張銀輝，程見(jiàn)童，楊華波，張為華

(國(guó)防科技大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073)

0 引言

控制系統(tǒng)是各類飛行器的關(guān)鍵部位，在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，通常的做法是通過(guò)小擾動(dòng)法和固化系數(shù)法得到幾個(gè)特征點(diǎn)處的飛行器傳遞函數(shù)，利用傳遞函數(shù)設(shè)計(jì)出滿足飛行器飛行指標(biāo)要求的控制系統(tǒng)［1］。在完成控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)后，往往需要對(duì)其進(jìn)行控制性能的驗(yàn)證。自20世紀(jì)60年代開(kāi)始，半實(shí)物仿真作為仿真技術(shù)中置信水平最高的一種仿真方法，已成功用于運(yùn)載火箭［2］、導(dǎo)彈［3］、衛(wèi)星［4］和無(wú)人機(jī)［5］等飛行器的控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。

dSPACE實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)是由德國(guó)dSPACE(digital Signal Processing And Control Engineering)公司開(kāi)發(fā)的一套基于MATLAB/Simulink的控制系統(tǒng)開(kāi)發(fā)及測(cè)試平臺(tái)，它實(shí)現(xiàn)了與MATLAB/Simulink的完全無(wú)縫連接。目前，dSPACE系統(tǒng)已廣泛用于機(jī)器人、航空航天、汽車、發(fā)動(dòng)機(jī)、電力機(jī)車、驅(qū)動(dòng)及工業(yè)控制等領(lǐng)域。

Talole S E基于魯棒控制的原理，通過(guò)對(duì)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)通道的深入分析，針對(duì)存在外界干擾、參數(shù)不確定與動(dòng)態(tài)模型的情況，設(shè)計(jì)出較好的滾轉(zhuǎn)角控制律［6］，具有借鑒意義。王剛基于dSPACE實(shí)現(xiàn)了無(wú)人機(jī)飛行控制原型的快速設(shè)計(jì)［7］;王松輝利用dSPACE對(duì)無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行了半實(shí)物仿真研究，并介紹了基于CLib的仿真軟件設(shè)計(jì)［8］;謝道成利用dSPACE實(shí)現(xiàn)了飛行控制半實(shí)物仿真系統(tǒng)的快速搭建［9］?？梢?jiàn)，dSPACE實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)可快速實(shí)現(xiàn)各類半實(shí)物仿真平臺(tái)的搭建，縮短飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)驗(yàn)證周期。

小型固體火箭作為驗(yàn)證用飛行器，具有較低的設(shè)計(jì)成本和較短的設(shè)計(jì)周期，主要用于完成各種條件下設(shè)計(jì)方案的驗(yàn)證，特別適用于科研、實(shí)驗(yàn)對(duì)教學(xué)等場(chǎng)合。本文針對(duì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證用小火箭，基于小擾動(dòng)法與固化系數(shù)法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)小火箭滾轉(zhuǎn)通道最優(yōu)控制律的設(shè)計(jì)，利用MATLAB實(shí)現(xiàn)了最優(yōu)控制反饋矩陣的參數(shù)計(jì)算，并通過(guò)線性插值，達(dá)到了全程最優(yōu)狀態(tài)反饋矩陣參數(shù)的設(shè)計(jì);基于dSPACE實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)，搭建了小火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)，在舵機(jī)無(wú)反饋的情況下，達(dá)到了控制系統(tǒng)閉環(huán)仿真的目的;通過(guò)無(wú)偏差與有偏差半實(shí)物仿真，驗(yàn)證了控制系統(tǒng)對(duì)小火箭滾轉(zhuǎn)通道具有較好的穩(wěn)定控制性能。

1 控制律設(shè)計(jì)

本文提出的一種驗(yàn)證用小型固體火箭，主要用于固體發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、控制律設(shè)計(jì)等的驗(yàn)證試驗(yàn)。其氣動(dòng)外形采用“×·－”布局，整體實(shí)物圖如圖1所示。

