高速无人机具有速度快、反应时间短、作战半径大、隐蔽性好、突防能力强等特点,是现代战争中不可或缺的作战武器,其发展受到世界各国的关注。由于高速无人机的高动态,并且具有多变量、参数时变、高度非线性、强耦合等动力学特征,因此,高速无人机的导航与控制系统设计是一个极具挑战性的课题。惯性导航系统(INS)虽然能够提供比较全面的导航参数,但由于导航误差会随导航时间的增加而累积,在长航时情况下不再适用。GPS导航系统能够实现低成本、高精度导航,但其可靠性难以得到保障,同时数据输出频率低,不利于在高动态无人机上应用。将INS和GPS相结合,使其优势互补,能够获得更好的导航定位效果。因此,为实现高速无人机的高精度导航要求,设计了INS/GPS组合导航系统方案,即利用卡尔曼滤波器对导航系统误差进行估计,进而对INS的导航信息进行修正。研究中考虑了平台失准角和姿态误差角之间的转换关系,进一步提高了导航精度。无人机控制系统设计包括姿态稳定回路和制导回路的控制律设计。首先对耦合非线性模型进行线性化并解耦为纵向和横侧向两个子系统。对纵向而言,利用根轨迹方法依次设计阻尼器、姿态稳定控制器和轨迹跟踪控制器。对横侧向而言,为了消除侧滑角对飞行控制带来的影响,提高转弯效率,采用倾斜转弯(BTT)控制方法设计了横侧向姿态飞行控制系统。在此基础上,同样利用根轨迹方法完成了横侧向制导回路设计,实现了侧向轨迹纠偏控制功能。利用Matlab/Simulink软件建立了高速无人机导航与飞行控制系统仿真平台。为了验证导航系统和控制系统的有效性,将上述两个子系统放在同一个仿真模型下进行验证。其中,无人机模型采用六自由度耦合非线性模型。仿真中,考虑了大气密度不确定性和无人机气动参数不确定性影响。仿真结果表明,导航系统能够输出高精度导航信息,控制系统满足控制指标要求,并具有较强的鲁棒性。本文设计满足无人机导航与控制系统设计要求,能够为相关领域研究提供技术参考。