控制器，确定第二控制器。

步骤S104，根据导引头噪声特性和弹道特性，确定导引头滤波器。

步骤S105，根据制导律、第二控制器和导引头滤波器，对空对地武器进行制导控制。

本发明实施例的空对地武器制导控制方法，通过获取气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标等武器性能指标，确定武器制导控制系统，该系统设计过程包括：根据气动外形特性和弹道特性，确定第一控制器和制导律；根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合控制器修正项和第一控制器，确定第二控制器；根据导引头噪声特性和弹道特性，确定导引头滤波器。进一步的通过上述武器制导控制系统，对空对地武器进行制导控制。

需要说明的是，武器导引头通过稳定平台确保导引头光轴指向目标，导引头平台结构主要包括：俯仰-偏航式，滚转-俯仰式或三框架式。常用的导引头多采用俯仰-偏航式结构。在空对地武器飞行过程中，由于导引头和与弹体之间存在着导线拉扯力矩和轴承摩擦力矩等因素，导致导引头不能实现对弹体的完全隔离，继而产生不同的隔离度指标。由于隔离度的存在，在制导控制中的制导指令耦合了弹体姿态运动信息，从而形成了导引头隔离度寄生回路，进而降低了武器制导控制系统的稳定性。

通过上述步骤，可以实现在本发明实施例中，采用将寄生回路简化等效为控制器修正项的方式，操作简便的克服了导引头低隔离度指标下寄生回路对武器制导控制的影响，从而在低成本目标下实现了系统稳定性的提升，解决了相关技术中隔离度指标较差时，武器制导控制系统(以下简称系统)稳定性不佳、容易发散的技术问题。

可选的，根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合控制器修正项和第一控制器，确定第二控制器，可以包括：根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到武器内的寄生回路；再而对寄生回路进行等效处理，简化得到第一控制器的附加阻尼项K'_ω，其中，该附加阻尼项即为上述控制器修正项；通过第一阻尼系数K_ω和附加阻尼项K'_ω，确定第二阻尼系数根据积分系数K_i、比例系数K_p和第二阻尼系数确定第二控制器。

其中，上述第一控制器为PID控制器，设计过程中首先调节阻尼系数K_ω，然后再对积分系数K_i和比例系数K_p进行调节。图2是根据本发明实施例的第一控制器的示意图，如图2所示，第一控制器的设计思路结合经典控制方法，并充分考虑执行机构、量测机构的特性，再通过在频域上对系统稳定性进行分析而定。

图3是根据本发明实施例的寄生回路的示意图，图4是根据本发明实施例的寄生回路中导引头模型示意图，图5是根据本发明实施例的寄生回路中干扰力矩回路示意图，如图3-5所示，武器过载指令a_c由武器飞行速度V、制导系数K、弹目视线角速率和由跟隔离度引起的干扰角速率决定。在不考虑武器上半部分姿控回路时，寄生回路模型为双输入单输出的线性系统，进而可变换为两个单输入系统的线性叠加，如下式所示：

a_c(s)＝K×V×(G_q(s)·G_ay(s)·q_t(s)+G_θ(s)·G_ay(s)·θ(s))

其中，G_ay(s)为自动驾驶仪模型；G_q(s)为伺服系统跟踪模型，表征伺服系统的跟随特性，其中输入信号为视线偏差角q_t，输出信号为导引头空间运动角q_s；G_θ(s)为隔离度模型，表征伺服系统隔离度特性，其中输入为信号姿态角速度θ、量测元器件为速率陀螺H(s)≈1。

进而通过上式可知：

1)伺服系统跟踪模型G_q(s)，主要影响落点精度；

2)隔离度模型G_θ(s)，主要影响系统的稳定性。

为便于分析，令导引头跟踪回路控制器系数G₁(s)＝K₁，令导引头稳定回路控制器系数G₂(s)＝K₂，图6是根据本发明实施例的系统等效变换示意图，将图3进行等效变换后，如图6所示，武器过载指令a_c中由θ产生的部分对系统的稳定性有较大影响。

