本文以高空中高超声速飞行器为背景,针对飞行器在高空飞行过程中面临的随着高度增加、空气密度减小产生的飞行器气动力不足的问题进行研究,采用直接力/气动力复合控制技术进行高空高超声速飞行器控制系统设计,为了进一步提高驾驶仪的跟踪性能和提高飞行器高空飞行中抗干扰能力,采用了先进滑模变结构控制理论进行气动驾驶仪的设计和仿真分析研究。文章首先梳理了高超声速飞行器的发展动态,完成了对国外高超声速飞行器发展的调研,对国外先进直接力/气动力复合控制发展和滑模变结构控制算法进行了综述,在此基础上确定了本文的研究对象——基于直接力轨控的高空拦截弹。建立了轨控直接力/气动力复合六自由度飞行器数学模型,结合小扰动理论和“系数冻结法”对飞行器纵向运动数学模型进行线性化处理。其次,对导弹自动驾驶仪的功能和组成进行介绍,推导了弹体传递函数,分析驾驶仪设计的性能指标,采用极点配置的方法进行了典型三回路过载驾驶仪的设计并采用拦截弹在高空弹道特征点数据进行仿真分析,结果表明所设计的气动三回路驾驶仪能够很好的完成指令响应,并将此作为直接力/气动力复合控制系统的气动力控制子系统模型。然后,文章设计了一种Bang-Bang结构的直接力控制器,基于该控制器设计了直接力控制系统。对两种直接力/气动力复合控制策略进行分析研究,再次基础上完成了直接力/气动力复合控制系统设计,以拦截弹为对象进行了直接力/气动力复合制导控制系统的轨迹仿真。仿真表明采用直接力/气动力复合控制能够有效的解决导弹高空气动力不足的问题,提高导弹的攻击精度;对比两种复合控制策略,得出优先采用直接力控制策略,在过载不足情况下再采用气动力控制能够有效提高拦截弹命中精度的结论。最后,为了增强高超声速飞行器飞行过程的鲁棒性和提高控制系统快速响应的能力进行了滑模变结构驾驶仪设计研究,首先介绍了滑模变结构控制的基本原理和滑模变结构控制律设计方法,对滑模变结构控制的不变性进行了分析,然后分别进行了典型结构滑模驾驶仪设计和模型参考滑模驾驶仪设计,采用高超声速飞行器高空飞行的特征点参数分别进行了两种方法的仿真分析。仿真分析揭示了变结构控制系统虽然具有不变性的特点,抗干扰能力强,但是存在控制器切换频率高,系统抖振情况剧烈等问题。