大气层内弹道滑翔导弹是一种类似弹道导弹和飞航导弹的武器。因而对其弹道特性分析和制导方法的研究借鉴了弹道导弹分段设计的思路。根据不同阶段的飞行特点,在适当简化条件下建立动力学和运动学模型,引入飞航导弹射程机动能力等技术指标,提出了考虑了能量管理方案弹道设计方法和状态空间描述的跟踪制导方法。大气层内弹道滑翔导弹弹道区别于弹道式弹道,有着自身特点。一般地,按照导弹飞行过程中的受力情况,弹道可以分为助推段、滑翔段和末制导段三个阶段。各段弹道具有明显不同动力学和运动学特点,其中滑翔段在多种约束耦合情况下,涉及的研究问题最为显著。弹道-滑翔导弹主动段弹道与弹道导弹完全一致,因而程序角设计方法同样采用一般的工程计算方法。区别在于没有重力转弯段或者重力转弯段之后还要设计一个程序转弯段,使主动段末段攻角不至于太小造成滑翔段初始导弹过载过大。滑翔段不同于弹道导弹自由飞段,力学模型中除了地球万有引力外存在不能忽略空气动力,因而在简化质心运动模型中需要设计姿态控制方程才能有解。大气层内弹道滑翔导弹的制导方案同样采取分段设计,主动段采用开环制导,滑翔段采用方案弹道跟踪制导方法,末段可以选择方案弹道跟踪制导方法或自寻的制导方法。相对于飞航导弹,弹道滑翔导弹滑翔段没有能够提供恒定推力的动力装置,因而一般采用跟踪方案弹道的制导方法,射程的机动变化能力和误差修正能力有限。此外,滑翔段过程约束复杂,并且助推段以及末制导初始段都会对滑翔段导弹的相关参数又提出终端约束。通过与弹道式弹道、飞航式弹道的比较发现弹道滑翔导弹方案弹道设计和跟踪制导方法设计都存在需要解决的新问题。