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制导火箭弹制导控制系统精益设计方法

  2020-11-13    221  上传者:管理员

摘要:制导火箭弹在陆军未来战争中正发挥越来越重要的作用,制导控制系统设计是制导火箭弹研制的核心和难题。提出了一种适用于制导火箭弹制导控制系统的精益设计方法,将设计过程分为数据处理环节、自动驾驶仪设计环节、制导律设计环节和六自由度仿真分析环节4个部分,并将标准化和基于模型的思想体现在精益化设计软件中,从而给出了一条可以又快又好地完成系统设计的技术途径。

  • 关键词:
  • 制导控制系统
  • 制导火箭弹
  • 基于模型
  • 标准化
  • 精益设计方法
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在无控火箭弹上加装简易制导装置即为制导火箭弹。与传统的火箭弹相比,制导火箭弹命中精度更高;与战术导弹相比,制导火箭弹的费效比更低。因此,制导火箭弹在现代战争中有着十分重要的地位。

制导控制系统是制导火箭弹的核心。与过去相比,未来的制导控制系统设计任务具有高指标、高难度、多用途和低成本的特点。其设计要求日益复杂化、多样化,与此同时设计过程也要求一体化、精细化。在以上种种条件的制约下,采用传统的设计方法将使设计成本急剧上升,同时由于设计失误很难避免而导致设计周期也大大延长。为此,必须通过引入现代设计方法解决这个问题,以达到提高设计水平、降低设计成本、减少设计失误、缩短设计周期的目的。

精益设计是最为重要的现代设计理念之一,它利用快速控制原型的思想,在产品设计初期及时发现设计问题并予以纠正,由此带来了更高的开发效率和更低的风险,同时还能够更好地提升产品的质量。精益设计的本质是基于模型的设计(Model-BasedDesign,MBD),是一种目前国际上流行的设计复杂控制系统的可视化设计方法。

数字化设计是实现系统精益设计的重要手段。飞机产品数字化设计制造技术在20世纪80年代后期由美国波音公司首先提出,并成功应用在波音777飞机的设计过程中,有效缩短了设计周期,降低了设计成本,减少了设计反复,并大幅提高了产品质量,使飞机研制技术发生了革命性的变化[1]。当前,数字化技术在一些较发达国家已得到了广泛应用。美国的波音公司、国家航空航天局(NationalAeronauticsandSpaceAdministration,NASA)、洛克希德·马丁公司,以及欧洲的空中客车公司在波音787、X-43A、F-35、A380等多型飞行器型号设计中,广泛采用了飞行控制系统的数字化设计方法,并取得了很好的效果。国内数字设计制造技术研究始于20世纪90年代中期[1],研究工作主要集中在航空航天研究部门和各大高校中,已获得了一些初步研究成果。南京理工大学的周春成运用精益化设计的思想,完成了基于舵机约束的导弹自动驾驶仪优化设计[2],首先将舵机开环截止频率与舵偏角速度作为约束,求解俯仰和偏航通道控制器参数;在此基础上将舵机动力学模型加入系统结构图,对系统进行优化设计,提高了自动驾驶仪的性能;最后选取了合适的导弹空间运动模型和相应的制导律对所设计的自动驾驶仪进行了全弹道仿真。中国兵器工业第203研究所的栗金平等也完成了类似工作[3]。南京航空航天大学的宋晓玉以精益化设计思想为指导,论述了空天飞机总体快速设计系统的若干研究[4],通过软件开发为空天飞机总体设计阶段提供了一套快速设计工具,减小了总体设计阶段工作量的同时大大缩短了设计周期。南京航空航天大学的徐相荣等研究了一种面向飞机概念设计的快速气动分析方法[5],将几何建模、网格划分、气动分析过程集成于一个计算流程中,实现了飞机气动特性的快速估算。上海飞机设计研究院的万龙在翼面结构的初步设计和概念设计阶段,使用量化模型模拟真实结构的传力特性[6],指导翼面结构的设计。

本文以数字化设计为手段,通过搭建整体框架,梳理制导火箭弹制导控制系统设计的流程,利用精益设计的思想进行制导火箭弹制导控制系统设计。结合制导控制系统计算机辅助设计软件Matlab及Simulink工具箱,建立制导控制系统设计、分析、仿真的集成界面,设计并实现了数据处理、控制系统自动驾驶仪设计以及制导系统设计等模块,通过举例进行六自由度模型仿真,验证了设计结果的正确性。

