简介：本资源是一份面向高校航空航天、自动控制及相关专业高年级本科生与研究生的MATLAB/Simulink导弹制导系统建模与仿真实践指南，聚焦导航、制导与控制（GNC）核心知识落地。内容覆盖大气建模、六自由度弹体动力学/运动学、自动驾驶仪设计、导引头信号模拟、比例导引（PNG）、滑模变结构及H∞鲁棒制导律等关键算法的Simulink实现与对比实验，特别强调从理论公式到可运行模型的工程转化过程，并融入半实物仿真原理与实施要点。资源为1个2.78MB的PDF文件，结构清晰，含完整目录与31页技术详解，涵盖从概要、建模思路、各子系统模块（如天线罩误差、引战系统、制导模式切换）到多种制导律推导与仿真结果分析，便于按需精读与复现。已有715人学习下载，适合课程设计、毕业设计及GNC方向入门实践者系统掌握导弹数字仿真全流程。
1. 这不是玩具模型：一个能在 Simulink 里跑通 PNG、滑模、H∞ 三类制导律的 GNC 全链路仿真系统
你有没有试过在 Simulink 里搭完一个“比例导引”模块，一运行就报错维度不匹配？或者调了三天 PID 增益，结果导弹在 30km 外就开始疯狂甩尾，根本进不了目标视场？这不是玄学——是缺了一套带物理约束、可测量闭环、含真实传感器建模、且所有子系统都对齐飞行包线的参考基线。这个 MATLAB Simulink Missile Guidance 模型，就是这么一个“能落地”的 GNC 教学级全栈仿真系统：它不追求六自由度全包，但把纵向通道（pitch plane）从大气层→弹体动力学→导引头跟踪→制导律计算→自动驾驶仪执行→引信触发的完整信号流，用可复现、可调试、可替换的 Simulink Block 实现了闭环。它面向的是正在啃《导弹飞行力学》《现代控制理论》《制导原理》的高年级本科生和入门级工程实践者——不是让你背公式，而是让你亲眼看到：当攻角 α 超过 12° 时，气动系数多项式怎么让法向力突然非线性饱和；当导引头万向节转到 ±28°，天线罩像差怎么把视线角速率估计值拉偏 0.15 rad/s；当弹目距离 r 从 15km 掉到 300m，为什么固定增益的滑模律会让舵机指令直接撞限幅。它用 2000 行以内可读的 Simulink 结构，把 GNC 系统从“课本黑匣子”变成了“可探针、可打点、可换律、可验鲁棒性”的工作台。如果你正卡在“知道理论却不会建模”“会搭模块但连不上闭环”“调出结果但说不清哪一环导致失败”的阶段，这个模型就是你该拆的第一份“GNC 实战源码”。
2. 从大气层到弹体动力学：为什么你的导弹总在 12km 高度失稳？关键在气动系数的非线性调度
2.1 大气模型不是查表工具，而是飞行包线的物理锚点
这个模型里的Atmosphere子系统，绝不是简单调用atmoscoesa函数。它严格按国际标准大气（ISA）分段建模：海平面至 11km 为对流层（温度线性递减，气温直减率 L = -6.5 K/km），11km 至 20km 为等温平流层下部。所有气动计算——密度 ρ、声速 a、静压 P——都由这组分段函数实时解算，而非静态查表。这意味着：当你把导弹初始高度设为 15km，模型自动切换到等温区，ρ 和 a 的变化率骤降，进而导致升力系数 C_L 对攻角 α 的敏感度下降——这正是某些仿真中“高空机动迟钝”的物理根源。
提示：不要手动替换
Atmosphere为atmosisa内置函数。原模型用自定义公式实现，是为了暴露参数 L、R、g 的显式依赖关系，方便你做灵敏度分析（比如把 L 改成 -5.0 K/km 模拟暖空气异常，观察俯仰响应延迟）。
下面这段代码块，是你验证大气模型输出是否符合预期的最小可执行脚本：
% 验证 Atmosphere 子系统输出：高度 0~20km 步进 500m h_vec = 0:500:20000; % 单位：米 T_vec = zeros(size(h_vec)); rho_vec = zeros(size(h_vec)); P_vec = zeros(size(h_vec)); a_vec = zeros(size(h_vec)); for i = 1:length(h_vec) h = h_vec(i); % 手动复现 Atmosphere 子系统核心公式（对应文档 2.2.1 节） if h <= 11000 % 对流层 T0 = 288.15; % K, 海平面温度 L = -6.5e-3; % K/m T = T0 + L*h; rho0 = 1.225; % kg/m^3 R = 287.05; % J/(kg·K) g = 9.80665; % m/s^2 rho = rho0 * (T/T0)^(-g/(R*L)-1); P = rho * R * T; else % 平流层（11km~20km） T = 216.65; % K, 等温 rho0 = 0.3639; % kg/m^3 @ 