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翼面融合体是由飞行器的机翼与机身两个部分融合而成的一体化布局，两者没有明显的界限。翼面融合体的优点是:结构重量轻、内部容积大、气动阻力小，可使飞行器的飞行性能有较大改善，并且由于消除了机翼与机身交界处的直角，翼面融合体也有助于减少雷达反射截面积，改善隐身性能。
乘波体构型的概念首先是Nonweiler在1959年提出来的。乘波体构型是一种在其所有的前缘都具有附体激波的声速、高超声速飞行器构型。由于乘波体所产生的激波位于其升力面的下方，上下表面没有压力沟通，所以不存在飞行器下表面和上表面的流场干涉问题，上下表面可以分开处理，有效的简化了飞行器的初步设计和计算过程。因此在高超声速飞行范围内，乘波体己被公认为是最好的外形。目前来看，美国的X-43计划是已经用于飞行验证的实验计划，它是以吸气式超燃冲压发动机为动力的乘波飞行器。
1．4 高超声速飞行器的飞行控制方法简介
（1）鲁棒解耦控制方法[14,15]
高超声速飞行器的再入非线性动力学模型具有参数不确定性和外部干扰，针对这种情况基于奇异摄动理论提出了鲁棒内环外环解耦控制方案。控制系统的外环基于自适应模型参考设计简单解析的虚拟控制律，实现二阶模型动态跟踪气流系角，抑制三通道运动耦合和干扰的影响，避免了在线实时求逆计算。强耦合的内环采用动态逆跟踪虚拟的角速度指令，期望动力学采用PI 形式抑制干扰和不确定性，并基于模型预测控制策略解决辅助轨迹线性化的时变控制器设计和输入约束，提高内环的鲁棒跟踪性能。
（2）动态输出反馈跟踪控制[16]
采用非线性前馈加线性反馈控制结构，利用伴随法生成最优上升轨迹，设计输出反馈控制律与输出跟踪控制律，证明其有条件渐近稳定;实现高超声速飞行器上升段的最优跟踪控制，将系统能观测和不能观测部分分离，降低对传感测量系统的要求。
（3）滑模控制技术[17,18]
滑动模态控制（SMC）简称滑模控制，本质上是一类特殊的非线性控制。滑模控制的非线性表现为控制的不连续性。对于某些特定的系统，滑模控制方法是一种非线性鲁棒控制方法，它主要用于处理建模的不确定性。滑模控制技术为解决建模不确定性存在情况下保持系统稳定性和一致性提供了系统的方法。这种控制方法通过控制量的切换使系统状态沿着滑模面滑动，使系统在受到参数摄动和外界干扰时具有不变性。
除了以上几种方法之外，文献[19]和[120]中，验证机X-33的控制器设计采用了带有神经网络补偿的非线性动态逆控制方法，这种方法具有良好的非线性解耦控制能力和较强的鲁棒性，此外还具有一定的容错重构性能。文献[21]中，针对高超声速飞行器纵向模型的快时变、强耦合和高度非线性的特点，在考虑模型不确定性的情况下，采用李导数的方法对某型高超声速飞行器进行输入输出的精确线性化。基于线性化后的模型，提出一种非线性动态逆控制的方法， 并对其稳定性进行分析，实现对该型高超声速飞行器的轨迹跟踪控制。文献[22]采用模糊逻辑控制方法，在研究X-38再入大气层时的姿态控制问题时，将再入飞行器的整个过程分为5个阶段，各个飞行阶段对应着不同的执行器结构。
1．5 本文的内容安排
由于国内高超声速技术尚处在理论研究阶段，且该项技术具有高度的保密性，以美国NASA研制的Hyper-X系列高超声速飞行器为背景，针对高超声速飞行器在大范围高度非线性、强耦合、参数时变等特性，研究其非线性模型的线性化解耦技术，并研究其在特定平衡点的纵向解耦线性模型的模型跟随自适应控制方法及其仿真。各章内容安排如下：
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