巡航导弹作为现代化战场中具有重要地位的战略武器,具有高精度打击、高可靠性、高性价比的特点,因此各国纷纷加大对巡航导弹的研究。巡航导弹的高精度打击依靠的是优秀的制导系统和姿态控制系统,不论在制导还是姿态控制方面,都有许多人进行了大量的研究。本文主要以姿态控制为研究目的,对巡航导弹的巡航飞行段和末端机动段设计相应的控制系统,通过MATLAB仿真验证其优缺点。首先建立巡航导弹姿态控制对象的数学模型,控制方式采用气动舵调节,通过力与力矩分析以及坐标变换原则,建立导弹运动学和动力学模型,以此推导出导弹的姿态控制模型,并将模型进行三通道解耦等简化处理,得到俯仰方向上的姿态模型,为后续控制器设计奠定基础。其次,通过系数冻结、小扰动线性化的方式进一步简化姿态模型,得到的线性化姿态模型作为巡航飞行段的被控对象。巡航飞行段的姿态对象具有飞行参数时变的特性,这里选取了五个特征工作点,控制系统的设计要求导弹在时变参数下实现稳定飞行,具有较强的鲁棒性和抗扰能力,在控制方法的研究中,主要采用两种方法:第一种采用PID控制的方法,首先通过比例反馈、串联超前校正的方式提高弹体的稳定性,再设计内外环的PID控制器,以达到良好的跟踪性能和抗干扰性能。对于五个特征点均采用相同的设计方法,各特征点之间采用参数线性时变的方式得到全过程的连续控制器。第二种采用定量反馈理论（QFT）方法,对于PID控制系统中出现的参数时变、双闭环结构、性能难以严格满足等缺陷,采用QFT设计控制器以解决这些问题。为了解决传统QFT控制该对象抑制干扰时间较长的问题,提出了基于超前反馈校正的QFT,通过设计反馈校正环节,拓宽抗干扰性能边界,提高控制器设计指标可达性。在QFT控制器设计上,首先根据五个特征点的参数得到被控对象参数的变化范围,并建立鲁棒性、抗干扰性、跟踪性能这三个性能指标,通过二次不等式的方法得到相应的QFT控制器,仿真验证得到控制系统在整个飞行段都能严格满足性能指标,而且对于参数发生大幅失配也依然具有很强的鲁棒性。然后在导弹姿态控制模型中引入直接侧喷力控制模型,得到复合力导弹姿态控制模型,作为末端机动飞行段的被控对象,机动飞行段具有参数变化大、存在未知干扰等特点,控制系统的设计要求导弹能在短时间内完成较大的姿态调整,具有快速性和稳定性。主要研究的是其控制方法和控制量的分配方法:控制方法上采用滑模变结构控制,同时为了抑制传统滑模控制中出现的控制量抖振现象,引入自抗扰技术中的扩张状态观测器（ESO）设计扰动的观测反馈环节,并根据Lyapunov稳定性准则,证明了控制律的收敛性,最后仿真验证了控制系统的跟踪性能、控制量可达性、ESO的鲁棒性。控制量的分配方法上采用比例分配法和链式分配法,在比例分配法上,为了解决传统比例分配方法控制量偏差较大的问题,提出了基于跟踪偏差和控制量分配偏差的比例分配方法;在链式分配法上,考虑到气动舵的角度饱和和角速度饱和,提出了基于舵偏约束的链式分配方法,通过仿真验证各自的有有效性,最后从调节时间、超调、燃料消耗三个指标上对比了几种分配方法在气动效率高和低的环境下跟踪大幅和小幅指令的性能,总结了几种分配方法的适用条件。