多弹头导弹作为一种战略武器,具有强大的威慑作用。多弹头导弹头体分离过程中,分离的弹头可能会由于初始姿态或外界环境的影响与分离母舱发生碰撞,导致分离任务失败,因此分离控制方式的有效性和鲁棒性非常重要。同时,子弹完成分离之后要完成对下一个固定目标或变动后其它目标的打击任务,需要对分离母舱进行制导控制,如何克服扰动,提高打击精度成为研究制导控制的重点。针对以上问题,本文主要对多弹头导弹的分离间距判断与分离控制方法、分离完成后的制导控制方法进行了研究。主要完成了以下几方面的工作和创新研究:(1)根据物体的几何规律性,以及空间线段到一个规律性几何体距离的凹凸性,对现有头体分离间距计算方法进行了改进,与其它分离间距计算方法进行了仿真对比,验证了本文所提方法的快速性;(2)建立了导弹头体分离动力学与控制及其碰撞检测模型,开发了仿真软件,并用Adams动力学仿真软件对模型的正确性进行验证,为分离参数设计提供快速仿真工具;(3)针对喷气分离结构的特点和常规时序控制分离方式的不足,提出了一种基于偏航角误差阈值开关的闭环控制方法,进行数值仿真验证,与开环时序控制方式进行对比,从分离安全性、鲁棒性等几个方面比较两种分离方式的优缺点;(4)针对分离扰动造成的弹道改变或者打击变目标的需要,研究提出了一种新的制导方法,理论上能实现对静止目标和慢速移动目标的打击任务,并对可行性进行数值仿真验证,对稳定性应用条件进行了分析。通过数值仿真,证明了本文所提出的分离控制方法及分离制导方法能很好的完成分离过程及分离之后的制导任务要求,在未来精确打击任务中具有一定的参考与应用价值。