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BTT导弹基于扩张状态观测器的滑模控制律设计_马建伟

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１ Ｔ （ ） ４ Ωｄ ｖ ｄ ｄ ４ ＝－ ｑ ｑ ２ Ｔ Ｔ 其中 ： ｖ ｄ ＝ ［ ｄ １ ｄ ２ ｄ ３ ｄ ４］ ＝ ［ ｄ ｄ ４ ］ 为导弹理想姿态四 ｑ ｑ ｑ ｑ ｑ ｑ ｑ ３ １ × ， ， 元 素 ， 满足 ｑ Ω ｖ ∈Ｒ ｄ ＝１ ，（ ｄ ４ ∈Ｒ ） ｄ 为导弹的理 ｑ ｑ ３ １ × ）。 想角速度矢量 （ Ωｄ ∈ Ｒ 本文的目的是在有参数摄动和外界干扰存在的情况下 ， 设 ）和 （ ） 的状态能 跟 踪 上 计一个反馈控制器 ， 使闭环系统 （ １ ２ ， ： ） 表达式如下 理想姿态运动状态 （ ４ （ ） ， ｌ ｉ ｍ ５ θ θ ｖ １ ＝０ １ ＝ｑ ｖ －ａ ３ ０
ａ ２
ａ ３
－ａ １
燄
（ ） ３
－ａ ２ 燀
ａ １
０燅
假定理想的姿态运动由下式可得 １（ × Ｉ Ωｄ ｄ ｖ ＝ ｄ ４ ３ ＋ｑ ｄ ｖ） ｑ ｑ ２
· ３ ６ ３ ４·
计算机测量与控制
第２ ２卷

ｔ →∞
摘要 ： 针对 Ｂ Ｔ Ｔ 导弹非线性动力学模型中的参数不确定性及系统存在未知外部干扰的问题 ， 提出了一种基于扩张状态观测器的滑模 控制设计方法 ； 将系统参数不确定性和未知外界干扰作为系统的复合干扰 ， 采用扩 张 状 态 观 测 器 估 计 系 统 的 复 合 干 扰 ， 并 实 时 补 偿 ； 利 用Ｌ ａ ｕ ｎ ｏ ｖ 方法证明系统的稳定性 ； 该控制器算法简单 、 计算量小 ， 更 易 于 实 际 工 程 应 用 ； 仿 真 结 果 表 明 ， 设 计 的 控 制 器 对 导 弹 控 制 ｙ ｐ 系统受到的复合干扰具有较强的鲁棒性和稳定性 ， 满足导弹姿态快速机动和高稳定度的控制要求 ， 性能指标明显优于滑模控制器 。 关键词 ：Ｂ Ｔ Ｔ 导弹 ； 扩张状态观测器 ； 滑模控制 ； 快速机动 ； 高稳定度
军事装备测控技术
计 算机测量与控制． ２ ０ １ ４． ２ ２（ １ １） Ｃ ｏ ｍ ｕ ｔ ｅ ｒ Ｍ ｅ ａ ｓ ｕ ｒ ｅ ｍ ｅ ｎ ｔ ＆ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｐ
文献标识码 ： Ａ
· ３ ６ ３ ３·

