助推滑翔战术以其打击精度高、机动性能强的优势逐渐成为当前高性能武器的研究热点。由于助推滑翔战术导弹全程在大气层内,天地气动参数的不一致影响导弹的正常稳定飞行,增加制导控制系统的负担。本文系统地研究了助推滑翔战术导弹气动参数在线辨识与再入段制导等问题。分析了助推滑翔战术导弹滑翔段弹道特性。分析了导弹在滑翔段飞行的基本运动规律,在此基础上分析了滑翔段弹道形态和射程与滑翔段启滑点参数的关系,通过仿真,得到了启滑点最佳速度倾角与其对应的最佳射程;研究了过程约束对导弹弹道的影响规律。最后根据任务需求,对滑翔段弹道进行了优化设计,并完成了射程覆盖能力分析和可达区域面积的仿真计算。研究了对助推滑翔战术导弹气动参数在线辨识方法。建立了气动参数辨识模型;理论分析了气动参数可辨识性问题,提出了基于因子分析法结合参数估计协方差法作为参数可辨识判据;研究了激励输入设计的基本形式,基于助推滑翔战术导弹运动模态特性,提出了采用粒子群算法优化准偶极方波作为激励输入方案;研究了EKF、UKF、CKF三种滤波算法的性能,基于仿真结果明确采用CKF作为本文参数辨识算法。仿真结果表明,采用粒子群算法优化的激励输入有效激发导弹的运动模态,气动参数辨识具有较强的实时性和较高的精度。提出了基于李雅普诺夫稳定性的气动参数分步辨识策略。分析了导弹受扰动运动模式及待辨识气动参数对扰动的响应程度。提出了参数分步辨识策略,推导了参数更新律和参数估计边界表达式,基于李雅普诺夫理论证明了该方法的收敛性。仿真结果表明,参数分步辨识策略能有效提高参数辨识的效率。研究了导弹滑翔段飞行过程新任务需求下制导问题。推导了基于横程和纵程偏差迭代修正航迹角和航向角的算法和制导指令生成流程;优化了迭代精度参数和高度制导步长;基于滑翔中段新任务想定仿真验证了制导方法的落点精度和效率,并进行了鲁棒性分析。采用带落角约束的最优导引律解决助推滑翔战术导弹下压段制导问题,并进行仿真验证。本文所做工作可为未来助推滑翔战术导弹总体方案的确定及关键技术的攻关提供技术和方法支持,可为实现导弹轨迹在线规划、在线制导等领域的研究提供一定的参考价值。