飞行控制律设计是飞机设计中伴随电传飞控系统而发展起来的新兴学科，随着第三代战机的研制与批量装备，基于经典控制理论的设计和验证方法已更加成熟。但如今经典控制理论在应对飞机的多变量问题和非线性问题时已捉襟见肘，需要新方法新理论的支持；同时现代控制理论的工程化仍面临大量困难，进展缓慢。　　本文基于非线性动态逆的基本原理，以某技术验证机StealthF-C为对象，从理论和应用两个层面，较为深入的研究了飞机飞行控制律的设计问题，并进行了仿真验证。主要包括:　　1）采用层叠结构的单变量状态反馈动态逆控制　　总结了针对非线性系统的一般逆控制方法，并推导了针对仿射非线性系统的逆系统方法及必要的条件。分别以与体轴系相关的欧拉角和与风轴系相关的气流角为外回路被控变量，以体轴系角速度为内回路被控变量，设计了时标分离的单变量层叠动态逆控制。在建模时分别采用全局方式和邻域方式划分仿射非线性系统，给出了期望动态采用一阶模型的完整逆系统控制方案。最后对动态逆控制的必要条件及优缺点进行了总结。　　2）基于被控变量设计的多变量输出反馈动态逆控制　　分析了目前飞机状态量与飞机控制量始终存在的数量差异，指出了层叠结构的单变量动态逆控制未考虑的系统零动态问题。对已知的三种被控变量方案进行了仿真和分析。基于完整的体轴系方程组，以零输入时不同的稳态响应为目标，设计了三轴被控变量方案：纵向维持航迹倾角不变(γ=0)，航向维持侧滑角为零(β=0)及横向维持绕速度矢量滚转角速度为零(ps=0)。分别对被控变量受控时，迎角，侧滑角的零动态稳定性(可敛性和可达性)进行了证明，给出了稳定的必要条件和参数设计原则。设计了以维持高度不变为目的的纵向自动改平被控变量，并证明了被控变量受控时能使迎角稳定于在当前状态下维持平飞的需求迎角。设计了基于速度稳定的自动油门控制。经仿真验证，被控变量设计方案响应正确与设计预期相符合，系统零动态稳定。　　3）适用于动态逆的控制分配方法　　分析了动态逆矩阵求逆过程与控制分配的关系，给出了采用逆矩阵或广义逆矩阵求解动态逆控制量u时对系统B阵性质的要求。针对B阵可能出现的三类情况，基于不同的性能指标，推导了其最优逆矩阵P的计算公式。对控制分配问题引入了舵面位置和舵面速率约束，在考虑约束的情况下采用CGI(多级广义逆)、NSI(零空间横截)方法进行了控制分配仿真。采用舵面分组在保证精度的前提下极大的减小了NSI方法的计算量。对舵面松浮，舵面卡死，舵面故障回中三种常见的故障模式设计了重构控制律。对动态逆控制律，控制分配策略和舵面重构控制逻辑进行了综合，并对机动过程中发生故障的情况进行了仿真验证。在仿真时考虑了容错控制系统的故障诊断延时，仿真结果显示综合后的控制分配策略能够达到较满意的设计目标。4）不确定性对系统的影响分析和解决方案　　针对仿射非线性系统建立了具有一般性并考虑了不确定性因素的系统状态方程，对动态逆控制下不确定性带来的影响进行了分析。针对线性 SISO系统，分析了不确定性与系统稳定性及阶跃输入下的稳态误差的关系，确定了稳定条件和无稳态误差的条件。分析了隐式动态逆在考虑不确定性情况下的稳定性，给出了其稳定条件和不会存在稳态误差的特性。研究了模糊自适应逆控制律，对SISO仿射非线性系统及MIMO仿射非线性系统下的控制律、自适应律进行了推导，通过Lyapunov函数证明了自适应律下的误差稳定性。对受到强烈线性、耦合、非线性和控制效能矩阵不确定性影响的MIMO系统以及参数被大范围拉偏的StealthF-C飞机进行了仿真验证，结果显示模糊自适应逆控制律满足设计目标。　　本文具有较好的理论价值和工程应用价值，可以为动态逆控制工程化中的设计思路、设计准则提供一定的参考。