11km P0 = 22632; % Pa @ 11km rho = rho0 * exp(-g*(h-11000)/(R*T)); P = rho * R * T; end a = sqrt(1.4 * R * T); % 绝热指数 gamma = 1.4 T_vec(i) = T; rho_vec(i) = rho; P_vec(i) = P; a_vec(i) = a; end % 绘图验证（与模型 Scope 输出比对） figure; subplot(2,2,1); plot(h_vec/1000,T_vec); ylabel('T (K)'); xlabel('h (km)'); title('Temperature Profile'); subplot(2,2,2); plot(h_vec/1000,rho_vec); ylabel('\rho (kg/m^3)'); xlabel('h (km)'); title('Density Profile'); subplot(2,2,3); plot(h_vec/1000,P_vec/1e3); ylabel('P (kPa)'); xlabel('h (km)'); title('Pressure Profile'); subplot(2,2,4); plot(h_vec/1000,a_vec); ylabel('a (m/s)'); xlabel('h (km)'); title('Sound Speed');逻辑说明与参数说明：
- 该脚本完全复现了模型中
Atmosphere子系统的分段计算逻辑，参数L,R,g均来自文档公式，确保与 Simulink 内部一致； h_vec步进 500m 是为了捕捉 11km 附近温度拐点，避免因步长过大而漏掉分段边界；- 输出绘图可直接与模型中
Atmosphere Test Module（图2.6）Scope 显示对比——若曲线不重合，说明你的 Simulink 模型被意外修改过常数； - 关键参数
gamma = 1.4是干空气比热比，不可随意改为 1.3 或 1.5，否则声速a计算错误将导致马赫数M = V/a失准，进而使气动系数查表失效。
2.2 动力学建模：攻角 α 不是状态变量，而是气动非线性的开关
模型中的弹体动力学并非直接求解六自由度微分方程，而是聚焦纵向通道，用以下核心方程驱动：
dα/dt = q - (1/V) * (nz * cos(α) - g * cos(θ)) % 攻角运动学 dq/dt = (M_y / I_y) % 俯仰角加速度 nz = (1/(0.5*ρ*V²*S)) * (C_z(α,δ) * 0.5*ρ*V²*S) % 法向过载（实际由气动力 F_z 归一化）其中C_z(α,δ)是关键——它不是常数，而是由文档给出的 8 项多项式逼近：
C_z = a1*α³ + a2*α² + a3*α + a4 + (b1*α² + b2*α + b3)*δ + (c1*α + c2)*δ² + d1*δ³系数a1...d1全部以deg⁻¹或deg⁻³为单位（注意：不是弧度！），且明确标注适用范围为 α ∈ [-20°, +20°]。这意味着：若你在仿真中让 α 超出 ±20°，多项式将严重失真，导致C_z计算崩溃——这正是很多用户反馈“导弹一抬头就发散”的根本原因。
注意：Simulink 模型中
Cz_Coefficients子系统内部，所有角度输入均经过deg2rad转换，但多项式系数本身是按度定义的。你若想修改系数，必须同步调整转换逻辑，或统一改用弧度制重推系数。
2.3 自动驾驶仪：三回路结构不是摆设，增益调度表才是性能命门
模型采用经典三回路自动驾驶仪（图2.9）：外环法向过载n_z→ 中环俯仰角速率q→ 内环舵偏角δ。但它的精髓不在结构，而在增益调度（Gain Scheduling）。控制器增益K_p,K_i,K_d不是固定值，而是存储在二维查找表（2-D Lookup Table）中，横轴为马赫数M（2~4），纵轴为攻角α（-20°~+20°）。这意味着：当导弹以 M=3.2、α=8° 飞行时，系统自动查表取出对应K_p=2.15,K_i=0.87,K_d=0.33；若飞到 M=2.1、α=-15°，则切换为另一组增益。
这种设计直接决定了你的制导律能否“送得出去”。例如，PNG 制导律输出的n_z_cmd若未经调度增益放大，可能只有 0.5g，远低于弹体实际需求（典型拦截需 20~30g）。而调度表正是通过大量配平点线性化模型标定所得——这也是为什么文档强调“MATLAB 可以确定配平条件，并直接从非线性 Simulink 模型中推导线性状态空间模型”。
要验证调度表有效性，可运行以下命令提取并可视化：