进一步优选的，对寄生回路进行等效处理，简化得到第一控制器的附加阻尼项K'_ω，包括：

第一步，对寄生回路进行等效处理，得到变换中间量其中，K为制导系数，V为武器飞行速度，a为G_θ(s)为导引头隔离度模型。

导引头干扰力矩中的弹簧力矩主要由导引头相对弹体转动时导线拉扯引起，工程中可以通过科学布线的措施显著减轻其对隔离度的影响,于是阻尼力矩就成为引起隔离度的主要因素。其中G_D(s)为导引头干扰力矩模型，包含导引头弹簧力矩干扰系数K_SN和导引头阻尼力矩干扰系数K_Sω。在导引头伺服系统中，电机电感L和电机转动惯量J较小，一般可以忽略。故为简化分析，本发明实施例只考虑由阻尼力矩引起的干扰力矩。

进而第二步，通过上述工程应用分析，简化导引头隔离度模型，得到其中其中K_T为导引头电机力矩系数，K_Sω为导引头阻尼力矩干扰系数，K₁为导引头跟踪回路控制器系数，K₂为导引头稳定回路控制器系数，K_E为导引头电机反电动式系数，R为导引头电机电阻；

第三步，根据简化得到的G_θ(s)，得到变换中间量G'_θ(s)的幅频特性和相频特性为，其中，幅频特性为相频特性为：

第四步，根据预定制导炸弹模型，得到a≈B，从而得到在2倍控制器带宽以内，∠G'_θ(jω)≈0，G'_θ(s)≈|G'_θ(jω)|≈K'_w。

为合理平滑导引头原始输出数据，可选的，根据导引头噪声特性和弹道特性，确定导引头滤波器，可以包括：根据导引头噪声特性和弹道特性，确定预定滤波器结构，并计算滤波器参数，其中导引头噪声特性包括导引头原始输出数据，弹道特性包括姿控系统带宽以及制导系统带宽，预定滤波器结构包括以下至少之一：根据预定滤波器结构和滤波器参数，确定导引头滤波器。

其中，为了避免导引头原始数据异常情况对系统的影响，在根据导引头噪声特性和弹道特性，确定导引头滤波器之前，还可以包括：监测导引头原始输出数据是否出现异常，在判断为是的情况下，对导引头原始输出数据进行预处理，其中，预处理包括以下至少之一：野值处理、数据丢失处理。

其中，上述野值处理为在导引头原始输出数据出现野值时，采用中值滤波平滑数据；上述数据丢失处理为，导引头原始输出数据出现丢失时，在预定时间内对输出的上一帧数据进行保持。

优选的，根据上述制导律、第二控制器和导引头滤波器，对空对地武器进行制导控制，可以包括：获取导引头原始数据，并采用导引头滤波器对导引头原始数据进行滤波处理，得到第一视线角速率信号，其中，第一视线角速率信号为导引头坐标系下的视线角速率信号；根据第一视线角速率信号和导引头框架角，采用坐标转换矩阵，生成第二视线角速率信号，其中，第二视线角速率信号为弹体坐标系下的视线角速率信号；根据制导律和第二视线角速率信号，得到制导指令；第二控制器根据制导指令，控制武器调整姿态和飞行方向。

