飞航式导弹作为当今战术武器在近几次局部战争中发挥了令世人惊羡的效果，以其为代表的新一代战术导弹武器的设计也得到了各个国家的高度重视。其本身所具有的高精确度、高性价比、高可靠性等其它传统武器系统所不具有的优良性能更是值得引起科研人员的高度重视；其次，其本身所体现出来的相关高科技技术也同时可以应用于日常的社会生产活动当中，产生经济规模可观的社会效果。随着现代高科技技术的飞速发展，尤其是现代电子技术和计算机技术的广泛应用，传统的科学技术面临着技术更新的要求。以经典控制理论为依据的传统控制方式在面对现在人们越来越高的技术要求方面已经显得落后。因此有必要运用现代科技的最新成果来设计新的控制规律，以使其达到新的更好的要求。本文主要针对飞航式导弹短周期小扰动阶段的姿态控制问题运用滑模变结构控制理论进行研究。首先运用基本的物理定律对导弹的飞行情况进行数学建模，通过一系列的合理简化得到便于分析和研究的简化数学模型；其次在此基础上结合滑模变结构控制理论的相关知识，进行切换函数和趋近律的设计和选择；最后通过计算机仿真对所设计的控制器在理论上进行证明。通过最终的仿真模拟实验证明了该控制器设计方法的正确性。本文所涉及的导弹数学模型的建立和控制器的设计方法可作为其它同类问题的基础知识，为以后解决更为复杂的问题奠定基础。