助推段是火箭动力高超声速飞行器飞行试验的第一阶段,也是任务完成的关键阶段。该阶段飞行环境复杂,约束条件严苛,同时飞行器自身稳定性差,对助推段的控制技术提出了较高的要求。本文从工程应用的角度研究助推段纵向控制技术,为高超声速飞行器以火箭动力助推飞行提供解决方案。首先,研究了基于俯仰角的轨迹设计方法。根据飞行器的运动特点规划了先垂直发射再连续缓慢转弯的俯仰角剖面形状,在此基础上结合任务需求将俯仰角剖面设计为三段:垂直段、转弯段和瞄准段,分段设计了满足约束条件的标称轨迹,解决了在多约束条件下跟踪俯仰角以完成飞行任务的问题。其次,针对纵向控制变量对稳定性和飞行任务的适应性问题,从根轨迹、频域分析、仿真验证等多角度对迎角控制策略和俯仰角控制策略进行对比,发现利用俯仰角控制能获得更好的控制结果,由此确定俯仰角控制为纵向控制策略。在此基础上,针对飞行器静不稳定度大的特点,设计了俯仰角速率阻尼内回路和俯仰角速率指令内回路两种增稳控制结构,从时域、频域、鲁棒性的角度对比出了其性能差异,结果表明俯仰角速率指令内回路能适应稳定度差异较大的各个工作点,控制能力强,为安全飞行提供了更好的解决方案。最后,针对不确定性引起的迎角超限,进而产生飞行失控和助推动力异常问题,提出基于纵向俯仰角控制的迎角保护策略。从运动机理上分析了俯仰角和迎角的关系,提出了对俯仰角控制偏差约束从而间接约束迎角,和将迎角反馈到俯仰角指令从而直接约束迎角这两种迎角保护控制律,给出了其在飞行控制系统中的具体实现,并通过分析、设计和大量不确定性仿真验证说明了迎角保护策略的有效性。