1.1 小火箭數(shù)學(xué)模型

基于MATLB/Simulink對(duì)小型固體火箭進(jìn)行了六自由度仿真建模。由于小火箭外形為氣動(dòng)對(duì)稱結(jié)構(gòu)，且其射程較近，速度較低，不考慮地球旋轉(zhuǎn)，并將其看作一平面大地，重力加速度gn為一常值，阻尼力矩可簡(jiǎn)化為只有滾轉(zhuǎn)阻尼力矩，空氣舵只進(jìn)行滾轉(zhuǎn)通道的控制，在發(fā)射坐標(biāo)系下進(jìn)行建模。

式中 GB為彈體坐標(biāo)系到發(fā)射坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣;［x y z］為小火箭質(zhì)心相對(duì)對(duì)發(fā)射坐標(biāo)系的位置在發(fā)射坐標(biāo)系下的分量;［vxvyvz］為小火箭質(zhì)心相對(duì)于發(fā)射坐標(biāo)系的速度在發(fā)射坐標(biāo)系下的分量;［ωx1ωy1ωz1］為小火箭相對(duì)于發(fā)射坐標(biāo)系的角速度在彈體坐標(biāo)系下的分量;［φ ψ γ］為小火箭姿態(tài)相對(duì)于發(fā)射坐標(biāo)系的3個(gè)歐拉角;［Ix1Iy1Iz1］分別為小火箭3個(gè)主慣性軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量大小;小火箭質(zhì)量為m;參考面積與參考長(zhǎng)度分別為S、l;動(dòng)壓頭 q=0.5ρv2;δ為舵偏角。

1.2 推力模型

小火箭采用單室雙推力固體發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，并通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)得到了相關(guān)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。

在全數(shù)字仿真時(shí)，由于小火箭飛行高度較低，其推力變化與實(shí)驗(yàn)基本一致，故采用插值方法，對(duì)得到的推力實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行插值，以更好地再現(xiàn)飛行過(guò)程中的推力變化。

1.3 舵機(jī)模型

舵機(jī)是小火箭飛行控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，采用差動(dòng)方式帶動(dòng)尾翼旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)小火箭滾轉(zhuǎn)通道的控制。由于小火箭采用的實(shí)物舵機(jī)沒(méi)有角度反饋裝置，為便于建模，首先通過(guò)圖像處理方法，對(duì)不同輸入下的舵機(jī)偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行測(cè)量，得到PWM波占空比與舵偏角之間的關(guān)系，并根據(jù)生產(chǎn)廠商提供的舵機(jī)性能指標(biāo)確定其死區(qū)為0.1°，轉(zhuǎn)速限制為100°/s，再根據(jù)尾翼的控制能力，限制其最大偏轉(zhuǎn)角度為20°。

1.4 飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程中，為了簡(jiǎn)化控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的復(fù)雜性，通常將飛行器滾轉(zhuǎn)通道設(shè)計(jì)為穩(wěn)定系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)縱向通道與橫向通道的解耦。因此，滾轉(zhuǎn)通道的穩(wěn)定性設(shè)計(jì)是控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。本文采用的驗(yàn)證用小型固體火箭，其縱向與橫向通道均設(shè)計(jì)為靜穩(wěn)定氣動(dòng)外形，穩(wěn)定裕度為15%，因而控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)僅對(duì)滾轉(zhuǎn)通道進(jìn)行設(shè)計(jì)。

控制指標(biāo)范圍為 ±1°，調(diào)節(jié)時(shí)間不大于1.5 s，超調(diào)量＜1%，幅值裕度＞6 dB，相位裕度＞30°。

基于小擾動(dòng)法，由于小火箭為軸對(duì)稱氣動(dòng)外形，經(jīng)簡(jiǎn)化可得其滾轉(zhuǎn)通道擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程為