% 加载模型并提取自动驾驶仪增益调度表数据 load_system('MissileGuidanceModel.slx'); open_system('MissileGuidanceModel/Autopilot/Controller_Gains'); % 获取 Lookup Table 模块句柄 ltbl = get_param('MissileGuidanceModel/Autopilot/Controller_Gains/Kp_Table','RuntimeObject'); Kp_data = ltbl.TableData; % 绘制 Kp 随 M 和 α 的变化曲面 M_vec = linspace(2,4,21); % 21个马赫点 alpha_vec = linspace(-20,20,41); % 41个攻角点（度） [M_grid, alpha_grid] = meshgrid(M_vec, alpha_vec); surf(M_grid, alpha_grid, Kp_data'); xlabel('Mach Number M'); ylabel('Angle of Attack \alpha (deg)'); zlabel('Kp Gain'); title('Kp Gain Scheduling Surface'); colorbar;参数说明：
Kp_data是 41×21 矩阵，行对应 α（-20° 到 +20°），列对应 M（2 到 4），与模型中 Lookup Table 的维度严格一致；- 曲面若出现剧烈抖动或边界突变，说明调度表标定不足，需回退到
linmod工具重新生成线性化模型； - 实际工程中，此表常需叠加抗饱和逻辑（Anti-windup），模型中已内置
Integrator Anti-Windup模块，其限幅值δ_max = ±25°直接关联舵机物理极限——若你更换为更大舵面，必须同步修改此处限幅。
3. 导引头与制导计算机：Stateflow 不是炫技，而是处理“目标丢失”“盲区”“自毁”这些真实故障逻辑的刚需
3.1 导引头系统：天线罩像差不是噪声，而是必须补偿的系统偏差
雷达导引头的天线罩（Radome）在高速飞行中会产生电磁波折射，导致视线角测量值σ_meas偏离真实值σ_true。模型中Radome Aberration模块用线性增益K_rad = 0.025建模：σ_error = K_rad * σ_true。这个看似简单的增益，却是区分“教学模型”和“可用模型”的分水岭——没有它，导引头在大框架角（|σ| > 20°）时会持续输出错误的视线角速率σ̇，导致 PNG 制导律误判接近趋势，提前或延后机动。
更关键的是，模型将像差补偿嵌入在闭环跟踪回路内：导引头输出σ_meas→ 经Radome Compensation模块反向修正 → 得到σ_est→ 输入Seeker/Tracker子系统计算σ̇_est。这意味着：你不能把像差当作外部干扰加在输入端，而必须让它参与状态估计闭环。验证方法很简单——在Radome Aberration模块前插入 Probe，对比σ_true与σ_meas的差值是否稳定在0.025*σ_true附近。
3.2 Stateflow 制导计算机：4 个模式、5 个子状态，每一行转移逻辑都在模拟真实作战流程
制导计算机用 Stateflow 实现（图2.16），其状态机设计直指实战痛点：
- 目标搜索（Search）：导引头万向节以 0.5°/s 线性扫描，当
|σ| > 30°时反转方向，避免撞限位； - 目标锁定（Acquire）：收到
Target_Acquired信号后，启动 0.2s 延迟计时器，防抖动误触发； - 雷达导引（Track）：启用制导律，同时监控
r < 1000m触发引信保险； - 盲区（Blind Zone）：
r < 200m时禁用制导律，防止末段过矫； - 任务中止（Abort）：搜索超时（>7s）或主动丢失目标，立即激活
Detonate自毁信号。
提示：Stateflow 图中所有转移条件都带单位检查。例如
r < 200的r来自Range模块，单位是米；若你误将r接入 km 单位信号，r < 200将永远为真，导弹一发射就自爆。
下面这段 Stateflow 伪代码，揭示了最易被忽略的“安全兜底”逻辑：
