1、近空間可變翼飛行器具有大飛行包絡(luò)和高空高超聲速飛行的能力，這些特點存在的同時也帶來了更多的研究難點。飛行器高超聲速飛行時氣動焦點會大幅度后移，將產(chǎn)生很大的穩(wěn)定裕度，形成很大的負俯仰力矩，需要尾翼提供抬頭俯仰力矩以平衡。一方面機翼升力除了要與飛行器重量平衡，還要平衡尾翼的負向升力，使總升力減少；另一方面飛行器高速飛行段的機動性能也因為穩(wěn)定裕度大大增加而變壞。
　　同時本文研究的近空間可變翼飛行器要求實現(xiàn)自主水平起降，然而由于其采用大

2、后掠翼細長比結(jié)構(gòu)，低速飛行過程時升力系數(shù)較常規(guī)飛行器明顯偏小，將嚴重影響飛行器起飛性能。
　　針對上述問題，本文提出采用放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)改善近空間可變翼飛行器升力特性不足、高速機動性能不佳的問題，采用直接力技術(shù)解決飛行器起飛性能不佳的問題。本文的主要研究內(nèi)容包括：
　　(1)定性和定量的分析放寬靜穩(wěn)定性對近空間可變翼飛行器升力特性及機動性能的影響收益，定量得到在保證高速巡航段飛行器機動性能良好前提下需要放寬的靜穩(wěn)定度，并分析

3、實現(xiàn)放寬指定靜穩(wěn)定度的工程實現(xiàn)方法，為工程實現(xiàn)提供解決思路。
　　(2)放寬靜穩(wěn)定性后的飛行器在亞聲速階段變?yōu)殪o不穩(wěn)定，本文分別采用基于經(jīng)典反饋的線性控制方法和基于動態(tài)逆-PID的非線性控制方法為亞聲速飛行器設(shè)計增穩(wěn)控制系統(tǒng)。仿真結(jié)果表示，后者能夠使飛行器具有更良好的穩(wěn)定性。
　　(3)飛行器在高超聲速階段外部干擾頻繁、內(nèi)部變化劇烈，呈現(xiàn)嚴重的非線性特性。本文利用回饋遞推方法在處理非線性問題上的獨特優(yōu)越性，設(shè)計基于回饋遞推的