作为导弹的动力装置，亚燃冲压发动机的性能优劣直接决定了飞航导弹的先进与否。亚燃冲压发动机作为一个具有强非线性、时变性与复杂热力学特性的对象，其性能表现一直是国内外相关领域的研究热点。进气道扩张段激波位置是表征亚燃冲压发动机性能的一个重要参数，当飞行条件一定时，与进气道扩张段静压比一一对应。激波位置在实际的工作过程中很容易受到干扰，严重时甚至被推出进气道，导致发动机进入喘振边界。引起这一现象的因素很多，但是最终都能表现在进气道扩张段压比的变化上，虽然完全避免进气道压比振荡这一特性是不可能的，但是可以通过控制方案的选择，尽可能抑制该特性。因此本文提出了串级控制方案，在对亚燃冲压发动机热力性能循环分析的基础上，给出了冲压发动机的运行边界，进一步的建立了亚燃冲压发动机动态模型，对其设计了串级控制系统，评估Ma外环/亚燃冲压发动机内环对飞行过程中的干扰信号抑制效果。本文首先分析了冲压发动机的热力循环性能。建立基于空气动力学方程的冲压发动机部件非线性模型，模型部件主要包括进气道、燃烧室、尾喷管以及燃油供给系统。以理想热力循环的角度对该模型的比冲性能、比推力性能展开研究，给出冲压发动机的比冲、比推力与热力循环功的关系以及其影响因素，依据分析结果给出冲压发动机的调节规律：在启动加速阶段冲压发动机沿着最大比推力线运行时，其油气比与尾喷管喉道面积的调节规律；在巡航阶段，保证需求比推力条件下，沿着最大比冲线运行时，其油气比与尾喷管喉道面积的调节规律。紧接着建立了冲压发动机部件模型和机体推阻特性模型，冲压发动机的进气道激波前后近似为等熵流动，激波前后气流马赫数符合郎金—雨贡纽关系式；燃烧室的模型近似为等截面燃烧，并且考虑燃烧室中由于同一时刻进出口流量不守恒而存在的容积效应；尾喷管建模近似为等熵流动。外环机体主要考虑其推力—阻力平衡特性，假设机体沿着等动压弹道飞行，其阻力在攻角不变时保持不变。依据以上建立的冲压发动机动态模型，对系统进行响应时间、超调量等动态特性进行分析。其次对冲压发动机的控制方法展开研究。对比了传统的控制方案，并且分析当前形势下冲压发动机所面临的需求，明确了冲压发动机方案选取串级控制系统。选取冲压发动机作为内回路，推阻特性作为外回路，并且对内外回路的被控参数选取做了详细分析。根据实际需求提出控制指标，分别对冲压发动机设计出合理的控制器。最后分析了冲压发动机串级控制系统对扰动信号的抑制。对冲压发动机工作过程中受到的扰动进行分类——由来流引起的上游扰动和由燃烧室燃烧过程不确定性引起的压力脉动。建立扰动信号的近似模型，分析扰动对冲压发动机中激波位置的影响，并且进一步分析串级控制系统对干扰信号的抑制作用。