飞航导弹以其用途广泛、打击精度高、毁伤威力大、突防能力强、性价比高等特点,迅速发展成为现代化精确制导武器库中最重要的一种。提高导弹的射程、改善其弹道特性,提高导弹的打击效果成为各国研究的热点。本文以小型飞航导弹为背景,对方案弹道进行设计并优化,研究了末端制导段的弹道特性。论文主要工作如下:首先,建立了在2-3-1转序下的导弹动力学模型。定义了相关坐标系,并给出了相应的坐标系转换关系,在此基础上给出了导弹动力学模型,包括质心动力学、转动动力学、质心运动学、转动运动学。为解决垂直攻击目标时的奇异,引入四元数算法,推导了四元数与欧拉角之间的转换关系。其次,研究了方案段弹道优化问题。分析了飞航导弹方案弹道的理论弹道类型与选择;为提高计算速度,采用二维动力学模型对弹道优化,在初始无控段,考虑了实际飞行中产生的攻角;建立基于复合形优化算法的直接打靶法弹道优化模型;采用有动力段最远射程替代导弹最大射程作为目标函数,在过载、攻角、速度约束下对控制攻角进行优化,优化结果表明,导弹在飞行过程中满足总体指标要求,实现了有动力段飞行最远的目标。然后,研究了在多约束条件下的最优制导律设计问题。在三维空间内建了了制导武器弹-目相对运动模型;将约束转化为最优控制的终端约束问题,通过对二次型最优的求解,得到具有一阶弹体动力学延迟的最优制导律,并将其简化得到无延迟动力学系统的最优制导律;对导弹无跃起条件进行分析,得到无跃起的视线角,并进行分析。最后,对完整弹道进行六自由度仿真研究。结合前文相关理论,编写仿真程序,对导弹全弹道进行六自由度仿真,并结合相关曲线对结果进行分析。本论文研究了以某小型地地飞航导弹为背景的弹道优化及末端制导律问题,并提供了解决方案,为相关问题进一步研究提供了基础。