与常规方法相比,本文提出的方法强调设计流程与方法的标准化,通过软件的编制,将设计流程和好的设计方法固化下来,以减少设计的随意性;另外,强调专业化设计工具的易用化,将专业化设计工具通过封装的方式集成到软件中,使得操作更加简单,有利于缩短设计周期。


1、制导控制系统的设计过程


制导控制系统可以看作制导和控制2个回路,制导控制系统设计的关键部分在于制导律的选取和自动驾驶仪的设计。从工程实际以及工作流程的角度出发,又可以将制导控制系统设计分为4个环节:1)数据处理环节;2)自动驾驶仪设计环节;3)制导律设计环节;4)六自由度仿真分析环节。

1.1 数据处理环节

数据处理模块包含数据预处理和弹体气动分析2个部分。数据预处理将制导火箭弹的相关原始数据按照一定的格式进行整理,以方便后续设计的调用。弹体气动特性分析是为了初步了解制导火箭弹的气动特性、操纵特性、静稳定性、自然频率、最大过载等弹体特性,为后续制导控制系统设计提供依据。

1)数据预处理

存储数据的目的是将原始数据按照后续设计所需要的维数进行存储,待存储数据包含3个部分,分别是制导火箭弹总体参数、制导火箭弹气动参数以及制导火箭弹发动机数据。其中,弹体总体参数包括制导火箭弹不同状态下的质量、质心,以及绕3个坐标轴的转动惯量;制导火箭弹气动参数包括轴向力系数、法向力系数、侧向力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数;制导火箭弹发动机数据主要存储发动机时间-推力曲线。

2)弹体气动特性分析

制导火箭弹气动特性分析主要有三部分内容,即力系数特性和力矩系数特性分析、弹体操纵特性分析以及弹体特性分析。

(1)力系数特性和力矩系数特性分析

纵向对称平面气动特性分析包括:某舵偏角条件下,法向力系数分析和轴向力系数分析,即法向力系数随攻角在不同马赫数条件下的变化,以及轴向力系数在不同马赫数条件下随攻角的变化。力矩特性分析主、被动段俯仰力矩系数特性。飞行过程中,制导火箭弹的质心随着燃料的燃烧发生改变,所以要对俯仰力矩系数进行质心修正,分析修正后不同状态、不同马赫数条件下俯仰力矩系数随攻角的变化。弹体操纵特性分析包括:在某攻角条件下,不同状态、不同马赫数条件下俯仰力矩系数随舵偏角的变化;不同弹体状态下某个马赫点处,不同攻角条件下,俯仰力矩系数随舵偏角的变化。

滚转通道的气动特性分析可类比纵向对称平面的分析方法。弹体特性分析主要分析制导火箭弹的静稳定度、弹体自然频率以及机动性。

力和力矩特性的分析使设计者对弹体有了直观的认识,通过对力和力矩特性的分析曲线,可以直观看到力和力矩系数随攻角、马赫数、舵偏角的变化情况,并可判断其线性程度,以及攻角、马赫数、舵偏角这3个变量对气动参数的影响程度。在进行控制系统设计时,应考虑对影响不可忽略的参量进行变参。同时,通过分析其升阻比,可以看出弹体自身的飞行能力。

(2)弹体操纵特性分析

通过分析操纵特性,求得某种特定情况下的瞬时平衡舵偏角,并判断舵对力矩的影响大小以及不同情况下力矩变化的非线性程度。

(3)弹体特性分析

在设计前要分析弹体的机动性、固有频率、稳定性,同时考虑惯性组件和舵机等元器件的带宽问题。通过分析机动性问题,可以了解弹体的最大可用过载值,并与需用过载进行对比,若最大可用过载不能满足或难以满足需用过载的情况下,应在控制弹体时考虑引入其他控制方法,如推力矢量控制方法,以弥补其过载不足的问题。

1.2 自动驾驶仪设计环节

自动驾驶仪设计流程分为四部分,分别是小扰动线性化建模、滚转通道自动驾驶仪设计、俯仰/偏航通道自动驾驶仪设计及驾驶仪性能校验。将制导火箭弹刚体动力学数学模型作为选择自动驾驶仪的参数是不方便的,因此,要建立小扰动线性化模型。