state Guidance { entry: mode = SEARCH; fuze_state = SAFE; state SEARCH { during: sigma > 30 || sigma < -30 { sigma_rate = -0.5; } // 反向扫描 search_timer = search_timer + 0.01; // 100Hz 更新 transition: [search_timer > 7.0] -> ABORT; // 超时自毁 [Target_Acquired == true] -> ACQUIRE; } state ACQUIRE { entry: acquire_timer = 0; during: acquire_timer = acquire_timer + 0.01; transition: [acquire_timer > 0.2] -> TRACK; } state TRACK { during: if r < 1000 { fuze_state = ARMED; } // 引信仅在 r<1000m 时开启 if r < 200 { goto BLIND_ZONE; } // 进入盲区 transition: [Target_Lost == true] -> SEARCH; // 丢目标回搜 } state BLIND_ZONE { during: fuze_state = ARMED; // 盲区仍保持引信开启 transition: [r < 50] -> DETONATE; // 最终引爆条件 } state ABORT { entry: fuze_state = ARMED; detonate_signal = 1; // 自毁优先级最高 } }关键逻辑说明：
fuze_state（引信状态）与mode（制导模式）解耦但联动：ABORT模式下fuze_state强制为ARMED，确保自毁；SEARCH模式下fuze_state强制SAFE，杜绝误爆；BLIND_ZONE不是停机状态，而是制导律暂停、引信保持待命的状态，为最终引爆留出时间窗口；- 所有
during块中的计时器（search_timer,acquire_timer）都基于100Hz采样周期累加，若你修改模型采样率，必须同步调整阈值（如7.0秒需改为700个采样点）。
3.3 引战系统：引爆不是瞬间事件，而是基于弹目最近距离的预测触发
引战系统（图2.17）的核心是Proximity Fuze模块，它不依赖固定距离阈值，而是实时计算弹目相对运动轨迹，预测最近距离点（Point of Closest Approach, PCA）。其算法为：
- 读取当前弹目距离
r、接近速度ṙ = dr/dt、视线角速率σ̇； - 假设目标匀速直线运动，导弹当前法向加速度
n_z已知，则 PCA 发生时刻t_pca ≈ -ṙ / (n_z * cos(σ))（小角度近似）； - 若
t_pca < 0.1s且r < 10m，则触发Detonate。
这意味着：即使你把引爆距离设为r < 5m，若ṙ为正（远离中），系统会判断 PCA 在未来，暂不引爆；反之，若ṙ为负且绝对值大，即使r = 15m，也可能提前引爆。这种设计极大提升了杀伤概率——它瞄准的不是“此刻位置”，而是“即将交汇点”。
验证 PCA 逻辑，可在Proximity Fuze模块输出端添加 To Workspace 模块，记录t_pca和r，绘制t_pca随r的变化曲线。正常应呈现：r从 1000m 下降时，t_pca从正值缓慢减小；当r接近 50m 时，t_pca快速趋近 0；若t_pca在r > 200m时就变为负值，说明n_z估计有误，需检查自动驾驶仪输出是否饱和。
4. 制导律实战：PNG 是基线，滑模是进阶，H∞ 是鲁棒性压舱石——但它们全依赖同一个信号链
4.1 比例导引（PNG）：为什么 λ = 3.5 是默认值？它如何与气动能力匹配？
PNG 律形式为n_z_cmd = λ * V * σ̇（文档式 2.18），其中λ是导航系数。模型设λ = 3.5，这并非随意取值，而是基于以下约束推导：
- 导弹最大可用法向过载
n_z_max = 30g（由气动与推力决定）； - 典型拦截场景：
V = 800 m/s（M≈2.4），σ̇_max ≈ 0.8 rad/s（对应目标横向机动）； - 则
n_z_cmd_max = λ * 800 * 0.8 = 640λ，令其 ≤30 * 9.8 ≈ 294，得λ ≤ 0.46——等等，这明显矛盾？
真相是：模型中σ̇并非原始导引头输出，而是经低通滤波后的估计值。Seeker/Tracker子系统中Estimator Filter带宽设为自动驾驶仪带宽的一半（约 5Hz），将高频噪声滤除，使σ̇_est峰值降至0.12 rad/s。此时n_z_cmd_max = 3.5 * 800 * 0.12 ≈ 336 m/s² ≈ 34g，略超n_z_max，故实际指令被Autopilot限幅。这解释了为何λ = 3.5能在仿真中稳定工作——它利用了滤波器对σ̇的衰减特性。
要验证此机制，可临时注释掉Estimator Filter，直接将导引头原始σ̇接入 PNG 模块，你会立刻看到n_z_cmd爆表，δ指令持续饱和，导弹失控。这印证了：PNG 的稳定性，一半靠律本身，一半靠前端滤波器的“温柔约束”。
4.2 基于一般趋近律的滑模制导（NSMC）：时变增益 k(r) 是破解“远距大指令、近距小响应”困局的钥匙
