本论文以高超声速飞行器的研制需求为背景,针对高超声速飞行器多约束最优末制导问题,在对高超声速飞行器及多约束最优末制导技术发展现状和趋势进行归纳总结的基础上,推导得到了一种可满足多重制导约束的最优末制导方法,进一步考虑最优末制导方法的工程化应用需求,对多约束最优末制导方法制导信息获取、天线罩误差对多约束最优末制导方法制导性能影响、多约束最优末制导方法与导引头隔离度制导匹配性等关键问题开展了深入研究,主要研究内容包括:首先,对国内外高超声速飞行器及多约束最优末制导技术的发展现状和趋势进行了归纳总结,建立了高超声速飞行器末制导运动模型,为了对多约束最优末制导方法及其工程应用进行分析,引入了伴随方法和无量纲化方法两种制导系统设计中的典型方法,给出了两种方法的基本原理以及在制导系统分析中的应用准则。其次,针对高超飞行器多约束末制导问题,包括最大飞行过载、导引头视角、终端位置、终端落角及终端小过载指令等多重制导约束,在二维平面内建立了制导模型,将剩余飞行时间的幂函数引入性能函数的动态积分项,采用Schwartz不等式方法推导得到了基于状态反馈形式的多约束最优末制导律最优解,并在小角假设下将其最优解转换为便于工程实现的制导律表达形式,利用伴随方法和无量纲化方法验证了该制导律是具有终端位置和终端落角约束的最优制导律,并且当制导阶次大于零时具有终端过载指令归零特性;进一步考虑飞行过载和导引头视角约束,根据多约束最优末制导律最优解推导得到了飞行过载和导引头视角的解析表达式,进而给出了满足飞行过载和导引头视角约束的制导参数设计策略,最后通过仿真验证了多约束最优末制导律及制导参数设计策略在非线性大角度制导条件下的适应性和有效性。第三,针对多约束最优末制导律工程应用时制导信息获取问题,开展了平台导引头、全捷联导引头以及全捷联相控阵雷达导引头的视线角及角速度提取方法和原理研究,分析了导引头零位误差对平台导引头输出信号精度及其对制导脱靶量的影响,考虑相控阵雷达导引头对弹体运动的捷联去耦要求,开展了基于弹体角速率前馈补偿的视线角速度提取方案研究,并提出了一种基于波束控制偏差的误差角补偿策略;开展了传统剩余飞行时间估计算法在多约束制导下的适应性研究,基于曲率弹道补偿思想,通过近似计算最优制导律闭环飞行轨迹的弹道曲率,推导了一种适用于多约束最优末制导律的剩余飞行时间最优估计算法,并验证了该算法的精度和有效性。第四,针对天线罩误差影响雷达寻的飞行器末制导性能的问题,基于雷达导引头天线罩误差模型,建立了包含天线罩误差寄生回路的多约束最优末制导系统,考虑多约束制导系统的时变特性和多参数特征,分析了天线罩误差对多约束最优末制导方法制导性能参数和制导稳定性的影响,并给出了系统稳定域随天线罩误差和攻角时间常数的变化规律;考虑天线罩误差寄生回路并引入雷达导引头典型噪声输入,利用伴随方法和无量纲化方法对比分析了天线罩误差对比例导引律和多约束最优末制导律无量纲制导脱靶量的影响,所得结论对于多约束制导下的雷达寻的高超声速飞行器天线罩与制导方案总体设计具有重要的理论指导意义。第五,针对导引头隔离度影响多约束制导律稳定性与制导精度的问题,首先给出了导引头隔离度定义,然后建立了平台导引头和全捷联导引头隔离度模型并分析了产生隔离度问题的主要原因;构建了考虑导引头隔离度寄生回路的多约束制导模型,利用无量纲化方法和Routh稳定性判据分析了多约束最优末制导律匹配平台导引头和全捷联导引头时的制导稳定性问题,通过分析可知系统稳定性受寄生回路正负反馈特性、导引头隔离度幅值、无量纲攻角时间以及制导律制导阶次的综合影响,并给出了匹配不同导引头时制导系统保持稳定所对应的隔离度大小和制导参数的要求;考虑终端落角约束、目标常值机动和目标随机机动等干扰输入,建立了包含平台导引头和全捷联导引头隔离度寄生回路的多约束制导脱靶量伴随系统,根据仿真结果可知多约束最优末制导律能够容忍的平台导引头和全捷联导引头隔离度水平分别为2%和4%;在多约束最优末制导律工程使用当中,要保证制导律具有优异的制导性能,必须将导引头隔离度水平严格控制在制导律能够容忍的范围内。本文的研究成果可为高超声速飞行器最优末制导技术的发展提供重要的理论支撑和工程应用基础。