高超声速飞行器具有大空域、超高速、长距离的特点,能够实现全球快速精确的战略打击,是确保国家战略安全的重要保障之一。超燃冲压发动机的使用,满足了飞行器超高马赫数飞行标准。其中,就飞行器而言,飞行动力来源为:气流被超燃冲压发动机中进气道所捕获,之后,输送至燃烧室,进行助燃而形成的推动力。不管是在超燃冲压发动机方面,还是就飞行器整体而言,气道性能状况都起着关键作用。通过相关研究证实,变几何进气道能够借助移动进气道唇口来捕获更多气流,改善高超声速飞行器的气动特性,但同时也会导致模型结构和参数的不确定性。本文围绕变几何进气道高超声速飞行器的模型以及控制等相关问题,研究内容可以归纳为以下几个方面:本文基于美国空军研究中心研究人员Bolender以及Doman构建的一体化解析式纵向模型,采用法国ONERA所提出变几何进气道方案,结合激波膨胀波理论,对变几何进气道高超声速飞行器进行受力分析,完成机理建模。然后,采用曲线拟合方法,得出飞行器在不同进气道位置下面向控制的气动模型解析表达式。在对高超声速飞行器进行受力分析、机理建模的基础上,研究了一种沿来流方向平移的超燃冲压发动机进气道对高超声速飞行器气动特性以及飞行边界的影响。围绕变几何进气道高超声速飞行器,分析其纵向控制问题,首先对进气道处于不同位置下的高超声速飞行器气动模型,设计各自相应的纵向姿态控制器,其中,所有子模型控制器均采用基于反步法的自适应神经网络控制算法;然后根据工况对各控制器进行切换,实现在低马赫数下调节进气罩伸长量为超燃冲压发动机捕获更多的进气来流,同时使高超声速飞行器在气动结构发生变化的情况下对高度与速度指令进行稳定跟踪。针对变几何进气道高超声速飞行器多模型控制器直接切换时产生的控制量跳变现象,提出基于模糊逻辑的多模型软切换算法,将进气道的工作区域划分为多个模糊区域,通过对已得出的多个局部模型的控制律进行模糊加权,实现控制器的软切换,克服在切换过程中出现的抖动现象,使控制器能够进行平滑切换。