临近空间是在对地球外宇宙空间的不断探索中遇到的未被充分开发利用的空间领域,是航空与航天空间领域的纽带。临近空间的高度高于航空器的飞行巡航高度,但低于航天器的运行轨道高度。临近空间飞艇则是临近空间飞行器中最具军事和民用价值的空间运行装备。本文针对临近空间飞艇建模与控制的关键技术深入研究了临近空间飞艇动力学模型、热力学模型,并分析了其流体力学特性;结合飞艇弹性颤振实验数据运用先进辨识方法做了相应的系统辨识研究;在具有一定的外部干扰情况下,研究提出相应的控制方法,对临近空间飞艇悬停稳定和航迹跟踪进行控制,通过数字仿真以及半物理仿真验证了控制方法的有效性。针对这些建模与控制关键技术的研究,可以为临近空间飞艇的设计研制提供技术支持,同时也可以为大型航天器的建模和控制提供参考。首先,研究分析了临近空间飞艇动力学模型、热力学模型以及流体力学特性。在建立数学模型方面,从流体力学的观点考虑到飞艇表面因空气的粘性而产生的边界层,必须考虑空气的粘性。从空气动力学角度而言,飞艇软式结构会影响它的气动力和力矩,从而具有特殊的飞行特性。为了使得飞艇动力学模型的建立容易实现,统一整合飞行动力学、结构动力学、空气静力学和空气动力学,从而使得建立的理论模型可以用来执行飞艇的动态仿真和气动弹性稳定性分析。针对飞艇既存在弹性形变同时又具有刚体运动的特点,运用势流和空气动力学理论,研究了飞艇气动力和弹性形变之间的耦合情况,同时从飞行动力学、静力学、结构动力学等方面进行讨论,建立了临近空间飞艇动力学模型。其次,临近空间飞艇由于结构的特殊性,存在弹性形变的振动特性,将频响函数估计方法应用于弹性振动结构的模态参数辨识之中,为频响函数的直接使用提供准确表达式,深入研究频响函数估计的非参数辨识法。在暂态项存在的前提下,联合频响函数、暂态项参数和脉冲响应系数,将频响函数辨识过程转化为线性最小二乘优化问题。根据此优化问题的特殊结构,提出利用可分离的步骤来实现频响函数估计,在离散傅里叶变换中,考虑初始和终端状态带来的暂态泄露项和观测噪声谱项对频响函数估计的影响。运用非参数辨识算法结合某型飞艇的试飞弹性颤振数据进行了仿真运算,验证了辨识方法的有效性。然后,研究提出了一种适用于飞艇悬停稳定控制问题的新方法,设计稳定飞艇悬停飞行的逆向控制策略,使其对于扰动(风和湍流)和对抗不匹配的动力学是鲁棒的。针对系统具有控制时滞的特性,采用连续状态变换思想,将具有时滞的控制系统转化为无时滞的控制系统,再利用无时滞控制系统使得性能指标最小的解去求原系统的状态函数,进而得到时滞反馈控制与状态变换后最优控制之间的关系,求出最优时滞反馈控制的增益,最后进行了仿真验证。线性反馈饱和函数的非线性组合确保饱和状态下的全局稳定执行器限制的问题对于这种欠激励系统是基础性的,从而构建控制策略来处理飞艇横向失效的问题,以使飞艇沿着从当前状态到期望状态的给定参考航迹,从而减少对侧向力的需要。最后,针对临近空间飞艇航迹跟踪需求,研究提出了一种基于互质因子摄动系统的非脆弱控制方法,对系统的鲁棒稳定性、对摄动的灵敏度及非脆弱性进行讨论,工程上要求系统应有良好的干扰抑制能力,而灵敏度正反映了系统对干扰的敏感性。论文研究了被控对象和控制器均存在不确定时闭环系统鲁棒稳定性和非脆弱控制问题,分别讨论了左互质因子摄动和右互质因子摄动情况下反馈系统的非脆弱鲁棒稳定性和性能敏感性问题,并给出了相应条件下系统非脆弱鲁棒稳定的充分条件,最后给出了两种情况下系统非脆弱鲁棒稳定性之间的关系。飞艇的非线性动力学和运动学建模以状态空间表示的形式重新导出和重新排列,运用数学仿真模拟了轨迹跟踪控制器的性能,它跟踪给定的参考轨迹和状态变量,显示出轨迹跟踪误差足够小,具有良好的跟踪性能。