升力式再入飞行器相较传统弹道式和半弹道式再入飞行器具有较高的升阻比,可以实现水平起降,是未来各国实现廉价快速天地往返的主要工具。但升力式再入飞行器再入飞行速域和空域大、再入轨迹约束强、系统耦合程度高、气动非线性明显等,导致其气动设计难以满足飞行器整个飞行包线内对操纵性和稳定性的要求,设计过程往往需要反复迭代,设计周期较长。而在传统的飞行器概念设计阶段,材料、结构、热防护等分系统是该阶段主要的设计内容。只有在飞行器布局基本冻结和各个子系统基本完成方案设计后,飞行控制系统设计与评估才成为飞行器设计的主要工作。虽然这种设计方法成功完成了大量航空飞行器的研制,而对于升力式再入飞行器,其子系统特别是气动布局与控制系统是高度耦合的,有必要让自动控制学科在概念设计阶段就介入飞行器的设计,使得气动布局与控制系统设计能够相互配合,提高飞行器全系统性能和设计效率。因此,本文在参考航空飞行器主动控制技术的基础上,提出了气动/控制一体化设计思想,即在飞行器概念设计的早期,就将控制学科加入飞行器设计过程中,并将气动布局设计、控制系统设计与动力学分析同时作为概念设计阶段的主要内容,通过气动与控制的融合设计与评估,提供有价值的设计反馈,达到减少设计迭代次数、提早发现设计问题、提高飞行性能指标等目的。基于上述设计思想,本文提出了开展气动/控制一体化设计的流程,分析了需要重点关注的关键技术。并以一种新概念升力式再入飞行器为研究对象,对气动/控制一体化设计的相关关键技术进行了探索研究,主要研究内容包括:分析了气动/控制一体化设计相关技术研究进展。建立了升力式再入飞行器布局参数化模型、气动力模型、再入动力学模型等,分析了升力式再入飞行器飞行品质规范研究现状以及常用的操稳特性评估方法,介绍了在气动/控制一体化设计中具有应用前景的一些现代控制律设计与评估方法。以升力式再入飞行器为对象,开展了以改善飞行器控制特性的气动布局优化方法研究。通过建立飞行器的参数化数模和气动力模型,建立了从飞行器气动布局参数到再入飞行性能的代理模型。以面向控制需求,完成了升力式再入飞行器减小气动非线性布局优化设计和静稳定度快速选取与确定方法研究。通过非线性再入飞行仿真证明了该设计方法的有效性。优化气动布局的气动力和动力学模型也成为后续章节的研究基础。为解决对飞行器布局稳定性快速评估的问题,将预测航空飞行器大攻角偏离失稳的Weissman判据推广应用到升力式再入飞行器横侧向稳定性评估。推导了升力式再入飞行器大攻角再入飞行,并采用多变量反馈时的滚转反逆准则计算公式,研究了基于特征结构配置方法的飞行器横侧向控制律快速设计方法。通过蒙特卡洛线性仿真结果,建立了飞行器横侧向气动特性与航向偏离特性的代理模型,并利用该模型实现了对再入飞行器Weissman图分离敏感区域划分。针对再入飞行器放宽静稳定度设计这一方法,重点研究了静不稳定飞行器的可控性问题。分析了能使纵向静不稳定飞行器稳定的闭环反馈形式,并以姿态角加姿态角速率两回路反馈控制为基础,进行了飞行器全局稳定性分析;基于等效驱动器假设得到了最大可控静不稳定度计算公式。通过分析系统开环剪切频率与舵机带宽之间的关系,从理论上证明了“开环系统的截止频率最大取为舵机带宽的三分之一”作为对静不稳定飞行器可控性的经验性判断。分析了舵机、陀螺、飞控计算机等控制系统组件动态特性对静不稳定飞行器可控性的影响。最后,基于多项式理论,完成了升力式再入飞行器控制律评估。介绍了控制律评估方法和流程,在分析多项式基本理论和鲁棒D域稳定性的基础上,完成了二维和三维不确定性参数组合摄动情况下的控制律稳定性和时域控制指标评估。计算了在给定动压、法向过载、拟平衡滑翔、驻点热流等约束下,升力式再入飞行器的再入飞行走廊及参考飞行轨迹,完成了覆盖再入飞行走廊的控制律稳定性评估和控制指标评估。评估结果给出了影响飞行稳定的主要气动参数,可为布局和控制系统设计提供参考。