其中，上述根据第一视线角速率信号和导引头框架角，采用坐标转换矩阵，生成第二视线角速率信号，包括：

第一步，设置导引头坐标系OX_sY_sZ_s，弹体坐标系OX_bY_bZ_b：

图7是根据本发明实施例的坐标系转换示意图，如图7所示，其中，

为高低角，旋转方向以OZ_b轴右手定则为正。

ψ_s为方位角，ψ_s：旋转方向以OY_s轴右手定则为正。

首先，绕弹体坐标系OZ_b轴旋转OX_b轴、OY_b轴分别转到OX_s'、OY_s轴；

其次，导引头坐标系绕OY_s轴旋转ψ_s，OX_b轴、OZ_b轴分别转到OX_s、OZ_s轴；

进而弹体坐标系到导引头坐标系的转换矩阵为：

第二步，生成第二视线角速率信号：

对于仅安装两方向的陀螺来说，根据导引头原始数据，通过滤波器处理，得到第一视线角速率ω_s

由上述转换矩阵，计算出第二视线角速率信号ω_b＝L^Tω_s。

故进一步的，根据制导律和第二视线角速率信号，得到制导指令，可以为

根据本发明实施例的空对地武器制导控制方法，进行实验仿真验证，选取隔离度为92.5％的导引头，在相同的仿真环境下，分别使用第一控制器和第二控制器进行转台实验，图8是根据本发明实施例的转台仿真试验结果，如图8所示，第二控制器的控制效果远优于第一控制器的控制效果。

故本发明实施例能有效解决低隔离度下空对地制导武器制导控制系统的设计和控制问题，且简单、可靠、有效。

根据本发明实施例，还提供了一种空对地武器制导控制的装置实施例，图9是根据本发明实施例的空对地武器制导控制装置结构图，如图9所示，所述装置包括：获取模块91，第一确定模块92，第二确定模块93，第三确定模块94，和控制模块95，其中，

获取模块91，用于获取武器性能指标，其中，性能指标包括以下至少之一：气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标；

第一确定模块92，连接于获取模块91，用于根据气动外形特性和弹道特性，确定第一控制器和制导律；

第二确定模块93，连接于第一确定模块92，用于根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合控制器修正项和第一控制器，确定第二控制器；

第三确定模块94，连接于第二确定模块93，用于根据导引头噪声特性和弹道特性，确定导引头滤波器；

控制模块95，连接于第三确定模块94，用于根据制导律、第二控制器和导引头滤波器，对空对地武器进行制导控制。

其中，第二确定模块96包括：第一得到单元，用于根据第一控制器和导引头隔离度指标，得到武器内的寄生回路，其中，第一控制器为PID控制器，PID控制器参数包括积分系数K_i、比例系数K_p和第一阻尼系数K_ω；第二得到单元，用于对寄生回路进行等效处理，简化得到第一控制器的附加阻尼项K'_ω其中，附加阻尼项为控制器修正项；第一确定单元，用于通过第一阻尼系数K_ω和附加阻尼项K'_ω，确定第二阻尼系数第二确定单元，用于根据积分系数K_i、比例系数K_p和第二阻尼系数确定第二控制器。

根据本发明实施例，还提供了一种处理器，该处理器用于运行程序，其中，程序运行时执行上述任意一项的空对地武器制导控制方法。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种空对地武器制导控制方法，其特征在于，包括：

获取武器性能指标，其中，所述性能指标包括以下至少之一：气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标；

根据所述气动外形特性和所述弹道特性，确定第一控制器和制导律；

根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合所述控制器修正项和所述第一控制器，确定第二控制器；

根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定导引头滤波器；

根据所述制导律、所述第二控制器和所述导引头滤波器，对所述空对地武器进行制导控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到所述控制器修正项，再结合所述控制器修正项和所述第一控制器，确定所述第二控制器，包括：

根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到所述武器内的寄生回路，其中，所述第一控制器为PID控制器，所述PID控制器参数包括积分系数K_i、比例系数K_p和第一阻尼系数K_ω；

对所述寄生回路进行等效处理，简化得到所述第一控制器的附加阻尼项K'_ω，其中，所述附加阻尼项为所述控制器修正项；

通过所述第一阻尼系数K_ω和所述附加阻尼项K'_ω，确定第二阻尼系数

根据所述积分系数K_i、所述比例系数K_p和所述第二阻尼系数确定所述第二控制器。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，对所述寄生回路进行等效处理，简化得到所述第一控制器的附加阻尼项K'_ω，包括：

