高超声速飞行器具有大空域、超高速、长距离等特点，能够实现全球快速精确的战略打击，是确保国家战略安全的重要保障之一。然而，当飞行速度较低时，传统的定几何进气道高超声速飞行器会影响飞行器的机动性能。本课题采用的是平移唇罩式变进气道结构，通过进气道的前后伸缩，能够提高飞行器推进系统的性能，并提出进气道位置控制和稳定飞行控制的协调优化策略，以实现高超声速飞行器的宽马赫数范围飞行，从而改善高超声速飞行器的巡航性能。本文针对变进气道高超声速飞行器建模和控制问题的研究内容如以下几个方面：
　　首先，针对高超声速飞行器飞行环境复杂，气动参数表现为不确定和快时变等问题，考虑系统噪声存在的情况下，采用扩展卡尔曼滤波算法和最大期望算法相结合的辨识方法，以飞行过程中的状态数据为基础，对飞行器模型中的气动参数进行在线辨识，从而修正曲线拟合所建立的气动模型，为后文的控制器设计提供较为准确的模型基础。
　　其次，针对变进气道高超声速飞行器的进气道位置步进切换方式和飞行器稳定飞行之间的协调控制问题，提出多模型鲁棒控制方法。采用非奇异终端滑模控制方法设计各个子控制器。针对各个子控制器之间切换过程的控制量跳跃和稳定性问题，采用自适应Type-2模糊控制方法对切换过程的控制器进行设计。通过Lyapunov函数稳定性分析和仿真对比结果，证明了所设计的控制系统具有良好的跟踪性能和所提出的基于平滑切换策略控制方法的有效性和优越性。
　　最后，研究进气道位置采用连续调节控制，飞行器的稳定控制采用非线性自适应策略。针对可移动进气罩引入的不确定性问题，设计自适应模糊控制器，实现连续调节进气罩和飞行器稳定飞行的协调控制。此外，考虑飞行器在实际飞行中会受到外来干扰等因素，设计一种固定时间干扰观测器，对干扰项进行估计，以补偿所设计的自适应模糊控制器。并通过仿真的对比分析，证明了基于固定时间干扰观测器补偿的模糊控制器具有较好的鲁棒性和抗干扰能力。