對(duì)式(5)進(jìn)行拉氏變換，得到以Δδ(s)為輸入量、以Δγ(s)為輸出量的滾動(dòng)通道箭體傳遞函數(shù):

傳統(tǒng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)采用PID控制算法，需經(jīng)過(guò)較長(zhǎng)時(shí)間的手動(dòng)調(diào)參，以保證較好的控制效果。為了實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)的快速設(shè)計(jì)，本文采用最優(yōu)控制系統(tǒng)，通過(guò)對(duì)不同特征點(diǎn)反饋矩陣參數(shù)的設(shè)置，實(shí)現(xiàn)全程最優(yōu)控制。

可知，系統(tǒng)為完全能控型，采用最優(yōu)控制算法，設(shè)性能指標(biāo)為

利用MATLAB求解黎卡提方程，可得最優(yōu)控制狀態(tài)反饋矩陣為

最優(yōu)控制輸入為

針對(duì)小火箭標(biāo)準(zhǔn)彈道設(shè)計(jì)參數(shù)，分別選取時(shí)間點(diǎn)0.6 s(第一推力結(jié)束點(diǎn))、1.705 s(發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作時(shí)間點(diǎn))、11.8 s(標(biāo)準(zhǔn)彈道頂點(diǎn))、23.22s(標(biāo)準(zhǔn)彈道落點(diǎn))共4個(gè)特征點(diǎn)進(jìn)行最優(yōu)控制反饋矩陣的求解，結(jié)果如表1所示。

表1 控制系統(tǒng)PID參數(shù)整定結(jié)果Table 1 PID control system tuned parameters

2 半實(shí)物仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)

為了對(duì)小火箭控制系統(tǒng)性能進(jìn)行驗(yàn)證，設(shè)計(jì)了小火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)，如圖2所示。

其中，dSPACE實(shí)時(shí)仿真機(jī)主要運(yùn)行小火箭六自由度動(dòng)力學(xué)模型的實(shí)時(shí)仿真，以模擬小火箭的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)及姿態(tài)信息;轉(zhuǎn)臺(tái)接收由dSPACE解算得到的小火箭滾轉(zhuǎn)角信息，對(duì)小火箭滾轉(zhuǎn)通道進(jìn)行模擬，并以滾轉(zhuǎn)陀螺的輸出作為最優(yōu)控制系統(tǒng)的狀態(tài)反饋參量;單片機(jī)控制系統(tǒng)根據(jù)陀螺輸出的滾轉(zhuǎn)角速度信息產(chǎn)生舵機(jī)控制信號(hào)，控制舵機(jī)偏轉(zhuǎn)，同時(shí)將滾轉(zhuǎn)角速度信號(hào)、舵機(jī)控制信號(hào)和通過(guò)對(duì)陀螺輸出信號(hào)進(jìn)行積分得到的滾轉(zhuǎn)角測(cè)量信號(hào)發(fā)送給電臺(tái)1，通過(guò)電臺(tái)間的數(shù)據(jù)傳輸實(shí)現(xiàn)小火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真平臺(tái)的閉環(huán)仿真;地面控制計(jì)算機(jī)主要用于實(shí)現(xiàn)對(duì)仿真階段的控制及仿真信息的遙測(cè)，真實(shí)模擬實(shí)際飛行過(guò)程中的發(fā)射流程和遙測(cè)接收過(guò)程。

2.1 接口設(shè)計(jì)

小火箭半實(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)利用dSPACE實(shí)時(shí)仿真機(jī)的RS4201S串口板卡，其中3個(gè)通道采用RS422方式與轉(zhuǎn)臺(tái)控制串口相連，實(shí)現(xiàn)對(duì)轉(zhuǎn)臺(tái)的控制;一個(gè)通道采用RS232-C的方式與電臺(tái)2串口相連，實(shí)現(xiàn)舵機(jī)控制信號(hào)的接收。