０ 引言
导弹上燃料的消耗以及执行大角度姿态机动都会引起导弹 转动惯量的变化 ， 在工程实践中 ， 导弹的转动惯量参数通常 是 不能确切获知的 ， 具有动力学参数不确定性 。 导弹在空间运 行 过程中会遇到各种各样的干扰 ， 它们对系统的正常运行有很 大 影响 ， 可能导致闭环系统不稳定 。 ］ 依据 Ｈ ∞ 控制理 论 设 计 的 导 弹 鲁 棒 自 动 驾 驶 仪 文献 ［ １ 具有很好的鲁棒稳定性 ， 但其控制器形式过于复杂 ， 限制了 实 际工程的应用 。 文献 ［ ２］ 采 用 最 优 控 制 来 保 证 系 统 的 快 速 性 和鲁棒性 ， 但是反馈所 需 的 状 态 量 在 实 际 工 程 中 并 不 能 获 得 ； ］ 设计了 Ｂ 文献 ［ ３ Ｔ Ｔ 导弹块模型的鲁棒自适应控制器 ， 但 这 种方法自适应调节器的个数较多 ， 控制器设计复杂 。 文献 ［ ４］ 分析了模糊控制和神经网络应用于飞航导弹自动控制中的可行 性和有 效 性 。 文 献 ［ ５］ 设 计 自 适 应 反 演 自 动 驾 驶 仪 控 制 器 ， ６］ 保证攻角能很好地跟踪指令信号 。 扩张状态观测器 ［ 具有收 敛 速度快 、 鲁棒性强 、 抗干扰能力强和算法简单等优点 。 近 些 年
Ｊ Ω ＝－ Ω× Ｊ Ω ＋Ｔ ＋ｄ
Ｔ Ｔ
式中 ， ｖ ４］ ＝ ［ １ ２ ３ ４ ］ 为导 弹 的 姿 态 四 元 素 ， 满 足 ｑ＝ ［ ｑ ｑ ｑ ｑ ｑ ｑ
Ｔ ２ ３ １ × ， ； Ω 为导弹本体坐标系相对 ｖ ｖ＋ ４ ＝１ （ ｖ ∈Ｒ ４ ∈Ｒ） ｑ ｑ ｑ ｑ ｑ
３１ 于惯性坐标系 的 角 速 度 矢 量 （ Ｔ 为导弹的控制力 Ω ∈ Ｒ × ）； ３ ３ × ） ； 若ａ ＝ 矩， ｄ 为干扰力矩 。 Ｊ 为导弹的转动 惯 量 （ Ｊ∈Ｒ
（ ，Ｈ ， ） Ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｅ ｎ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ Ｃ ｏ ｌ ｌ ｅ ｅ ｅ ｎ ａ ｎ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ Ｌ ｕ ｏ ａ ｎ ７ １ ０ ２ ３， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ４ ｇ ｇ ｇ ｙ ｇ ｙ ｙ ｇ
［ ａ ａ ａ １ ２ ３ ］， 则
收稿日期 ： ２ ０ １ ４－０ ４－２ ０； ２ ０ １ ４－０ ５－２ ３。 修回日期 ： ， 基金 项 目 ： 航空科学基金（ 国家自然科学基金 ２ ０ １ ３ ０ １ ４ ２ ０ ０ ３） （ ） 。 ６ １ ２ ０ ３ ０ ４ ７ ， 作者简介 ： 马建伟 （ 男， 河 南 巩 义 人， 教 授， 博士研究生导 １ ９ ６ ５－ ） 师， 主要从事精确制导 、 控制与组合导航技术方向的研究 。
１ Ｂ Ｔ Ｔ 导弹控制系统数学模型
文中采用四元素来描述导弹运动学模型 ， 可避免当导弹 作 大幅度的姿态运动时 ， 在某些特殊情况下 ， 某个姿态角可能 没 有意义 ， 在运动学方程中出现奇异现象 。
９］ ： 导弹运动学 、 动力学模型可表示为 ［
１（ × Ｉ Ω ｖ ＝ ４ ３ ＋ｑ ｖ ） ｑ ｑ ２ １ Ｔ Ω ４ ＝－ ｖ ｑ ｑ ２ （ ） １ （ ） ２
Ｓ ｌ ｉ ｄ ｉ ｎ Ｍ ｏ ｄ ｅ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ Ｄ ｅ ｓ ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ Ｂ Ｔ Ｔ Ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ Ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｇ ｇ Ｓ ｔ ａ ｔ ｅ Ｏ ｂ ｓ ｅ ｒ ｖ ｅ ｒ Ｅ ｘ ｔ ｅ ｎ ｄ ｅ ｄ