NSMC 律（文档式 2.22）核心为n_z_cmd = (1/r) * [k(r) * sign(s) + ...]，其中s = σ̇是滑模面。问题在于：若k为常数，r大时n_z_cmd过小（无力拦截），r小时n_z_cmd过大（舵机饱和）。模型解决方案是k(r) = k0 * r^m，取m = 0.5，即k ∝ √r。
实现上，模型用1D Lookup Table实现k(r)：横轴r（0~15000m），纵轴k（0.1~15）。你可导出该表并拟合：
% 提取 NSMC 的 k(r) 查找表 k_ltbl = get_param('MissileGuidanceModel/Guidance/NSMC_Controller/k_Table','RuntimeObject'); k_data = k_ltbl.TableData; r_vec = k_ltbl.Breakpoints{1}; % 单位：米 % 拟合 k = k0 * r^m log_r = log(r_vec(r_vec>0)); % 排除 r=0 log_k = log(k_data(r_vec>0)); p = polyfit(log_r, log_k, 1); k0_fit = exp(p(2)); m_fit = p(1); fprintf('Fitted k(r) = %.3f * r^{%.3f}\n', k0_fit, m_fit); % 典型输出：Fitted k(r) = 0.023 * r^{0.498} ≈ 0.023 * √r参数意义：
m ≈ 0.5表明增益随距离平方根增长，完美平衡了远距所需的大指令（k大 →n_z_cmd大）和近距所需的精细调节（k增长放缓 →n_z_cmd不爆炸）；k0 = 0.023是标定常数，若你更换更高机动性导弹（n_z_max提升），可同比例增大k0，但需同步检查Autopilot限幅是否足够；- 此设计使 NSMC 在
r = 10km时n_z_cmd ≈ 8g，在r = 500m时n_z_cmd ≈ 25g，全程处于舵机线性区，故文档称其“指令舵偏角更小，法向加速度跟踪精度更高”。
4.3 H∞ 制导律：不是替代 PNG，而是给 PNG 加装“抗干扰装甲”
H∞ 律（文档 2.8）并未单独建模，而是作为 PNG 的增强版存在：n_z_cmd_Hinf = n_z_cmd_PNG + Δn_z，其中Δn_z是 H∞ 控制器输出，用于抑制两类不确定性：
- 模型不确定性：气动系数多项式在 α = ±18° 时的截断误差；
- 外部干扰：风扰、目标机动加速度
a_T的未建模部分。
模型中Hinf_Controller模块是一个 3 输入（σ̇,ṙ,r）、1 输出（Δn_z）的状态反馈控制器，其设计基于hinfsyn工具箱，加权函数W1（跟踪性能）和W2（鲁棒性）已预设。关键洞察是：H∞ 输出Δn_z与 PNG 基础指令同量级（±5g），但相位超前 15°~20°——这使其能在 PNG 指令因延迟而滞后时，提前注入补偿，从而提升闭环带宽。
验证方法：在Guidance子系统中，将Hinf_Controller的Δn_z输出接入 Scope，与n_z_cmd_PNG同图对比。你会看到：Δn_z在σ̇阶跃上升前沿出现尖峰，随后衰减；当σ̇稳定时，Δn_z趋近于 0。这正是 H∞ “只在动态过程发力”的特征——它不改变稳态精度，只提升瞬态鲁棒性。
5. 避坑指南：那些让导弹“飞着飞着就没了”的 5 个真实翻车现场
5.1 现象：导弹发射后立即俯冲撞地，Scope 显示α瞬间飙到 -45°
原因：初始姿态角θ0（俯仰角）设为 0，但Attitude模块中θ的定义是“弹体轴与水平面夹角”，而Atmosphere模型要求初始高度h0对应的静压P0必须与θ0匹配。若h0 = 10000米，P0 ≈ 26.5 kPa，但θ0 = 0意味着弹体水平，此时重力分量g*cos(θ)全部作用于法向，导致初始n_z过大，α被强拉负向。
解决：将初始θ0设为5°（轻微抬头），或在Initial Conditions子系统中，将θ0与h0耦合设置：θ0 = asin((0.5*rho0*V0^2*S*C_L0)/m/g)，其中C_L0取 α=0 时的升力系数（模型中约为 0.12）。
5.2 现象：导引头始终无法捕获目标，Target_Acquired信号一直为 false
原因：Seeker/Tracker子系统中Beamwidth（波束宽度）设为2.5°，但目标初始方位角σ_target超出±1.25°。模型默认目标位于(x_t, z_t) = (10000, 0)，若你未修改Target模块的初始位置，而将导弹初始位置设为(0, 0)，则σ_target = atan2(0,10000) = 0°，本应捕获。但若误将Target的z坐标设为1000（即目标在导弹上方 1km），则σ_target = atan2(1000,10000) ≈ 5.7° > 1.25°，导引头扫不到。
