聲明：本文為《現(xiàn)代防御技術(shù)》雜志社供《中國(guó)軍工網(wǎng)》獨(dú)家稿件。未經(jīng)許可，請(qǐng)勿轉(zhuǎn)載。

作者簡(jiǎn)介：魏明英（1966-），女，天津人，研究員，學(xué)士，主要從事導(dǎo)彈控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作研究。
通信地址：100854北京142信箱30分箱電話：(010)88526564
魏明英
（中國(guó)航天科工集團(tuán)公司 二院二部，北京100854）

摘要：對(duì)采用燃?xì)鈩?dòng)力（直接力）與氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)的控制方式、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制周期、點(diǎn)火邏輯及姿控發(fā)動(dòng)機(jī)啟控策略等進(jìn)行了初步探討。重點(diǎn)對(duì)采用燃?xì)鈩?dòng)力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方式中舵系統(tǒng)的工作模式進(jìn)行了探討及仿真研究，對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制周期及控制回路工作周期對(duì)制導(dǎo)精度的影響進(jìn)行了初步仿真研究。通過(guò)仿真研究表明：在末制導(dǎo)階段，采用燃?xì)鈩?dòng)力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方式可提高導(dǎo)彈的快速性，進(jìn)而提高導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制精度。
關(guān)鍵詞：燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合控制；點(diǎn)火邏輯；姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制周期
中圖分類號(hào)：TJ7611＋3；TJ765.2文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1009086X（2006）01002405

Research on control method of side jet and aerodynamic
compound control in endoatmospheric
WEI Mingying
(The Second System Design Department of the Second Research Academy of CASIC，Beijing 100854，China)

Abstract:The control method of side jet and aerodynamic compound control，including side jet and aerodynamic compound control manner，control cycle of attitude control engine，ignition logic，startup control game of attitude control engine，etc. was researched.The work module of rudder was discussed and studied by simulation in side jet and aerodynamic compound control manner，the effect on guidance accuracy by control cycle of attitude control engine and action cycle of control loop was simulated. Simulation result showed that response time of missile was reduced and guidance accuracy was accordingly increased by side jet and aerodynamic compound control manner in terminal guidance.
Key words:Side jet and aerodynamic compound control；Ignition logic；Control cycle of attitude control engine

1引言［1~3］
采用燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)已被美、俄、法等國(guó)廣泛應(yīng)用于新一代具有反導(dǎo)能力的防空導(dǎo)彈武器中。控制系統(tǒng)采用直接側(cè)向力控制，以解決快速響應(yīng)時(shí)間和高制導(dǎo)精度問(wèn)題。燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合的控制方式，與傳統(tǒng)的空氣動(dòng)力控制相比有本質(zhì)的區(qū)別。一方面，復(fù)合控制攔截彈彈體環(huán)節(jié)的數(shù)學(xué)模型與空氣動(dòng)力控制時(shí)不同；另一方面，復(fù)合控制攔截彈的穩(wěn)定控制系統(tǒng)與空氣動(dòng)力控制時(shí)也完全不同，這就給攔截彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來(lái)苛刻的限制條件。直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方式有2種，即姿控式、軌控式，本文只討論采用燃?xì)鈩?dòng)力提供控制力矩的姿控式控制方法。
2姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性分析
由于工作機(jī)理的不同，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性完全不同于普通的空氣舵。其最基本的工作特點(diǎn)可以歸結(jié)為以下幾個(gè)方面：
（1） 工作效率高。姿控發(fā)動(dòng)機(jī)短時(shí)間之內(nèi)可以產(chǎn)生很大力矩，對(duì)于導(dǎo)彈姿態(tài)控制作用效果非常明顯，可以實(shí)現(xiàn)快速跟蹤。
（2） 工作時(shí)間非連續(xù)。工作時(shí)間有限，在很短時(shí)間內(nèi)工作完成后停止，但是一旦開(kāi)始點(diǎn)火工作，就不可終止，必須完成其固定工作時(shí)間。
（3） 控制力矩大小非連續(xù)。單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的推力大小和沖量是恒定的，都是事先設(shè)計(jì)的大小，而不能得到連續(xù)輸出。
（4） 工作不可重復(fù)性。每一個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)都只能點(diǎn)火工作一次，之后其失去工作能力，同一方向的控制力矩只能由相近的其他發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)代替產(chǎn)生。由于姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量十分有限，因此必須仔細(xì)選擇合適的點(diǎn)火時(shí)刻和點(diǎn)火邏輯。
現(xiàn)代防御技術(shù)·導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制魏明英：大氣層內(nèi)燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合控制方法探討現(xiàn)代防御技術(shù)2006年第34卷第1期由于姿控發(fā)動(dòng)機(jī)具有推力大、作用時(shí)間短這樣的特點(diǎn)，在使用其進(jìn)行控制時(shí)，極有可能出現(xiàn)相反方向的發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)噴現(xiàn)象，這種現(xiàn)象不但造成控制性能的下降，而且導(dǎo)致嚴(yán)重的浪費(fèi)。因此，在工程應(yīng)用之中，為了充分發(fā)揮每一個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效能，應(yīng)當(dāng)采取離散化的點(diǎn)火策略。設(shè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間為τ，而姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火控制周期為T(mén)，并且使得T＞τ，這樣選擇的目的是保證每個(gè)控制周期內(nèi)只有一次點(diǎn)火，從而在原理上避免了出現(xiàn)相反方向的發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)噴現(xiàn)象。
3燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合控制方法研究實(shí)現(xiàn)燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合控制方案主要有以下關(guān)鍵技術(shù)：
（1） 燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)工作模式優(yōu)化設(shè)計(jì)
在復(fù)合控制系統(tǒng)中，末段舵系統(tǒng)的作用，目前有2種工作方式，其一為只起副翼作用，其二為參與穩(wěn)定控制及指令形成。為此需通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)與仿真建模來(lái)確定復(fù)合控制系統(tǒng)工作模式。
（2） 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作周期［1］與控制周期的優(yōu)化設(shè)計(jì)
姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作周期即控制系統(tǒng)離散度由間隔時(shí)間Δtcy來(lái)確定，Δtcy應(yīng)不小于考慮到可能散布時(shí)的單個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)最大可能工作時(shí)間τmaxN，即應(yīng)滿足以下條件： Δtcy≥τmaxN。必須要避免在相反方向上的發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)點(diǎn)火。
（3） 舵系統(tǒng)帶寬與彈性彈體頻率、穩(wěn)定控制系統(tǒng)工作頻率的匹配與優(yōu)化設(shè)計(jì)
由于現(xiàn)代導(dǎo)彈向輕小型化發(fā)展，其彈體結(jié)構(gòu)剛度大幅下降，而導(dǎo)彈的快速響應(yīng)能力又要求舵系統(tǒng)帶寬盡量寬，這使得彈性彈體頻率與舵系統(tǒng)帶寬靠得很近，造成穩(wěn)定控制系統(tǒng)工作頻率難以協(xié)調(diào)。
（4） 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火邏輯［1］設(shè)計(jì)
對(duì)滾動(dòng)不旋轉(zhuǎn)的導(dǎo)彈，或允許有很慢轉(zhuǎn)速的導(dǎo)彈，點(diǎn)火邏輯分配器算法按矢量相加的原則建立。對(duì)于專門(mén)要求滾動(dòng)旋轉(zhuǎn)的導(dǎo)彈，可采用按掃轉(zhuǎn)角原則建立的算法。
（5） 開(kāi)啟姿控發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)的確立
首先通過(guò)穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)確定產(chǎn)生所需過(guò)載需開(kāi)啟的發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)，然后通過(guò)大量的數(shù)學(xué)仿真在制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中來(lái)最終確定開(kāi)啟發(fā)動(dòng)機(jī)的個(gè)數(shù)。
