以高超声速巡航飞行器为研究对象，对巡航飞行器巡航段飞行器编队和末段预测制导律中的若干问题进行了研究，这两项技术分别为飞行器突防和精确打击的重要战术技术手段。　　首先综述了国内外高超声速飞行器、导弹编队技术和预测制导的研究现状。　　根据高超声速飞行器巡航段飞行特点，为简化运动学模型和便于控制，建立了发射地心坐标系和再入坐标系，考虑由地球自转引起的离心惯性力和哥氏惯性力，建立了巡航段和末制导段较为精确动力学、运动学模型。　　基于所建立的数学模型，分析了巡航段飞行器的平动动力学特性，设计了编队要求：领航飞行器以标准弹道引领航迹，跟随飞行器跟踪领航飞行器，并保持与领航飞行器的相对位置一定。通过对制导律和控制律的分析，设计出相应的PID控制器，并采用Z-N整定方法求取制导律中的各参数。　　针对当前标准轨道制导无法满足机动突防要求，而其它预测制导计算量大的情况，将一种称为虚位移制导的预测制导方法应用于高超声速巡航飞行器的末段制导。该预测制导法分两个过程：预报落点位置和最优横向力搜索。本文详细推导了零升力弹道解析算法，抓住总升力方向总是垂直于速度方向的特点，通过Newton迭代对最优横向力方向进行搜索。根据横向力方向相位确定制导逻辑，并得到制导指令，最后通过仿真对制导性能进行了分析。　　最后，对前述理论进行了数值仿真分析，在末制导段采用边界环、限幅和多幅值切换处理来抑制指令颤振现象。结果显示，飞行器能形成良好的编队，末制导精度得到保证，验证了本文所采用的编队方法和制导律的可行性。