近年来,高超声速飞行器战略价值日益凸显。助推滑翔飞行器作为一种典型的高超声速飞行器,在国防发展战略中具有举足轻重的地位。然而,高超声速飞行器高速飞行、特殊空域也导致其面临着不确定扰动和非线性控制问题。本文针对高超声速飞行器,开展再入段姿态控制问题研究,以自抗扰控制为基础,设计一种适用于高超声速飞行器的新型非线性抗扰控制方法。首先,建立了面向控制的再入段动力学模型。给出了描述飞行器运动的坐标系定义及其相互之间的转换关系,推导高超声速飞行器再入段六自由度非线性动力学模型,并在此基础上采用反馈线性化方法建立了三通道解耦的线性化控制模型,为后续再入段姿态控制器设计奠定基础。然后,采用传统自抗扰控制方法建立了再入段姿态控制器。自抗扰控制器由跟踪微分器、扩张状态观测器以及非线性反馈控制律组成。线性自抗扰控制器在原有的基础上采用了线性扩张状态观测器和比例微分控制器代替原有的扩张状态观测器以及非线性反馈控制律,并采用极点配置方法极大简化了参数整定工作。本文将传统自抗扰控制器理论应用于再入段姿态控制器设计,在反馈线性化模型的基础上,完成了非线性和线性两种自抗扰控制器的设计,并在给定任务剖面下进行了仿真验证与分析。最后,本文在自抗扰控制器基础上,采用非奇异快速终端滑模理论进行了改进,提升了控制器的抗扰能力。在反馈线性化模型的基础上,采用非奇异快速终端滑模控制理论改进了反馈控制律;分析了扩张状态观测器快速收敛特性对于控制器的重要性,并采用超螺旋理论设计了有限时间收敛的扩张状态观测器;为进一步提升控制效果,设计了三阶反正切跟踪微分器,快速获取指令信号的精确微分。在同样的任务剖面条件下,进行了仿真验证与对比分析,证明了所设计的控制器相比于传统自抗扰控制方法具备更强的抗扰能力。