随着高新技术在航空航天领域的发展和军事领域的应用,人们对制导技术的要求越来越高。古典与现代导引律不能适应日益复杂的拦截、击毁条件,特别是目标进行大机动和有终端姿态角要求的情况。因此就需要寻找新的、更好的导引律。本文对包括滑模变结构控制律的设计方法及系统抖振产生的原因和危害进行了一系列研究,总结了滑模变结构控制律的设计步骤,并分析了削弱抖振的方法。在上述理论基础上,本文将根据零化视线角速度和终端落角要求分别设计导引律,并分析变结构末制导系统的稳定性。首先建立两种拦截器与目标相对运动数学模型,将导弹与目标之间的三维相对运动简化解耦成纵向平面的二维相对运动和横向平面的二维相对运动,导出二维数学模型;接着根据各二维模型设计了基于零化视线角速度的变结构导引律和基于终端落角约束的变结构导引律,对各导引律的趋近律进行改进,既保证了系统的快速性和鲁棒性,又削弱了由变结构控制的本质不连续控制导致的抖振;然后验证了滑动模态的存在条件和到达条件,在非线性稳定性理论Lyapunov直接法基础上,证明了系统在各导引律作用下滑动模态运动阶段和到达阶段的稳定性,进而说明了末制导系统在上述导引律控制下能稳定运行;最后通过系统仿真验证了末制导系统的稳定性,给出视线角、视线角速度、导弹加速度、导弹与目标距离等变化曲线,分析了系统在各导引律下抖振的削弱情况。