楊 軍，馬 爽，袁 博

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072)

0 引言

在無控火箭彈上加裝簡易制導(dǎo)裝置即為制導(dǎo)火箭彈。與傳統(tǒng)的火箭彈相比，制導(dǎo)火箭彈命中精度更高；與戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈相比，制導(dǎo)火箭彈的費效比更低。因此，制導(dǎo)火箭彈在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中有著十分重要的地位。

制導(dǎo)控制系統(tǒng)是制導(dǎo)火箭彈的核心。與過去相比，未來的制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計任務(wù)具有高指標、高難度、多用途和低成本的特點。其設(shè)計要求日益復(fù)雜化、多樣化，與此同時設(shè)計過程也要求一體化、精細化。在以上種種條件的制約下，采用傳統(tǒng)的設(shè)計方法將使設(shè)計成本急劇上升，同時由于設(shè)計失誤很難避免而導(dǎo)致設(shè)計周期也大大延長。為此，必須通過引入現(xiàn)代設(shè)計方法解決這個問題，以達到提高設(shè)計水平、降低設(shè)計成本、減少設(shè)計失誤、縮短設(shè)計周期的目的。

精益設(shè)計是最為重要的現(xiàn)代設(shè)計理念之一，它利用快速控制原型的思想，在產(chǎn)品設(shè)計初期及時發(fā)現(xiàn)設(shè)計問題并予以糾正，由此帶來了更高的開發(fā)效率和更低的風(fēng)險，同時還能夠更好地提升產(chǎn)品的質(zhì)量。精益設(shè)計的本質(zhì)是基于模型的設(shè)計(Model-Based Design，MBD)，是一種目前國際上流行的設(shè)計復(fù)雜控制系統(tǒng)的可視化設(shè)計方法。

數(shù)字化設(shè)計是實現(xiàn)系統(tǒng)精益設(shè)計的重要手段。飛機產(chǎn)品數(shù)字化設(shè)計制造技術(shù)在20世紀80年代后期由美國波音公司首先提出，并成功應(yīng)用在波音777飛機的設(shè)計過程中，有效縮短了設(shè)計周期，降低了設(shè)計成本，減少了設(shè)計反復(fù)，并大幅提高了產(chǎn)品質(zhì)量，使飛機研制技術(shù)發(fā)生了革命性的變化[1]。當前，數(shù)字化技術(shù)在一些較發(fā)達國家已得到了廣泛應(yīng)用。美國的波音公司、國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)、洛克希德·馬丁公司，以及歐洲的空中客車公司在波音787、X-43A、F-35、A380等多型飛行器型號設(shè)計中，廣泛采用了飛行控制系統(tǒng)的數(shù)字化設(shè)計方法，并取得了很好的效果。國內(nèi)數(shù)字設(shè)計制造技術(shù)研究始于20世紀90年代中期[1]，研究工作主要集中在航空航天研究部門和各大高校中，已獲得了一些初步研究成果。南京理工大學(xué)的周春成運用精益化設(shè)計的思想，完成了基于舵機約束的導(dǎo)彈自動駕駛儀優(yōu)化設(shè)計[2]，首先將舵機開環(huán)截止頻率與舵偏角速度作為約束，求解俯仰和偏航通道控制器參數(shù)；在此基礎(chǔ)上將舵機動力學(xué)模型加入系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，對系統(tǒng)進行優(yōu)化設(shè)計，提高了自動駕駛儀的性能；最后選取了合適的導(dǎo)彈空間運動模型和相應(yīng)的制導(dǎo)律對所設(shè)計的自動駕駛儀進行了全彈道仿真。中國兵器工業(yè)第203研究所的栗金平等也完成了類似工作[3]。南京航空航天大學(xué)的宋曉玉以精益化設(shè)計思想為指導(dǎo)，論述了空天飛機總體快速設(shè)計系統(tǒng)的若干研究[4]，通過軟件開發(fā)為空天飛機總體設(shè)計階段提供了一套快速設(shè)計工具，減小了總體設(shè)計階段工作量的同時大大縮短了設(shè)計周期。南京航空航天大學(xué)的徐相榮等研究了一種面向飛機概念設(shè)計的快速氣動分析方法[5]，將幾何建模、網(wǎng)格劃分、氣動分析過程集成于一個計算流程中，實現(xiàn)了飛機氣動特性的快速估算。上海飛機設(shè)計研究院的萬龍在翼面結(jié)構(gòu)的初步設(shè)計和概念設(shè)計階段，使用量化模型模擬真實結(jié)構(gòu)的傳力特性[6]，指導(dǎo)翼面結(jié)構(gòu)的設(shè)計。

