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无陀螺微惯性测量系统具有抗高过载值冲击、体积小、成本低等优点，是当前捷联惯导系统发展的一个新方向；直接侧向力控制技术可以显著提高拦截导弹的响应速度，已被证明是实现精确打击的关键技术之一。在近程低空的防空导弹上应用无陀螺测量和直接侧向力控制技术，可以达到降低成本，提高打击精度的目的。本文结合实际工程背景，对使用姿控式脉冲发动机的旋转导弹进行了无陀螺惯性测量方案设计和直接侧向力控制系统设计。 针对旋转导弹弹体空间狭小的限制，设计了七加速度计平面安装的无陀螺微惯性测量方案。为限制姿态角解算时累积误差的发散，引入三轴磁强计构成组合导航系统。论文给出了两种不同的弹体姿态角解算方法。一种是基于误差四元数的扩展卡尔曼滤波器方案；另一种是磁强计修正方案，用磁强计测量值修正滚转角。磁强计修正方案最终通过了系统仿真的验证。论文设计了两种初始粗对准方案。一种是利用重力加速度和地磁场向量，通过它们的测量值求出捷联矩阵，进而得到初始姿态角；另一种是利用重力加速度的测量值求出初始的滚转角，初始偏航角和俯仰角可以由外部设备给出。 建立了准弹体坐标系下旋转导弹运动的线性化模型。针对脉冲发动机工作时的离散特性，在古典频域法的基础上采用连续-离散化设计方法设计了直接侧向力控制器。 最后，综合前文设计的无陀螺组合导航算法、直接侧向力控制器完成了旋转导弹对一具有侧向正弦机动的低空目标的拦截仿真，给出了详细的仿真结果。仿真结果表明，本文所设计的无陀螺组合导航算法和直接侧向力控制器是有效的。在导弹质心沿纵轴匀速变化时结论仍然成立。