射程远、机动性强、打击精度高等优点使助推-滑翔导弹成为各军事大国在全球进攻性武器上研究发展的热点,在新时期攻防对抗体系下,同样也成为导弹防御系统重点侦查的对象。为了降低敌方防御系统反应时间、增加导弹生存概率和突防概率,一种始终处于大气层内飞行、可借助地球曲率进行掩护的低弹道模式逐渐成为助推-滑翔导弹的首选弹道模式。与此同时,为满足现阶段对飞行器的自主性、安全性和可靠性提出的更高的要求,本文针对助推-滑翔导弹大气层内上升段最优轨迹快速生成方法、大气层内上升段闭环制导算法以及再入滑翔制导算法等关键技术进行了深入研究。快速生成大气层内上升段最优飞行轨迹能够有效降低发射成本、减少地面准备时间、增加任务的灵活性,并且能够为制导技术提供服务,是飞行器总体设计中的关键技术之一。然而,由于飞行器上升段的运动数学模型存在的强非线性、耦合性及多种约束条件,导致直接轨迹优化算法的初值选取较难、求解速度较慢,而间接轨迹优化算法对约束条件的处理又较为困难。因此,本文采用有限元法快速获得无约束条件的大气层内上升段最优轨迹,再将该值作为直接法的初值获得满足约束条件的大气层内上升段最优轨迹。仿真结果表明了该混合优化算法的优势。传统的大气层上升段制导模式采用的是开环制导,这种制导方式具备成本低、稳定性好等优点,但是无法修正飞行过程中气动力或者推力造成的飞行轨迹偏差,这对交班点精度要求较为严格的助推-滑翔导弹而言,开环制导方式显然无法满足任务需求。本文结合助推-滑翔导弹上升段的飞行特点,一方面,采用反馈线性化技术设计了基于标称轨迹的闭环制导方法;令一方面,采用有限元数值轨迹优化算法在线生成新的参考轨迹,设计了实时预测修正的闭环制导方法。通过仿真对比分析,表明给出的两种闭环制导方法满足交班点精度需求,且基于有限元数值轨迹优化的闭环制导方法具有更高的制导精度。研究了一种具有较强在线轨迹规划能力的滑翔制导方法。针对纵向轨迹在线实时规划的问题,本文提出了一种基于拟平衡滑翔条件的数值预测再入轨迹规划方法,该方法以飞行高度作为积分自变量,通过设计飞行路径角剖面来满足再入航程约束,通过设计攻角剖面来满足终端速度约束,再借助拟平衡滑翔条件计算能够保持平衡滑翔飞行的倾侧角,同时将飞行过程约束转化为对倾侧角的约束。针对复杂的三维再入制导问题,本文将其转化为纵向制导和侧向控制两个问题,纵向制导采用模型预测静态规划技术得到制导指令,侧向控制采用航向误差走廊的反转策略控制飞行方向。仿真结果表明了该方法适用于助推-滑翔导弹滑翔段制导,蒙特卡洛打靶也表明了该制导方法对初始状态误差与气动参数的不确定性具有较强的鲁棒性。针对无动力滑翔再入飞行器实际气动特性与理论数据之间的差异造成的制导精度退化问题,本文采用收敛性好、计算效率高、占用资源少的卡尔曼滤波算法对气动参数进行在线辨识,提出了一种基于气动参数辨识的再入制导方法。为具有统计意义的描述待辨识气动参数的变化规律,采用了一阶高斯马尔科夫过程及噪声补偿技术。利用气动参数估值与标称值之间的偏差对攻角和倾斜角进行修正,并利用线性二次调节器原理跟踪纵向参考轨迹。仿真结果表明了给出的气动参数辨识算法能够快速收敛,且本文的再入制导算法对气动参数摄动具有更好的制导效果。