， ， Ｍ ａ Ｊ ｉ ａ ｎ ｗ ｅ ｉ Ｙ ａ ｎ Ｗ ｅ ｉ ｎ ｉ ｕ， Ｓ ｏ ｎ Ｘ ｉ ａ ｏ ｎ ａ Ｌ ｉ ｕ Ｇ ａ ｎ ｇ ｇ ｇ
７］ 。滑模变结构控 来 ， 在飞行器 控 制 系 统 中 有 着 成 功 的 应 用 ［ ８］ 制［ 对参数变化及扰动不灵敏 、 无需系统在线辨识 、 物理实 现
简单 ， 但外部干扰及不 确 定 项 是 滑 模 控 制 中 抖 振 的 主 要 来 源 ， 利用观测器来消除外界干扰及不确定项带来的抖动 ， 并使系 统 快速平滑收敛 。
（ ） 文章编号 ： １ ６ ７ １－４ ５ ９ ８ ２ ０ １ ４ １ １－３ ６ ３ ３－０ ３ 中图分类号 ： Ｔ Ｊ ７ ６ ５． ４
Ｂ Ｔ Ｔ 导弹基于扩张状态观测器的滑模控制律设计
马建伟 ， 杨伟妞 ， 宋晓娜 ， 刘 刚
（ ） 河南科技大学 信息工程学院 ， 河南 洛阳 ４ ７ １ ０ ２ ３
： ， Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ Ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ｎ ｏ ｎ ｌ ｉ ｎ ｅ ａ ｒ ｄ ｎ ａ ｍ ｉ ｃ ｍ ｏ ｄ ｅ ｌ ｏ ｆ Ｂ Ｔ Ｔ ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ ｗ ｉ ｔ ｈ ｕ ｎ ｃ ｅ ｒ ｔ ａ ｉ ｎ ｔ ｉ ｅ ｓ ａ ｎ ｄ ｕ ｎ ｋ ｎ ｏ ｗ ｎ ｅ ｘ ｔ ｅ ｒ ｎ ａ ｌ ｄ ｉ ｓ ｔ ｕ ｒ ｂ ａ ｎ ｃ ｅ ｔ ｈ ｉ ｓ ａ ｒ ａ ｍ ｅ ｔ ｒ ｉ ｃ ａ ｅ ｒ ｙ ｐ ｐ ｐ ａ ｄ ｅ ｓ ｉ ｎ ｍ ｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｏ ｆ ｓ ｌ ｉ ｄ ｉ ｎ ｍ ｏ ｄ ｅ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｌ ｅ ｒ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｅ ｘ ｔ ｅ ｎ ｄ ｓ ｔ ａ ｔ ｅ ｏ ｂ ｓ ｅ ｒ ｖ ｅ ｒ（ Ｅ Ｓ Ｏ） ． Ｔ ｈ ｅ ｕ ｎ ｃ ｅ ｒ ｔ ａ ｉ ｎ ｔ ｉ ｅ ｓ ａ ｎ ｄ ｕ ｎ ｋ ｎ ｏ ｗ ｎ ｅ ｘ ｒ ｅ ｓ ｅ ｎ ｔ ｅ ｄ ａ ｒ ａ ｍ ｅ ｔ ｒ ｉ ｃ － ｇ ｇ ｐ ｐ ｔ ｅ ｒ ｎ ａ ｌ ｄ ｉ ｓ ｔ ｕ ｒ ｂ ａ ｎ ｃ ｅ ｗ ａ ｓ ｔ ｒ ｅ ａ ｔ ｅ ｄ ａ ｓ ａ ｃ ｏ ｍ ｏ ｓ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｄ ｉ ｓ ｔ ｕ ｒ ｂ ａ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｅ Ｓ Ｏ ｗ ａ ｓ ｕ ｓ ｅ ｄ ｔ ｏ ｅ ｓ ｔ ｉ ｍ ａ ｔ ｅ ｕ ｎ ｋ ｎ ｏ ｗ ｎ ｃ ｏ ｍ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｄ ｉ ｓ ｔ ｕ ｒ ｂ ａ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ ｃ ｏ ｍ ｅ ｎ ｓ ａ ｔ ｅ ｄ ｐ ｐ ｐ ｃ ｌ ｏ ｓ ｅ ｄ － ｌ ｏ ｏ ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｏ ｂ ｓ ｅ ｒ ｖ ｅ ｒ －ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｌ ｅ ｒ ｃ ｏ ｍ ｂ ｉ ｎ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｗ ａ ｓ ｒ ｏ ｖ ｅ ｄ ｂ Ｌ ａ ｕ ｎ ｏ ｖ ｍ ｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ． Ｔ ｈ ｅ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｌ ｅ ｒ ａ ｌ ｏ ｒ ｉ ｔ ｈ ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｍ－ ｏ ｎ ｌ ｉ ｎ ｅ ． Ｔ ｈ ｅ ｐ ｙ ｐ ｙ ｙ ｐ ｇ ， ， ’ｓ ｓ ｍ ａ ｌ ｌ ａ ｍ ｏ ｕ ｎ ｔ ｏ ｆ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ ｉ ｔ ｅ ａ ｓ ｉ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｅ ｎ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ａ ｌ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ． Ｓ ｉ ｍ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｓ ｈ ｏ ｗ ｔ ｈ ａ ｔ ｔ ｈ ｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｎ ｅ ｄ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｌ ｅ ｒ ｌ ｅ ｒ ａ ｃ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｇ ｇ ｐ ｐ ｇ ｐ ｐ ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ｓ ｓ ｔ ｅ ｍ ｏ ｆ ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ ｗ ｉ ｔ ｈ ｔ ｈ ｅ ｃ ｏ ｍ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｄ ｉ ｓ ｔ ｕ ｒ ｂ ａ ｎ ｃ ｅ ｈ ａ ｓ ｏ ｏ ｄ ｒ ｏ ｂ ｕ ｓ ｔ ｎ ｅ ｓ ｓ ａ ｎ ｄ ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ． Ｉ ｔ ｍ ｅ ｅ ｔ ｓ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｕ ｉ ｒ ｅ ｍ ｅ ｎ ｔ ｓ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ ｆ ａ ｓ ｔ ａ ｔ ｔ ｉ － ｙ ｐ ｇ ｙ ｑ ｔ ｕ ｄ ｅ ｍ ａ ｎ ｅ ｕ ｖ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ ｈ ｉ ｈ ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ． Ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｄ ｉ ｃ ｅ ｓ ａ ｒ ｅ ｍ ｕ ｃ ｈ ｓ ｕ ｅ ｒ ｉ ｏ ｒ ｔ ｏ ｔ ｈ ｏ ｓ ｅ ｏ ｆ ｓ ｌ ｉ ｄ ｉ ｎ －ｍ ｏ ｄ ｅ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｌ ｅ ｒ ． ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｎ ｃ ｅ ｇ ｙ ｐ ｇ ｐ ： ； ； ； ； Ｋ ｅ ｗ ｏ ｒ ｄ ｓ Ｂ Ｔ Ｔ ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ ｅ ｘ ｔ ｅ ｎ ｄ ｅ ｄ ｓ ｔ ａ ｔ ｅ ｏ ｂ ｓ ｅ ｒ ｖ ｅ ｒ ｓ ｌ ｉ ｄ ｉ ｎ －ｍ ｏ ｄ ｅ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｆ ａ ｓ ｔ ｍ ａ ｎ ｅ ｕ ｖ ｅ ｒ ｈ ｉ ｈ ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｇ ｇ ｙ ｙ

