随着现代军事作战需求的不断提高，对歼击机超机动性能也提出了更高的要求，同时使得机动飞行安全问题也成为一个值得深入研究的重点问题。所谓机动飞行的安全性，主要指在完成机动飞行时，各种指标是否已经到达危险状态边界。如果能够定量的给出边界值，并在飞行过程中对相应状态变量加以约束和保护，对于保证飞行的安全性及实现驾驶员的“无忧虑”操纵有着重要意义。因此，先进歼击机危险状态边界判定和保护研究是一项前沿性且具有挑战性的课题。本文针对这一问题，对所用先进歼击机模型进行建模与分析，在此基础上，针对纵向俯仰机动过程中的过载边界、速度边界及迎角边界判定、基于幂次趋近律的单向辅助面滑模飞行控制及其边界保护进行研究。论文的主要工作内容如下：首先，建立先进歼击机仿真系统非线性模型，并通过模型的结构、参数设置、飞行开环零输入响应、通道耦合特性及不确定性和飞行环境干扰特性分析，验证所建立模型的正确性，为后面的机动危险状态边界判定及边界保护研究提供基础。然后，针对F16仿真模型，通过对姿态角、舵面及姿态角速率与气动参数之间关系进行分析，为边界判定提供参考依据。在此基础上，针对俯仰机动过程中的过载边界及速度边界进行判定。以求得的过载边界为约束，求得俯仰机动高动压条件下，分别在正极限过载和负极限过载限制下的迎角边界。在俯仰机动低动压条件下，引入可达平衡集概念，求得迎角边界值。通过综合俯仰机动中，高动压及低动压条件下迎角边界值，得到歼击机俯仰机动时的迎角边界值。最后，将所设计基于幂次趋近律的单向辅助面滑模控制器应用到飞行控制系统中，并进行仿真验证。仿真结果表明，该控制器能够较好的控制先进歼击机完成超机动动作，收敛速度快、抗抖振性较强，体现出较好的控制效果。在此基础上，将边界判定系统与边界保护系统，以模块化的方式加入到上述飞行控制仿真系统中，并进行仿真验证，仿真结果表明，在歼击机超机动过程中，边界保护系统体现出较好的保护性能。