新一代运载火箭随着火箭重量、推力和长细比的增大，芯级和助推级发动机必须一起摆动参与姿态控制；整个箭体展现出低频弹性模态、振动耦合等特征；伺服回路存在低频谐振，在诸多方面也都提出了更高的要求。因此，现有的控制方法已难以满足高精度姿态控制的要求，新解决方案的寻求迫在眉睫。本文在原有工作的基础上，对大推力运载火箭助推飞行段姿态控制系统的设计进行了深入的研究。首先，根据介绍的坐标系建立了运载火箭动力学方程，推导了六自由度非线性模型和小偏差线性化模型，采用VC++6.0与NI可视化控件相结合的方式建立了仿真平台。其次，针对运载火箭在飞行过程中面临复杂飞行环境及外界干扰，采用滑模变结构策略设计了三通道姿态控制器。对于滑模变结构中的抖振问题，将动态滑模和积分滑模技术结合起来，提出了一种新型的动态积分滑模控制策略，仿真结果表明，该方法较好地消弱了传统方法中的抖振。随后，针对火箭俯仰、偏航、滚转三通道，把原系统转化为相对阶为二的新系统，采用估计补偿不确定因素的控制技术—自抗扰技术，将外界干扰和系统内部摄动一并看做系统的总扰动，通过扩张状态观测器得到扰动值并给予适当补偿，仿真结果验证了方法的有效性。最后，考虑到弹性振动及液体晃动的抑制是火箭姿态控制系统设计必须考虑的关键因素之一，基于频域法采用陷波滤波器校正网络加PD控制器的控制策略，实现了低阶弹性模态的相位稳定及高阶弹性模态及液体晃动位移的幅值稳定，仿真结果表明，所采用的控制策略较好地抑制了弹性振动和发动机的液体晃动，实现了火箭助推飞行段的稳定飞行。