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基于有限时间收敛干扰观测器的探导控一体化设计

基于有限时间收敛干扰观测器的探导控一体化设计


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滚仰式半捷联导引头结构简单具有 的 mX*_ 离轴角观 到弹体姿态影响 ) 半捷联导引头的特殊结构使得导引
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ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
定性仿真结果表明一体化控制方法提高了导弹对目标机动的响应能力和目标跟踪的稳定性并实现了比传统
级联控制方法更小的脱靶量
关键词干扰观测器滑模控制探导控一体化滚仰半捷联
中图分类号 文献标志码 Db)@"DG@<#!!!!
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基于干扰观测器的小卫星自适应积分滑模姿态控制

基于干扰观测器的小卫星自适应积分滑模姿态控制

基于干扰观测器的小卫星自适应积分滑模姿态控制杨新岩;廖育荣;倪淑燕【摘要】This brief designs an adaptive integral sliding mode controller to reduce the influence of flywheel friction torque and external disturbance torque were presented. Firstly, the disturbance observer is designed to offset the friction torque of the flywheel, and the conditions for the stability of disturbance observer are given. The adaptive law of the switching gain is designed to weaken the chattering problem that sliding mode controller have. Then the adaptive integral sliding mode controller is designed based on the disturbance observer and the adaptive law.The stability of the controller is proved. The simulation results show that the small satellite can achieve 0. 001 degree of attitude control precision with little chattering under the action of the controller, which proves the superiority of the controller.%针对飞轮摩擦力矩和外界干扰力矩对小卫星姿态控制精度的影响,设计了一种自适应积分滑模控制器.首先通过设计干扰观测器来补偿飞轮摩擦力矩;并给出了干扰观测器能稳定工作的条件.针对滑模控制器存在的抖振问题,通过对切换增益设计自适应律来减弱抖振;然后基于干扰观测器和自适应律设计了自适应积分滑模控制器;理论证明了该控制器的稳定性.最后通过对小卫星姿态控制进行数字仿真,在控制器作用下,小卫星实现了0. 001°的控制精度;同时具有较小的抖振幅度,证明了所设计控制器的优越性.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2019(019)003【总页数】6页(P255-260)【关键词】小卫星;飞轮摩擦力矩;干扰观测器;自适应;滑模控制【作者】杨新岩;廖育荣;倪淑燕【作者单位】航天工程大学研究生院,北京 101416;航天工程大学职业教育中心,北京 101416;航天工程大学电子与光学工程系,北京 101416【正文语种】中文【中图分类】V525.1近年来，随着微机电技术和空间技术的发展成熟，小卫星受到了越来越多人的关注。

基于扩张状态观测器的空间跟瞄转台指向控制方法

基于扩张状态观测器的空间跟瞄转台指向控制方法

基于扩张状态观测器的空间跟瞄转台指向控制方法
王语晨;康建兵;林喆;彭建军;许志炜
【期刊名称】《航天返回与遥感》
【年(卷),期】2022(43)5
【摘要】空间光电跟瞄系统对“远、暗、小、密”目标低速跟踪指向过程中,由于摩擦扰动、电机槽隙力矩波动扰动和传感非线性等因素,引发跟瞄转台低速爬行现象,导致瞄准误差增大,跟瞄成像抖动。

针对这一问题,提出一种基于扩张状态观测器(Extended State Observer,ESO)的指向控制方法,在建立跟瞄转台矢量控制模型的基础上,提出双ESO复合控制方法,对引发跟瞄抖动和扰动的因素进行了在线观测与补偿。

通过数值仿真对该方法的有效性进行验证,仿真结果表明,相比于传统比例积分(PI)控制方法与单转速环ESO方法,该方法可有效提高光电跟瞄转台在低速跟瞄时的跟瞄精度与平稳性。

