可重复使用飞行器(本文研究的可重复使用飞行器为亚轨道可重复使用飞行器,Suborbital Reusable Launch Vehicle,SRLV)是一种多用途飞行器,可以在临近空间和地面之间的广大空域内低成本可靠地执行多种飞行任务,是未来轨道飞行器发展的重要参考,已成为许多国家研究和发展的重点目标。在SRLV从亚轨道返回至地球的飞行过程中,具有飞行空域广、飞行段约束强、操纵机构复杂、气动特性复杂和大攻角飞行等特点,为了能够安全、可靠地返回地面,需要对返回段的动力学模型和控制系统等方面开展深入研究。本文以亚轨道可重复使用飞行器为研究对象,以SRLV返回飞行段为研究背景,研究了返回段的气动解析模型,以此为基础建立了再入动力学方程,并分析了该动力学模型的非线性度,结合非线性度的变化,提出基于稳定半径的增益调度控制策略,并针对该方法的不足之处,研究了具有较强自主性和鲁棒性的高阶滑模控制方法,主要研究内容有:描述亚轨道可重复使用飞行器的外形结构,给出了各操纵机构的功能,详细分析了气动力和气动力矩的定常和非定常特性,结合多变量正交函数方法,给出了基于气动数据库的气动力和气动力矩解析表达式,在此基础上建立了再入运动方程组。再入飞行过程呈现强耦合快时变的强非线性特性,通过建立基于气动解析模型的SRLV动力学方程,可以直观表现气动力和气动力矩对各飞行变量的非线性影响,准确描述两者之间的非线性关系,直溯返回动力学模型的非线性根源,是后续非线性强度分析和控制器设计的基础。针对SRLV的非线性特性,结合非线性指数方法,提出了适用于SRLV再入动力学模型的非线性度分析方法。通过对SRLV非线性动力学方程的线性化处理,建立了以攻角、侧滑角、欧拉角速度为状态变量的状态空间方程,研究了不同参数向量对状态方程非线性度的影响,定量地描述不同区域内动力学模型的非线性强弱程度。仿真结果表明,攻角、侧滑角、高度和马赫数是影响再入动力学模型非线性度的主要原因,应着重研究这些变量对控制系统性能的影响,考虑更合适的增益变量选取方法,为后续的返回飞行控制器设计提供依据。增益调度是目前应用较广泛、较成功的飞行控制策略,但是它具有调度变量选取困难、特征点数量难以确定以及相邻两个特征点之间任意区域的控制稳定性难以保证等缺点。针对这些缺点,结合SRLV再入动力学模型的非线性度变化规律,提出了基于稳定半径的增益调度控制方法。该方法从理论上探索能够保证相邻飞行特征点之间任意区域稳定性的增益调度控制方法,给出基于稳定半径的增益调度控制策略,对传统方法进行了改进,并将改进后的增益调度控制方法应用于SRLV返回段飞行控制律设计中。仿真结果表明,基于稳定半径的增益调度控制方法在调度变量确定、特征点选取和控制精度等方面较传统方法更具优势。基于稳定半径的增益调度控制方法,虽然对传统的增益调度控制方法进行了改进,但受到外部扰动等不确定性影响时,仍可能出现控制精度变差等问题,且特征点的选取过程较为复杂,增大了控制器分析设计过程的复杂度。针对这些缺点,基于高阶滑模控制理论,提出了应用于SRLV返回段的双环准连续高阶滑模控制方法。该方法不需要预先设置调参表格,使得控制器分析与设计过程更为简便。SRLV再入运动可以分为慢动态和快动态两个阶段,外环控制器对应于慢运动状态,跟踪制导系统产生的角度指令,输出欧拉角速度指令;内环控制器对应于快运动状态,跟踪外环控制器输出的角速度指令,输出控制力矩。仿真结果表明,与传统滑模控制方法相比,双环准连续高阶滑模控制方法能够有效地抑制抖振现象,具有更高的控制精度,而且该方法对于内部参数不确定性和外界干扰具有一定的鲁棒性。