高超声速滑翔飞行器以极高的飞行速度进行大空域的机动飞行,其响应速度快且具有很强的机动能力,能够在短时间内精准打击远程战略目标,对战争模式和国家安全产生重大的影响。采用内部活动质量体和喷气复合的控制模式可以解决传统空气舵控制效率低、高速下舵面烧蚀严重等一系列工程应用问题。然而,由于复合控制模式下的高超声速飞行器属于变质心变质量的结构快时变多体系统,其动力学建模、参数辨识、多种耦合和不确定性情况下的制导与控制系统设计是高超声速滑翔飞行器研制过程中需要面临和突破的关键技术,对高超声速飞行器理论研究和工程实践都具有十分重要的意义。本文以变质心/喷气复合控制的高超声速滑翔飞行器为研究对象,重点研究了该复杂系统的动力学建模、喷气及气动参数辨识、制导与控制系统设计等问题,主要包括以下几部分内容:研究了变质心/喷气复合控制的高超声速滑翔飞行器的动力学模型问题。根据滑翔飞行器外形及布局的具体描述,建立了RCS喷气的动力学模型和飞行器气动参数模型。基于动量定理及动量矩定理,根据多刚体系统建模方法建立了飞行器平动、转动动力学模型以及内部活动质量体平动动力学模型,并给出了滑翔飞行器相对于地面参考系的运动学模型。根据所建立的飞行器动力学模型,对内部装有可移动质量体的高超声速飞行器的惯性耦合特性以及荷兰滚稳定性耦合进行了详细的分析,给出了急滚稳定边界和荷兰滚稳定边界与内部活动质量体质量及位置参数的定量关系。研究了高超声速滑翔飞行器系统参数辨识问题。为了精确估计RCS喷流干扰力矩的大小,基于RCS喷气力矩的近似模型,设计了RCS的喷气力矩、延迟时间及过渡时间等参数的辨识策略。为了提高输入数据的有效信息,寻找适合高超声速滑翔飞行器气动辨识的最佳输入,分析了变质心控制高超声速飞行器的纵向动态特性,并基于多正弦输入设计方法,设计利于气动参数辨识的内部质量块激励输入信号。通过数学仿真,分别在开环、闭环控制下比较了所设计激励信号与经典的211方波信号的辨识效果,验证了所设计输入信号能够保证参数辨识具有较高的精度,且对控制增益的具有较强的鲁棒性。最后,针对纵向通道的各气动参数的可辨识性进行分析,基于对相关灵敏度矩阵的灵敏度指标的计算,对飞行器的各气动参数的可辨识性进行具体分析。研究了高超声速滑翔飞行器姿态控制系统问题。飞行器内部可移动质量体的移动产生的惯性主轴偏移以及惯性力矩,使得高超声速飞行器姿态控制系统面临着很大的困难。针对这样一个具有严重非线性,强时变的气动参数、结构和气动耦合的系统,基于动力学分析结果给出一种合理的飞行控制系统设计模型,将飞行器姿态控制系统设计分为纵向姿态控制系统设计以及横侧向姿态控制系统设计两部分:纵向姿态控制的执行机构为内部活动质量块,而横侧向姿态控制系统的执行机构为RCS喷管。其次,利用动态逆控制和L1自适应控制方法设计了纵向姿态跟踪鲁棒自适应控制系统,利用动态逆控制和PWPM技术设计了横侧向姿态跟踪控制系统。在考虑存在各种不确定性(质量特性参数、气动系数不确定性以及未知扰动等因素)作用下,通过蒙特卡罗打靶法的数值仿真,分析了综合控制系统的跟踪性能和鲁棒性能,对所设计的飞行控制系统的控制精度及鲁棒性进行检验。研究了高超声速滑翔飞行器鲁棒再入制导问题。基于计算高效的模型预测静态规划技术,设计了高超声速无动力滑翔飞行器鲁棒次优再入制导律。模型预测过程中,在球形地球假设条件下推导了终端速度的解析表达式,实现了对终端速度的精确解析,提高了模型预测的计算效率。将飞行器再入过程中的约束(过载约束、热载荷约束以及动压约束)转化为攻角约束,考虑攻角及倾侧角约束以及终端约束(包括再入末端的三维位置和速度向量),基于模型预测静态规划原理设计了高超声速飞行器再入制导律。最后,通过数值仿真验证了所设计的制导律能够满足终端约束和过程约束,对于状态的扰动具有充分的鲁棒性。