高超声速飞行器一般是指当地马赫数大于5的飞行器,它对军事领域及航空航天领域有着巨大的影响,已被国内外学者广泛关注。通常将高超声速飞行器的飞行分成六个阶段:上升段、在轨段、过渡段、再入段、末端能量管理段及着陆段。其中,再入段是指从再入点到末端能量管理段起点的飞行阶段,利用大气层使飞行器在再入过程中消耗能量、减速下降。再入控制需要采用气动舵面和反作用力控制系统进行联合控制。而在再入初期,由于大气稀薄,气动舵面效率非常低,主要由反作用力控制系统(RCS)单独进行控制。然而由于高马赫数、宽飞行包线、气动特性的剧烈变化等情况,造成高超声速再入姿态控制系统存在快时变、强非线性耦合性、多约束、不确定性、多干扰、高实时性等特性,因此控制方案设计就要求具有很好的自适应性和鲁棒性。本文研究高超声速飞行器再入时的姿态控制问题,对考虑地球自转、高超声速飞行器六自由度再入动力学模型,设计了一种基于时间延迟补偿的滑模控制律以实现高超声速飞行器的姿态角轨迹跟踪。所提的控制方案利用飞行器已监测到的状态信息,实时在线估计系统的不确定项、未建模动态、外界干扰等,具有不依赖于系统模型、强鲁棒性的优点。通过开启和关闭时延估计项的计算机数值仿真对比实验可以看出,时延估计项能够有效的估计系统不确定项,控制系统具有良好的跟踪性能,调整时间短,而且超调量很小,跟踪精度较高。证实了该方法的可靠性和有效性。