涡轮基组合动力循环系统（TBCC）是目前航空领域的研究热点。本文以某低速TBCC组合动力飞行试验平台的设计为背景,对高亚声速无人机的总体设计和飞行控制技术进行研究。主要完成的工作和成果如下。首先,根据演示验证无人机需要安全可靠的低速起降性能和高亚声速飞行能力的飞行任务要求,来确定无人机总体气动布局形式。为了提高气动效率和降低结构重量,采用翼身融合设计形式,机翼形状采用梯形翼,无平尾布局,为保证良好的横向稳定性采用双垂尾布局形式。其次,根据已知的动力系统参数,估算各个子系统的重量分布和无人机最大起飞重量。利用设计巡航速度,起降跑道长度,失速速度等约束条件,约束分析推重比与翼载荷的可行范围,初步估算无人机的推重比和翼载荷。再利用CATIA创建无人机气动外形用于CFD计算,根据气动计算结果分析无人机对象的升阻特性和稳定性。再次,针对无人机的着陆阶段,规划着陆轨迹。设计着陆纵向控制律。姿态内环采用传统PD控制结构。外环采用总能量控制结构,通过升降舵和油门的协调控制实现高度和速度的解耦控制。考虑到模型的不确定性,对无人机模型的关键参数进行拉偏,通过参数拉偏仿真结果,说明了该种算法在该无人机着陆过程中具有一定的鲁棒性。再再次,以提高飞行控制系统可靠性为目的,根据硬件可靠性设计原理,设计无人机航电系统构架。设计了姿态传感器冗余,执行机构冗余等功能。进行了全机的航电设备选型与性能测试分析。同时分析了全机设备的供电需求,并给出供电方案。最后,基于飞行仿真软件FlightGear,利用XML脚本文件进行二次开发,建立演示验证无人机的AC3D模型,实现舵面,起落架等部件的真实运动效果。创建了模型的视景显示模块。使用UDP网络通信方式和串口通信方式,结合FlightGear的变量传输协议,实现FlightGear与飞控硬件和无人机动力学模型的通信。搭建了无人机实时半物理仿真平台。