高超声速飞行器在军事上与民用上均有非常重要的意义,已成为了航空航天领域的研究热点。为追求更高的飞行速度、更强的机动性,高超声速飞行器往往采用先进气动、结构设计,使得高超声速飞行器气动、推进、结构和控制之间存在显著的动态交叉耦合效应。同时,飞行器模型具有较高的非线性与不确定性,导致高超声速飞行器的控制系统设计面临较大的困难。本文主要研究高超声速飞行器耦合偏离与快响应鲁棒控制技术问题。首先,充分借鉴国内外相关研究文献,了解国内外相关技术的研究现状,为后续的研究提供理论基础。基于国内外文献基础上,建立完整的6DOF非线性数学模型,并根据相关研究内容,结合系数冻结理论,推导出飞行器的线性化小扰动方程。为后续耦合机理分析、偏离判据研究与控制系统设计提供研究基础。其次,基于飞行器运动模型、结构布局、气动布局等方面出发,具体分析了飞行器运动学耦合、惯性耦合与气动耦合等耦合效应的产生机理。在此基础上研究几种常见的耦合运动模态,分析各种耦合运动模态产生时飞行器所具有的典型特征。再次,根据动态静稳定参数与操纵偏离系数的表达式,分析了该判据所包含的物理意义。基于飞行器小扰动方程,推导出适用于全通道耦合的稳定性判据,新的稳定判据比动态静稳定参数与操纵偏离系数更具有一般性,适用范围更广。最后,针对高超声速飞行器的强非线性和高度不确定性的问题,开展自抗扰控制技术研究,成功将自抗扰控制技术应用到飞行器的控制中。成功设计出了基于自抗扰控制技术的姿态驾驶仪,并与传统姿态驾驶仪进行比较,得出自抗扰姿态驾驶仪动态性能与传统驾驶仪相当,但鲁棒性远强于传统姿态驾驶仪的结论。另外,基于传统的三回路过载自动驾驶仪,设计出一种基于自抗扰控制技术的混合过载驾驶仪,并通过仿真分析验证了方案的可行性。