近年来随着导弹武器系统的不断发展,提高国家在受到导弹攻击时的防御效率成为当今研究热点,导弹拦截技术成为重点研究的领域之一。常规弹道导弹较易拦截,但是对于可主动进行机动规避的非常规导弹,要使拦截的成功率提高,必须提高其机动能力。传统的气动力控制导弹由于需要利用气动舵进行控制,存在姿态稳定系统响应速度慢、作战高度低、过载较低、机动性差等缺点,难以满足末端导引后导弹对目标的直接碰撞这一作战指标。因此,研究如何提高拦截导弹制导的精确性和导弹的机动性具有重要意义。侧向力控制技术弥补了气动力控制导弹机动性不够等缺点,对于拦截高机动性的导弹比较有效。本文主要研究的是侧向力技术在高空状态导弹拦截器中的应用。其主要内容有:叙述了导弹拦截技术的发展,举例说明了侧向力控制技术在导弹拦截中的应用。首先给出了各个坐标系的定义以及各坐标系间的转换关系,并建立了描述拦截导弹运动的六自由度数学模型,在假设滚转角保持为零并采用小扰动假设的前提下,引入了两种导引律进行比较分析,结果表明在弹道优化方面,滑模制导律较比例导引律更为优越。接着给出了轨道控制小推力火箭发动机的推力模型,并讨论了弹体上发动机的分布布局。随后利用0-1规划算法对小推力火箭发动机产生推力的大小进行了讨论,给出了比较合理的小推力火箭发动机点火逻辑,在一定的初始条件下应用了比例导引律和滑模导引律进行了仿真测试并对仿真结果进行了分析。仿真结果表明运用小推力火箭发动机对导弹进行侧向力控制对导弹的机动性能、响应速度等有不同程度的改善。