由于小火箭控制系統(tǒng)只對(duì)滾轉(zhuǎn)通道進(jìn)行穩(wěn)定控制。因此，采用單片機(jī)作為其彈載計(jì)算機(jī)完全滿足控制系統(tǒng)的需求。半實(shí)物仿真時(shí)，單片機(jī)安裝于轉(zhuǎn)臺(tái)內(nèi)，完全模擬實(shí)際飛行時(shí)的工作狀態(tài)，其接口包括電源輸入接口、陀螺數(shù)據(jù)采集接口、舵機(jī)控制指令PWM波信號(hào)輸出接口及電臺(tái)串口連接接口等。由于實(shí)際舵機(jī)沒(méi)有角度反饋裝置，暫時(shí)將其接口置空，在完成半實(shí)物仿真驗(yàn)證后，再單獨(dú)對(duì)舵機(jī)進(jìn)行測(cè)試，確保單片機(jī)輸出的舵控指令可較好地控制舵機(jī)偏轉(zhuǎn)。

2.2 串口數(shù)據(jù)包格式設(shè)計(jì)

半實(shí)物仿真回路中有2種類型的串口通信:一是dSPACE與轉(zhuǎn)臺(tái)間的RS422串口通信;另一是電臺(tái)與其它設(shè)備間的RS232-C串口通信。前一種數(shù)據(jù)格式由轉(zhuǎn)臺(tái)生產(chǎn)廠家提供，一般不必進(jìn)行改動(dòng)。而電臺(tái)與其它設(shè)備間的串口數(shù)據(jù)格式是自定義格式，主要是方便遙測(cè)數(shù)據(jù)的接收與飛控程序控制。

半實(shí)物仿真中與實(shí)際飛行時(shí)的遙測(cè)數(shù)據(jù)格式一致，采用9幀數(shù)據(jù)為1個(gè)數(shù)據(jù)包，每1幀中包含有1位起始位、8位數(shù)據(jù)位、1位奇偶校驗(yàn)位和1位停止位，如圖3所示。

2.3 半實(shí)物仿真流程

小型固體火箭在實(shí)際發(fā)射時(shí)，由于沒(méi)有設(shè)置相關(guān)的插拔件，需由地面控制計(jì)算機(jī)發(fā)出控制信號(hào)，確定控制系統(tǒng)起控時(shí)間，同時(shí)點(diǎn)火起飛，以保證小火箭飛行時(shí)間與控制系統(tǒng)時(shí)間的一致性。而在控制系統(tǒng)起控前，為了測(cè)試控制系統(tǒng)及電臺(tái)間的傳輸是否正常，需在發(fā)送起控信號(hào)前，發(fā)送一測(cè)試信號(hào)。因此，在半實(shí)物仿真時(shí)，設(shè)計(jì)了小火箭發(fā)射前與飛行過(guò)程的綜合性半實(shí)物仿真平臺(tái)，更為準(zhǔn)確地模擬了小火箭發(fā)射的整個(gè)流程。

首先，由地面控制計(jì)算機(jī)通過(guò)電臺(tái)3發(fā)送各種程序控制指令，電臺(tái)1在接收到程序控制指令后，直接由單片機(jī)相關(guān)程序進(jìn)行各種情況的判斷，決定單片機(jī)中的控制程序是否起控，或停止仿真等;而電臺(tái)2會(huì)同時(shí)接收到由電臺(tái)1及電臺(tái)3發(fā)送出的數(shù)據(jù)。因此，在dSPACE接收到的電臺(tái)2的數(shù)據(jù)后，需進(jìn)行必要的條件判斷，以正確響應(yīng)半實(shí)物仿真對(duì)應(yīng)的流程。

