火箭助推发射是无人机常见的一种起飞方式。由于在发射段无人机受力情况复杂,干扰因素多,尤其是飞行速度小、高度低、安全窗口窄,导致控制难度增加。本文是以某火箭助推发射型无人机为对象,开展了该无人机的性能分析与发射段的控制律设计研究;完成了从无人机对象特性分析、系统建模到飞行控制器设计、飞行控制律仿真验证的一整套飞行控制律研发方案设计;在数字仿真环境下对设计结果进行了试验验证。论文首先对无人机在空中段和发射段进行了受力分析,并据此利用Matlab分别建立了无人机发射段和空中段六自由度非线性数学模型,为无人机控制律的设计、仿真验证提供平台。其次,对无人机进行了系统的性能分析,包括基本性能分析、模态分析、可控可观性分析等,分析结论为飞行控制器结构和控制策略设计提供依据。之后,在性能分析的基础上,针对无人机在火箭脱落后的空中段,制定了无人机控制系统的控制结构与控制策略,用根轨迹法设计了控制器参数,对所设计的控制器进行了非线性数字仿真,并在全包线内进行了时、频域的鲁棒性检查,验证了控制系统设计的合理性。最后,对发射段的控制技术进行了深入的研究。研究内容包括:对发射段参数的敏感性进行分析,提出了发射段关键技术的解决方案,制定了发射段的控制策略,并用蒙特卡罗方法对发射段控制系统进行了鲁棒性验证,最后对发射过程的控制逻辑进行了数字仿真验证。