为了应对弹道导弹的威胁,美俄等军事强国先后加强了对导弹防御系统的研究。尤其是美国,已经建立了一套多基、分层导弹防御系统,其核心组成部分之一是大气层外拦截器,而高精度末制导律设计是保证其拦截精度的关键技术。传统的大气层外飞行器末制导依赖于红外导引头,制导律采用比例导引法。然而,随着捷联导引头的出现,成本低、重量轻等一系列优势使其逐渐成为军事领域的研究热点。然而捷联导引头只能测量目标的相对视线角,无法直接获得视线角速率,导致比例导引等传统制导律无法应用。因此,针对捷联导引头的特点,本论文重点对大气层外飞行器的捷联末制导律进行研究。主要研究内容包括以下几个方面:首先,给出了论文研究涉及到的相关坐标系定义及其转换关系,建立了大气层外飞行器的质心动力学模型和绕质心动力学模型。同时,根据捷联导引头的工作原理,推导了其测量模型,为后续的末制导律研究和姿态控制系统设计等内容提供理论基础。由于传统的追踪制导律、比例导引律等方法是新型捷联制导律的理论基础,首先对经典制导律进行了研究和分析。在此基础上,结合捷联导引头仅能测量角度信息的特点,提出了适合于大气层外飞行器应用的捷联修正追踪制导律、捷联比例导引律。为提高响应速度,加入非线性环节,给出两种非线性捷联制导律。针对一种特定的轨控发动机布局方案,对PWPF推力调制方法进行了研究,最后进行了仿真研究和对比分析。考虑到基于捷联导引头测量的视线角信息,采用非线性滤波方法可以估计视线角速率信息,进而应用比例导引的方法可实现大气层外飞行器末制导。因此,首先建立了视线角与视线角速率之间的数学模型,作为滤波器的量测方程;将视线角速率变化用一阶马尔科夫模型描述,作为滤波器的状态方程,基于扩展卡尔曼滤波方法,估计出视线角速率信息。将估计得到的视线角速率与比例导引方法相结合,进行大气层外飞行器的末制导研究,最后进行了仿真研究。最后,设计了大气层外飞行器的姿态控制系统。在此基础上,分别与捷联制导律和视线角速率提取两种末制导方案相结合,进行大气层外飞行器捷联制导六自由度综合仿真分析,分析影响制导控制精度的各种因素,对比和评估评估各种方法的制导控制精度。