在仿真開(kāi)始時(shí)，由于電臺(tái)1及電臺(tái)3之間需應(yīng)答式過(guò)程，首先判斷接收到的數(shù)據(jù)是否為應(yīng)答過(guò)程中的2個(gè)數(shù)據(jù)。如果是，則表明單片機(jī)系統(tǒng)工作正常，可發(fā)送控制啟動(dòng)指令，開(kāi)始進(jìn)行發(fā)射過(guò)程的仿真;此后5 s時(shí)間為調(diào)整時(shí)間，5 s結(jié)束后，小火箭點(diǎn)火，開(kāi)始飛行仿真;直至飛行仿真結(jié)束，斷開(kāi)轉(zhuǎn)臺(tái)受控信號(hào)，地面控制計(jì)算機(jī)發(fā)送停止仿真指令，并將各值賦為初始值，等待下一次的仿真。

3 半實(shí)物仿真驗(yàn)證

為了驗(yàn)證小火箭控制系統(tǒng)控制性能，分別對(duì)小火箭進(jìn)行無(wú)偏差與有偏差半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)，綜合分析小火箭滾轉(zhuǎn)通道最優(yōu)控制律的控制性能。仿真時(shí)，地面控制計(jì)算機(jī)開(kāi)始0時(shí)刻給出測(cè)試指令，而5 s后，給出點(diǎn)火指令，開(kāi)始進(jìn)行飛行程序仿真，而控制系統(tǒng)在點(diǎn)火0.5 s后才開(kāi)始工作。

3.1 無(wú)偏差半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果

在無(wú)偏差半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)時(shí)，各種飛行條件均為標(biāo)準(zhǔn)條件，動(dòng)力學(xué)模型部分與全數(shù)字仿真時(shí)一致，未對(duì)小火箭結(jié)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力及其他條件進(jìn)行拉偏處理，得到的仿真結(jié)果如圖4所示。圖4(a)表示由控制系統(tǒng)得到的舵機(jī)控制指令;圖4(b)為各類滾轉(zhuǎn)角的仿真曲線。從圖4(b)中可看出，在半實(shí)物仿真前5 s，并未進(jìn)行小火箭的飛行仿真，僅對(duì)各個(gè)元件進(jìn)行測(cè)試，此時(shí)由于陀螺零偏的影響，由陀螺數(shù)據(jù)積分得到的滾轉(zhuǎn)角度呈快速下降趨勢(shì);在第5 s，小火箭點(diǎn)火，進(jìn)入飛行仿真階段，此時(shí)滾轉(zhuǎn)角初始值重新置零，由于還未起動(dòng)控制系統(tǒng)，由陀螺數(shù)據(jù)積分得到的滾轉(zhuǎn)角在陀螺零偏的作用下應(yīng)該快速下降，但由于陀螺零偏的隨機(jī)性及其測(cè)量誤差的影響，出現(xiàn)了短暫的上升現(xiàn)象;在5.5 s，控制系統(tǒng)開(kāi)始起作用，由于設(shè)計(jì)的控制律是根據(jù)陀螺測(cè)得的滾轉(zhuǎn)角速率及積分得到的滾轉(zhuǎn)角作為狀態(tài)變量進(jìn)行最優(yōu)控制的，其最終的控制指標(biāo)是使測(cè)量得到的滾轉(zhuǎn)角為零，半實(shí)物仿真結(jié)果也驗(yàn)證了控制律較好的穩(wěn)定控制性能;而小火箭的實(shí)際滾轉(zhuǎn)角出現(xiàn)了1.2°左右的偏差，這主要是由于陀螺零偏及測(cè)量精度的影響，與控制系統(tǒng)的控制性能無(wú)關(guān)。

3.2 有偏差半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果

在偏差存在的情況下對(duì)控制系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證，可更好地對(duì)其控制效果進(jìn)行驗(yàn)證。取小火箭4片翼均存在1°的安裝偏差作為拉偏條件，其他條件均不變，對(duì)小火箭進(jìn)行半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)，仿真結(jié)果如圖5所示。

