本发明提出一种有效的直接力气动力复合控制自旋导弹的控制方法。针对此类型导弹工程实际中的三个要素，即自旋导弹的加速度起伏现象、高精度拦截对加速度指令的良好跟踪性能要求、用于气动力控制的舵机的动态特性限制，提出了新的控制方法思想，即将控制系统分为直接力和气动舵两部分，直接力部分输入加速度指令和反馈加速度，通过某种控制算法得到直接力控制力矩；气动舵部分用输入的加速度指令计算出准攻角和准侧滑角指令，并反馈准攻角和准侧滑角，通过某种控制算法得到气动舵控制量。此控制方法，不但确保了控制系统对加速度指令的良好跟踪性能，并且由于对气动舵输入的指令为准攻角和准侧滑角指令，因此大大降低了加速度起伏引起的气动舵动态振荡，提高了控制品质。