随着临近空间的潜在的军事利用价值不断的被世界各国所发掘，高超声速飞行器，尤其是高超声速导弹的研制，已经成为各个世界军事强国的争相夺取的制高点。世界各国都在积极开展相关方面的研究，并取得了不同程度的进展。当前我国面临严峻的国际形势，祖国领土、领空、领海安全受到前所未有的挑战。在可以预见的未来信息化战争中，以秒计算的时代即将来临。我国迫切需要一柄能够拥有高飞行速度、大空域作战半径、高突防率、全天候作战能力的利剑来保卫祖国！本文针对在临近空间飞行的高超声速导弹的姿态控制方法进行了一定研究，并对攻角反馈和过载反馈两种情况进行了姿态控制器设计，并进行了仿真验证。首先，本文将高超声速导弹与常规导弹在性能上进行了比较。建立了高超声速飞行器在纵向通道内的运动模型，并采用经典的PID控制方法，设计了过载跟踪控制的姿态控制器。通过仿真分析发现，单纯采用气动力控制，舵机处于饱和状态的时间过长，导弹响应时间过长，不能满足高超声速导弹的作战要求。其次，引入直接侧向力，在纵向平面内建立了高超声速导弹的直接侧向力/气动力复合控制运动模型。运用滑模变结构控制方法，设计高超声速导弹的姿态控制律。对导弹的纵向通道采用类似于美国X43验证机的控制模式即：攻角跟踪控制和过载跟踪控制和两种模式的自动驾驶仪。最后针对攻角跟踪的情况，设计了攻角反馈跟踪控制器，它可以实现对攻角的精确控制，并在几个特征点处进行了仿真验证。并与相关文献中的结果进行了对比,验证了其有效性。又针对过载反馈跟踪控制的情况，设计了姿态控制器。并对几个特征点进行了仿真，验证了其有效性。