在4片翼均存在1°安裝偏差的極限條件下，剛開(kāi)始仿真時(shí)，由于控制系統(tǒng)未作用，小火箭以較快的速度旋轉(zhuǎn)，使?jié)L轉(zhuǎn)角出現(xiàn)較大的變化，而在控制系統(tǒng)起作用后，由陀螺數(shù)據(jù)積分得到的滾轉(zhuǎn)角仿真曲線在零度附近保持穩(wěn)定，從而驗(yàn)證了最優(yōu)控制系統(tǒng)較好的穩(wěn)定控制性能。

綜合無(wú)偏仿真結(jié)果與有偏仿真結(jié)果可知，陀螺測(cè)量的精度導(dǎo)致了小火箭實(shí)際滾轉(zhuǎn)角有一較小偏差，盡管這與控制系統(tǒng)性能無(wú)關(guān)，但降低了實(shí)際的控制效果。因此，在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)綜合考慮各測(cè)量器件的性能，使其能滿足控制系統(tǒng)控制指標(biāo)的要求。

3.3 耦合分析

在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，耦合現(xiàn)象是影響其控制效果的關(guān)鍵因素之一。本文基于驗(yàn)證用小型固體火箭作為設(shè)計(jì)對(duì)象，由于其安裝可能存在偏差，難免也會(huì)引起滾轉(zhuǎn)通道與縱向通道和側(cè)向通道的耦合。

為避免在滾轉(zhuǎn)通道控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，縱向通道與側(cè)向通道對(duì)其產(chǎn)生較大影響。在氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)，使其縱向與側(cè)向靜穩(wěn)定裕度達(dá)到15%。在無(wú)偏差與有偏差半實(shí)物仿真情況下，其俯仰角與偏航角偏差如圖6所示。

可看出，由于小火箭飛行速度在Ma=1以下，在偏差存在情況下，其縱向通道與側(cè)向通道變化很小，說(shuō)明其對(duì)滾轉(zhuǎn)通道的耦合作用很小，可忽略。

4 結(jié)束語(yǔ)

基于dSPACE實(shí)時(shí)仿真平臺(tái)，設(shè)計(jì)了小型固體火箭控制系統(tǒng)的半實(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)，采用發(fā)動(dòng)機(jī)地面推力實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行插值，實(shí)現(xiàn)了小火箭推力在飛行過(guò)程中的仿真;設(shè)計(jì)了滾轉(zhuǎn)角的最優(yōu)控制律，利用MATLAB實(shí)現(xiàn)了最優(yōu)控制反饋矩陣的參數(shù)計(jì)算;提出了在舵機(jī)無(wú)反饋裝置的情況下，利用電臺(tái)接收遙測(cè)數(shù)據(jù)，并提取舵機(jī)控制指令，進(jìn)行閉環(huán)回路仿真的思路;此外，在飛行程序半實(shí)物仿真的基礎(chǔ)上，增加了發(fā)射過(guò)程模擬的環(huán)節(jié)，使半實(shí)物仿真平臺(tái)具備了小火箭發(fā)射過(guò)程的全程模擬。通過(guò)對(duì)無(wú)偏差半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)與給定4片翼均存在1°安裝偏差半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)的結(jié)果分析，驗(yàn)證了最優(yōu)控制系統(tǒng)對(duì)小火箭滾轉(zhuǎn)通道的穩(wěn)定性，具有較好的控制性能。

本文提出的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法與半實(shí)物仿真平臺(tái)的搭建，可實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)的快速設(shè)計(jì)與半實(shí)物仿真平臺(tái)的快速搭建，且可實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)射過(guò)程進(jìn)行全程模擬。半實(shí)物仿真結(jié)果與小型固體火箭發(fā)射試驗(yàn)實(shí)際飛行時(shí)的遙測(cè)數(shù)據(jù)，吻合較好，說(shuō)明該方法具有較強(qiáng)的工程參考價(jià)值。

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