导弹制导与控制系统是导弹系统的核心组成部分。导弹的打击精度取决于其制导与控制系统的性能优劣。特别地,在现代战争模式下,导弹的作战环境复杂多变,在大空域高机动飞行时受到外部干扰的影响也越来越大。同时,航空工业的发展也使得拦截目标的对抗性和机动性越来越强。以上众多的因素,对现代导弹制导与控制系统均提出了更为严格的要求。本文以空空导弹为对象,设计导弹制导与控制系统算法。主要内容如下:首先建立了空空导弹数学模型。介绍了导弹运动学分析过程中常用的坐标系以及坐标系间转换关系,然后对作用在导弹上的力和力矩进行分析,在此基础上建立导弹运动学方程和动力学方程。根据导弹-目标(弹-目)三维空间运动关系推导出弹-目三维空间模型,据此进行导弹制导系统的设计。另外,以导弹控制系统的俯仰通道为例对控制系统进行研究,建立了导弹控制系统俯仰通道标称模型。其次设计了空空导弹末段制导律。针对目标有大机动或时变机动的情况,运用内模原理和反步设计法,设计了基于内模原理的自适应制导律。设计过程中将目标机动视为由外部系统产生的未知扰动,运用内模原理,设计自适应扰动观测器,得到干扰估计值;然后与目标无机动时设计的标称制导律结合,得到最终的自适应内模制导律。通过理论分析证明了该方法的稳定性和准确性。仿真结果表明,该闭环系统能对外部干扰进行实时估计,具有良好的干扰抑制能力和制导性能。再次设计了空空导弹控制律。在控制系统俯仰通道标称模型基础上,考虑在实际飞行过程中,由实验得到的导弹空气动力系数存在一定误差,本文对导弹控制系统进行了不确定性描述。在此不确定模型基础上设计鲁棒控制律。仿真结果表明受控系统具有较强的鲁棒性和稳定性。同时,考虑高空飞行时导弹空气舵控制效率下降,系统响应变慢,引入气动力/直接力复合控制,设计了气动力/直接力分配策略。理论分析和数值仿真结果均表明,气动力/直接力复合控制相比单独依靠空气舵控制能加快系统响应速度。最后,对全文工作做了总结以及对未来工作的展望。