组合动力重复使用运载器飞行试验的过程可描述为飞行器首先由火箭助推垂直起飞，到达窗口后动力分离，飞行器自主飞行上升，完成试验任务后无动力飞行返回。每一个飞行阶段的飞行器特性与飞行任务都不相同，为了完成飞行试验，完备可靠的飞行控制系统是必不可少的。本文从工程应用的角度出发，研究全过程重要飞行阶段的控制律设计方法，为组合动力重复使用运载器飞行试验的完成提供控制理论的支持。
　　首先，针对飞行器助推段纵向运动不稳定，且不稳定程度随着动压增大而增大的特性，设计并改进了俯仰角控制律，形成了基于俯仰角速率指令回路的纵向控制方法；继而在俯仰角控制的基础上引入了迎角信号，将迎角约束引入在俯仰角信号中，形成了基于迎角保护的纵向控制安全策略，保证了飞行器助推段飞行过程中纵向运动的安全性。
　　其次，针对自主飞行上升段飞行任务，确定了基于迎角的标称轨迹设计方法并设计了迎角标称轨迹，又根据实际轨迹易受不确定性因素影响的问题，研究了基于高度反馈和高度变化率反馈的轨迹跟踪方法，完善了无动力段的纵向控制策略，确保飞行器进入任务窗口；然后，基于时间最优的控制思想设计了动力段的速度和高度控制策略，充分利用有限的推力来控制速度，利用迎角指令来控制高度，形成了自主飞行上升段完整的纵向控制方案。
　　然后，针对自主飞行段飞行器无方向舵的特点，从飞行器运动原理出发，分析横侧向运动特性，分别设计了基于滚转角和基于侧滑角的横侧向控制律，通过时域、频域以及仿真对比，将两种控制律结合，确定了横侧向控制方案，解决了自主飞行段横侧向无方向舵控制问题。
　　最后，通过搭建数字仿真平台，实现控制律，设计不确定性方案并进行综合仿真，验证了控制方案的可行性和鲁棒性。