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

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(fèi)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(jì)任務(wù)具有高指標(biāo)、高難度、多用途和低成本的特點(diǎn)。其設(shè)計(jì)要求日益復(fù)雜化、多樣化，與此同時(shí)設(shè)計(jì)過程也要求一體化、精細(xì)化。在以上種種條件的制約下，采用傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法將使設(shè)計(jì)成本急劇上升，同時(shí)由于設(shè)計(jì)失誤很難避免而導(dǎo)致設(shè)計(jì)周期也大大延長。為此，必須通過引入現(xiàn)代設(shè)計(jì)方法解決這個(gè)問題，以達(dá)到提高設(shè)計(jì)水平、降低設(shè)計(jì)成本、減少設(shè)計(jì)失誤、縮短設(shè)計(jì)周期的目的。

精益設(shè)計(jì)是最為重要的現(xiàn)代設(shè)計(jì)理念之一，它利用快速控制原型的思想，在產(chǎn)品設(shè)計(jì)初期及時(shí)發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)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(xiǎn)，同時(shí)還能夠更好地提升產(chǎn)品的質(zhì)量。精益設(shè)計(jì)的本質(zhì)是基于模型的設(shè)計(jì)(Model-Based Design，MBD)，是一種目前國際上流行的設(shè)計(jì)復(fù)雜控制系統(tǒng)的可視化設(shè)計(jì)方法。

數(shù)字化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)精益設(shè)計(jì)的重要手段。飛機(jī)產(chǎn)品數(shù)字化設(shè)計(jì)制造技術(shù)在20世紀(jì)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(jī)的設(shè)計(jì)過程中，有效縮短了設(shè)計(jì)周期，降低了設(shè)計(jì)成本，減少了設(shè)計(jì)反復(fù)，并大幅提高了產(chǎn)品質(zhì)量，使飛機(jī)研制技術(shù)發(fā)生了革命性的變化[1]。當(dāng)前，數(shù)字化技術(shù)在一些較發(fā)達(dá)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(jì)中，廣泛采用了飛行控制系統(tǒng)的數(shù)字化設(shè)計(jì)方法，并取得了很好的效果。國內(nèi)數(shù)字設(shè)計(jì)制造技術(shù)研究始于20世紀(jì)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(yùn)用精益化設(shè)計(jì)的思想，完成了基于舵機(jī)約束的導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀優(yōu)化設(shè)計(jì)[2]，首先將舵機(jī)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(jī)動(dòng)力學(xué)模型加入系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，對系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高了自動(dòng)駕駛儀的性能；最后選取了合適的導(dǎo)彈空間運(yùn)動(dòng)模型和相應(yīng)的制導(dǎo)律對所設(shè)計(jì)的自動(dòng)駕駛儀進(jìn)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(jì)思想為指導(dǎo)，論述了空天飛機(jī)總體快速設(shè)計(jì)系統(tǒng)的若干研究[4]，通過軟件開發(fā)為空天飛機(jī)總體設(shè)計(jì)階段提供了一套快速設(shè)計(jì)工具，減小了總體設(shè)計(jì)階段工作量的同時(shí)大大縮短了設(shè)計(jì)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(jī)概念設(shè)計(jì)的快速氣動(dòng)分析方法[5]，將幾何建模、網(wǎng)格劃分、氣動(dòng)分析過程集成于一個(gè)計(jì)算流程中，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)氣動(dòng)特性的快速估算。上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院的萬龍?jiān)谝砻娼Y(jié)構(gòu)的初步設(shè)計(jì)和概念設(shè)計(jì)階段，使用量化模型模擬真實(shí)結(jié)構(gòu)的傳力特性[6]，指導(dǎo)翼面結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)。

本文以數(shù)字化設(shè)計(jì)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(jì)的流程，利用精益設(shè)計(jì)的思想進(jìn)行制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。結(jié)合制導(dǎo)控制系統(tǒng)計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)軟件Matlab及Simulink 工具箱，建立制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、分析、仿真的集成界面，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)處理、控制系統(tǒng)自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)以及制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)等模塊，通過舉例進(jìn)行六自由度模型仿真，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)結(jié)果的正確性。

與常規(guī)方法相比，本文提出的方法強(qiáng)調(diào)設(shè)計(jì)流程與方法的標(biāo)準(zhǔn)化，通過軟件的編制，將設(shè)計(jì)流程和好的設(shè)計(jì)方法固化下來，以減少設(shè)計(jì)的隨意性；另外，強(qiáng)調(diào)專業(yè)化設(shè)計(jì)工具的易用化，將專業(yè)化設(shè)計(jì)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(jì)周期。