當(dāng)然，以上所有關(guān)鍵技術(shù)的突破都直接有賴于各個(gè)控制環(huán)節(jié)的數(shù)學(xué)模型建立的置信度。這里面還有一個(gè)關(guān)鍵的技術(shù)就是側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾效應(yīng)的建模，作為控制對(duì)象的導(dǎo)彈，側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾的影響必須有所描述，以便作為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的依據(jù)。
本節(jié)主要針對(duì)其中的幾項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行研究探討。
3.1復(fù)合控制系統(tǒng)工作模式
3.1.1單純采用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作情況下穩(wěn)定控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法
姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作段設(shè)定為當(dāng)空氣舵效率達(dá)不到控制性能要求時(shí)開(kāi)始起作用。而此時(shí)，可以建立這樣的假設(shè)：
導(dǎo)彈相關(guān)空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)在小范圍內(nèi)變化，因此，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的控制律不同于以前所設(shè)計(jì)的模型跟蹤變結(jié)構(gòu)控制律，此時(shí)的控制律設(shè)計(jì)將非常簡(jiǎn)單，采用反饋控制就能達(dá)到良好的控制效果。
首先由以前所得到的彈體姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程，略去交叉耦合項(xiàng)之后，得到彈體攻角相對(duì)于姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的傳遞函數(shù)：α（s）〖〗T（s）＝M/Jz〖〗（s＋a1）（s＋a2），式中：a1，a2為動(dòng)力學(xué)系數(shù)；M為點(diǎn)燃一對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的俯仰力矩。由于是對(duì)過(guò)載進(jìn)行控制，所以進(jìn)一步得到過(guò)載相對(duì)于姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的傳遞函數(shù)：G（s）＝nz（s）〖〗T（s）＝a4Mv/Jz〖〗（s＋a1）（s＋a2）采用如圖1所示方式的控制形式。

圖1直接力控制系統(tǒng)方框圖
Fig.1Block diagram of side jet control system

仿真選取了典型方波輸入情況下彈體跟蹤指令加速度的響應(yīng)情況，控制時(shí)間間隔取為50 ms，發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)時(shí)間取5 ms。圖2給出仿真曲線。
圖2俯仰通道方波響應(yīng)
Fig.2Square wave respond of pitch channel
從圖2曲線可以看出，在單純姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的控制作用下，彈體可以良好跟蹤方波指令信號(hào)，在不考慮姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間的離散化條件下,系統(tǒng)的穩(wěn)定性和快速性可以從極點(diǎn)配置中得到保證。由于離散化時(shí)間延遲帶來(lái)的最突出問(wèn)題是穩(wěn)定性的問(wèn)題，從曲線可以看出，彈體響應(yīng)在穩(wěn)態(tài)中心附近是存在誤差和小幅振蕩的，這是姿控發(fā)動(dòng)機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)所帶來(lái)的不可避免的問(wèn)題。
3.1.2燃?xì)鈩?dòng)力與氣動(dòng)力復(fù)合控制方式
采用復(fù)合控制方式的穩(wěn)定控制系統(tǒng)方框圖如圖3所示，圖中有兩條并聯(lián)的控制回路，一支為傳統(tǒng)的舵系統(tǒng)控制的連續(xù)系統(tǒng)，一支為由姿控發(fā)動(dòng)機(jī)提供控制力矩的離散系統(tǒng)。
圖3直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方框圖
Fig.3Block diagram of side jet and aerodynamic
compound control system
將3.1.1節(jié)中的采用直接力控制的設(shè)計(jì)結(jié)果與氣動(dòng)力控制的設(shè)計(jì)結(jié)果在三通道控制彈道上進(jìn)行分析設(shè)計(jì)與仿真，可得出如下結(jié)論：
（1） 在控制過(guò)程中，舵系統(tǒng)只起副翼作用，I(II)回路的穩(wěn)定控制由姿控發(fā)動(dòng)機(jī)提供控制力矩，穩(wěn)定系統(tǒng)控制效果不好；
（2） 在控制過(guò)程中，舵系統(tǒng)只起穩(wěn)定作用，不參與I(II)回路的控制指令的形成，其穩(wěn)定控制效果也不好，且過(guò)載無(wú)法保持；
（3） 在控制過(guò)程中，舵系統(tǒng)不但起穩(wěn)定作用，還與姿控系統(tǒng)共同產(chǎn)生控制作用，其穩(wěn)定控制效果要好些；
