飞行控制系统是当今控制系统重要的应用领域和研究热点,滚转导弹具有非线性强耦合的动力学模型,为其飞行控制系统的设计带来了困难,本研究采用基于变饱和状态柔性变结构控制理论,研究了自旋制导导弹飞行控制系统设计。对十字舵舵面控制进行相应的舵偏角转换,建立滚转导弹的六自由度动力学数学模型,基于“小扰动”假设,对其线性化处理,得出简化滚转导弹的数学模型,并进行了仿真。通过对滚转导弹弹体的动态特性分析,基于PID控制方法,采用比例带法进行控制器参数整定,设计了滚转导弹的过载控制器,并进行了仿真,仿真得,上升时间约为0.21s,超调量约为9.43%。仿真结果表明所设计的PID控制器能获得较快的响应指令,对外界扰动有一定的抗干扰能力,满足系统设计要求。研究了准滑模变结构控制器的设计方法,并对其进行仿真。介绍柔性变结构,分析了柔性变结构的变饱和柔性变结构控制理论的算法,控制策略和参数计算。通过分析和仿真表明变饱和柔性变结构控制器的快速响应和消除抖振等特性。构建滚转导弹法向过载状态方程,设计基于变饱和柔性变结构控制器法向过载自动驾驶仪,对其进行仿真分析。仿真结果表明变饱和柔性变结构控制器的优点是稳态精度比较高,响应速度快。