变滚转速率飞行器是一种在飞行过程中绕飞行轴高速旋转并且旋转速率实时变化的一种飞行器，由于能克服气动外形的不对称、质量偏心等引起的落点误差，在国内外弹箭中普遍采用。捷联惯导系统具有精度高、体积小、成本低及不受外界干扰的优点，是近年来惯性技术的发展方向。本文探索将捷联惯导系统应用于变滚转速率飞行器的姿态控制，进一步提高其落点精度。由于捷联惯导系统应用于变滚转速率飞行器姿态控制在国内尚未见公开发表，因此本文对这方面进行研究具有较大意义。变滚转速率飞行器捷联惯导系统需要解决一系列的理论，应用及相关技术问题，本文结合某型火箭弹捷联惯导系统的设计要求，对其中部分问题进行了研究，主要包括以下几个方面： (1)研究了捷联惯导系统的基本工作原理，以及系统初始对准的必要性，确立本文采用初始装订的对准方法。推导出以发射坐标系为导航坐标系时，变滚转速率飞行器的姿态角、速度和位置计算公式。 (2)研究了姿态矩阵的解算算法，分析了解算中主要的误差来源，比较了不同算法的计算量，着重讨论了四元数法的四阶龙格库塔算法和等效旋转矢量的三子样优化算法，并进行了软件仿真对比，在考虑解算精度与速度的条件下，确立本文采取三字样优化算法。 (3)对系统进行了方案论证与设计，在硬件电路设计中采用模块化的设计方法对各功能模块进行硬件设计，并用Muhisim进行了部分功能仿真。 本文所研究内容可应用于各口径变滚转速率飞行器制导系统。