随着经济和社会的飞速发展,飞机对人类的影响越来越突出。现代飞机在商业,民用和军事领域承担着重要的任务;这对飞机的机动性,可靠性和控制精度提出了更高的要求。由于姿态控制系统是飞机的关键部件,并且在飞行稳定性中起着重要作用,因此姿态控制的研究是一项极具挑战性的工作。飞机是一个复杂且高度非线性的系统,但是传统的控制方法无法满足现代飞机的控制精度。为了提高飞机姿态控制的准确性,本文将抗扰控制,滑模控制和反步控制方法、自适应律、鲁棒控制等相结合来探究大型飞机姿态控制问题。同时,在飞机垂直尾翼损坏的情况下,研究了具有最大允许损坏的姿态控制问题。文章的主要创新工作如下:（1）将非线性飞机模型经过无量纲变化将其转化为标准状态方程。针对非线性飞机姿态控制的抗扰问题,基于反步法设计自抗扰控制器。利用扩张状态观测器估计未知变量,用以补偿不确定项部分,使得飞机的姿态角能够跟踪期望轨迹,使闭环系统的状态变量收敛到参考状态。并从理论上分析和证明扩张状态观测器的收敛性和自抗扰控制器的稳定性。最后,以Navion飞机模型为例,通过大量的对比仿真验证该方法的有效性。（2）应用鲁棒自适应控制和反步滑模控制法研究飞机姿态控制的鲁棒问题。首先,结合反步法设计鲁棒自适应滑模控制器,并构造一种与滑模控制相结合的自适应律来补偿飞机系统的未知和不确定部分。该方法不需要精确地知道飞机模型的物理参数,只需利用矩阵模型范数的自适应上界来保证系统在滑模控制下的鲁棒性。并从理论上分析和证明自适应律和滑模控制的稳定性。最后,通过大量的对比仿真验证该方法的有效性。此外,设置执行器故障场景来测试控制器的抗干扰性能。（3）针对垂直尾翼损伤状态下的飞机姿态控制问题,提出一种基于LMI的自适应滑模容错控制方法。针对飞机损伤模型,设计一种新型的非线性积分滑模面。利用LMI技术,给出了损伤飞机的等价运动学模型稳定的充分条件。并设计基于自适应滑模控制的损伤允许控制器,用于分析受损飞机系统。最后,以波音747-100/200型飞机为例,通过对飞机垂直尾翼结构损伤的数值模拟,验证理论证明结果的有效性。通过数值仿真,以验证控制律对闭环系统的性能有积极的影响,但与传统的损伤飞机稳定控制方法相比,该控制律具有更好的容错性和对外界干扰的鲁棒性。（4）进一步考虑把垂直尾翼损伤模型扩展到非线性系统中,对于切换函数产生的抖振问题,提出一种基于双曲正切函数的等效滑模容错控制方法。借助Lyapunov方法,构造了线性滑模面和等效滑模控制器,并在理论上证明在该控制器下的闭环系统是渐近稳定的;为进一步优化控制精度,并削弱由符号函数导致的抖振,在此应用改进的双曲正切函数代替控制器中的符号函数,设计基于双曲正切函数的等效滑模控制器,并从理论上证明在该控制方法下的闭环系统是一致渐近稳定的。最后,以波音747-100/200飞机模型为例,通过数值仿真验证此方法的可行性和有效性。