1)小扰动线性化建模(补充各公式对应参数说明)

利用小扰动线性化和参数固化假设,可以得出制导火箭弹弹体动力学在工作点处的线性化模型和传递函数。

制导火箭弹俯仰通道的传递函数为

ϑ˙(s)δz(s)=-a3s+(a2a5-a3a4)s2+(a1+a4)s+(a2+a1a4)(1)

制导火箭弹偏航通道的传递函数为

ψ˙(s)δy(s)=-b3s+(b2b5-b3b4)s2+(b1+b4)s+(b2+b1b4)(2)

制导火箭弹滚转通道的传递函数为

ωx(s)δx(s)=-c3s+c1(3)

2)滚转通道自动驾驶仪设计

在制导过程中要求稳定滚转角,即对制导火箭弹的滚转角进行控制,滚转通道采用滚转角控制方案,其结构框图如图1所示。

图1滚转角控制系统结构图

滚转通道的自动驾驶仪采用角速率反馈和滚转角反馈。其中,内回路采用角速率比例控制以提高滚转通道的阻尼,从而提高其静稳定性;外回路采用滚转角比例加积分控制,以实现对滚转角的精确控制。

3)俯仰/偏航通道自动驾驶仪设计

对于轴对称的制导火箭弹,俯仰回路和偏航回路在本质上是一致的,在此以俯仰通道自动驾驶仪设计为例。

(1)姿态角控制系统设计(初制导、中制导段)

在某些情况下,如初制导发射转弯段,制导火箭弹的制导指令是姿态角形式,此时俯仰通道和偏航通道的控制系统的基本任务是保证制导火箭弹在有干扰的情况下,回路稳定可靠的工作,姿态角误差在规定范围内,并按照预定的要求跟踪姿态角指令的变化。

俯仰通道初始阶段采用姿态角控制方案,其结构框图如图2所示。

图2俯仰角控制系统结构图

(2)法向过载控制系统设计

法向过载三回路控制系统有3个控制增益,无论是稳定的弹体还是不稳定的弹体,由这3个增益的适当组合即可得到合适的时间参数、截止频率和阻尼的特定值。制导火箭弹的时间响应可以降低到适合于拦截高机动目标的要求值。

采用法向过载控制方案,将一个加速度表装于制导火箭弹上,用加速度指令和实际加速度之间的误差去控制系统,从而得到了三回路控制系统,实现了法向过载自动驾驶仪对法向过载指令的跟踪,其结构框图如图3所示。

图3加速度表+速率陀螺飞行控制系统结构图

4)驾驶仪的性能校验

完成驾驶仪的设计工作后,要对所设计的控制系统性能进行校验,通常根据驾驶仪的时域特性和频域特性进行判定。在一般的拦截条件下,系统响应时间常数不超过1.2s,不小于0.3s,超调量不超过20%,驾驶仪的幅值裕度不低于6dB,相位裕度不小于45°。通过对驾驶仪时域和频域性能指标的判定,可以看出设计是否合理,若有不合理的设计点,可进行微调,直到所有需要的设计点都满足性能指标要求。

1.3 制导律设计环节

制导系统设计的最终目的是使制导火箭弹能够以给定的概率命中目标。常用的制导方式有:遥控制导、自寻的制导和复合制导。制导方式选择的原则和依据是:1)满足战术技术指标要求;2)系统应该轻便、简单;3)经济性好;4)使用方便、可靠。

导引规律是描述制导火箭弹在接近目标的整个过程中应该满足的运动学关系,选择合适的导引规律可以改善制导火箭弹的飞行性能,充分发挥其武器系统的作战性能。制导火箭弹选取的导引方法及被攻击目标的运动特性决定了导引弹道的弹道特性。对应某种确定的导引方法,需用过载、制导火箭弹飞行速度、飞行时间、射程等都直接影响制导火箭弹的命中精度。

在设计初步阶段,采用运动学分析方法简化设计,做出如下假设:1)认为制导火箭弹、目标和制导站是质点;2)制导系统能够正常工作;3)已知制导火箭弹飞行速度;4)目标与制导站之间的运动规律是已知的;5)制导火箭弹、目标和制导站的运动一直在同一个平面内。