本文以數(shù)字化設(shè)計為手段，通過搭建整體框架，梳理制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計的流程，利用精益設(shè)計的思想進行制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計。結(jié)合制導(dǎo)控制系統(tǒng)計算機輔助設(shè)計軟件Matlab及Simulink 工具箱，建立制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計、分析、仿真的集成界面，設(shè)計并實現(xiàn)了數(shù)據(jù)處理、控制系統(tǒng)自動駕駛儀設(shè)計以及制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計等模塊，通過舉例進行六自由度模型仿真，驗證了設(shè)計結(jié)果的正確性。

與常規(guī)方法相比，本文提出的方法強調(diào)設(shè)計流程與方法的標準化，通過軟件的編制，將設(shè)計流程和好的設(shè)計方法固化下來，以減少設(shè)計的隨意性；另外，強調(diào)專業(yè)化設(shè)計工具的易用化，將專業(yè)化設(shè)計工具通過封裝的方式集成到軟件中，使得操作更加簡單，有利于縮短設(shè)計周期。

1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計過程

制導(dǎo)控制系統(tǒng)可以看作制導(dǎo)和控制2個回路，制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵部分在于制導(dǎo)律的選取和自動駕駛儀的設(shè)計。從工程實際以及工作流程的角度出發(fā)，又可以將制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計分為4個環(huán)節(jié)：1)數(shù)據(jù)處理環(huán)節(jié)；2)自動駕駛儀設(shè)計環(huán)節(jié)；3)制導(dǎo)律設(shè)計環(huán)節(jié)；4)六自由度仿真分析環(huán)節(jié)。

1.1 數(shù)據(jù)處理環(huán)節(jié)

數(shù)據(jù)處理模塊包含數(shù)據(jù)預(yù)處理和彈體氣動分析2個部分。數(shù)據(jù)預(yù)處理將制導(dǎo)火箭彈的相關(guān)原始數(shù)據(jù)按照一定的格式進行整理，以方便后續(xù)設(shè)計的調(diào)用。彈體氣動特性分析是為了初步了解制導(dǎo)火箭彈的氣動特性、操縱特性、靜穩(wěn)定性、自然頻率、最大過載等彈體特性，為后續(xù)制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計提供依據(jù)。

1)數(shù)據(jù)預(yù)處理

存儲數(shù)據(jù)的目的是將原始數(shù)據(jù)按照后續(xù)設(shè)計所需要的維數(shù)進行存儲，待存儲數(shù)據(jù)包含3個部分，分別是制導(dǎo)火箭彈總體參數(shù)、制導(dǎo)火箭彈氣動參數(shù)以及制導(dǎo)火箭彈發(fā)動機數(shù)據(jù)。其中，彈體總體參數(shù)包括制導(dǎo)火箭彈不同狀態(tài)下的質(zhì)量、質(zhì)心，以及繞3個坐標軸的轉(zhuǎn)動慣量；制導(dǎo)火箭彈氣動參數(shù)包括軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)；制導(dǎo)火箭彈發(fā)動機數(shù)據(jù)主要存儲發(fā)動機時間-推力曲線。

2)彈體氣動特性分析

制導(dǎo)火箭彈氣動特性分析主要有三部分內(nèi)容，即力系數(shù)特性和力矩系數(shù)特性分析、彈體操縱特性分析以及彈體特性分析。

(1)力系數(shù)特性和力矩系數(shù)特性分析

縱向?qū)ΨQ平面氣動特性分析包括：某舵偏角條件下，法向力系數(shù)分析和軸向力系數(shù)分析，即法向力系數(shù)隨攻角在不同馬赫數(shù)條件下的變化，以及軸向力系數(shù)在不同馬赫數(shù)條件下隨攻角的變化。力矩特性分析主、被動段俯仰力矩系數(shù)特性。飛行過程中，制導(dǎo)火箭彈的質(zhì)心隨著燃料的燃燒發(fā)生改變，所以要對俯仰力矩系數(shù)進行質(zhì)心修正，分析修正后不同狀態(tài)、不同馬赫數(shù)條件下俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化。彈體操縱特性分析包括：在某攻角條件下，不同狀態(tài)、不同馬赫數(shù)條件下俯仰力矩系數(shù)隨舵偏角的變化；不同彈體狀態(tài)下某個馬赫點處，不同攻角條件下，俯仰力矩系數(shù)隨舵偏角的變化。