1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過程

制導(dǎo)控制系統(tǒng)可以看作制導(dǎo)和控制2個(gè)回路，制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵部分在于制導(dǎo)律的選取和自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)。從工程實(shí)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(jì)分為4個(gè)環(huán)節(jié)：1)數(shù)據(jù)處理環(huán)節(jié)；2)自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)；3)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)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(dòng)分析2個(gè)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(jìn)行整理，以方便后續(xù)設(shè)計(jì)的調(diào)用。彈體氣動(dòng)特性分析是為了初步了解制導(dǎo)火箭彈的氣動(dòng)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(jì)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(jì)所需要的維數(shù)進(jìn)行存儲，待存儲數(shù)據(jù)包含3個(gè)部分，分別是制導(dǎo)火箭彈總體參數(shù)、制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)參數(shù)以及制導(dǎo)火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)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(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)主要存儲發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)間-推力曲線。

2)彈體氣動(dòng)特性分析

制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(jìn)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(gè)馬赫點(diǎn)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(dòng)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(jī)動(dòng)性。

力和力矩特性的分析使設(shè)計(jì)者對彈體有了直觀的認(rèn)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(gè)變量對氣動(dòng)參數(shù)的影響程度。在進(jìn)行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)考慮對影響不可忽略的參量進(jìn)行變參。同時(shí)，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(shí)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(jì)前要分析彈體的機(jī)動(dòng)性、固有頻率、穩(wěn)定性，同時(shí)考慮慣性組件和舵機(jī)等元器件的帶寬問題。通過分析機(jī)動(dòng)性問題，可以了解彈體的最大可用過載值，并與需用過載進(jìn)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(shí)考慮引入其他控制方法，如推力矢量控制方法，以彌補(bǔ)其過載不足的問題。

1.2 自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)

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

1)小擾動(dòng)線性化建模(補(bǔ)充各公式對應(yīng)參數(shù)說明)

利用小擾動(dòng)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(dòng)力學(xué)在工作點(diǎn)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(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)

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(jìn)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(dòng)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(shí)現(xiàn)對滾轉(zhuǎn)角的精確控制。

3)俯仰/偏航通道自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)

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(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)為例。

(1)姿態(tài)角控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)(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(shí)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(jì)

法向過載三回路控制系統(tǒng)有3個(gè)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(gè)增益的適當(dāng)組合即可得到合適的時(shí)間參數(shù)、截止頻率和阻尼的特定值。制導(dǎo)火箭彈的時(shí)間響應(yīng)可以降低到適合于攔截高機(jī)動(dòng)目標(biāo)的要求值。

采用法向過載控制方案，將一個(gè)加速度表裝于制導(dǎo)火箭彈上，用加速度指令和實(shí)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(shí)現(xiàn)了法向過載自動(dòng)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(yàn)

完成駕駛儀的設(shè)計(jì)工作后，要對所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)性能進(jìn)行校驗(yàn)，通常根據(jù)駕駛儀的時(shí)域特性和頻域特性進(jìn)行判定。在一般的攔截條件下，系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)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(shí)域和頻域性能指標(biāo)的判定，可以看出設(shè)計(jì)是否合理，若有不合理的設(shè)計(jì)點(diǎn)，可進(jìn)行微調(diào)，直到所有需要的設(shè)計(jì)點(diǎn)都滿足性能指標(biāo)要求。

1.3 制導(dǎo)律設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)

制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)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(biāo)。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(biāo)要求；2)系統(tǒng)應(yīng)該輕便、簡單；3)經(jīng)濟(jì)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(biāo)的整個(gè)過程中應(yīng)該滿足的運(yùn)動(dòng)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(biāo)的運(yùn)動(dòng)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(shí)間、射程等都直接影響制導(dǎo)火箭彈的命中精度。

在設(shè)計(jì)初步階段，采用運(yùn)動(dòng)學(xué)分析方法簡化設(shè)計(jì)，做出如下假設(shè)：1)認(rèn)為制導(dǎo)火箭彈、目標(biāo)和制導(dǎo)站是質(zhì)點(diǎn)；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(biāo)與制導(dǎo)站之間的運(yùn)動(dòng)規(guī)律是已知的；5)制導(dǎo)火箭彈、目標(biāo)和制導(dǎo)站的運(yùn)動(dòng)一直在同一個(gè)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(gè)部分，第1個(gè)部分是無控彈道仿真，即舵偏角都為0°時(shí)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(shí)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(gè)更直觀的認(rèn)識。此外，利用無控彈道仿真進(jìn)行插值，可以求得主動(dòng)段馬赫數(shù)點(diǎn)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(dòng)慣量。