1.4 六自由度仿真分析环节

六自由度模型仿真中包含2个部分,第1个部分是无控弹道仿真,即舵偏角都为0°时的弹道仿真,其目的是了解制导火箭弹本身的飞行能力。在一定的初始发射条件下,即给出发射仰角、初始高度、出筒时刻、初始角速度、初始速度等条件,从无控弹道仿真结果中可以得到:制导火箭弹的射程、射高、最大速度及其末端马赫数,也可以画出制导火箭弹的弹道曲线等,对其飞行能力有一个更直观的认识。此外,利用无控弹道仿真进行插值,可以求得主动段马赫数点对应的总体结构参数:制导火箭弹的质量、质心和转动惯量。

最后进行六自由度仿真。将六自由度仿真模型分为4个模块,分别是:制导火箭弹弹体模块、弹目相对运动学模块、制导模块和控制模块。

对于弹体模块,其输入为:俯仰舵偏角、偏航舵偏角和滚转舵偏角,对弹体施以控制,使得弹体的姿态发生改变。通过弹体模型解算,该模块的输出为制导火箭弹在弹体系下的位置,可解算出3个坐标轴方向的弹体分速度、过载分量、高度;3个姿态角:俯仰角、偏航角、滚转角;3个角速度:俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度;以及弹道倾角、弹道偏角、攻角和侧滑角。

弹目相对运动学模块中的输入变量为制导火箭弹的位置坐标以及x、y、z3个坐标轴的速度分量,输出为弹目相对距离和视线角速度。

制导模块的输入为弹目视线角,制导火箭弹3个坐标轴的速度分量、高度、姿态角(俯仰角、偏航角、滚转角)、俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度;输出变量为过载指令、俯仰角和马赫数。

控制模块的输入量为过载指令、马赫数、高度、过载、3个姿态角,以及俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度;输出为x、y、z3个坐标轴的舵偏角指令,输入到弹体模块中,形成闭合回路。

弹体模块描述了制导火箭弹的运动学和动力学数学模型;弹目相对运动学模块描述了制导火箭弹与目标之间的运动学关系;制导模块描述了制导律,并解算出法向过载指令;控制模块由制导指令生成舵系统控制指令,控制弹体姿态,形成闭合回路。


2、制导控制系统精益设计方法


2.1 传统设计方法

制导火箭弹制导控制系统的传统设计方法是一个串行的流程,由于牵涉面广,一旦在设计后期出现问题,或是临近飞行试验阶段发现问题,则造成的影响非常严重;并且当检测到设计不满足要求时,需从头纠错,重新设计,大大影响了整个产品的研制周期,研发效率较低。传统设计流程图如图4所示。

图4传统设计流程图

传统的设计过程为:1)提出设计指标;2)系统结构设计;3)设计及制造硬件系统;4)描述控制模型;5)软件编程实现;6)软件代码集成;7)测试被控对象。传统设计流程在任务书进行需求分析;在系统设计阶段到具体设计阶段进行系统规范,制订部件接口规范和校验计划,并进行部件接口规范和部件校验;在具体设计阶段至软/硬件实现阶段,进行部件规范和部件校验;软/硬件实现后,进行系统原型化和测试规划;然后进入设计校验和测试阶段,产生产品级系统,再进行产品和加工测试。可以看出,其中若某个阶段出现问题,则逐一返回上一阶段,直至返回至最初的设计阶段,整个过程是单行的,不可迭代的。

2.2 精益设计方法

精益设计流程是一种打破传统设计流程的设计方法,其开发过程是一个螺旋形的开发过程,可以实现在各个阶段的快速重复过程,大大提高了设计效率,缩短了研制周期。精益设计是基于模型的设计,在每个不同的阶段所建立的模型会发生变化,每个阶段是对其上一个阶段的递进,对模型的建立代表了设计人员对整个系统的理解。在精益设计中,各个阶段的模型不同,当前阶段比上一阶段更接近真实情况,在每一阶段都要进行一轮完整的设计。随着设计阶段的发展,制导火箭弹的模型越来越接近于真实的制导火箭弹,只有完成当前每个设计阶段的完整设计,才能进入下一阶段的设计,这种迭代的精益设计方法能够减少在设计后期发现致命错误的可能性。其工作流程如图5所示。

