程永珩， 王良明， 傅 键

(南京理工大学能源与动力工程学院，南京 210094)

0 引言

火箭弹自第二次世界大战大量使用以后，制导化、精确化成为远程精确打击的研究热点[1]。通过火箭弹尾翼斜置自旋可有效改善发动机推力偏心、质量分布不对称的影响。但是，火箭弹在飞行过程中，弹体质量、速度以及气动系数不断发生变化，导致弹体参数快速时变，弹体动态特性高度非线性，并含有不确定因素。再考虑火箭弹的自旋影响所表现的不确定性[2]，在高速飞行阶段的火箭弹各通道具有强耦合作用；此外,各飞行参数互相耦合，且随时间变化剧烈，是多变量的强耦合时变系统[3]。基于传统的动态逆解耦的三通道独立设计方法难以满足旋转火箭弹性能指标要求的控制器。

随着控制理论的发展和完善，控制问题日益成为学界广泛关注的问题。在建立系统的数学模型时只能获得有限的信息，因此会存在一些模型的不确定性。另一方面，外界干扰也会严重影响控制效果，为了解决这些问题，许多学者基于各种理论提出了不同种类的扰动观测器来估计外部扰动和模型不确定性[4]。

高科等[5]针对高超声速飞行器再入段的不确定性，结合自抗扰控制技术，设计了扩张状态观测器(ESO)对系统的模型不确定姿态控制的方法，仿真结果表明，提出的控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令，同时能对系统的模型不确定性和外部干扰进行良好的补偿，大幅提高了系统鲁棒性，控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令；……