对所述寄生回路进行等效处理，得到变换中间量其中，K为制导系数，V为所述武器飞行速度，a为G_θ(s)为导引头隔离度模型；

通过工程应用分析，简化导引头隔离度模型，得到其中其中K_T为导引头电机力矩系数，K_Sω为导引头阻尼力矩干扰系数，K₁为导引头跟踪回路控制器系数，K₂为导引头稳定回路控制器系数，K_E为导引头电机反电动式系数，R为导引头电机电阻；

根据简化得到的G_θ(s)，得到所述变换中间量G'_θ(s)的幅频特性和相频特性，其中，所述幅频特性为所述相频特性为：

根据预定制导炸弹模型，得到a≈B，从而得到在2倍控制器带宽以内，∠G'_θ(jω)≈0，G'_θ(s)≈|G'_θ(jω)|≈K'_w。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定所述导引头滤波器，包括：

根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定预定滤波器结构，并计算滤波器参数，其中所述导引头噪声特性包括导引头原始输出数据，所述弹道特性包括姿控系统带宽以及制导系统带宽，所述预定滤波器结构包括以下至少之一：

根据所述预定滤波器结构和所述滤波器参数，确定所述导引头滤波器。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定所述导引头滤波器之前，还包括：

监测所述导引头原始输出数据是否出现异常，在判断为是的情况下，对所述导引头原始输出数据进行预处理，其中，所述预处理包括以下至少之一：野值处理、数据丢失处理。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述野值处理为在所述导引头原始输出数据出现野值时，采用中值滤波平滑数据；所述数据丢失处理为在所述导引头原始输出数据出现丢失时，在预定时间内对输出的上一帧数据进行保持。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述制导律、所述第二控制器和所述导引头滤波器，对所述空对地武器进行制导控制，包括：

获取导引头原始数据，并采用所述导引头滤波器对所述导引头原始数据进行滤波处理，得到第一视线角速率信号，其中，所述第一视线角速率信号为导引头坐标系下的视线角速率信号；

根据所述第一视线角速率信号和导引头框架角，采用坐标转换矩阵，生成第二视线角速率信号，其中，所述第二视线角速率信号为弹体坐标系下的视线角速率信号；

根据所述制导律和所述第二视线角速率信号，得到制导指令；

所述第二控制器根据所述制导指令，控制所述武器调整姿态和飞行方向。

8.一种空对地武器制导控制装置，其特征在于，包括：

获取模块，用于获取武器性能指标，其中，所述性能指标包括以下至少之一：气动外形特性、导引头平台结构、弹道特性、导引头噪声特性、导引头隔离度指标；

第一确定模块，用于根据所述气动外形特性和所述弹道特性，确定第一控制器和制导律；

第二确定模块，用于根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到控制器修正项，再结合所述控制器修正项和所述第一控制器，确定第二控制器；

第三确定模块，用于根据所述导引头噪声特性和所述弹道特性，确定导引头滤波器；

控制模块，用于根据所述制导律、所述第二控制器和所述导引头滤波器，对所述空对地武器进行制导控制。

9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二确定模块包括：

第一得到单元，用于根据所述第一控制器和所述导引头隔离度指标，得到所述武器内的寄生回路，其中，所述第一控制器为PID控制器，所述PID控制器参数包括积分系数K_i、比例系数K_p和第一阻尼系数K_ω；

第二得到单元，用于对所述寄生回路进行等效处理，简化得到所述第一控制器的附加阻尼项K'_ω其中，所述附加阻尼项为所述控制器修正项；

第一确定单元，用于通过所述第一阻尼系数K_ω和所述附加阻尼项K'_ω，确定第二阻尼系数

第二确定单元，用于根据所述积分系数K_i、所述比例系数K_p和所述第二阻尼系数确定所述第二控制器。

10.一种处理器，其特征在于，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行权利要求1到7所述的任意一项的空对地武器制导控制方法。