随着各国对制导武器迫切的军事需求和重视，发展空地制导武器对军事打击有着重要的现实意义。在导弹打击目标过程中，不仅希望达到最小脱靶量，还希望导弹以特殊的末端落角姿态命中目标，以提高战斗部的杀伤能力，获得最大毁伤效果。目前，大多所设计的制导律并不能满足末端落角约束的作战要求，因此对这种具有特殊制导任务的制导律研究迫在眉睫。在这一背景下，本文对具有末端落角约束的制导律进行了研究。论文的主要工作有：首先，给出了机载导弹数学模型。定义了四种常用坐标系以及各坐标系之间的相互转换关系；在此基础上给出了机载导弹的动力学和运动学数学模型；并在三维空间内描述了导-目相对运动关系，为后续研究奠定了基础。其次，给出了一种带有末端落角控制的过重力补偿比例导引控制方法。将三维空间内弹目运动简化成俯仰平面内的弹目相对运动数学模型；在传统比例导引律的基础上，在制导指令回路中引入过重力补偿项，建立了仿真模型；进一步分析了投放条件和过重力补偿系数对制导性能的影响。然后，给出了一种带有末端落角和落点约束的机载导弹最优制导律。在俯仰平面内建立了弹目相对运动关系模型和导弹制导线性化模型；提出了基于加速度和剩余飞行时间的目标函数，推导了最优制导律；在小角度假设的基础上，将其描述为便于工程应用的弹道成型制导律；结合柯西-施瓦茨不等式分析了加速度特性。仿真结果验证了该制导律的有效性。最后，给出了一种带有末端落角约束的变结构制导律。建立了末端落角和视线角之间的关系，降低了控制难度；基于滑模变结构控制方法，研究了滑模变结构制导律；进一步给出了角度误差系数、趋近律系数和开关项系数的确定方法，并分析了各制导参数对制导性能的影响。本文对所设计的制导律进行了仿真研究，仿真结果表明，所设计的制导律在脱靶量和末端落角约束方面可以获得良好的控制效果。