（4） 在控制過(guò)程中，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)的次數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)也需通過(guò)仿真來(lái)確定，包括發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)的控制周期等；
（5） 在控制過(guò)程中，舵系統(tǒng)控制回路（即穩(wěn)定控制系統(tǒng)連續(xù)部分）的品質(zhì)特性直接影響復(fù)合控制的效果，需協(xié)調(diào)考慮。
以特征點(diǎn)高度h=15 km，導(dǎo)彈速度v=1 300 m/s為例，在全彈道上進(jìn)行時(shí)域仿真，在t=30～32 s時(shí)加過(guò)載指令UK=28，另外，在加指令前后2 s內(nèi)制導(dǎo)指令歸零。圖4給出只有舵系統(tǒng)參與穩(wěn)定控制的指令響應(yīng)曲線，其上升時(shí)間τ063＝03 s。圖5給出舵系統(tǒng)與姿控發(fā)動(dòng)機(jī)共同參與穩(wěn)定控制的指令響應(yīng)曲線，其上升時(shí)間τ063＝01 s。
圖4舵系統(tǒng)參與
Fig.4Rudder participates in
圖5舵系統(tǒng)與姿控發(fā)動(dòng)機(jī)共同參與
Fig.5Rudder and attitude control engine
participate in
通過(guò)仿真可歸納穩(wěn)定控制回路設(shè)計(jì)方法：首先按傳統(tǒng)方法設(shè)計(jì)出自適應(yīng)的穩(wěn)定回路連續(xù)系統(tǒng)，舵系統(tǒng)與姿控發(fā)動(dòng)機(jī)共同參與穩(wěn)定控制時(shí)，穩(wěn)定回路連續(xù)系統(tǒng)的控制周期不同，其指令響應(yīng)上升時(shí)間也不同，控制周期越小，指令響應(yīng)上升時(shí)間也越短；另外，穩(wěn)定回路連續(xù)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)品質(zhì)不同，其指令響應(yīng)的動(dòng)態(tài)品質(zhì)也不同；也就是說(shuō)，穩(wěn)定回路連續(xù)系統(tǒng)的品質(zhì)特性直接影響復(fù)合控制回路的品質(zhì)特性。然后在全量三通道控制彈道上進(jìn)行直接力控制的時(shí)域設(shè)計(jì)與仿真，并修正穩(wěn)定回路連續(xù)系統(tǒng)部分的控制參數(shù)，使穩(wěn)定控制系統(tǒng)協(xié)調(diào)工作，保證復(fù)合控制回路的控制效果良好。
3.2姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作周期與控制周期
參考文獻(xiàn)［1］對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作周期進(jìn)行了研究，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的單位控制間隔T主要影響兩方面結(jié)果：姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率和控制系統(tǒng)的采樣時(shí)間。
從姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率角度來(lái)分析，T的大小同姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率成正比。從姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理可以看出，其作用效果是在很短的時(shí)間τ內(nèi)使彈體產(chǎn)生一定的旋轉(zhuǎn)角速度，而在剩余的時(shí)間（T－τ）內(nèi)彈體保持這一角速度依靠慣性來(lái)獲得最終的姿態(tài)角。顯然，T越大，彈體按照此角速度運(yùn)動(dòng)所獲得的最終姿態(tài)角就越大，因此，單純從姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率來(lái)看，希望T越大越好。
但是，控制間隔T的引入相當(dāng)于將控制系統(tǒng)變成了一個(gè)離散時(shí)間控制系統(tǒng)，其控制采樣間隔就是T。從離散控制知識(shí)來(lái)看，其控制間隔又不能太大，否則將會(huì)引起太大的相位滯后，導(dǎo)致系統(tǒng)的不穩(wěn)定。因此，T的選擇必須兼顧以上兩方面因素，在保證系統(tǒng)穩(wěn)定前提下盡量發(fā)揮發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率。
目前初步選定控制系統(tǒng)的最小控制周期為2 ms。但是，由于姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間為23 ms，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的單位控制間隔必須大于23 ms。最終T的選擇應(yīng)該為遠(yuǎn)大于23 ms的一個(gè)時(shí)間，并且應(yīng)該為2的整數(shù)倍。本文初步將T設(shè)定為50 ms，而實(shí)際上其值可在仿真的基礎(chǔ)上進(jìn)行調(diào)整。
表1給出了某彈道不同控制周期的脫靶量統(tǒng)計(jì)結(jié)果。由表1可見(jiàn)，控制周期對(duì)制導(dǎo)精度的影響比較大，若彈上機(jī)計(jì)算速度允許，可盡量選擇小的控制周期。
表1仿真結(jié)果
Table 1Simulation results
T1=2 ms,T2=10 ms〖〗T1=5 ms,T2=25 msΔy＝－0688 m〖〗Δy＝－49 mσy＝39 m〖〗σy＝532 mΔz＝－0774 m〖〗Δz＝095 mσz＝41 m〖〗σz＝468 m表1中Δy，Δz為脫靶量在y，z方向的均值；σy，σz為脫靶量在y，z方向的標(biāo)準(zhǔn)差；T1，T2分別為大穩(wěn)定回路、制導(dǎo)回路的控制周期。
