Los parámetros de la ley de control de vuelo deben ser diseñados para proporcionar un margen de estabilidad suficiente para la aeronave en lazo cerrado, asegurando al mismo tiempo la precisión en el seguimiento de comandos. El margen de perturbación singular (SPM) y el margen de ganancia generalizado (GGM), que son generalizaciones del margen de fase clásico (PM) y del margen de ganancia (GM), respectivamente, de un sistema lineal invariante en el tiempo a un sistema no lineal variable en el tiempo, pueden ser utilizados para caracterizar cuantitativamente la máxima perturbación singular y la perturbación regular permitidas para mantener la estabilidad del sistema. En este artículo, se introduce primero la estructura de control de vuelo de modo deslizante y los parámetros de diseño de la ley de control de modo deslizante para una aeronave de ala oblicua (OWA), se añaden el medidor SPM y el medidor GGM a este modelo de aeronave en lazo cerrado, y se derivan las expresiones analíticas del SPM y GGM con respecto a los parámetros de la ley de control. En segundo lugar, los requisitos de diseño del margen de estabilidad de las aeronaves en lazo cerrado en las especificaciones del sistema de control de vuelo se convierten en limitaciones sobre el SPM y GGM para determinar el rango de valores de los parámetros de la ley de control de vuelo. Luego, con el objetivo de reducir la suma del tiempo de aproximación y el tiempo de deslizamiento, se selecciona la combinación de valores de parámetros dentro del rango de parámetros de la ley de control que cumple con los requisitos del margen de estabilidad, formando así un método de diseño de ley de control de vuelo para OWA durante el proceso de inclinación del ala. Finalmente, los parámetros de la ley de control diseñados se aplican a una OWA de muestra, y se verifica el margen de estabilidad de la aeronave en lazo cerrado durante el proceso de inclinación del ala.