姿态控制系统对于高超声飞行器技术的实现十分关键，所以有必要对其进行深入的探究。机身/发动机一体化技术是一项重要技术，可以减小高超声速飞行器的阻力，增大升阻比。但这一技术的引入也会使得超燃冲压发动机的进气性能对飞行器攻角变化敏感，所以为保证发动机正常工作，攻角需要满足一定的约束条件。本文从实际问题出发，主要研究高超声速飞行器攻角受限时的纵向姿态控制问题。主要研究内容如下：首先，以美国NASA兰利研究中心公布的通用锥形体(winged-cone)模型作为高超声速飞行器模型。基于飞行动力学理论，推导出高超声速飞行器的六自由度非线性动力学方程。然后经过合理假设，忽略横侧向运动，得到高超声速飞行器纵向动力学方程。在标称模型的基础上考虑实际飞行中气动参数的摄动，建立了飞行器纵向摄动模型。然后，介绍了解决约束问题的理论方法，即基于Barrier Lyapunov函数的反步法。首先，给出了Barrier Lyapunov函数的一般性定义，并通过引理3.2说明了BarrierLyapunov函数在控制系统设计和分析中解决约束问题的机制。根据受限状态的约束区间不同，选取两类不同的Barrier Lyapunov函数针对含状态约束的非线性系统设计了控制器，并给出了详细的设计步骤和相关引理的证明。最后对一个含状态约束的2阶非线性系统进行了数值仿真，仿真结果表明受限状态未超界。之后，针对高超声速飞行器纵向标称模型，采用基于Barrier Lyapunov函数的反步法设计了姿态控制器，并显式地考虑了攻角受限问题。最后进行了数值仿真，并与基于经典反步法设计的控制器对比，仿真结果表明采用基于Barrier Lyapunov函数反步法设计的控制器，在保证系统稳定和指令良好跟踪的前提下，可以有效地约束攻角的变化范围。最后，研究了含有参数摄动的姿态控制问题，并显示地考虑了攻角约束。将含不确定性参数的函数表示为线性参量的形式，在Lyapunov函数的设计中，引入含不确定参数的二次型估计误差函数，得到系统的虚拟控制指令和自适应律，抑制了系统的不确定性。最后通过数值仿真，验证了此算法可以有效地将攻角约束在要求范围内，且系统具有较好的稳定性和鲁棒性能。