本文围绕巡飞弹的倾斜转弯，在该弹的结构、气动、飞行力学与自动控制等方面做了以下工作。　　 首先，根据巡飞弹倾斜转弯的特点，对巡飞弹的扇式折叠翼进行了结构优化，将翼尖竖向位移最小做为优化目标，导出其优化数学模型，得出最优结果;结果表明，采用扇式折叠翼既能有效的提高升力，也能大幅减小弹翼的结构变形，是适合倾斜转弯的结构布局形式。然后对该弹进行了气动特性计算，得到了各飞行马赫数与攻角下的气动参数;接着校核了结构强度，得到了各马赫数飞行下许用的最大攻角。　　 根据结构和气动的计算数据，开展了弹体动态特性的研究。分别进行了纵向与侧向的动态特性分析;对飞行时格栅舵偏转提供的控制力进行研究，通过线性化，建立了扰动运动方程组。选取特征点，计算出该状态下各动力系数的值，代入扰动运动方程组中，求得以舵偏为输入的各偏量传递函数。结果表明，在该状态下，巡飞弹具有很好的稳定性和一定的操纵性。并且，根据侧向动态特性分析结果，提出了满足倾斜转弯的舵偏协调模式，使得倾斜与偏航各自所产生的侧滑角几乎处处抵消，从而保证侧滑角在转弯过程中接近于零，提高了导弹的机动性。　　 在刚体动态特性分析的基础上，研究了弹性体振动的动态特性问题，对巡飞弹弹性体进行了纵向与侧向运动建模，分析其稳定性与操纵性。计算了结构的固有模态，研究了弹性振动时的附加非定常气动力，将弹性振动引起的附加非定常气动力作为干扰输入项代入扰动运动方程组，从而得到了弹性振动下的动态响应。响应结果表明，在满足气动与结构稳定的前提下，弹性体振动引起的纵向姿态角变化量与侧滑角偏量都非常微小。但当左、右翼面振动相位差为π时，倾斜角的变化较显著，必须通过自动驾驶仪来保持倾斜稳定;各姿态角都在做与弹翼振动频率一致的微幅高频振荡，对弹上惯性器件的测量将造成不利影响，必须采用滤波等方式消除此影响。　　 由动态特性分析得出各传递函数后，设计了巡飞弹倾斜转弯时的俯仰通道与倾斜通道自动驾驶仪。由于采用的是平飞状态的一个特征点，不能完全代表倾斜转弯的全过程。运用鲁棒控制的理论与方法，设计了俯仰通道与倾斜通道的鲁棒控制器，使其在结构与非结构不确定因素作用下，依然能满足所要求的动态性能指标。　　 最后，本文提出了一种适用于BTT导弹的推力矢量控制技术方案，设计仅在导弹纵向对称面内摆动的可动喷管。初步计算表明，与完全由格栅舵控制相比，能显著的减小总舵偏角，减小各种非线性及耦合因素，有利于提高导弹的制导与控制精度。