随着我国综合国力的不断提升以及各国弹道导弹防御体系的不断强化,我国在弹道导弹高精度打击、强突防进攻方面的能力亟待提高。再入机动弹头作为弹道导弹突防能力的一种重要体现,对其进行高超声速下的大攻角机动飞行控制具有极高的价值。但由于其具有飞行速度高且变化范围大、飞行空域广、飞行环境复杂等特点,造成其飞行环境参数和气动参数大范围非线性变化,各通道之间耦合严重。传统的小扰动线性化等方法无法对其进行控制,寻找合适的非线性控制方法势在必行。本文首先利用动态逆控制方法设计了控制器,然后在动态逆控制器的基础上,进一步设计了轨迹线性化控制器。论文的主要工作如下:首先,在参考国内外发表的公开文献的基础上,根据机动弹头的特点,在确定机动弹头的几何外形之后,给出了机动弹头三通道六自由度十二状态变量非线性数学模型。系统模型的给出包括机动弹头动力学方程和空气动力模型。在此基础上,进行了弹头的特性仿真实验,并对机动弹头的特性及其耦合特性进行了分析,为后续控制器设计打下了良好的基础。其次,针对机动弹头具有强烈非线性和耦合特性等特点,设计了动态逆控制控制器。在利用时标分离原则得到系统的内外回路的非线性仿射模型之后,将动态逆控制器分为内回路控制器和外回路控制器进行设计。由仿真结果来看,动态逆控制器能够较好的实现机动弹头的姿态跟踪指令,但其在系统存在建模误差的情况下,对机动弹头姿态角跟踪效果较差。最后,针对动态逆控制器存在的问题,在对轨迹线性化控制理论充分了解的情况下,设计了轨迹线性化控制器。整体而言,轨迹线性化控制器同样分为外回路控制器和内回路控制器两部分。但每一部分控制器的设计都在伪逆控制器的基础上增加了线性时变调节器的设计,这也是轨迹线性化方法同动态逆方法相比的优势所在。通过仿真结果显示出轨迹线性化方法能够很好的完成姿态跟踪指令,并对参数摄动有较好的鲁棒性。