随着导弹防御系统的日臻完善与全球精确打击思想的提出，传统的弹道导弹与飞航导弹已不能达到理想的作战效果。而助推-滑翔导弹正好可以结合两者优点，成为一种难于拦截的全球进攻性武器。本论文以洲际助推-滑翔导弹导弹为研究背景，针对其全程弹道优化与设计、组合导航方法、在线滑翔制导算法等关键技术问题进行了系统深入的研究。主要研究内容包括以下几个方面：　　针对助推-滑翔导弹复杂弹道优化模型的建立问题，提出了在诸多实际约束条件下尖鼻头洲际助推-滑翔导弹可能的弹道形态，给出了控制方式及分段准则；给出了全程弹道数学模型、推力模型、气动模型、气动热模型与突防模型；根据助推-滑翔导弹实际弹道设计需求，在同时考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、滞点热率、表面材料壁温、路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区内突防等约束条件下，建立了包含助推段、滑翔段与俯冲段的复杂多约束多阶段全程弹道优化模型。　　针对多约束多阶段弹道优化模型解算问题，提出了一种改进的直接打靶法将最优控制问题转化为非线性规划问题，并利用高精度序列二次规划算法解决相应的非线性规划问题。根据助推-滑翔导弹的飞行特点，给出了全程弹道特征点选取策略，提出了各段内控制量与设计参数初始猜测值遴选策略，从而得到了一种初始值快速选取方法。研制了一套适合于解决助推-滑翔导弹各类弹道优化问题的高精度、高算速弹道优化软件。　　依据所建立的复杂多约束多阶段弹道优化模型，利用所给出的数值弹道优化算法与软件，研究了助推-滑翔导弹弹道设计中常见的射程、可达区域、域内目标攻击弹道、突防弹道等优化问题，并进行了数学仿真。验证了建议的助推-滑翔-弹跳弹道形态，并分析了气动热约束与弹道形态的关系。给出了地球旋转影响下的最大可达区域形状，并计算了覆盖面积。得出了可达区域内目标最优攻击弹道消耗过剩能量的机动形式。实现了考虑天基激光武器杀伤区、地基拦截导弹杀伤区、路径点与勿入区域等突防问题的全程作战弹道优化，验证了杀伤区内机动方案的可行性，所得的弹道更符合实际作战需求。气动热力学分析检验了滑翔弹头表面热防护材料选材方案，并为气动热约束选取提供了理论依据。所得的结果及结论验证了多约束多阶段优化模型处理方法的可行性，检验了数值优化算法与弹道优化软件的有效性，也为其他类似优化问题的处理提供了理论依据与技术支撑。　　研究了一种适合于助推-滑翔导弹长航时、大机动情况下的惯性-卫星-星光组合导航方案及算法。建立了发射惯性系下的捷联惯性导航系统的导航模型与误差传播方程；根据卫星导航原理，在松散组合模式下建立了捷联惯性-卫星组合导航系统的组合模型与观测方程；通过星光导航原理与天文学理论分析，建立了捷联惯性-星光组合导航系统的导航模型与观测方程，并提出了一种适合于宽视场星敏感器的动态接力选星算法；针对气动光学效应与“黑障”现象带来的不利影响，提出了相应的应对策略以保证导航精度；根据惯性-卫星-星光组合导航系统原理及组合结构，给出了利用部分信息融合联邦滤波算法完成组合导航系统信息处理的方法。最后的数学仿真验证了捷联惯性-卫星-星光组合导航方式及其信息融合算法可以有效提高助推-滑翔导弹长程、机动情况下的导航精度，动态接力选星算法可以有效保证星光导航所需星历数据。　　针对助推-滑翔导弹滑翔段制导问题，提出了一种在线滑翔制导算法。利用准平衡滑翔条件将滑翔段近似为准平衡滑翔弹道；给出了纵向参考弹道弹载实时规划算法，将强约束非线性弹道规划问题转变成一维参数的搜索问题，并快速规划出满足弹道约束和终端约束的纵向参考轨道。将滑翔制导分成纵向和侧向制导，运用LQR跟踪控制器跟踪纵向参考弹道，采用改进的自适应侧向控制策略确定了航向误差走廊并实施倾斜符号反转。数学仿真验证了提出的纵向滑翔弹道在线规划算法能够快速生成满足所有约束的纵向参考弹道，跟踪控制器能够良好的跟踪纵向参考弹道，改进的侧向控制策略能够满足末端精度要求。蒙特卡洛打靶表明，制导方法对初始状态误差与外界干扰不确定性都具有较强的鲁棒性。