其工作原理是导弹自动驾驶仪按照制导要求产生控制指令操纵舵面偏转（或侧向喷流）形成控制力，产生弹体绕质心的转动力矩，弹体转动力矩产生弹体角速度和攻角，攻角产生弹体气动力和气动力矩。该气动力矩与操纵面升力形成的弹体转动力矩相平衡，使攻角稳定（产生相应的姿态），同时形成稳定的弹体升力（产生相应的过载），改变导弹的飞行姿态和路线，保证导弹稳定地按照所需要的弹道飞行直至命中目标。

一般由惯性敏感器件（如角速率陀螺和线加速度计等）、弹载计算机和伺服机构（如舵机、推力矢量装置、直接力装置等）组成（图1）。惯性敏感器件检测出导弹自身在控制与干扰作用下的运动状态变化，弹载计算机按照调节规律计算出需要的修正偏量，伺服机构操纵空气动力控制面（或侧向力）控制导弹的空间运动，使其按预定方案飞行。导弹自动驾驶仪与导弹弹体动力学环节闭合形成导弹的稳定回路，既稳定导弹姿态，又可产生需要的机动过载，弹体是自动驾驶仪的控制对象。

图1 稳定回路原理结构图

为了保证导弹在飞行条件变化或受到外部干扰时，导弹姿态不变或限制姿态角速度值实现导弹质心运动的稳定性，同时在接收到控制指令时，可快速准确地改变导弹姿态和实施所要求的横向机动过载，要求导弹自动驾驶仪执行控制指令时应该动态延迟（或时间常数）小、通频带宽、动态误差不超过允许范围。

导弹自动驾驶仪已广泛采用角速率、攻角、过载三回路反馈控制方案，即采用一个速率陀螺和一个加速度计来构成系统一个通道的角速率和过载反馈（图2），利用捷联惯性导航系统测量信息构建攻角估计器用于系统伪攻角反馈，同时利用实时计算的惯性导航参数对系统控制增益进行自适应调整。

图2 导弹典型过载控制稳定回路原理图

导弹自动驾驶仪使用微机电系统（MEMS）惯性器件（INS）和全球定位系统（GPS）相结合的GPS/INS组合导航系统及自适应和神经网络等高级控制算法，具有体积小、重量轻、集成度高的特点，可以执行静不稳定弹体控制、大攻角飞行控制、倾斜转弯控制及直接侧向力控制。

导弹自动驾驶仪的发展趋势是向数字化和智能化方向发展，设计方法已从应用经典控制理论（如频率响应法和根轨迹法）向现代控制理论（如极点配置法、多变量频域法、变结构鲁棒控制法等）发展，自动驾驶仪的功能性能得到提高，能够以最佳的方式操纵导弹。例如，在空战中，可以在线规划路线，以最短的时间或最短的距离飞到最有利的位置；攻击目标时，可以与制导系统配合，辨识敌友，分析敌情变化，做出最优攻击策略，具备智能决策功能。