最后進(jìn)行六自由度仿真。將六自由度仿真模型分為4個(gè)模塊，分別是：制導(dǎo)火箭彈彈體模塊、彈目相對運(yùn)動(dòng)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(gè)坐標(biāo)軸方向的彈體分速度、過載分量、高度；3個(gè)姿態(tài)角：俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角；3個(gè)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(yùn)動(dòng)學(xué)模塊中的輸入變量為制導(dǎo)火箭彈的位置坐標(biāo)以及x、y、z3個(gè)坐標(biāo)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(gè)坐標(biāo)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(gè)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(gè)坐標(biāo)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(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型；彈目相對運(yùn)動(dòng)學(xué)模塊描述了制導(dǎo)火箭彈與目標(biāo)之間的運(yùn)動(dòng)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(jì)方法

2.1 傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

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

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

傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)過程為：1)提出設(shè)計(jì)指標(biāo)；2)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；3)設(shè)計(jì)及制造硬件系統(tǒng)；4)描述控制模型；5)軟件編程實(shí)現(xiàn)；6)軟件代碼集成；7)測試被控對象。傳統(tǒng)設(shè)計(jì)流程在任務(wù)書進(jìn)行需求分析；在系統(tǒng)設(shè)計(jì)階段到具體設(shè)計(jì)階段進(jìn)行系統(tǒng)規(guī)范，制訂部件接口規(guī)范和校驗(yàn)計(jì)劃，并進(jìn)行部件接口規(guī)范和部件校驗(yàn)；在具體設(shè)計(jì)階段至軟/硬件實(shí)現(xiàn)階段，進(jìn)行部件規(guī)范和部件校驗(yàn)；軟/硬件實(shí)現(xiàn)后，進(jìn)行系統(tǒng)原型化和測試規(guī)劃；然后進(jìn)入設(shè)計(jì)校驗(yàn)和測試階段，產(chǎn)生產(chǎn)品級系統(tǒng)，再進(jìn)行產(chǎn)品和加工測試。可以看出，其中若某個(gè)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(jì)階段，整個(gè)過程是單行的，不可迭代的。

2.2 精益設(shè)計(jì)方法

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

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

精益設(shè)計(jì)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(jìn)行設(shè)計(jì)、修改和調(diào)整，在設(shè)計(jì)完成后通過自動(dòng)生成過程生成實(shí)體對象的技術(shù)?？焖僭图夹g(shù)的重要性體現(xiàn)在，它實(shí)現(xiàn)了從產(chǎn)品概念、設(shè)計(jì)、實(shí)現(xiàn)到測試等的一體化過程。與傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)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(jì)

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(jì)本質(zhì)上就是基于模型的設(shè)計(jì)，模型是整個(gè)設(shè)計(jì)過程的核心。設(shè)計(jì)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(jì)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(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)模型、舵機(jī)模型、制導(dǎo)控制系統(tǒng)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)

針對制導(dǎo)火箭彈的模型設(shè)計(jì)可以大致分為4個(gè)階段，分別是：

(1)基于指標(biāo)的設(shè)計(jì)；

(2)基于機(jī)理的設(shè)計(jì)；

(3)基于產(chǎn)品測試的設(shè)計(jì)；

(4)基于飛行試驗(yàn)的設(shè)計(jì)。

基于指標(biāo)的設(shè)計(jì)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(yùn)動(dòng)規(guī)律之后，將被控對象的各個(gè)子系統(tǒng)用指標(biāo)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(jì)大多數(shù)是針對理想線性模型進(jìn)行設(shè)計(jì)，一般在方案設(shè)計(jì)階段。

基于機(jī)理的設(shè)計(jì)是指在被控對象的子系統(tǒng)設(shè)計(jì)結(jié)束之后，將各個(gè)子系統(tǒng)的指標(biāo)模型用可以描述子系統(tǒng)實(shí)際物理機(jī)理的模型代替，重新進(jìn)行一輪設(shè)計(jì)。在基于機(jī)理的設(shè)計(jì)過程中，工程師應(yīng)當(dāng)依照各個(gè)子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)框圖進(jìn)行設(shè)計(jì)，對包括非線性環(huán)節(jié)在內(nèi)的各個(gè)環(huán)節(jié)進(jìn)行如實(shí)的描述。

基于產(chǎn)品測試的設(shè)計(jì)是指在被控對象的各個(gè)子系統(tǒng)的物理樣機(jī)生產(chǎn)出來之后，對樣機(jī)進(jìn)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(jī)理模型的參數(shù)進(jìn)行更改，重新進(jìn)行一輪設(shè)計(jì)。利用所測參數(shù)對機(jī)理模型的參數(shù)進(jìn)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(jìn)行更改，第二種是利用測試數(shù)據(jù)對機(jī)理模型的理論數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

