在传统的拦截弹制导控制系统设计中,制导环节位于外环,反映了导弹与目标之间的相对运动学关系,变化较慢;控制环节位于内环,反映了导弹自身的动力学特性,变化较快。因此,制导、控制系统设计时,常采用分离理论,即分别独立设计制导律与自动驾驶仪。但是在拦截战术弹道导弹(TBM)时,导弹与目标之间的相对速度很快,尤其是在拦截高机动TBM的末端,相对运动关系变化很快,此时分离理论不再适用。因此为提高制导精度,实现对TBM的有效拦截,需要充分考虑制导与控制之间的耦合关系,进行制导控制一体化(IGC)设计。通过完全引入导弹的动力学环节,IGC设计可以自动补偿制导与控制环节之间的耦合,推迟甚至消除拦截弹制导末端的固有不稳定性,从而提高制导精度。此外,IGC设计还可以充分利用拦截弹的状态信息,并能有效发挥拦截弹的机动能力,避免饱和。因此为实现对TBM的有效拦截,IGC设计得到了广泛的研究。本文以具有气动力/直接力(RCS)复合控制系统的大气层内低层拦截弹为研究对象,以拦截机动TBM为目标,首先进行拦截弹制导、控制系统的分别独立设计,进而进行制导控制一体化设计。具体研究内容及主要成果如下:首先,在线性和非线性条件下,分别建立导弹拦截TBM的运动学和动力学模型,并在此基础上对传统的制导律与自动驾驶仪设计方法进行概括,分析它们各自的特点和联系,为之后的研究奠定基础。然后,采用气动力/RCS复合控制拦截弹的简化方程,建立导弹拦截TBM的对策模型,选择脱靶量最小为性能指标,并通过零控脱靶量(ZEM)的概念将多维的矢量问题转化为标量问题,经推导得出一考虑控制边界的微分对策制导律。该制导律能够充分发挥拦截弹的机动能力,实现制导指令在执行机构之间的最优分配,因此可以显著提高制导精度。此外,大气层内低层拦截弹RCS的燃料是有限的,RCS推力越大,其在导弹机动过载中的贡献就越大,但同时最大工作时间却越短,因此利用对策空间分布研究了RCS推力大小对制导精度的影响,并以此为基础,对RCS的启动时机进行了探讨。其次,控制分配(Control Allocation)法可以将执行机构的选择从控制指令的设计中分离出来。因此,在考虑喷流干扰引起的参数摄动和模型不确定性的条件下,利用最优滑模理论进行虚拟力矩(Virtual Moment)设计,并依靠动态控制分配法实现虚拟力矩在空气舵和RCS之间的配置。虚拟力矩通过动态控制分配器分配到空气舵的指令类似低通滤波器,而RCS的则类似高通滤波器。因此,RCS主要用来提高系统的初始响应,当系统趋于稳定时,其值趋于零;而气动舵则主要用来稳定弹体和输出系统稳定时所需的控制力矩。对于具有开关型推力的RCS,可以通过脉冲调宽调频调制器(PWPF)将连续信号转化为离散的脉冲序列。在以上研究的基础上,开展基于ZEM和虚拟控制的IGC设计。首先,依靠ZEM实现制导与控制环节的统一;然后,选择ZEM作为滑模面,进行滑模控制器设计;最后,通过控制分配器将得到的虚拟力矩分配到实际执行机构。该IGC设计制导导弹的方式为使拦截弹快速趋向于碰撞三角形,并保持在上面。相对于分离设计,它可以实现制导与控制环节的有机结合,导弹机动能力应用更加合理,加速度变化更加平稳,可以明显提高制导精度。但是,它的缺点是难以改善弹体动态特性,因此随后提出了两种改进方法:一种是在滑模面中增加一个基于控制系统考虑的项;另一种是基于内环稳定的IGC设计。其中,后者首先采用线性二次型调节器对导弹的内环动力学进行设计,然后再将其引入IGC设计,这样既可以保证内环的弹体稳定,又可以保证外环的制导性能。此外,根据IGC的设计特点提出了一种新型的控制分配逻辑,它根据ZEM的大小确定RCS的使用情况,因此,RCS主要用于初始阶段使拦截弹快速趋于碰撞三角形,以及末端使拦截弹维持在碰撞三角形上。这样既充分发挥了RCS的作用,又节省了燃料消耗。最后,研究测量信息误差对制导精度的影响。在二阶滑模观测器(SMOD)的基础上进行目标状态估计器设计,为拦截弹制导控制系统提供必要的状态信息。以此为基础进行蒙特卡洛打靶。仿真结果表明,相对传统的分离设计,IGC设计能够显著的提高制导精度,拦截弹单发杀伤概率(SSKP)为95%时的脱靶量小于1m,可以保证对机动TBM的有效拦截。