本文研究的机动弹头为空气舵控制而非推力矢量控制的一型有着很高战略意义的攻击型武器。特别是在对航母战斗群这种有着完善防御体系的对手进行作战时，再入机动弹头将从航母战斗群上方进行攻击。它凭借极高的飞行速度特别是先进的姿态控制方法可以很好的对敌方的防御体系进行有效规避、直击目标。目前，只有美国等少数国家拥有此项技术，我国只处在初级的理论研究阶段。为了使我国的海洋权益得到巩固，必须对敌方航母起到威慑作用。因此，需要发展再入机动弹头的一系列相关技术。本文主要针对弹头在再入大气层时难于控制这一问题，设计了俯仰通道控制器，希望能为我国在此种弹头的理论研究方面贡献一份力量。由于这种弹头需要先后两次穿越地球大气层且飞行速度超过音速近十倍，各参数之间的相互耦合很强烈且引起很强的非线性变化，因此选择合适的非线性控制方法是当务之急。目前，非线性控制方法多种多样，但是控制这种带有强烈非线性变化的飞行器都很难胜任。本文中利用动态逆方法设计了相应的控制器，并在动态逆控制器的基础上设计了轨迹线性化控制器对再入弹头进行控制。具体工作内容如下：首先，确定再入机动弹头俯仰通道数学模型。由于国外对这种弹头的模型没有公开，此种弹头数学模型我们是通过飞行环境和状态相类似的空天飞行器数学模型通过一定的假设条件以及略去发动机推力在三个坐标轴上的三个分量最终得到的。通过单通道模型化简，最后得到了本文用到的俯仰通道数学模型。其次，对俯仰通道进行动态逆控制器设计。利用时标分离的方法设计了动态逆控制器中的姿态角逆系统和角速度逆系统，对俯仰通道进行控制。通过仿真结果看出，攻角能够很好的跟踪控制指令。再次，对俯仰通道进行轨迹线性化控制器设计。在充分了解轨迹线性化方法之后，我们在动态逆控制器基础上设计了轨迹线性化控制器对俯仰通道进行控制。仿真结果充分说明了此种控制方法适合这种导弹的设计工作。在文章的最后我们进行了摄动实验，在参数摄动不断增大的情况下，动态逆控制器相应攻角渐渐无法完成跟踪，可是轨迹线性化控制器控制性能依然良好，这说明了这种控制方法设计的控制器本身具有鲁棒性，很适合这类导弹的设计工作。