为提高导弹的机动能力,需要增大导弹的可用攻角范围,从而出现了敏捷导弹概念。本文以具备直接力控制系统(RCS)的空基发射敏捷导弹为研究对象,围绕敏捷转弯的大攻角控制问题,系统地开展了大攻角控制、敏捷转弯BTT控制、攻角的指令生成、测量值修正以及大角度姿态控制等方面的研究。首先,建立了敏捷导弹系统的数学模型。通过圆柱绕流模拟了导弹的90°攻角气动特性,结合工程估算与人工扰动两种形式建立了大攻角气动系数模型。在此基础上建立了敏捷导弹的运动方程组,并采用四元数法改写了导弹的运动学方程以解决姿态描述中的奇异性问题。其次,研究了大攻角下敏捷导弹的非线性系统控制问题。提出了基于自抗扰控制与模糊逻辑的攻角控制器设计方法,使用扩张状态观测器(ESO)对系统总扰动进行在线估计与补偿,使控制系统具备了抗扰动机制。另外,采用模糊逻辑实现了状态误差反馈增益的自适应调节与直接力/气动力复合控制的指令分配。最终在导弹模型存在严重不确定性的条件下,实现了敏捷导弹的大攻角控制。数值仿真结果分别验证了所提控制方法、ESO技术以及RCS控制输入的脉宽脉频调制技术的可行性与有效性。然后,采用滑模控制理论设计了两种敏捷转弯空间机动的控制方法。对于BTT控制策略,首先采用自抗扰控制方法设计了三通道控制系统。随后为了进一步提高自动驾驶仪性能,结合ESO技术提出了一种改进的动态面控制方法,该控制方法在系统收敛速度与稳态误差方面具有更好的性能。另外,为利于敏捷转弯的工程实现,提出了一种简化的BTT控制策略。基于该策略的要求设计了一种改进的非奇异终端滑模(NTSM)控制方法,实现了滚转与偏航通道的镇定控制。最后采用数值仿真对不同控制方法进行了比较与分析,证明了所提方法的优越性。再次,研究了敏捷导弹的攻角反馈控制在工程实现上涉及的两个问题。为解决制导指令与控制指令的衔接问题,首先分析了转弯速率动力学的非线性特性,并对其可逆性进行了论证。然后提出了采用神经网络模型拟合转弯速率动力学逆模型的方法,在此基础上结合变结构方法设计了攻角指令的生成算法。之后研究了攻角/侧滑角测量值的滤波修正问题。依据导弹的动力学特点设计了测量值的卡尔曼滤波修正方案,然后采用线性卡尔曼滤波算法计算得到了攻角与侧滑角的最优预测值。数值仿真结果表明了所提攻角指令生成方法与测量值修正算法的有效性。最后,考虑到攻角控制在实现上的客观难度,提出了一种依靠姿态控制间接实现导弹敏捷转弯的方法。首先针对一类二阶不确定非线性系统,对NTSM理论进行了改进。提出了一种基于复合滑模面的NTSM控制方法,提高了系统状态远离平衡点时的收敛速度。然后将ESO对系统不确定量的实时估计值在控制律中进行补偿,显著削弱了控制输入的抖振现象。最终改进的NTSM方法被成功运用于敏捷导弹的姿态控制中,数值仿真的对比研究证明了新方法的有效性与优越性。