滾轉(zhuǎn)通道的氣動特性分析可類比縱向?qū)ΨQ平面的分析方法。彈體特性分析主要分析制導(dǎo)火箭彈的靜穩(wěn)定度、彈體自然頻率以及機動性。

力和力矩特性的分析使設(shè)計者對彈體有了直觀的認識，通過對力和力矩特性的分析曲線，可以直觀看到力和力矩系數(shù)隨攻角、馬赫數(shù)、舵偏角的變化情況，并可判斷其線性程度，以及攻角、馬赫數(shù)、舵偏角這3個變量對氣動參數(shù)的影響程度。在進行控制系統(tǒng)設(shè)計時，應(yīng)考慮對影響不可忽略的參量進行變參。同時，通過分析其升阻比，可以看出彈體自身的飛行能力。

(2)彈體操縱特性分析

通過分析操縱特性，求得某種特定情況下的瞬時平衡舵偏角，并判斷舵對力矩的影響大小以及不同情況下力矩變化的非線性程度。

(3)彈體特性分析

在設(shè)計前要分析彈體的機動性、固有頻率、穩(wěn)定性，同時考慮慣性組件和舵機等元器件的帶寬問題。通過分析機動性問題，可以了解彈體的最大可用過載值，并與需用過載進行對比，若最大可用過載不能滿足或難以滿足需用過載的情況下，應(yīng)在控制彈體時考慮引入其他控制方法，如推力矢量控制方法，以彌補其過載不足的問題。

1.2 自動駕駛儀設(shè)計環(huán)節(jié)

自動駕駛儀設(shè)計流程分為四部分，分別是小擾動線性化建模、滾轉(zhuǎn)通道自動駕駛儀設(shè)計、俯仰/偏航通道自動駕駛儀設(shè)計及駕駛儀性能校驗。將制導(dǎo)火箭彈剛體動力學(xué)數(shù)學(xué)模型作為選擇自動駕駛儀的參數(shù)是不方便的，因此，要建立小擾動線性化模型。

1)小擾動線性化建模(補充各公式對應(yīng)參數(shù)說明)

利用小擾動線性化和參數(shù)固化假設(shè)，可以得出制導(dǎo)火箭彈彈體動力學(xué)在工作點處的線性化模型和傳遞函數(shù)。

制導(dǎo)火箭彈俯仰通道的傳遞函數(shù)為

(1)

制導(dǎo)火箭彈偏航通道的傳遞函數(shù)為

(2)

制導(dǎo)火箭彈滾轉(zhuǎn)通道的傳遞函數(shù)為

(3)

2)滾轉(zhuǎn)通道自動駕駛儀設(shè)計

在制導(dǎo)過程中要求穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)角，即對制導(dǎo)火箭彈的滾轉(zhuǎn)角進行控制，滾轉(zhuǎn)通道采用滾轉(zhuǎn)角控制方案，其結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示。

圖1 滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Roll angle control system structure

滾轉(zhuǎn)通道的自動駕駛儀采用角速率反饋和滾轉(zhuǎn)角反饋。其中，內(nèi)回路采用角速率比例控制以提高滾轉(zhuǎn)通道的阻尼，從而提高其靜穩(wěn)定性；外回路采用滾轉(zhuǎn)角比例加積分控制，以實現(xiàn)對滾轉(zhuǎn)角的精確控制。

3)俯仰/偏航通道自動駕駛儀設(shè)計

對于軸對稱的制導(dǎo)火箭彈，俯仰回路和偏航回路在本質(zhì)上是一致的，在此以俯仰通道自動駕駛儀設(shè)計為例。

(1)姿態(tài)角控制系統(tǒng)設(shè)計(初制導(dǎo)、中制導(dǎo)段)

在某些情況下，如初制導(dǎo)發(fā)射轉(zhuǎn)彎段，制導(dǎo)火箭彈的制導(dǎo)指令是姿態(tài)角形式，此時俯仰通道和偏航通道的控制系統(tǒng)的基本任務(wù)是保證制導(dǎo)火箭彈在有干擾的情況下，回路穩(wěn)定可靠的工作，姿態(tài)角誤差在規(guī)定范圍內(nèi)，并按照預(yù)定的要求跟蹤姿態(tài)角指令的變化。

