高超声速飞行器具有时变、非线性、强耦合、存在模型不确定性与外部干扰以及异类多执行机构等特点。因此设计出良好的飞行器姿态控制系统,使其能够适应飞行环境与飞行状态的剧烈变化,具有良好的鲁棒性与动态响应,是极具挑战也富有意义的一项课题。滑模控制有众多优点,如设计思路简单,易于实现,对外部干扰和不确定具备较好鲁棒性等,在飞行控制系统的设计中引起了广泛的重视。然而在实际系统中,由于时间滞后开关、空间滞后开关、系统惯性、系统延迟及测量误差等因素以及滑模变结构控制在本质上的不连续开关特性,使得系统在滑动模态下伴随着高频振动。针对此问题,本文重点研究了无抖振滑模控制方法,并将其应用于高超声速飞行器的姿态控制器设计中。针对连续系统下的无抖振滑模控制问题,本文设计了一种基于二阶时变滑模的姿态控制律,其将切换项置于控制律的导数中,有效的削弱了抖振现象。进一步引入自适应算法思想,设计一种基于自适应二阶时变滑模的姿态控制律,并进行了仿真验证,该方法简化了控制器参数的选取,提高了系统的鲁棒性。基于PI控制器代替传统滑模控制中切换项的思路,设计一种基于PI的时变滑模姿态控制律,使得滑模函数收敛于零附近一小邻域内并满足姿态控制要求,且控制律不包含不连续项。进一步设计一种基于神经网络PI的时变滑模姿态控制律并通过数值仿真验证了控制律的有效性,该方法简化了参数的选取,提高了系统的控制精度,增强了系统的自适应力与鲁棒性。针对离散系统下的滑模控制,首先从数学上分析了离散滑模控制抖振产生的原因,然后提出一种基于改进趋近律的无抖振滑模姿态控制律,在保证控制精度的前提下,解决了传统离散趋近律下控制量抖振的问题。基于等效控制思想,设计了两种基于等效控制的无抖振全局滑模姿态控制并进行了仿真验证,该控制律解决了控制量的抖振问题,且全局滑模的引入降低了所需的最大控制律幅值。最后设计一种基于等效控制思想的有限时间离散滑模姿态控制,实现了控制量的无抖振,且设计过程简单,仿真表明该控制律保证了系统的全局滑动模态与姿态角误差的设定时刻收敛,并进一步的降低了控制量的幅值。