图5精益设计开发流程图

精益设计充分利用快速原型开发技术。快速原型开发技术是指通过建立能够完全或近似完全反映被建模对象的属性和行为的数学模型,并对建立的完全精确的数学模型进行设计、修改和调整,在设计完成后通过自动生成过程生成实体对象的技术。快速原型技术的重要性体现在,它实现了从产品概念、设计、实现到测试等的一体化过程。与传统的设计流程相比,快速原型技术更加注重对对象的完全理解和建模。

2.3 制导火箭弹制导控制系统精益设计

1)制导火箭弹制导控制系统模型划分

制导火箭弹制导控制系统精益设计本质上就是基于模型的设计,模型是整个设计过程的核心。设计过程中制导火箭弹的所有模型都利用Simulink建立,按照基于模型的设计思想划分模型,分为八大部分,分别是大气环境模型、制导火箭弹弹体模型、运动学和动力学模型、舵机模型、制导控制系统模型、发动机模型、惯性器件模型以及导引头模型。

2)制导火箭弹的模型设计

针对制导火箭弹的模型设计可以大致分为4个阶段,分别是:

(1)基于指标的设计;

(2)基于机理的设计;

(3)基于产品测试的设计;

(4)基于飞行试验的设计。

基于指标的设计是指,在描述完与被控对象(制导火箭弹)有关的客观环境和运动规律之后,将被控对象的各个子系统用指标模型代替,例如舵系统就可以用典型二阶传递函数来代替。此条件下的设计大多数是针对理想线性模型进行设计,一般在方案设计阶段。

基于机理的设计是指在被控对象的子系统设计结束之后,将各个子系统的指标模型用可以描述子系统实际物理机理的模型代替,重新进行一轮设计。在基于机理的设计过程中,工程师应当依照各个子系统的设计框图进行设计,对包括非线性环节在内的各个环节进行如实的描述。

基于产品测试的设计是指在被控对象的各个子系统的物理样机生产出来之后,对样机进行测试,以得到各种需要的物理参数,并利用所测参数对机理模型的参数进行更改,重新进行一轮设计。利用所测参数对机理模型的参数进行更改主要有两种方法,第一种方法是完全基于测试数据对子系统的物理参数进行更改,第二种是利用测试数据对机理模型的理论数据进行修正。

基于飞行试验的设计是指完成当前三轮设计,进行制导火箭弹飞行试验之后,利用飞行试验数据对制导火箭弹各个子系统的物理参数进行进一步修正,重新进行一轮设计。

3)制导火箭弹精益设计流程

制导火箭弹制导控制系统整个设计流程随着设计阶段的推进,其模型精确程度越来越高,所以设计的置信度也越来越高。

与传统单一线程的设计流程不同,在研制的进程中,从任务的提出,进行需求分析,到进行具体的设计,指标的设计、机理的设计、产品测试的设计、飞行试验的设计,每个设计阶段的模型总量是不变的;但是其描述方法和描述依据会发生改变,所建模型的差异导致其模型的描述精度也有所不同,从而使制导火箭弹的控制系统和制导系统设计结果的置信度也不同。从初步较为粗略的、线性化的设计逐步精细化,最终实现对对象的精确建模。制导火箭弹精益化设计全流程示意图如图6所示。

以基于指标模型的设计与基于机理模型的设计为例,这2个阶段的设计方法的主要差异如表1所示。

图6制导火箭弹制导控制系统精益设计示意图

这种在每个阶段完成一整轮制导控制系统的完整设计,在基于模型设计的基础上完成整轮迭代的设计方法,可称为螺旋式设计方法。模型的输入来源发生改变,从粗略地描述对象建模到精确地描述对象建模,贯穿了整个研制周期。这种设计方法的优点是模型设计越来越逼近于制导火箭弹的真实情况,迭代的过程非常快,会存在小的差异,很难出现大的失误。

传统设计方法往往要等实物做出后进行试验才能判断制导控制系统设计是否合理,若不合理则需要推翻之前的设计工作返回更早阶段重新设计,再做出实物进行试验判断;而精益设计则随着模型的演变,每个阶段都是完整的设计,在每个阶段都可判断制导控制系统的设计是否合理,若不合理则在当前阶段对制导控制算法进行调整,在做出实物之前最大化地保证设计的可靠性,从而大大提高了工作效率,节约了成本。


