乘波体构型近空间高超声速飞行器(乘波体飞行器),其前缘具有附体激波,恰似骑在激波之上,较之传统构形的高超声速飞行器而言,具有高升阻比的特点,在军事和民用领域都具有广阔的应用前景。与常规飞行器相比,乘波体飞行器由于其细长体外形的机体结构中使用了大量轻质材料,机体结构柔性大、振动频率低,在气动载荷激励下,可能发生显著的弹性变形和弹性振动。基于此,针对乘波体飞行器气动特性与机体弹性形变引起的机体前端的偏转角之间的相互关系,建立了面向控制的乘波体飞行器气动弹性数学模型,该模型包含完整的飞行器纵向平面内的动力学方程和运动方程。其中飞行器推力、所受的气动力和俯仰力矩是飞行速度、高度、攻角、诱发攻角、舵偏角以及燃料燃烧当量比的函数。整个模型充分体现出高超声速飞行器复杂的非线性、快时变性以及耦合性等特点。乘波体飞行器再入段动力学特性和控制系统的特点主要表现为:动压变化剧烈;飞行包线范围内大部分飞行区域短周期不稳定;在再入过程中荷兰滚模态需要增稳;不同飞行状态下配平舵面差异明显;再入初期飞行器表现为低动态性,舵面效率无法满足姿态控制的要求,本文基于面向控制的乘波体飞行器气动弹性数学模型,采用等效冲量的方法设计RCS控制律,研究根据不同的动压区气动舵面和RCS复合控制策略设计控制律。再入初期气动舵面主要起配平作用,RCS力矩主要起控制作用。RCS开启和关闭的条件是根据动压大小决定的。采用MATLAB/simulink对乘波体飞行器再入段初期非线性仿真进行实现,证明了文中控制策略的有效性。