自近代飞行器诞生以来,各国学者对其姿态控制方法的研究便从未停止。从最初的以飞起来为目标到如今的以快速稳定飞行为目标,从飞行于肉眼可见的大气层内到来回飞行于空天两域,不论从飞行器的形状、性能还是其作用和飞行范围,飞行器的发展相较于前一时刻都可能发生质的飞跃。飞行器不断发展,其姿态控制技术也需要与时俱进。本文针对能够实现跨域飞行的轴对称飞行器进行姿态控制技术研究,文中涉及的飞行环境仅在大气层内,且仅研究在气动力作用下的姿态控制。对于高速飞行的飞行器,其在飞行过程中将受到强烈的气动力作用,因而对大长径比飞行器来说会产生强烈的弹性形变,此干扰会伴随传感器的测量结果作用于控制系统,影响严重时会导致飞行器失控,故本文也对飞行器存在弹性干扰时的姿态控制作出相应研究。本文在当下已有的自适应控制理论基础上,针对飞行器飞行过程中参数不确定性和变化范围很大的特点,设计并研究有效的飞行器自适应姿态控制方法。首先,本文在绪论部分对自适应控制的发展及飞行器姿态控制的当下研究现状进行了介绍,引出研究的主要内容。其次,对飞行器进行数学建模,并设计姿态反馈跟踪控制系统。先根据条件简化飞行器运动模型,给出飞行器线性化模型,然后对其建立各通道的姿态控制系统方框图。利用古典频率设计方法设计出控制器,并结合Bode图及时域响应图验证设计的合理性。再次,对系统参数进行在线辨识。分别考虑估计飞行器气动力系数、干扰以及弹性频率的情况,对各自情况下的系统进行了可观性分析。针对弹性频率的估计情况,设计了EKF、UKF和CKF滤波器,并对三种滤波器的估计结果进行了仿真比较。最后,利用系统参数辨识的结果设计自适应控制系统。此处对俯仰、偏航和滚转通道分别设计了自适应控制律,再将各自结果结合古典频率法设计结果得到完整的自适应控制律。最终仿真结果表明,自适应控制下跟踪姿态角的响应速度较快、误差较小,相对古典反馈控制更优。