高超声速飞行器是现代化作战的必备武器之一，它以其高速的特性实施突防，能够在敌方难以做出有效反映的情况下，快速、精确地打击目标。末制导段处于整个飞行过程的最后阶段，末制导阶段的飞行性能直接决定着飞行器最终的制导精度。因此，本文以高超声速飞行器为研究背景，对高超声速飞行器飞行末段导引规律进行了探讨。　　本文首先分析了高超声速飞行器的特点，结合高超声速飞行器的特点和运动规律，采用相关理论，建立了高超声速飞行器六自由度飞行模型，为后续的制导方法研究提供了基础。此外，为了实现制导指令，本文基于传统的PID控制方法设计了导弹的三通道姿态控制器，并利用仿真软件中的非线性控制设计模块进行了姿态控制器的参数优化。然后，基于对包括比例导引律在内的经典导引规律和包括最优制导律、滑模变结构制导律在内的新型导引规律进行了优缺点和应用范围的对比，确定了采用滑模变结构制导律进行高超声速飞行器末端导引方法的设计。应用滑模变结构方法设计了满足飞行器性能指标要求的滑模变结构制导律，利用高增益函数、饱和非线性函数和双曲正切函数等方法，改进了趋近律算法并抑制了系统的高频抖振。通过对制导系统的仿真，验证了方法的有效性。同时，为了更好的发挥高超声速飞行器的潜在作战效能，本文分析了终端落角约束对制导性能的影响，设计了打击地面目标的带终端落角约束的制导律，并通过分析比较，确定了理想的制导律参数。最后，对高超声速飞行器的制导参数进行完善，并通过数学仿真对多种机动目标进行制导效果分析，进一步验证了设计的制导律具有良好的制导效果。