【总页数】12页(P78-89)
【作者】王语晨;康建兵;林喆;彭建军;许志炜
【作者单位】北京空间机电研究所;黄河上游水电开发有限责任公司格尔木分公司;中国三峡新能源(集团)股份有限公司
【正文语种】中文
【中图分类】TP272
【相关文献】
1.基于通用扩张状态观测器的鲁棒飞行控制方法
2.基于扩张状态观测器的永磁同步电机无传感器控制方法
3.基于扩张状态观测器的漂浮基空间机器人姿态、关节运动模糊控制
4.基于滑模变结构和扩张状态观测器的电动舵机复合控制方法
5.基于扩张状态观测器的飞行仿真转台鲁棒控制
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基于扩张观测器火箭炮伺服系统鲁棒控制

基于扩张观测器火箭炮伺服系统鲁棒控制

收稿日期：2019-08-07修回日期：2019-11-21基金项目：国家博士后基金面上资助项目（2018M642295）作者简介：吴跃飞（1988-），男，江苏南京人，博士，讲师。

研究方向：运动控制、嵌入式系统设计。

*摘要：火箭炮伺服系统负载非线性摩擦对系统的动态及静态性能影响很大，而系统中存在的不平衡力矩大范围变化及方位框架和俯仰框架之间不可避免的耦合干扰作用等，使得系统存在着严重的非线性。

针对这些问题，建立了火箭炮位置伺服系统数学模型，基于扩张观测器设计鲁棒输出反馈控制器，该控制策略将包含未知外负载力的干扰项视为未知输入，构造未知输入观测器，通过使用误差反馈项符号的连续鲁棒积分控制方法来适应的有界干扰。

仿真结果表明，所提出的控制方法可有效地抑制摩擦和扰动对系统的不利影响，实现了在存在参数不确定性和各种干扰情况下的渐近跟踪性能。

关键词：伺服系统，连续摩擦模型，建模不确定性，积分鲁棒控制方法中图分类号：TJ393文献标识码：ADOI ：10.3969/j.issn.1002-0640.2020.11.007引用格式：吴跃飞，殷晓晴，崔林威.基于扩张观测器火箭炮伺服系统鲁棒控制［J ］.火力与指挥控制，2020，45（11）：32-36.基于扩张观测器火箭炮伺服系统鲁棒控制*吴跃飞，殷晓晴，崔林威（南京邮电大学自动化学院，南京210023）Extended-State-Observer-Based RobustControl of Rocket Launcher Servo SytemsWU Yue-fei ，YIN Xiao-qing ，CUI Lin-wei（College of Automation ，Nanjing University of Posts and Telecommunications ，Nanjing 210023，China ）Abstract ：The nonlinear friction of the rocket launcher servo system load has a great influence onthe dynamic and static performance of the system.However ，the large range variation of unbalanced moments of force in the system and the inevitable coupling interference effect between the azimuth frame and the pitch frame in rocket launcher position servo system the severe nonlinear exists in the system.Aiming at these problems ，the mathematical model of the rocket gun position servo system is first established ，and then the robust output feedback controller is designed based on the extended observer.The control strategy treats the interference term containing the unknown external load force as an unknown input and constructs an unknown input observer.Finally ，the bounded interference isadapted by a continuous robust integral control method using error feedback term symbols.The simulation results show that the proposed control method can effectively suppress the adverse effects of friction and disturbance on the system ，and the asymptotic tracking performance in the presence of parameter uncertainty and various interferences can be realized.Key words ：servo system ，continuously differentiable friction model ，uncertainty of modelling ，integral robust control methodCitation format ：WU Y F ，YIN X Q ，CUI L W.Extended-state-observer-based robust control of rocket launcher servo sytems ［J ］.Fire Control &Command Control ，2020，45（11）：32-36.文章编号：1002-0640（2020）11-0032-05Vol.45，No.11Nov ，2020火力与指挥控制Fire Control &Command Control 第45卷第11期2020年11月32··（总第45-）0引言多管防空火箭炮伺服系统负载非线性摩擦对系统的动态及静态性能影响很大，而系统中存在的不平衡力矩大范围变化及方位框架和俯仰框架之间不可避免的耦合干扰作用等，使得系统存在严重的非线性［1］。