俯仰通道初始階段采用姿態(tài)角控制方案，其結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示。

圖2 俯仰角控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Pitch angle control system structure

(2)法向過載控制系統(tǒng)設(shè)計

法向過載三回路控制系統(tǒng)有3個控制增益，無論是穩(wěn)定的彈體還是不穩(wěn)定的彈體，由這3個增益的適當組合即可得到合適的時間參數(shù)、截止頻率和阻尼的特定值。制導(dǎo)火箭彈的時間響應(yīng)可以降低到適合于攔截高機動目標的要求值。

采用法向過載控制方案，將一個加速度表裝于制導(dǎo)火箭彈上，用加速度指令和實際加速度之間的誤差去控制系統(tǒng)，從而得到了三回路控制系統(tǒng)，實現(xiàn)了法向過載自動駕駛儀對法向過載指令的跟蹤,其結(jié)構(gòu)框圖如圖3所示。

圖3 加速度表+速率陀螺飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Accelerator and rate gyro flight control system structure

4)駕駛儀的性能校驗

完成駕駛儀的設(shè)計工作后，要對所設(shè)計的控制系統(tǒng)性能進行校驗，通常根據(jù)駕駛儀的時域特性和頻域特性進行判定。在一般的攔截條件下，系統(tǒng)響應(yīng)時間常數(shù)不超過1.2s，不小于0.3s，超調(diào)量不超過20%，駕駛儀的幅值裕度不低于6dB，相位裕度不小于45°。通過對駕駛儀時域和頻域性能指標的判定，可以看出設(shè)計是否合理，若有不合理的設(shè)計點，可進行微調(diào)，直到所有需要的設(shè)計點都滿足性能指標要求。

1.3 制導(dǎo)律設(shè)計環(huán)節(jié)

制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計的最終目的是使制導(dǎo)火箭彈能夠以給定的概率命中目標。常用的制導(dǎo)方式有：遙控制導(dǎo)、自尋的制導(dǎo)和復(fù)合制導(dǎo)。制導(dǎo)方式選擇的原則和依據(jù)是：1)滿足戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標要求；2)系統(tǒng)應(yīng)該輕便、簡單；3)經(jīng)濟性好；4)使用方便、可靠。

導(dǎo)引規(guī)律是描述制導(dǎo)火箭彈在接近目標的整個過程中應(yīng)該滿足的運動學(xué)關(guān)系，選擇合適的導(dǎo)引規(guī)律可以改善制導(dǎo)火箭彈的飛行性能，充分發(fā)揮其武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)性能。制導(dǎo)火箭彈選取的導(dǎo)引方法及被攻擊目標的運動特性決定了導(dǎo)引彈道的彈道特性。對應(yīng)某種確定的導(dǎo)引方法，需用過載、制導(dǎo)火箭彈飛行速度、飛行時間、射程等都直接影響制導(dǎo)火箭彈的命中精度。

在設(shè)計初步階段，采用運動學(xué)分析方法簡化設(shè)計，做出如下假設(shè)：1)認為制導(dǎo)火箭彈、目標和制導(dǎo)站是質(zhì)點；2)制導(dǎo)系統(tǒng)能夠正常工作；3)已知制導(dǎo)火箭彈飛行速度；4)目標與制導(dǎo)站之間的運動規(guī)律是已知的；5)制導(dǎo)火箭彈、目標和制導(dǎo)站的運動一直在同一個平面內(nèi)。

1.4 六自由度仿真分析環(huán)節(jié)

六自由度模型仿真中包含2個部分，第1個部分是無控彈道仿真，即舵偏角都為0°時的彈道仿真，其目的是了解制導(dǎo)火箭彈本身的飛行能力。在一定的初始發(fā)射條件下，即給出發(fā)射仰角、初始高度、出筒時刻、初始角速度、初始速度等條件，從無控彈道仿真結(jié)果中可以得到：制導(dǎo)火箭彈的射程、射高、最大速度及其末端馬赫數(shù)，也可以畫出制導(dǎo)火箭彈的彈道曲線等，對其飛行能力有一個更直觀的認識。此外，利用無控彈道仿真進行插值，可以求得主動段馬赫數(shù)點對應(yīng)的總體結(jié)構(gòu)參數(shù)：制導(dǎo)火箭彈的質(zhì)量、質(zhì)心和轉(zhuǎn)動慣量。

