随着制导弹药的飞速发展及现代战争对其性能要求的日益提高,攻击角度约束在精确打击任务中日益常见。然而,制导火箭弹和静稳定度较高的导弹因操纵能力有限、可用过载小,难以在现有制导控制方法下兼顾落点精度和落角约束。因此,研究如何在满足大落角约束条件下,降低导弹需用操纵性能的新型制导控制策略和方法,显得尤为迫切,而目前鲜有相关研究报道。为此,本文以降低导弹需用操纵性能为出发点,从路径规划、导引律设计、全弹道一体化控制三个方面,分别对最小化曲率峰值、最小化加速度峰值、最小化峰值舵偏角问题进行了研究,提出了相应的制导控制策略和方法。研究成果有利于最大程度地发挥导弹的机动性能、避免控制饱和,从而实现低操纵能力下的大落角精确打击。首先,解决了在两端点位置和角度约束下曲率峰值最小的路径这一基本几何问题,证明了其为某种圆弧和直线的拼接。先在Minimax最优控制问题框架下,采用假设-验证的思路证明了单侧弯曲限制的最优导引律/路径。然后给出了一套完整的数学证明,得到了拐点个数为0和1两种情况下最优解的存在条件和具体形式;与假设-验证思路相比,数学证明具有明确的几何意义,涵盖了全平面的情况,并且能保证解的唯一性。基于最优路径,提出了恒速无惯性环节系统的峰值加速度最小导引律,即圆弧-直线导引律和圆弧-圆弧导引律,有效降低加速度峰值。最后,通过分析曲率峰值最小路径与Dubins路径等其他最优路径之间的关系,提出了一种解决最小化峰值问题的间接思路。其次,提出了一种在考虑自动驾驶仪一阶惯性环节下,实现圆弧-直线轨迹和圆弧-圆弧轨迹的导引律设计新思路,获得了峰值加速度近似最小的组合导引律。先分析并证明了惯性环节对最优轨迹和控制指令的改变作用。然后在末段,提出了一套对多项式导引律切换点及其惯性补偿项的设计方法,使多项式导引律加速度峰值保持特性拓展至本文的导引场景,从而兼顾了惯性补偿和最优性保持;在前段,提出了一种简洁有效的圆弧段切换提前量设计方法,有效降低了前段加速度指令不连续变化时的加速度幅值增大,维持了组合导引律的近似最优性。最后通过与数值最优解的比较,验证了所给解析组合导引律的近似最优性。最后,充分挖掘发射角和全程舵偏角的优化潜能,提出了一种舵偏角峰值最小的全弹道一体化优化及制导控制方法。通过采用逆向思维,借助最大过载对应最大舵偏角假设,提出射程-落角曲线分析法、反向插值准则等一系列新思路和新方法,得到了发射角和简洁的全弹道舵偏角;然后将此舵偏角作为制导控制一体化设计的控制指令上限,得到了末段闭环舵偏角指令。仿真计算验证了此套方法的可行性和有效性,并显示在已知舵偏角限制下调节出的反演法控制器参数适用更广的导引场景。