解决：检查Target模块的Position参数，确保z_t接近 0；或临时将Beamwidth放大到10°测试捕获逻辑，确认后再调回。
5.3 现象：切换到 NSMC 制导律后，导弹在 5km 外就开始剧烈振荡，δ指令在 ±25° 限幅间跳变
原因：NSMC 的滑模面s = σ̇未加低通滤波。原始σ̇含高频噪声（导引头测量噪声 + 数值微分噪声），sign(s)导致n_z_cmd高频抖动，Autopilot为跟踪该抖动，δ指令反复撞限幅。
解决：在NSMC_Controller输入端，插入Discrete FIR Filter（采样时间 0.01s，截止频率 3Hz），或直接复用Seeker/Tracker中的Estimator Filter输出σ̇_est作为 NSMC 输入。
5.4 现象：H∞ 制导律运行时，Δn_z输出恒为 0，Scope 显示一片直线
原因：Hinf_Controller模块的Weighting Functions（加权函数）被意外重置。模型中W1设为1/(s+0.1)（强调低频跟踪），W2设为0.5*s/(s+10)（抑制高频干扰）。若你双击模块进入hinfsyn设计界面并点击Synthesize，系统会用默认权重重算控制器，覆盖原有设计。
解决：右键Hinf_Controller→Block Parameters→Initialize Function，确认其中set_param(...,'MaskValues',...)调用的是预存的K_hinf增益矩阵；若已损坏，从data.mat文件中重新加载K_hinf变量并赋值。
5.5 现象：引信在r = 1500m时就触发ARMED，导致导弹未接近目标即自毁
原因：Fuze Logic中r < 1000的比较操作，r信号来自Range模块，但该模块输出单位是km（为简化显示），而r < 1000的1000是数值，单位隐含为m。因此r = 1.5 km = 1500 m，1500 < 1000为假；但若Range模块被误设为输出m，则r = 1500，1500 < 1000仍为假。真正原因是：Fuze Logic中r信号路径上存在Unit Conversion模块，其转换因子被改为1（即km→m不转换），导致r值被放大 1000 倍。
解决：定位Fuze Logic中r输入线，沿信号流向上追踪，找到Unit Conversion模块，将其Conversion Factor改回0.001（km→m）。
6. 进阶技巧：用linmod抽取线性化模型，为你的自定义制导律提供精准的“控制对象”
6.1 为什么必须线性化？因为你的新制导律需要精确的传递函数
无论你设计 LQR、MPC 还是自适应律，都需要被控对象的线性模型G(s) = n_z / δ。但导弹是非线性系统，G(s)随飞行状态变化。linmod工具能帮你从 Simulink 非线性模型中，在指定配平点（trim point）提取精确的线性化模型。这是模型区别于“玩具”的核心能力——它给你真实的A,B,C,D矩阵，而非教科书上的简化模型。
6.2 三步走：配平 → 线性化 → 验证
第一步：确定配平点
选择典型拦截点：h = 10000 m,V = 700 m/s（M≈2.05）,α = 5°,q = 0。在 MATLAB 命令行运行：
% 设置配平状态变量初值 opspec = operspec('MissileGuidanceModel'); opspec.States(1).Known = true; % h opspec.States(1).x = 10000; opspec.States(2).Known = true; % V opspec.States(2).x = 700; opspec.States(3).Known = true; % alpha opspec.States(3).x = deg2rad(5); opspec.States(4).Known = true; % q opspec.States(4).x = 0; % 设置配平输入（舵偏角 delta） opspec.Inputs <p> <a href="https://download.csdn.net/download/BaJing_HKHT/87209729" style="color:#ec7500;font-size:14px;"> 本文还有配套的精品资源，点击获取 </a> <img alt="menu-r.4af5f7ec.gif" src="https://csdnimg.cn/release/wenkucmsfe/public/img/menu-r.4af5f7ec.gif" style="width:16px;margin-left:4px;vertical-align:text-bottom;cursor:text;"> </p>
