临近空间飞行器在军民两用前途广阔，而又因其飞行高度高、速度快，所以拦截难度极大。目前，不少国家都在加快对临近空间飞行器及其拦截技术的研究和应用进程。为保障我国领空安全，有必要研究临近空间的拦截技术问题。针对目标速度极快难题，本文设计了一种逆轨拦截方式的制导方法。所谓逆轨拦截就是迎头拦截，即拦截弹与目标相向而行并最终发生碰撞。这样就避免了传统追击方式的拦截弹速度必须大于目标速度这一要求，而采用低速拦截弹不仅降低了能量需求和发动机工艺要求，同时也降低了对拦截弹的飞行控制难度，增强了系统的鲁棒性。本文首先介绍了临近空间飞行器和临近空间拦截系统的发展状况，分析了目前制导律的发展和应用情况；其次阐述了导弹制导控制系统的理论基础，给出了坐标系定义及转换关系，分析了作用在导弹上的力和力矩，推导了导弹的动力学和运动学方程组；然后对逆轨拦截方式在俯仰和偏航两个通道内分别进行数学建模，在介绍了滑模控制理论和研究了消弱抖振的方法后，利用滑模控制方法，设计了一种基于滑模控制的逆轨拦截制导律，并对该制导律进行了单通道仿真以验证其可行性；最后，在三维空间内进行了仿真，并在俯仰和偏航两通道内分别分析了系统的视线角变化率、法向过载和系统滑模面等参数的性能。经过仿真与分析可以得出以下结论：1.本文设计的逆轨拦截制导律结构简单，所需目标信息较少；2.利用本文设计的制导律能使用低速拦截弹拦截高速目标；3.本文设计的制导律攻击时间短，需用过载小，系统能以较快速度运动到滑模面，且抖振波动较小，说明系统的鲁棒性良好。