高速滑翔飞行器通过火箭或运载器助推到某个滑翔点投放,并在适当高度时发动机启动或借助气动力拉起爬升,从而实现跨大气层的高超声速飞行。由于高速滑翔飞行器的飞行速度快、航程远以突防能力强,对其研究具有重要的战略意义。与其他临近空间飞行器相比,高速滑翔飞行器为了提高升阻比以满足远距离飞行的要求,通常采用面对称气动布局。这种结构和恶劣的飞行条件使飞行器的数学模型呈现强非线性、强耦合性、不确定性的特点,给制导控制系统设计带来了新的挑战。本文的研究内容和成果如下:(1)建立了高速滑翔飞行器的制导控制系统六自由度数学模型,包括动力学模型、运动学模型和参数不确定模型等。针对巡航段姿态控制系统将绕质心动力学方程分别分解,然后基于分解后的方程设计滑模变结构控制方法,为高速滑翔飞行器制导控制系统设计和分析提供前提。(2)基于滑模控制理论分别设计巡航段飞行器控制系统。首先根据动态逆的求解步骤得到绕质心动力学方程的反馈线性化表达式;接着设计了包含姿态角和姿态角的变化率信息的滑模面,并结合反馈线性化表达式得到控制力矩和舵偏角的表达式。最后基于高速滑翔飞行器的六自由度仿真模型,验证了所设计的巡航段控制系统的合理性。(3)针对高速滑翔飞行器末制导段高速和大落角的飞行特点,推导了一种带有末端角约束的最优制导律,以满足命中精度高和末端角约束严苛的任务需求,通过限制飞行器的末端视线角间接地控制飞行器的末段俯仰角。(4)针对高速滑翔飞行器由巡航段转入下降攻击段的机动过程中,为了提高其航向的机动性,设计了BTT-90(Bank-to-Turn,倾斜转弯)制导率,将末端制导律生成的纵向及侧向过载指令根据BTT-90策略转换为弹体滚转角指令实现高速滑翔飞行器的协调转弯机动。(5)基于高速滑翔飞行器六自由度仿真模型,对所设计的制导控制系统进行了仿真验证。仿真结果表明,巡航段飞行控制系统能够完成对指令的稳定跟踪,末制导段制导系统能够同时满足命中精度和末端角度约束的要求,验证了设计方法的正确性。