3.3姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火邏輯的探討及啟控策略的選擇
參考文獻(xiàn)［1］對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火邏輯進(jìn)行了研究，當(dāng)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的控制律確定之后，在每一個(gè)控制周期，已經(jīng)可以得到需要點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)的個(gè)數(shù)和方向，下面的問(wèn)題是如何選擇合適的搜索算法，按照要求的矢量來(lái)選擇姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，使這些發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的總推力矢量最接近于所要求的矢量。
姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火邏輯算法隨導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)速度的不同形成2類。對(duì)于不旋轉(zhuǎn)的導(dǎo)彈，旋轉(zhuǎn)控制力矩按照矢量相加原則建立，而對(duì)于滾轉(zhuǎn)類型的導(dǎo)彈，可以采用按掃轉(zhuǎn)角原則建立的算法。
兩種方法各有其優(yōu)缺點(diǎn)。按照掃轉(zhuǎn)角原則建立的點(diǎn)火算法可應(yīng)用所有姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的控制，最終基本上所有的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)都可以參加控制作用；而按照矢量相加原則建立的點(diǎn)火算法可能會(huì)遇到這樣的情況，即在需要點(diǎn)火的扇區(qū)內(nèi)所有的發(fā)動(dòng)機(jī)可能都燃燒用完。然而從導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)角度來(lái)看，按照掃轉(zhuǎn)角原則建立的算法必須依賴于導(dǎo)彈具有一定的滾轉(zhuǎn)角速度ωx，而且這個(gè)角速度還不能很小，這無(wú)疑對(duì)導(dǎo)彈的姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)帶來(lái)很大的壓力。從導(dǎo)彈的姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)來(lái)看，導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)角速度帶來(lái)的耦合干擾作用非常難以得到有效的抑制，而對(duì)于STT類型的導(dǎo)彈，其俯仰、偏航通道的耦合作用就小得多。
點(diǎn)火邏輯非常重要，產(chǎn)生過(guò)載的方向也很重要，由目前所做的仿真結(jié)果可看出，過(guò)載產(chǎn)生的方向一定要按某種規(guī)律實(shí)現(xiàn)，否則，造成的擾動(dòng)很大，使得彈體角速率ωx很大，影響制導(dǎo)精度；點(diǎn)火間隔不宜頻繁，否則也會(huì)造成擾動(dòng)過(guò)大，使脫靶量加大；另外，有航路捷徑與無(wú)航路捷徑的點(diǎn)火規(guī)律（點(diǎn)火邏輯）相差很大，因此，點(diǎn)火邏輯的設(shè)計(jì)（快速產(chǎn)生過(guò)載的方向）直接影響制導(dǎo)精度，需通過(guò)大量的數(shù)學(xué)仿真并設(shè)定大量的仿真狀態(tài)才能最終確定，當(dāng)然，仿真的前提條件是建立置信度比較高的仿真模型，側(cè)噴干擾模型的建立顯得尤為重要。
由于姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量有限，其不可能在導(dǎo)彈整個(gè)飛行過(guò)程中起作用，只能夠留待舵面氣動(dòng)力不足時(shí)用以提高彈體的快速性，所以何時(shí)啟控也成為姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一部分。
目前考慮在末制導(dǎo)開(kāi)始后，并且在需用過(guò)載達(dá)到某一門(mén)限時(shí)啟用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的策略。門(mén)限的取值有賴于大量的數(shù)學(xué)仿真的確定，目前還沒(méi)有形成一個(gè)成熟的算法，還需要做進(jìn)一步的研究探討。
4結(jié)束語(yǔ)
通過(guò)本文所做的研究、仿真工作，可以得出以下初步結(jié)論：
（1） 穩(wěn)定控制系統(tǒng)中，舵系統(tǒng)不僅參與穩(wěn)定工作，同時(shí)還參與產(chǎn)生過(guò)載并保持過(guò)載的工作，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)只參與快速產(chǎn)生大攻角，進(jìn)而快速產(chǎn)生過(guò)載的工作；
（2） 盡量選擇小的控制周期，本文選擇穩(wěn)定回路控制周期2 ms，制導(dǎo)回路控制周期10 ms，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制周期25 ～50 ms；
（3） 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火邏輯分配器算法、制導(dǎo)指令（過(guò)載產(chǎn)生方向）分配準(zhǔn)則、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)啟控策略還需做大量工作。
另外，側(cè)噴干擾效應(yīng)的影響不容忽視，需盡快建立側(cè)噴干擾的模型。
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