目前,由于各类高超声速武器的威胁,对拦截弹的机动能力和拦截精度都提出了非常高的要求。在高空拦截目标时,由于大气密度很低,仅仅依靠气动舵控制的传统拦截弹控制系统的动态响应能力可能会大幅下降,为了解决这个问题,PAC-3拦截弹在末制导阶段采用了姿控发动机和气动舵相结合的直接力/气动力复合控制方式,当气动舵的效率下降时,导弹利用姿控发动机的脉冲推力提供控制力矩以弥补气动舵控制能力的不足,并且依靠自身的高度自旋可以充分利用不同位置的姿控发动机以改变弹体姿态,提高了机动能力。此外,在导弹对目标进行拦截的过程中,为了造成更好的毁伤效果,不仅仅对命中精度有要求,还需要以一定的攻击角度命中目标。为了解决制导系统以及复合控制系统的设计问题,同时应对导弹飞行过程中受到的各种干扰,本文将以PAC-3旋转弹为研究对象,基于滑模控制理论分别对考虑攻击角约束的末制导律和直接力/气动力复合控制器进行设计。首先,调研了目前国内外关于旋转拦截弹、在一定攻击角约束条件下的制导律以及直接力/气动力复合控制方法的研究现状,介绍了本课题的主要研究内容。接着,建立了旋转弹的数学模型,调研了PAC-3拦截弹的主要外形及参数,为了方便后续的研究,定义了多个坐标系并给出了它们之间的转换关系,分析了旋转弹在末制导阶段主要受到的力和力矩,建立了导弹的运动方程。然后,对攻击角约束进行了分析,将其转换成了视线角约束问题,建立了制导律设计的假设。考虑到滑模控制方法具有快速收敛、抗干扰能力强以及易于设计的优点,在弹目相对运动模型的基础上,基于指数趋近律和终端滑模控制理论设计了俯仰平面内的制导律,并利用状态空间法设计了三维空间内的制导律,仿真验证了制导律的快速收敛能力。最后,建立了PAC-3旋转弹的复合控制模型,将滚转通道和俯仰偏航通道的控制器分开进行设计,选择双环控制策略在俯仰偏航通道分别控制角速度和角度,分析了控制回路的干扰,建立了姿控发动机模型,选择了基于指令矢量合成的点火策略。考虑到直接力的离散特性,继续选择滑模控制方法进行控制律的设计,将直接力作为滑模控制律中的切换函数,为了补偿未知干扰和系统未建模项的误差,利用扩张状态观测器分别对干扰和指令角速度变化率进行估计,以此设计了有一定抗干扰能力的直接力/气动力复合控制器,并在不同形式的角度指令输入和不同干扰条件下进行了仿真验证。