近数十年来滑模控制作为一种具有高鲁棒性的非线性控制方法,得到了大量学者的深入研究。滑模控制理论是一种具有控制器设计简单,控制时间较短,抗干扰能力强,物理上容易实现等优点的控制理论,可以使系统有效的应对来自系统内部的不确定性和来自外部的干扰。由于制导末端过程要求系统具有高稳定性,迅速精确打击能力,以及攻击角限制能力,滑模控制被广泛应用于制导律设计中。为了进一步提高导弹自身的性能,需要对导弹制导控制系统进行整体化考量,实现导弹的姿态控制与制导一体化设计(Integrated Guidance and Control,IGC)。本文以末端制导控制中导弹打击机动目标为研究背景,基于滑模控制理论,考虑导弹自动驾驶仪一阶动态特性,设计了一种近似的一体化制导律。又结合动态面控制和非线性扩张状态观测器设计了一种全新的一体化制导律。本文的主要内容如下:首先,本文介绍了导弹制导模型中常用的坐标系以及各个坐标系之间的转换关系。针对滑模控制介绍了其基本控制原理,介绍了终端滑模控制等几种常见的滑模控制,在数学上对滑模控制的到达态和滑模态进行详细描述,对滑模控制的鲁棒性进行分析,说明了其抖振现象产生的原因,抖振现象的危害,以及消除系统抖振的几种常用方法。举例介绍了动态面控制思想以及相对于反步控制的优点。给出了有限时间收敛定理及其证明过程。其次,将导弹视为质点,给出了导弹质心的动力学与运动学方程,忽略俯仰平面和偏航平面间的耦合性,给出了俯仰平面内导弹制导控制的运动学方程以及二维平面内导弹目和标之间的拦截方程。再次,结合二维平面内导弹目标拦截方程和自动驾驶仪的一阶动态延迟特性给出了二维平面内的准一体化制导模型。针对该模型,基于快速终端滑模面和快速趋近律设计了一种全局快速终端滑模制导律,应用李雅普诺夫稳定原理证明该制导律在任意状态下满足全局快速有限时间收敛。通过仿真实验分析表明该制导律能够有效的补偿了自动驾驶仪的延迟,满足攻击角的限制,并且具有较短的制导时间。最后,在导弹俯仰平面内的运动学方程和二维平面内导弹目标拦截方程的基础上构建了俯仰平面一体化制导模型。针对该模型,结合动态面控制与非奇异快速终端滑模面设计了一种考虑攻击角限制的一体化制导律。另外,考虑到非奇异快速滑模控制器中的切换函数和目标的未知加速度带来的扰动会导致系统的抖振,增加系统的不确定性,本文还给出了一种新的非线性扩张状态观测器,并将该观测器的估计值用于抵消一体化控制中的不确定性,最终设计了一种具有低抖振特性的一体化制导律。最后选择追击具有正弦加速度的目标的场景将上述两种一体化制导律进行仿真与对比。仿真结果表明,带非线性状态观测器的制导律具有更好的性能,能更好的完成制导任务。