针对组合动力飞行器在进行模态转换时，发动机推力的损失以及进气道进气时对飞行器周围气流的影响，导致飞行器本体动力学特性呈现出强烈的非线性、耦合性和模型不匹配性等问题。文中根据涡喷发动机和冲压发动机输出推力随流量变化的关系，提出一种流量分配方案补偿了发动机动力切换时的推力损失。考虑到组合动力飞行器模态转换段动力学的复杂性，采用L1鲁棒自适应控制实现飞行器的内环增稳，采用蒙特卡洛打靶方式验证控制律的鲁棒性。仿真实验证明，设计的控制律具有一定鲁棒性。
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