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2）建立单兵式火箭弹滑模控制方案结构
本次毕业设计的技术路线以飞行器纵向通道控制器为例，其为“过载+角速度”的控制方案结构。
这种设计方法中，运用“过载+角速度”反馈控制结构，可以实现角度的精细控制和角速度的约束控制。之后，便可应用滑模变结构控制方法通过飞行器的纵向动力学模型设计变结构控制器，选用指数趋近律传变结构控制满足到达条件后，进而可以分析系统滑动运动稳定性，并根据分析结果确定控制参数，改善系统动态特性。
1.5 本章小结
一般来说飞行器飞行控制系统的的主要作用是使飞行其飞行稳定，实现其姿态的高精度控制，并且能有效的抑制外界干扰，并且具有跟踪过载能力。因此，如何设计飞行控制系统便显得尤为重要，变结构控制系统具有对参数摄动的不变性和对外界干扰的鲁棒性的优点，正好符合控制系统设计的需要。
本文主要分为五章来写，各章内容安排如下：
第一章概述课题的研究背景以及国内外发展情况，分析了课题目前面临的困难和准备采取的研究方法。
第二章先讲解了坐标系应该如何定义，各个坐标系之间怎样转换，如何选用适合的坐标系，然后根据动力学知识推导并建立了火箭弹动力学模型。
第三章介绍了滑模变结构的基本概念、基本定义、主要推导过程和变结构控制的具体设计步骤等基础知识。
第四章根据滑模变结构理论选取合适的滑模面，选用指数趋近律方式，推导并求取了控制律 ，然后根据动力学方程求得系统滑动运动特征方程，通过分析特征方程设计确定控制参数 。
第五章基于变结构理论建立火箭系统仿真模型，并对几种不同情况下（加入扰动和不加扰动，加入反馈控制器和不加反馈控制器时）系统模型的状态特性进行了对比分析，最后归纳了所得到的结论。
2 火箭弹数学模型的建立与计算
2.1 气动参数
一般来说在单兵火箭弹在飞行过程中，伴随着飞行高度的不断增加，其所处的气象条件也会发生相应的改变。因此，必须考虑因高度变化而引起的气象条件的变化，从而得到较精确的气动力参数，减小误差干扰。但是，由于单兵式火箭弹的发射和飞行高度较低（≤100m），所以不考虑随高度引起的气象条件变化。
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