变质心控制技术是通过调整飞行器内部活动体与壳体的相对位置使系统质心发生变化,从而改变气动力臂实现对飞行器姿态的控制。与传统的气动舵控制方式相比,变质心控制技术的优点是执行机构位于飞行器内部,不必考虑舵面烧蚀问题。因此这种控制方式非常适合在大气层内飞行的高超声速飞行器机动。但安装在飞行器内部的滑块会破坏载体内部结构,从而增加滑块布局的设计难度。因此对滑块布局进行合理的优化设计是变质心控制技术实现真正工程化的先决条件。此外,滑块在运动过程中会引起惯性主轴偏移,这种偏移不仅会导致通道间的耦合,而且会引起陀螺效应从而增加附加惯性力矩。因此由飞行器和滑块共同构成的动力学系统是一个强耦合、强非线性的动态系统。这些因素使得系统的动力学特性异常复杂,并且对控制系统的设计提出了更高要求。本文将针对上述若干问题进行深入研究。为解决滑块布局与机动能力之间的冲突,本文首先提出一种大质量比单滑块与喷气控制组合的姿态BTT控制模式。根据所提出的滑块布局,建立变质心飞行器完整的动力学模型,包括姿态动力学和滑块动力学模型。为了揭示变质心飞行器的控制机理,针对滑块控制的俯仰通道的线性模型,研究包括攻角与滑块偏转角的配平关系、稳定条件、控制能力及动态特性等问题。结果表明滑块的质量比和质心距是影响变质心飞行器控制机理的重要参数。采用多尺度方法和分岔理论对包含滑块动力学的完整非线性俯仰动力学系统进行振动模态和分岔方面的分析。首先建立攻角与滑块偏转角的耦合动力学微分方程组,其中滑块运动耦合导致的动力学方程中出现的立方非线性项会激发系统的内共振现象。而这一现象是无法通过分析线性模型来揭示的。采用多尺度方法研究系统内共振的动力学行为,给出一阶近似解情况下定常解的幅频响应关系。此外,大质量比滑块的弧线运动增加了系统的非线性特性,滑块偏转角的变化以及总体参数、气动参数等的变化都将会引起系统动力学行为的突变而产生分岔。因此着重从总体参数和气动参数方面对飞行器俯仰姿态平衡态的影响进行开环非线性分岔特性分析,并对平衡分支的稳定性和分岔点进行分析,为飞行器参数的进一步优化设计提供参考依据。提出基于浸入与不变流形理论的俯仰姿态/伺服控制律及一体化自适应控制律。由于大质量比单滑块在运动过程中产生附加转动惯量导致姿态与伺服系统之间的运动耦合,因此按照姿态跟踪回路和滑块位置回路设计思路,基于浸入与不变流形理论设计双回路控制器。并且针对该理论中偏微分方程求解困难的问题,重新设计目标系统从而简化了设计过程。针对双回路控制系统存在的一些不足,从飞行器整体耦合控制模型出发,仍然基于浸入与不变流形方法,设计俯仰通道的姿态/伺服一体化控制系统来提高控制的动态品质,并且设计估计器来补偿气动参数不确定性。基于一体化控制器形成的闭环系统动力学模型,分别以质量比和指令攻角为分岔参数开展闭环非线性分岔特性研究,对控制器的设计提供重要动力学信息。针对本文所设计的变质心BTT控制方案,提出了基于浸入与不变流形理论的多通道耦合控制器。通过对变质心飞行器多通道耦合控制模型的分析发现,滚转和偏航通道通过附加转动惯量耦合为了欠驱动的滚偏子系统。因此采用坐标变换方法将原系统转换为级联系统,然后在此基础之上设计欠驱动控制器。结果表明相比于全驱动控制方式,本文提出的欠驱动控制不仅能够减少能耗,而且降低了喷气发动机的控制逻辑难度。最后研究了变质心飞行器末制导问题,提出了一种基于运动伪装理论适的三维制导律。首先基于弹目瞬时视线旋转坐标给出一种双二阶相对动力学模型,依据运动伪装理论特点分析了拦截条件。然后通过对拦截条件和相对运动模型进一步分析发现,三维制导律的设计可以简化在二维的视线瞬时旋转平面内进行设计,从而降低了设计难度。最后结合对目标机动的估计,给出了基于运动伪装理论的变质心飞行器末制导律。所设计的制导律不仅形式简单,而且具有响应速度快、末端过载小的特点。