高超声速飞行器具有飞行空域广、高度和速度跨度范围大、飞行环境复杂多变等特点,因而其控制系统面临着控制力矩不足、系统响应延迟和飞行鲁棒性降低等难题。本文以吸气式高超声速飞行器为研究对象,提出了基于气动力和直接力的复合控制方案,对高超声速飞行器动力学建模、执行机构特性、滑模变结构控制律设计和控制指令分配等进行了详细研究。首先,给出了升力体外形的高超声速飞行器总体方案,以及飞行器典型特征参数。提出了“水平副翼+双垂尾”气动力控制系统,辅以燃烧室引流直接力控制的复合控制方案。详细介绍了相关坐标系的定义及其转换关系,建立了高超声速飞行器的姿态动力学模型。其次,以高超声速飞行器复合控制机构为研究对象,开展了复杂系统近似建模技术、空气舵系统和直接力系统的力矩特性研究。基于拉丁超立方采样方法,以极大极小距离作为优化准则,提出了最优拉丁超立方采样方法。系统地研究并实现了Kriging近似建模方法。推导了空气舵系统、直接力系统的控制力矩模型,分析了模型的影响因素,采用最优拉丁立方抽样建立了训练样本集和验证样本集,并通过CFD方法对上述样本集上的力矩特性进行了数值计算。在此基础上,建立了两种控制机构的近似模型。之后,为了提高控制系统的综合性能,设计了自适应滑模控制器。介绍了滑模变结构控制的基本原理。根据飞行器不同状态变量的响应时间不同,利用时间尺度理论将控制系统划分为快变量和慢变量两个子系统。在此基础上,设计了面向高超声速飞行器的自适应滑模控制器。仿真分析结果表明,该控制器能够有效解决复合控制系统快响应、强耦合、非线性和不确定性条件下的控制问题。最后,针对复合控制系统的控制分配策略问题进行了研究。介绍了典型的控制分配策略。针对中高空巡航飞行状态,提出了能量最省的控制分配策略,通过仿真分析验证了分配策略的正确性。而针对高机动飞行或俯冲攻击状态,提出了基于模糊逻辑的控制分配策略,建立了隶属度函数和模糊控制规则,形成了模糊控制分配策略,通过仿真分析验证了该分配策略的有效性。