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本文主要针对近程地对地导弹命中精度和突防能力的问题，在分析了国内外近程弹道导弹和巡航导弹的基础上，提出一种全程控制、超音速、高弹道飞行的总体方案。根据任务需求，对导弹的气动布局、动力系统、弹道方案、控制系统进行了设计研究。 首先，通过有翼式和无弹翼式两种方案的分析比较，确定出正常式气动布局方案，利用复合形优化方法优选了弹翼几何参数，设计了导弹外形，并进行详细的气动计算；其次，针对近程地地导弹的特点，动力系统选用固体火箭发动机，对单室单推力和单室双推力方案进行了计算比较，并对发动机推力、工作时间、总冲、燃料消耗量等主要参数进行了设计计算；第三部分内容是对导弹的飞行弹道进行设计，参考巡航导弹的弹道模式，提出“爬升—近似平飞—俯冲”的变弹道飞行方案，建立了导弹质点和质点系弹道方程，对导弹的最佳发射角进行了优化，对质点弹道的弹道倾角变化规律进行了优选，对质点系弹道的舵偏规律及其放大系数进行了设计计算，利用高弹道、超音速技术进行末段突防，增强了导弹的攻击能力；同时本文还采用“捷联惯导+末制导”的全程控制方案，以提高导弹的命中精度；最后本文对全弹的飞行弹道进行了仿真计算，并利用Multigen公司提供的Vega视景仿真软件，对导弹的整个飞行过程进行三维动态演示。从弹道仿真及演示结果可以看出，本文所设计的总体方案满足战术技术指标的要求。该全程控制地地导弹质量轻，成本低，结构简单，命中精度高，是一种有效的突破敌方防御系统的近程武器。