大气层内飞行器的性能日益提高，呈现出高速度、高机动、轻结构、大柔性、低阻尼的特点，使其结构动态特性以及控制系统的工作环境大大恶化。飞行器结构的弹性振动和变形可能使控制系统回路失去稳定性。本文针对飞行器俯仰通道控制系统回路稳定性分析，研究了控制回路的系统传递函数、结构弹性动态特性，并进行了频域稳定性分析和时域仿真，分析了结构动态参数对控制稳定性的影响。　　由大气层内飞行器受非定常气动力干扰，建立了俯仰通道飞行器弹性振动、刚性运动方程组和稳定性分析数学模型，推导了系统的传递函数。　　结构模态理论分析与实验识别结合是工程中解决飞行器结构动力学问题的主要方法。结合飞行器结构的特点和简化原则，运用ANSYS软件完成了飞行器结构模态计算分析。结合模态实验识别技术，选择合适的边界条件和激励力施加方法，得到模态参数，评估模态参数识别的相关性、可信度，分析理论计算与试验结果的偏差以及理论模型再确认或修正的必要性。进行飞行器气动加热计算，分析气动加热对结构动态特性的影响。　　采用频域稳定性分析和时域仿真，完成了飞行器初始状态和末状态控制系统的稳定性分析，对比分析了飞行器刚性运动、弹性振动和校正网络对系统稳定性的影响。通过改变结构动态参数的频域分析，获得提高控制系统稳定性的结构参数设计趋势。