● 摘要
高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5马赫的临近空间飞行器。它凭借飞行速度快、有效载荷多、突防能力强等优势，在军事、民用等领域都具有重大的潜在价值；同时，开展高超声速飞行器的研究工作将有助于控制、仿真、材料、动力、计算机等多学科的深入发展，对未来空间技术、军事战略、武器体系以及科学技术的进步都将产生重大影响。
吸气式高超声速飞行器在过渡段飞行时，为了保证其动力系统超燃冲压发动机能够正常点火工作，要求发动机工作状态发生变化时姿态能够迅速得到调整。本论文针对此问题，在建立高超声速飞行器纵向通道非线性动力学模型的基础上，基于自适应滑模控制方法以及定量反馈理论（QFT）设计飞行姿态控制系统。主要研究成果如下：
分析了高超声速飞行器表面气动力与气动力矩、超燃冲压发动机推力，在此基础上，建立高超声速飞行器纵向通道非线性动力学模型。
应用自适应滑模变结构控制方法设计高超声速飞行器姿态控制器，通过自适应算法在线估计发动机工作状态改变引起的参数变化上界，克服参数不确定性的影响，提高控制系统鲁棒性，然后，利用Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明，所设计的控制器能够满足高超声速飞行器过渡段的控制需求，系统能够快速的调整姿态，并具有较强的鲁棒性。
针对过渡段的控制需求，将超燃冲压发动机不同工作状态(进气道关闭、进气道打开和发动机点火)对高超声速飞行器模型参数的影响视为不确定对象鲁棒性问题的扩展，应用QFT设计了纵向通道的QFT控制器。仿真结果表明，该控制器能够有效抑制各种干扰的影响，将高超声速飞行器的攻角迅速调整，且系统调节时间小于0.4s，满足高超声速飞行器过渡段飞行控制系统性能要求指标。但由于QFT过于依赖设计人员的经验，因此提出将QFT与鲁棒控制理论中的μ综合方法相结合，先利用μ方法生成初始控制器，再使用QFT进行整形优化，最后通过仿真进行了验证，仿真中加入了参数摄动和外界干扰，验证了控制器的鲁棒性。