最后進行六自由度仿真。將六自由度仿真模型分為4個模塊，分別是：制導(dǎo)火箭彈彈體模塊、彈目相對運動學(xué)模塊、制導(dǎo)模塊和控制模塊。

對于彈體模塊，其輸入為：俯仰舵偏角、偏航舵偏角和滾轉(zhuǎn)舵偏角，對彈體施以控制，使得彈體的姿態(tài)發(fā)生改變。通過彈體模型解算，該模塊的輸出為制導(dǎo)火箭彈在彈體系下的位置，可解算出3個坐標軸方向的彈體分速度、過載分量、高度；3個姿態(tài)角：俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角；3個角速度：俯仰角速度、偏航角速度、滾轉(zhuǎn)角速度；以及彈道傾角、彈道偏角、攻角和側(cè)滑角。

彈目相對運動學(xué)模塊中的輸入變量為制導(dǎo)火箭彈的位置坐標以及x、y、z3個坐標軸的速度分量，輸出為彈目相對距離和視線角速度。

制導(dǎo)模塊的輸入為彈目視線角，制導(dǎo)火箭彈3個坐標軸的速度分量、高度、姿態(tài)角(俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角)、俯仰角速度、偏航角速度、滾轉(zhuǎn)角速度；輸出變量為過載指令、俯仰角和馬赫數(shù)。

控制模塊的輸入量為過載指令、馬赫數(shù)、高度、過載、3個姿態(tài)角，以及俯仰角速度、偏航角速度、滾轉(zhuǎn)角速度；輸出為x、y、z3個坐標軸的舵偏角指令，輸入到彈體模塊中，形成閉合回路。

彈體模塊描述了制導(dǎo)火箭彈的運動學(xué)和動力學(xué)數(shù)學(xué)模型；彈目相對運動學(xué)模塊描述了制導(dǎo)火箭彈與目標之間的運動學(xué)關(guān)系；制導(dǎo)模塊描述了制導(dǎo)律，并解算出法向過載指令；控制模塊由制導(dǎo)指令生成舵系統(tǒng)控制指令，控制彈體姿態(tài)，形成閉合回路。

2 制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計方法

2.1 傳統(tǒng)設(shè)計方法

制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的傳統(tǒng)設(shè)計方法是一個串行的流程，由于牽涉面廣，一旦在設(shè)計后期出現(xiàn)問題，或是臨近飛行試驗階段發(fā)現(xiàn)問題，則造成的影響非常嚴重；并且當檢測到設(shè)計不滿足要求時，需從頭糾錯，重新設(shè)計，大大影響了整個產(chǎn)品的研制周期，研發(fā)效率較低。傳統(tǒng)設(shè)計流程圖如圖4所示。

圖4 傳統(tǒng)設(shè)計流程圖Fig.4 Traditional design flow

傳統(tǒng)的設(shè)計過程為：1)提出設(shè)計指標；2)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計；3)設(shè)計及制造硬件系統(tǒng)；4)描述控制模型；5)軟件編程實現(xiàn)；6)軟件代碼集成；7)測試被控對象。傳統(tǒng)設(shè)計流程在任務(wù)書進行需求分析；在系統(tǒng)設(shè)計階段到具體設(shè)計階段進行系統(tǒng)規(guī)范，制訂部件接口規(guī)范和校驗計劃，并進行部件接口規(guī)范和部件校驗；在具體設(shè)計階段至軟/硬件實現(xiàn)階段，進行部件規(guī)范和部件校驗；軟/硬件實現(xiàn)后，進行系統(tǒng)原型化和測試規(guī)劃；然后進入設(shè)計校驗和測試階段，產(chǎn)生產(chǎn)品級系統(tǒng)，再進行產(chǎn)品和加工測試?？梢钥闯觯渲腥裟硞€階段出現(xiàn)問題，則逐一返回上一階段，直至返回至最初的設(shè)計階段，整個過程是單行的，不可迭代的。

