随着雷达探测技术的不断发展,雷达探测距离和精度的不断提高,以及雷达组网系统的不断完善,在现代战争攻防对抗中,相应的,飞行器想要躲避雷达的探测,就需要更高的隐身性能。本文探讨在已知发射点位置以及三部雷达位置的背景下,建立所需的基本坐标系,引入飞行器与雷达视线偏角的概念,通过这个视线偏角给出飞行器隐身的限定条件,然后根据三余弦定理,写出视线偏角的水平分量和竖直分量,通过坐标系的转换关系将视线偏角分量引入其中可以得到方程组。坐标系的转换关系主要包括空间飞行器、发射点以及雷达探测系统之间的转换关系。其中雷达视线在弹体坐标系的投影关系中,引入视线偏角分量,建立出非线性方程组,然后通过Newton迭代法求解此非线性方程组,求得飞行器相对于第一部雷达的姿态角,进一步求得相对于第二部、第三部雷达的姿态角以及相对于发射点惯性系的姿态角。同时,根据求得的姿态角,反求出飞行器相对于三部雷达的实现偏角值,验证实现偏角是否处在限定的隐身范围内。在现代战争中,飞行器的更新换代,为了达到打赢现代战争的目的,对飞行器的隐身性能、速度、精度射程以及机动性提出了更高的要求,而这些要求都指向了飞行器具有大长径比的特点。本文以长径比为40的空间飞行器为研究对象,考虑安装在飞行器机身上的惯性元件由于挠性振动,影响姿态角的测量精度,从而影响控制系统的稳定性和控制精度。本文首先给出刚体飞行器的动力学方程以及运动学方程建立刚体飞行器的模型,然后基于有限元分析理论,将飞行器简化为简单梁模型,取微元进行受力分析,对于空间中飞行器的挠性效应对姿态角的影响,本文只考虑空间中姿控发动机的推力,并基于此推力,采用假设模态法建立挠性模型,最后将挠性振动转换为附加姿态角,并对其进行仿真。本文基于四元数,选用PD控制律作为控制策略,引入误差四元数,建立了误差四元数运动学方程,进一步设计了姿态跟踪PD控制器,然后采用脉宽调制(PWM)方法设计了PD控制律下姿控发动机的开关逻辑,对飞行器进行弹道仿真并进行分析对比,最后验证了挠性效应对飞行器的影响、飞行器隐身效果的有效性和PD控制律的有效性。