本文主要研究了某型弹道导弹自动驾驶仪的设计和仿真方法。为了解决导弹的姿态控制问题而采用了一种组合的、经典的、最优的方法来设计控制规则。经典的控制理论证明该方法对于自动驾驶仪的设计来说是有用且可行的。自动驾驶仪的设计中一般都假设俯仰、航向及滚动通道是解藕的。然而，由于导弹的气动特性，使得不同方向的迎角和攻角在舵机的表面形成了不对称的气流，从而导致了这三个通道存在空气动力的交叉耦合。而较高的空气动力的交叉耦合增益会导致这些通道的不稳定。 当滚动通道是稳定的时候，弹道导弹姿态控制器的俯仰和航向通道才是解藕的。所以首先采用现代控制理论使滚动角在最短的时间里达到稳定，而为了解决俯仰角和航向角的姿态控制问题，采用了经典控制理论方法。 为了得到弹道导弹俯仰、航向及滚动通道的传递函数，运用飞行力学为弹体建立质点数学模型。为了建立数学模型，采用了短时间的动力学线性化概念。利用V-2火箭数据仿真了其准3-D轨迹从而得到了传递函数的系数，仿真结果见正文。 增益裕度和相位裕度是系统鲁棒性的重要度量。采用经典的PID控制器设计和相位补偿得到标定的稳定裕度和俯仰和航向通道的控制规律。故该控制器也是抗干扰的。根据控制器在助推阶段的正常间隔内的飞行轨迹可以得到控制器的时域和频域特性。跨音速和最大动压飞行阶段引入了特殊的处理。在稳定裕度内分析陀螺的漂移误差。文中还提出了一种在线自动调谐控制器参数的方法。 基于最优的最短时间控制方法，设计了滚动通道控制器。根据pentryagin，最优的控制是最小哈密顿函数的伴随函数。控制器可以是时间的函数也可以是状态的函数。后者较易实现，目前来说，控制器是几乎都是状态的非线性函数。 本文的控制器是一种继电器类型而且在状态最优的曲线上闭合，而不是那种需要最优的迭代的时间的函数类型的控制器。这些曲线是通过求解状态域内的负的时间开始到要求的结束点微分方程产生的。对于2阶的滚动通道控制系统，两条曲线是由划分相平面的负的时间点的初始条件族发出的。控制曲线的一端是最大的正值或最大的负值。因此也就得到了最优的控制闭合曲线。 对于状态转移矩阵也要做相应的变换。当变换为解藕系统后，就得到了对于任何时间瞬间状态的最优的控制规则。通过控制器的实现和仿真得到了理想的结果。