基于飛行試驗(yàn)的設(shè)計(jì)是指完成當(dāng)前三輪設(shè)計(jì)，進(jìn)行制導(dǎo)火箭彈飛行試驗(yàn)之后，利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對制導(dǎo)火箭彈各個(gè)子系統(tǒng)的物理參數(shù)進(jìn)行進(jìn)一步修正，重新進(jìn)行一輪設(shè)計(jì)。

3)制導(dǎo)火箭彈精益設(shè)計(jì)流程

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

與傳統(tǒng)單一線程的設(shè)計(jì)流程不同，在研制的進(jìn)程中，從任務(wù)的提出，進(jìn)行需求分析，到進(jìn)行具體的設(shè)計(jì)，指標(biāo)的設(shè)計(jì)、機(jī)理的設(shè)計(jì)、產(chǎn)品測試的設(shè)計(jì)、飛行試驗(yàn)的設(shè)計(jì)，每個(gè)設(shè)計(jì)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(jì)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(jì)逐步精細(xì)化，最終實(shí)現(xiàn)對對象的精確建模。制導(dǎo)火箭彈精益化設(shè)計(jì)全流程示意圖如圖6所示。

以基于指標(biāo)模型的設(shè)計(jì)與基于機(jī)理模型的設(shè)計(jì)為例，這2個(gè)階段的設(shè)計(jì)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(jì)示意圖Fig.6 Sketch of the whole process of lean design for guidance rocket

表1 基于指標(biāo)與基于機(jī)理的設(shè)計(jì)方法差異

這種在每個(gè)階段完成一整輪制導(dǎo)控制系統(tǒng)的完整設(shè)計(jì)，在基于模型設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上完成整輪迭代的設(shè)計(jì)方法，可稱為螺旋式設(shè)計(jì)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(gè)研制周期。這種設(shè)計(jì)方法的優(yōu)點(diǎn)是模型設(shè)計(jì)越來越逼近于制導(dǎo)火箭彈的真實(shí)情況，迭代的過程非?？?，會存在小的差異，很難出現(xiàn)大的失誤。

傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法往往要等實(shí)物做出后進(jìn)行試驗(yàn)才能判斷制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是否合理，若不合理則需要推翻之前的設(shè)計(jì)工作返回更早階段重新設(shè)計(jì)，再做出實(shí)物進(jìn)行試驗(yàn)判斷；而精益設(shè)計(jì)則隨著模型的演變，每個(gè)階段都是完整的設(shè)計(jì)，在每個(gè)階段都可判斷制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是否合理，若不合理則在當(dāng)前階段對制導(dǎo)控制算法進(jìn)行調(diào)整，在做出實(shí)物之前最大化地保證設(shè)計(jì)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(jì)環(huán)境

以數(shù)字化設(shè)計(jì)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(jì)環(huán)境。在基于模型的設(shè)計(jì)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(jì)流程以及仿真結(jié)果，并對仿真結(jié)果進(jìn)行分析。

制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計(jì)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(dòng)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(gè)部分。其中，制導(dǎo)火箭彈數(shù)據(jù)處理子菜單為氣動(dòng)數(shù)據(jù)讀入和發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)讀入；制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)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(biāo)建模的六自由度模型仿真分析和基于機(jī)理建模的六自由度模型仿真分析；點(diǎn)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(jì)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(biāo)模型的制導(dǎo)控制系統(tǒng)仿真、基于機(jī)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(biāo)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(jī)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(gè)例子

基于前面的理論設(shè)計(jì)了制導(dǎo)火箭彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)精益設(shè)計(jì)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(dòng)特性分析、基于指標(biāo)模型的制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真和基于機(jī)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(jì)方法的優(yōu)點(diǎn)。

4.1 基于指標(biāo)模型的制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真

點(diǎn)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(jìn)入基于指標(biāo)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(xiàng)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(shí)間t0=0s，出筒時(shí)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(biāo)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(jī)理模型的制導(dǎo)火箭彈六自由度仿真

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

為了與基于指標(biāo)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(shí)間t0=0s，出筒時(shí)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(jī)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(jī)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(biāo)建模的六自由度模型仿真結(jié)果和基于機(jī)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(jī)理模型下的用舵量更大些，這是因?yàn)闄C(jī)理模型對通道間的耦合刻畫更準(zhǔn)確，帶來了用舵量的增大。

5 結(jié)論

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

1)通過軟件設(shè)計(jì)使各個(gè)設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)標(biāo)準(zhǔn)化和模塊化，可以提高制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)效率；

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