3、制导控制系统精益设计环境


以数字化设计的手段,构建制导火箭弹制导控制系统精益设计环境。在基于模型的设计基础上,通过可视化界面展示制导火箭弹的全部设计流程以及仿真结果,并对仿真结果进行分析。

制导火箭弹制导控制系统精益设计软件主界面菜单栏分为制导火箭弹数据处理、制导火箭弹无控弹道仿真、制导火箭弹气动特性分析、制导火箭弹六自由度仿真1、制导火箭弹六自由度仿真2这5个部分。其中,制导火箭弹数据处理子菜单为气动数据读入和发动机数据读入;制导火箭弹气动特性分析子菜单为力/力矩系数曲线和弹体特性分析;制导火箭弹六自由度仿真1和制导火箭弹六自由度仿真2分别为基于指标建模的六自由度模型仿真分析和基于机理建模的六自由度模型仿真分析;点击退出则退出软件界面。软件主界面如图7所示。

图7制导火箭弹制导控制系统精益设计软件主界面

图8~图11所示分别为无控弹道仿真、弹体特性分析、基于指标模型的制导控制系统仿真、基于机理模型的制导控制系统仿真的界面布局和部分结果。

图8无控弹道仿真效果界面

图9法向力系数CN曲线

图10制导火箭弹基于指标建模的六自由度仿真界面布局

图11制导火箭弹基于机理建模的六自由度仿真界面布局


4、一个例子


基于前面的理论设计了制导火箭弹制导控制系统精益设计软件,包括制导火箭弹数据处理、制导火箭弹无控弹道仿真、制导火箭弹气动特性分析、基于指标模型的制导火箭弹六自由度仿真和基于机理模型的制导火箭弹六自由度仿真五部分。

下面以六自由度仿真为例,展示精益设计方法的优点。

4.1 基于指标模型的制导火箭弹六自由度仿真

点击软件操作主界面上制导火箭弹六自由度仿真1栏即可进入基于指标建模的制导火箭弹六自由度模型仿真界面。该界面布局与无控弹道仿真界面布局类似,均分为三部分:仿真初始条件、绘图和仿真结果。

参考某火箭弹项目,初始仿真条件设置为:初始高度H0=0m,地球半径为6371393m,初始时间t0=0s,出筒时刻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。

在该仿真条件下,仿真结果如图12所示。

图12制导火箭弹基于指标建模的六自由度仿真结果

舵偏角曲线如图13所示。

图13舵偏角曲线

4.2 基于机理模型的制导火箭弹六自由度仿真

基于机理的六自由度模型相对于基于指标的六自由度模型,在舵机、导引头、惯导等部件中都更贴近于真实情况。

为了与基于指标的六自由度仿真结果作对比,其仿真的初始条件一致,将初始仿真条件设置为:初始高度H0=0m,地球半径为6371393m,初始时间t0=0s,出筒时刻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。基于机理的六自由度模型仿真结果如图14所示。

图14制导火箭弹基于机理建模的六自由度仿真结果

舵偏角曲线如图15所示。

图15舵偏角曲线

对比基于指标建模的六自由度模型仿真结果和基于机理建模的六自由度模型仿真结果,两者存在一定差异,如:最大高度由1479.84m减小至1468.79m;脱靶量由2.51687m减小至1.5302m。

对比舵偏角曲线,滚转舵有较大差异,机理模型下的用舵量更大些,这是因为机理模型对通道间的耦合刻画更准确,带来了用舵量的增大。


5、结论


本文采用精益设计的思想开展制导火箭弹制导控制系统设计方法研究,有以下主要结论:

1)通过软件设计使各个设计环节标准化和模块化,可以提高制导控制系统的设计效率;

2)对比制导火箭弹基于指标建模的六自由度仿真结果和基于机理建模的六自由度仿真结果,可知:基于指标建模的控制算法设计完成后,在模型精度更高的机理模型上可以进一步进行参数优化,从而提高效率,减少设计失误,避免在后续设计中造成更大的损失。


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基金:陕西省自然科学基金青年项目(2020JQ-211).

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