2.2 精益設(shè)計方法

精益設(shè)計流程是一種打破傳統(tǒng)設(shè)計流程的設(shè)計方法，其開發(fā)過程是一個螺旋形的開發(fā)過程，可以實現(xiàn)在各個階段的快速重復(fù)過程，大大提高了設(shè)計效率，縮短了研制周期。精益設(shè)計是基于模型的設(shè)計，在每個不同的階段所建立的模型會發(fā)生變化，每個階段是對其上一個階段的遞進，對模型的建立代表了設(shè)計人員對整個系統(tǒng)的理解。在精益設(shè)計中，各個階段的模型不同，當前階段比上一階段更接近真實情況，在每一階段都要進行一輪完整的設(shè)計。隨著設(shè)計階段的發(fā)展，制導(dǎo)火箭彈的模型越來越接近于真實的制導(dǎo)火箭彈，只有完成當前每個設(shè)計階段的完整設(shè)計，才能進入下一階段的設(shè)計，這種迭代的精益設(shè)計方法能夠減少在設(shè)計后期發(fā)現(xiàn)致命錯誤的可能性。其工作流程如圖5所示。

圖5 精益設(shè)計開發(fā)流程圖Fig.5 Lean design development flow

精益設(shè)計充分利用快速原型開發(fā)技術(shù)?？焖僭烷_發(fā)技術(shù)是指通過建立能夠完全或近似完全反映被建模對象的屬性和行為的數(shù)學(xué)模型，并對建立的完全精確的數(shù)學(xué)模型進行設(shè)計、修改和調(diào)整，在設(shè)計完成后通過自動生成過程生成實體對象的技術(shù)。快速原型技術(shù)的重要性體現(xiàn)在，它實現(xiàn)了從產(chǎn)品概念、設(shè)計、實現(xiàn)到測試等的一體化過程。與傳統(tǒng)的設(shè)計流程相比，快速原型技術(shù)更加注重對對象的完全理解和建模。

2.3 制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計

1)制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)模型劃分

制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計本質(zhì)上就是基于模型的設(shè)計，模型是整個設(shè)計過程的核心。設(shè)計過程中制導(dǎo)火箭彈的所有模型都利用Simulink建立，按照基于模型的設(shè)計思想劃分模型，分為八大部分，分別是大氣環(huán)境模型、制導(dǎo)火箭彈彈體模型、運動學(xué)和動力學(xué)模型、舵機模型、制導(dǎo)控制系統(tǒng)模型、發(fā)動機模型、慣性器件模型以及導(dǎo)引頭模型。

2)制導(dǎo)火箭彈的模型設(shè)計

針對制導(dǎo)火箭彈的模型設(shè)計可以大致分為4個階段，分別是：

(1)基于指標的設(shè)計；

(2)基于機理的設(shè)計；

(3)基于產(chǎn)品測試的設(shè)計；

(4)基于飛行試驗的設(shè)計。

基于指標的設(shè)計是指，在描述完與被控對象(制導(dǎo)火箭彈)有關(guān)的客觀環(huán)境和運動規(guī)律之后，將被控對象的各個子系統(tǒng)用指標模型代替，例如舵系統(tǒng)就可以用典型二階傳遞函數(shù)來代替。此條件下的設(shè)計大多數(shù)是針對理想線性模型進行設(shè)計，一般在方案設(shè)計階段。

基于機理的設(shè)計是指在被控對象的子系統(tǒng)設(shè)計結(jié)束之后，將各個子系統(tǒng)的指標模型用可以描述子系統(tǒng)實際物理機理的模型代替，重新進行一輪設(shè)計。在基于機理的設(shè)計過程中，工程師應(yīng)當依照各個子系統(tǒng)的設(shè)計框圖進行設(shè)計，對包括非線性環(huán)節(jié)在內(nèi)的各個環(huán)節(jié)進行如實的描述。

基于產(chǎn)品測試的設(shè)計是指在被控對象的各個子系統(tǒng)的物理樣機生產(chǎn)出來之后，對樣機進行測試，以得到各種需要的物理參數(shù)，并利用所測參數(shù)對機理模型的參數(shù)進行更改，重新進行一輪設(shè)計。利用所測參數(shù)對機理模型的參數(shù)進行更改主要有兩種方法，第一種方法是完全基于測試數(shù)據(jù)對子系統(tǒng)的物理參數(shù)進行更改，第二種是利用測試數(shù)據(jù)對機理模型的理論數(shù)據(jù)進行修正。

