导弹的机动控制方式主要有气动舵面、喷气推力器和变质心控制三种方式。其中气动舵面控制方式难以解决高速飞行过程中舵面烧蚀等问题；而喷气推力控制方式受限于携带燃料有限且增加无用载荷等缺点。变质心控制技术与传统控制方式相比优势明显，应用前景广阔。本论文以再入突防为背景，研究质量矩飞行器的动力学建模、再入制导与鲁棒控制等问题。首先，根据动量定理及动量矩定理推导了单滑块/滚转喷气模式的质量矩飞行器完整空间运动模型，具体包括：系统质心三维平动动力学方程，系统绕质心三维转动动力学模型和滑块一维平动动力学方程。其次，研究了带落角约束的再入最优制导律。根据导弹与目标的空间运动几何关系建立状态方程与最优指标；根据有限时间时变系统二次型最优控制原理分别求得俯冲平面和水平面的再入最优制导律。然后，研究了飞行姿态鲁棒控制律的设计。飞行控制系统由姿态角跟踪控制系统、滑块位置伺服控制系统及滚转喷气推力脉宽调制器组成。运用H方法可有效解决系统的混合灵敏度问题以满足多项性能指标要求。最后，针对完整空间运动模型进行了制导控制闭环仿真，验证了上述制导控制系统的整体性能。论文相关结论对再入质量矩技术提供一定参考。