自旋导弹是指飞行过程中绕弹体纵轴旋转的一类导弹,它可以通过单通道控制机构同时控制俯仰和偏航方向的运动。随着现代战争对精确打击能力需求的提高,对原有无控或简控弹药进行“智能化升级”的需求越来越大,而自旋导弹正是实现低成本高精度控制的主要途径,研究自旋导弹控制方法具有较大的现实意义。本文以自旋导弹为研究对象,主要研究工作如下。建立了自旋导弹运动模型。建立了相应坐标系并推导了自旋导弹运动方程组。进行了自旋导弹无控弹道仿真并分析了其无控运动特性。推导了自旋导弹扰动运动方程组,建立了相关传递函数并对动态稳定性及转速范围进行了讨论。研究了自旋导弹控制机理。介绍了周期等效控制力的概念,分析了几种典型舵偏规律下周期等效控制力的产生规律,介绍了典型自旋导弹自动驾驶仪进行舵偏分配并实现弹体控制的的过程,并结合本文研究对象及任务需求提出了一种基于当前旋转位置确定舵偏规律的舵偏分配策略。设计了自旋导弹制导律。基于自旋导弹惯性/GPS组合制导方式,采用比例导引方法设计了过载指令制导律,仿真结果表明该制导律能导引导弹命中目标,脱靶量较小,且全程需用过载可以实现。设计了自旋导弹控制系统。基于LQR控制器及线性扩张状态观测器设计了自旋导弹过载控制回路,并对特征点处控制性能进行了分析验证。进行了制导控制系统全弹道仿真,以及拉偏条件下的打靶实验,验证了本文制导控制系统设计的正确性,得到了落点命中精度,为进一步的研究提供了参考。论文较为全面地研究了自旋导弹的控制问题,研究工作是对自旋导弹控制方法的有益探索,具有一定的理论意义和工程参考价值。