基于飛行試驗的設(shè)計是指完成當前三輪設(shè)計，進行制導(dǎo)火箭彈飛行試驗之后，利用飛行試驗數(shù)據(jù)對制導(dǎo)火箭彈各個子系統(tǒng)的物理參數(shù)進行進一步修正，重新進行一輪設(shè)計。

3)制導(dǎo)火箭彈精益設(shè)計流程

制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)整個設(shè)計流程隨著設(shè)計階段的推進，其模型精確程度越來越高，所以設(shè)計的置信度也越來越高。

與傳統(tǒng)單一線程的設(shè)計流程不同，在研制的進程中，從任務(wù)的提出，進行需求分析，到進行具體的設(shè)計，指標的設(shè)計、機理的設(shè)計、產(chǎn)品測試的設(shè)計、飛行試驗的設(shè)計，每個設(shè)計階段的模型總量是不變的；但是其描述方法和描述依據(jù)會發(fā)生改變，所建模型的差異導(dǎo)致其模型的描述精度也有所不同，從而使制導(dǎo)火箭彈的控制系統(tǒng)和制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計結(jié)果的置信度也不同。從初步較為粗略的、線性化的設(shè)計逐步精細化，最終實現(xiàn)對對象的精確建模。制導(dǎo)火箭彈精益化設(shè)計全流程示意圖如圖6所示。

以基于指標模型的設(shè)計與基于機理模型的設(shè)計為例，這2個階段的設(shè)計方法的主要差異如表1所示。

圖6 制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計示意圖Fig.6 Sketch of the whole process of lean design for guidance rocket

表1 基于指標與基于機理的設(shè)計方法差異

這種在每個階段完成一整輪制導(dǎo)控制系統(tǒng)的完整設(shè)計，在基于模型設(shè)計的基礎(chǔ)上完成整輪迭代的設(shè)計方法，可稱為螺旋式設(shè)計方法。模型的輸入來源發(fā)生改變，從粗略地描述對象建模到精確地描述對象建模，貫穿了整個研制周期。這種設(shè)計方法的優(yōu)點是模型設(shè)計越來越逼近于制導(dǎo)火箭彈的真實情況，迭代的過程非?？欤瑫嬖谛〉牟町?，很難出現(xiàn)大的失誤。

傳統(tǒng)設(shè)計方法往往要等實物做出后進行試驗才能判斷制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計是否合理，若不合理則需要推翻之前的設(shè)計工作返回更早階段重新設(shè)計，再做出實物進行試驗判斷；而精益設(shè)計則隨著模型的演變，每個階段都是完整的設(shè)計，在每個階段都可判斷制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計是否合理，若不合理則在當前階段對制導(dǎo)控制算法進行調(diào)整，在做出實物之前最大化地保證設(shè)計的可靠性，從而大大提高了工作效率，節(jié)約了成本。

3 制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計環(huán)境

以數(shù)字化設(shè)計的手段，構(gòu)建制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計環(huán)境。在基于模型的設(shè)計基礎(chǔ)上，通過可視化界面展示制導(dǎo)火箭彈的全部設(shè)計流程以及仿真結(jié)果，并對仿真結(jié)果進行分析。

制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計軟件主界面菜單欄分為制導(dǎo)火箭彈數(shù)據(jù)處理、制導(dǎo)火箭彈無控彈道仿真、制導(dǎo)火箭彈氣動特性分析、制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真1、制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真2這5個部分。其中，制導(dǎo)火箭彈數(shù)據(jù)處理子菜單為氣動數(shù)據(jù)讀入和發(fā)動機數(shù)據(jù)讀入；制導(dǎo)火箭彈氣動特性分析子菜單為力/力矩系數(shù)曲線和彈體特性分析；制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真1和制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真2分別為基于指標建模的六自由度模型仿真分析和基于機理建模的六自由度模型仿真分析；點擊退出則退出軟件界面。軟件主界面如圖7所示。

圖7 制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計軟件主界面Fig.7 Main interface of lean design software for guided rocket control system

圖8～圖11所示分別為無控彈道仿真、彈體特性分析、基于指標模型的制導(dǎo)控制系統(tǒng)仿真、基于機理模型的制導(dǎo)控制系統(tǒng)仿真的界面布局和部分結(jié)果。

