现代战争中,随着军事需求偏向于远增程、高精度的作战指标,并考虑到火箭弹低成本和高费效比等优点,通过提高火箭弹在滑翔增程阶段的增程效率以及末制导阶段的协同制导效能可满足上述军事需求。因此,本文针对火箭弹滑翔阶段的气动特性和姿态稳定控制系统以及末制导阶段的协同控制系统,基于Fluent气动仿真方法对滑翔阶段的气动特性进行分析,基于鲁棒反步控制方法、自适应控制方法对滑翔阶段的姿态稳定控制进行研究,并基于一致性协议对末制导阶段的分布式协同制导进行深入研究,其主要内容包括:首先,针对升力体滑翔段的姿态控制系统,在苏式坐标系下推导并建立了以攻角、侧滑角和速度倾斜角为状态变量的三通道姿态系统动力学方程,以及以舵偏角为控制量的三通道姿态角速度系统方程。针对末制导阶段的协同控制系统,建立了多弹协同攻击动力学方程。并且介绍了相关的图论知识以及有限时间稳定性理论,从而为控制器设计以及稳定性分析提供理论基础。其次,针对升力体滑翔阶段气动仿真,通过设置Fluent在高超声速下的相关参数,得到不同攻角和不同马赫数下的气动参数,从而对升力体的相关气动特性进行分析,为高效率滑翔增程提供数据和理论基础。再次,针对升力体滑翔阶段姿态稳定控制器设计,讨论了扰动上界已知和扰动上界未知下的控制器设计问题,针对扰动上界已知的情况,利用扰动算子对升力体在高超声速下飞行时由于气动参数变化、速度变化以及外界干扰对系统状态方程所产生的扰动进行表示,从而得到扰动状态下的姿态系统动力学方程,通过鲁棒反步控制方法设计能对扰动进行补偿进而能稳定跟踪期望姿态角的控制律,并通过引入微分跟踪器解决反步控制方法中的“微分爆炸”问题,理论和仿真实验均验证了所设计控制器在扰动上界已知时姿态稳定控制方面的有效性。针对扰动上界未知的情况,通过自适应控制方法实现对扰动上界的精确估计,再利用反步控制方法实现对期望姿态角的跟踪,理论和仿真实验均验证了所设计控制器的有效性。最后,针对升力体末制导阶段多弹协同制导律,选取预估飞行时间作为一致性变量,并将一致性原理和非奇异理论相结合,设计出无小角度假设的非奇异分布式协同制导律,理论和仿真实验均验证了所设计控制器在大前置角下协同制导的有效性。