控制系统特点来自飞行器动力学特性、飞行性能及任务要求。
弹道式飞行器在主动段作弹道程序飞行。液体推进剂导弹、运载火箭多为垂直发射，垂直飞行时间一般为8～12s．然后按俯仰程序角或俯仰一偏航程序角作程序倾斜飞行，并通过制导与控制将其约束在接近预定轨道面内。主动段飞行时司取决于射(航)程、动力装置类型及火箭结构形式，中程导弹一般是2～4min，远程及洲际导弹一般是3～6min，运载火箭一般是5～20min。固体导弹多采取筒式弹射发射，出筒后按弹道程序飞行，其飞行时间比液体推进剂导弹的短。虽然主动段飞行时间均较短，但是飞行环境恶劣，存在多种飞行状态和干扰。飞行控制系统在复杂环境及干扰作用下须完成多种功能及任务要求，因而控制系统具有一些特点：
1)导弹与运载火箭均是一次性使用的产品，(小伙伴们有木有感觉很浪费啊？)而且还要求对它有较高的可靠性。控制系统由于组成部件多，功能复杂，对其可靠性要求更高，因而控制装置和元器件必须具有低失效率。地面测试发射控制设备虽为可修复的系统，但飞行器发射过程中必须确保高可靠性，而导弹的测试一发控设备多为装车机动使用，所以测试发射控制系统、设备，元器件也必须高可靠性。
2)导弹，特别是地面机动发射的导弹，其运载毹力一般较小，运载火箭为了增大运送有效载荷、航程能力，均要求减少弹(箭)“死重”。因此，弹(箭)上控制装置的体积、重量受到严格限制，必须轻小型化。
3)变会目标点的精度是飞行器重要性能指标。为了保证导弹落点精度，当主动段不能满足要求时，应采用全程制导即主动段、被动段均有制导，或童采用主动段与弹道末段一再入段相结合的制导技术。采用全程制导的情况下，惯性制导需有较长的工作时间，但对其精度要求则可降低。
4)利用兰轴陀螺稳定平台曾测量飞行器姿态角，平台框架安装取向不同，由框架角(传感器)表示的姿态角的函数关系则不同。三轴平台框架安装取向可有六种形式，但对于弹道式飞行器，因为在射面内需按程序角Ψcx作俯仰转弯，且Ψcx较大，所以实用的框架安装取向仅四种。
当捷联式控制系统采用两个自由陀螺仪测量飞行器三个姿态角时，也因Ψcx存在，其框架安装取向有一定的限制。如果采取机电方式在陀螺仪外框架上实现Ψcx，则垂直陀螺仪、水平陀螺仪可能的安装方式仅各有两种（图1-3）。
从图中看出，水平陀螺仪外框轴传感器测量俯仰角Ψ，垂直陀螺仪内、外框轴传感器测量偏航角Ψ及滚动角Υ。
5)飞行器一般是相对各主轴的对称体，在飞行中有六自由度运动，实际运动状态偏离预计(标准)状态不大，因此，设计分析中可将质心运动轨迹分解为弹道平面内运动和垂直弹道平面内的横向运动的结果，由此产生的偏离目标点的导弹落点失准则分解为射面内的射程偏差、偏离射面的横向偏差(或称射向偏差)。同理，将绕质心运动分解为绕飞行器三个惯性主轴的角运动，因而姿态控制系统是三维控制,与之对应的有三个基本控制通道，分别对飞行器的俯仰轴、偏航轴、滚动轴进行控制和稳定。
6)飞行器结构不可能完全刚性，飞行运动中存在壳体弹性变形，对于液体推进剂的大型弹(箭)还存在推进剂晃动。所以,飞行器是具有刚体、弹性体和晃动(对于液体推进剂的弹、箭)运动的动力学特性，姿态运动是刚体运动、弹性振动和晃动的综合结果。姿态控制的对象须视为进行刚体运动、弹性振动和晃动(藏体推进剂的弹、箭)的飞行器，姿态控制系统保证飞行器在干扰运动下的稳定。干扰运动是实际运动与标准运动之间广义坐标差别的运动。标准运动是飞行器壳体不变形，且其纵轴在每一时刻处于给定程序角相应的姿态位置，
飞行器运动的频谱很密，姿态控制系统的控制作用频段必须考虑飞行器动态特性来选取，满足飞行器运动的稳定性需要。
7)评定控制系统的精度和可靠性对于评价控制系统效能十分重要。但是，用以评定控制系统性能的弹(箭)飞行试验的次数有限，验前信息也有限，因此属于小概率事件或特小子样下的评定。由于控制系统特性变化和整机、元器件的失效以及控制对象受到的随机干扰的不定性，且系统的故障均是有限的孤立事件，为了简化分析，认为随机干扰、控制系统误差和失效均为正态分布。按照参数属于正态分布来鉴定制导精度、分析控制特性和可靠性。