圖8 無控彈道仿真效果界面Fig.8 Interface of uncontrolled ballistic simulation effect

圖9 法向力系數(shù)CN曲線Fig.9 Normal force coefficient CN curve

圖10 制導(dǎo)火箭彈基于指標建模的六自由度仿真界面布局Fig.10 Six-degree-of-freedom simulation interface layout based on index modeling for guided rockets

圖11 制導(dǎo)火箭彈基于機理建模的六自由度仿真界面布局Fig.11 Six-degree-of-freedom simulation interface layout based on mechanism modeling for guided rockets

4 一個例子

基于前面的理論設(shè)計了制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計軟件，包括制導(dǎo)火箭彈數(shù)據(jù)處理、制導(dǎo)火箭彈無控彈道仿真、制導(dǎo)火箭彈氣動特性分析、基于指標模型的制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真和基于機理模型的制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真五部分。

下面以六自由度仿真為例，展示精益設(shè)計方法的優(yōu)點。

4.1 基于指標模型的制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真

點擊軟件操作主界面上制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真1欄即可進入基于指標建模的制導(dǎo)火箭彈六自由度模型仿真界面。該界面布局與無控彈道仿真界面布局類似，均分為三部分：仿真初始條件、繪圖和仿真結(jié)果。

參考某火箭彈項目，初始仿真條件設(shè)置為：初始高度H0=0m，地球半徑為6371393m，初始時間t0=0s，出筒時刻t1=0.211s；初始角度kθ0=15°，kφ0=0°，kγ0=0°；初始位置xm0=2.568m，ym0=3.323m，zm0=0m；初始速度Vx1_init=45.5m/s，Vy1_init=0m/s，Vz1_init=0m/s；初始角速度Ωx0=0(°)/s，Ωy0=0(°)/s，Ωz0=-0.1(°)/s。

在該仿真條件下，仿真結(jié)果如圖12所示。

圖12 制導(dǎo)火箭彈基于指標建模的六自由度仿真結(jié)果Fig.12 Six-degree-of-freedom simulation results of guided rockets based on index modeling

舵偏角曲線如圖13所示。

圖13 舵偏角曲線Fig.13 Rudder angle curve

4.2 基于機理模型的制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真

基于機理的六自由度模型相對于基于指標的六自由度模型，在舵機、導(dǎo)引頭、慣導(dǎo)等部件中都更貼近于真實情況。

為了與基于指標的六自由度仿真結(jié)果作對比，其仿真的初始條件一致，將初始仿真條件設(shè)置為：初始高度H0=0m，地球半徑為6371393m，初始時間t0=0s，出筒時刻t1=0.211s;初始角度kθ0=15°，kφ0=0°，kγ0=0°；初始位置xm0=2.568m，ym0=3.323m，zm0=0m；初始速度Vx1_init=45.5m/s，Vy1_init=0m/s，Vz1_init=0m/s；初始角速度Ωx0=0(°)/s，Ωy0=0(°)/s，Ωz0=-0.1(°)/s?；跈C理的六自由度模型仿真結(jié)果如圖14所示。

圖14 制導(dǎo)火箭彈基于機理建模的六自由度仿真結(jié)果Fig.14 Six-degree-of-freedom simulation results of guided rocket based on mechanism modeling

舵偏角曲線如圖15所示。

圖15 舵偏角曲線Fig.15 Rudder angle curve

對比基于指標建模的六自由度模型仿真結(jié)果和基于機理建模的六自由度模型仿真結(jié)果，兩者存在一定差異，如：最大高度由1479.84m減小至1468.79m；脫靶量由2.51687m減小至1.5302m。

對比舵偏角曲線，滾轉(zhuǎn)舵有較大差異，機理模型下的用舵量更大些，這是因為機理模型對通道間的耦合刻畫更準確，帶來了用舵量的增大。

5 結(jié)論

本文采用精益設(shè)計的思想開展制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計方法研究，有以下主要結(jié)論：

1)通過軟件設(shè)計使各個設(shè)計環(huán)節(jié)標準化和模塊化，可以提高制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計效率；

2)對比制導(dǎo)火箭彈基于指標建模的六自由度仿真結(jié)果和基于機理建模的六自由度仿真結(jié)果，可知：基于指標建模的控制算法設(shè)計完成后，在模型精度更高的機理模型上可以進一步進行參數(shù)優(yōu)化，從而提高效率，減少設(shè)計失誤，避免在后續(xù)設(shè)計中造成更大的損失。