近年来高超声速飞行器由于其高速度远射程等特点得到了航天及军事领域的重点关注。在助推滑翔技术成熟并走向部署和实战的同时,各国也加速了吸气式高超声速技术的资金和技术投入。由于在飞行过程中面临气动推力系统耦合、强非线性等诸多难题,吸气式飞行器的控制系统设计成为亟待解决的问题,本文以吸气式高超声速飞行器在爬升巡航阶段的飞行控制问题为研究中心,主要包含以下研究内容:为奠定控制器设计和分析的基础,描述吸气式高超声速飞行器的外形结构及弹道特性,定义飞行力学相关的坐标系及其之间的转换关系,构建超燃冲压发动提推力模型以及机身所受气动力模型,通过数学推导以及经验分析建立飞行器的纵向动力学和运动学模型。为解决吸气式高超声速飞行器强非线性及克服大范围参数不确定性,基于滑模理论应用高阶超螺旋算法设计了一种适用于吸气式高超声速飞行器的控制律,首先通过线性化处理,将动力学模型描述为仿射形式,基于反馈将气推耦合关系解除,然后通过鲁棒微分器跟踪输出变量误差的及其导数,能够使跟踪误差在有限时间内收敛,解决参数不确定性问题并设计高阶超螺旋控制器,通过仿真验证,控制器可实现飞行器对控制指令精确跟踪的同时,保障飞行过程中对外界扰动的鲁棒性,同时由于高阶滑模的存在,抖振被有效抑制。针对吸气式高超声速飞行器的强非线性及参数不确定性,提出一种基于TS模糊模型的模糊积分滑模控制策略。首先,建立了吸气式高超声速飞行器的T-S模糊模型来描述非线性纵向模型。提出了一种模糊积分滑模面,并分析了滑动面上的动力学特性及鲁棒性。基于并行分布补偿（PDC）方法,设计了一种等效控制方法,并给出了保证等效动力学在积分型滑动面上稳定的充分条件。然后综合自适应滑模控制律,在输入非线性条件下保证指定滑模面的可达性。最后,通过各工作点工况及全爬升巡航段的仿真验证了所提出的控制方法对于AHV在爬升巡航段的有效性。