高机动飞机是当前新一代作战飞机的重点研究对象,通常采用结构轻量化,强推力的设计,最显著的特点是突破了失速迎角的限制,较大范围的拓宽了飞行包线。先进飞机的机动性是决定战斗胜败的关键因素,高机动飞机的研制对于国家的军事具有重要的战略意义。高机动性对飞机各系统提出了更严苛的要求,当飞机进入大迎角机动区域时,气动特性耦合性、非线性显著,常规飞行控制面临严重挑战,此外,飞行过程中舵面故障的情况不可避免,提升飞机极端飞行条件下的控制品质与能力具有重要工程意义。为了满足高机动飞机的姿态控制需求,本文将频域辨识方法拓展至大迎角区间进行非定常气动参数辨识研究,并基于辨识模型及参数开展自适应干扰抑制姿态控制方法的研究,最后将方法应用至飞机舵面执行器故障情况下进行仿真验证。具体分为以下几个部分:（1）在气动参数在线辨识环节,针对气动参数在线辨识对于准确性及时效性要求较高的问题,给出了一种基于傅里叶变换的气动参数在线辨识方法。采用多轴多正弦激励形式,从信号设计角度出发,给出三通道激励信号参数的设计过程及参数选择方法,在得到飞行数据后,采用巴特沃斯滤波器作为数据噪声处理的工具,保证了通频带的最大平坦度以及阻带的滤波性能;针对气动辨识在线应用的问题,方法采用递推的途径,有效减少计算的维数及复杂性,针对全局模型的获取,采用加权的处理方式,将分段模型非线性组合,针对大迎角气动力非线性特性导致线性模型辨识不在适用的问题,将傅里叶变换扩展至大迎角区间,用频率表述其气动-运动耦合特性。通过仿真,分别验证了常规状态及大迎角状态的计算精度及计算效率,结果表明,在辨识精度方面满足控制需求,在时效性方面,满足在线使用的需求。（2）在自适应干扰抑制控制环节,针对传统非线性动态逆依赖精确模型,抗扰动能力差的问题,考虑将气动模型在线辨识的结果引入至姿态控制中,以提高基础非线性动态逆的鲁棒性。考虑到气动模型在线辨识存在误差的问题,引入误差观测器,通过气动辨识求解线性飞机动力学模型,观测飞机运动理论模型输出与真实传感器测量值的偏差,将误差观测值补偿至控制指令求解中,有效补偿了气动辨识对于姿态控制的影响,进一步提高了控制律的鲁棒性。通过飞机大迎角机动指令跟踪仿真,验证了其有效性,但针对快速变化的指令,该控制器存在稳态误差与迟滞,针对此问题,设计超前校正环节及误差积分环节进行改进,通过改进前后对比仿真验证,改进后的自适应干扰抑制控制具有更好的控制品质。（3）高机动飞机执行任务过程中,可能会发生舵面缺失等故障,针对此问题,将本文所研究方法应用至故障后的飞机控制中,并运用气动模型在线辨识的结果,进行故障后的剩余飞行能力评估,最后,在某一舵面发生不同程度的缺失故障后,分别进行传统PID姿态控制与自适应干扰抑制姿态控制,验证了本文研究方法的有效性,在此基础上,进行了故障情况下大迎角指令跟踪控制的仿真,在剩余控制能力足够的情况下,方法具有良好的鲁棒性。