随着高新技术在导弹技术中的应用,导弹进入大气层后一般采用大幅度飞行来提高躲避目标追击,这就要求新式的弹道导弹在拦截目标时需要达到“直接碰撞”的拦截精度。而古典的气动力导引律不能达到这种要求,因此需要采用直接侧向力与气动力复合控制的方法,以使弹道导弹获得更强的机动能力和更快的响应速度,这种拦截导弹具有两种控制力:导弹尾部的气动舵提供的动力,和安装在导弹质心周围的固体发动机提供的力。由于进行导弹复合控制设计时,气动力和直接力控制部分分别是连续量和离散变量,因此在使用直/气复合控制方法进行控制器设计时,给系统的稳定性带来较大的难度,本文以复合控制系统为研究对象,分析末端制导中的存在的一些问题,主要包括系统的稳定性分析以及控制器设计问题。本文在已有研究结果基础上,主要研究以下几方面内容:1.针对直接力/气动力复合控制系统,运用滑模变结构的方法进行控制器设计,并引用指数趋近的控制器设计方法,提高复合控制系统的稳定性,实现整个控制系统的闭环设计。2.针对传统的变结构控制引起的不稳定问题,采用自适应滑模变结构控制方法,使得系统的稳定性得到了一定的提高。3.针对导弹复合控制系统中的外部扰动问题,首先采用自适应神经网络滑模控制方法,消除建模中的非线性项,其次运用变结构控制实现导弹复合控制设计,同时利用模糊控制对直接力部分进行设计,提高脉冲发动机的使用效率。4.针对导弹复合控制系统中外部扰动问题,首先构造观测器来估计系统状态。其次,通过设计积分滑模面和基于观测器的自适应滑模控制器消除导弹复合控制系统中存在的各类不确定性保证闭环系统稳定性。最后,利用仿真算例验证设计的控制方法能够有效提高导弹的相应速度,增加导弹的过载能力和稳定性。