无人机发射过程是机体飞行中一个十分重要的阶段,确保无人机安全、稳定地完成发射任务是研究无人机的一个重点和难点。本文以折叠机翼、箱式发射、火箭助推起飞方式的无人机为研究对象,重点研究了无人机在发射阶段的影响因素,如机翼折叠时间、发动机离合时间等,并且为了稳定发射阶段无人机的姿态,分别基于PID和自适应控制方法设计了无人机发射过程飞行控制系统,并经过仿真验证了系统的可行性。首先,本文采用机理建模的方法,对无人机发射过程进行受力分析,根据无人机机翼是否展开,将建模过程分为机翼展开前质点对象建模和机翼展开后刚体对象建模。基于模块化的思想,分别建立了无人机重力模型、发动机推力模型、火箭推力模型和气动力及气动力矩模型等。在此基础上,借助Matlab仿真软件建立了无人机发射阶段的数学模型,并对其进行线性化。其次,为了保证无人机发射阶段飞行的稳定和安全,着重分析了无人机助推发射阶段中各种因素对飞行性能造成的影响。本文根据发射阶段无人机多刚体物理结构,将影响因素分为四类:无人机机体固有因素、火箭助推器因素、发射装置影响因素和外界影响因素。因无人机采用折叠机翼、箱式发射的特殊发射方式,本文以发射阶段结束时无人机应该达到的安全高度和速度为指标,重点研究了发动机离合时间、机翼展开时间、火箭安装位置、机体发射角和外界风干扰等因素。再次,设计了无人机发射过程的飞行控制系统。本文分别采取PID控制方法和自适应控制方法进行设计。首先采用PID控制方法设计了无人机发射阶段的控制系统,并以俯仰角控制系统为例,利用SPSA控制参数整定法简化了参数调节过程;然后利用自适应控制方法设计了无人机发射阶段的姿态控制系统,最后分别对两种方法设计的控制系统进行仿真验证。最后,基于Matlab/GUI软件设计了无人机飞行仿真界面,实现了无人机Simulink仿真模型和GUI界面无缝结合的功能。仿真界面设计结果表明,飞行控制系统仿真界面可以实现状态量与控制量的实时显示、在线调节控制参数等多种功能,验证了飞行系统的可行性。