در این تحقیق، یک قانون هدایت شبه بهینه با استفاده از تئوری اغتشاشات تکین، برای هدایت یک موشک حامل ارائه شده است. برای به دست آوردن این قانون هدایت، ابتدا مسیر یک موشک حامل با استفاده از تعریف ورودی کنترلی به صورت یک تابع پارامتری با توابع مختلف خطی، اسپلاین و بزییر طراحی و توسط الگوریتم ژنتیک، مصرف سوخت آن بهینه سازی شد ه است که منجر به طراحی هدایت حلقه باز براساس برنامه فراز برای ارضای قیود اتمسفری و سازه ای شده است. در گام بعدی، تئوری اغتشاشات تکین در مورد یک مسئله هدایت حامل ماهواره پیاده سازی شده و یک هدایت حلقه بسته برای جبران اغتشاشات اتمسفری و عدم قطعیت پارامترها به دست آمده است. در این روش، معادلات حالت به دو دسته کند و تند تقسیم می شوند. حل حالت های کند، منجر به بهینه گی مسیر شده که با تعداد معادلات کمتری این امر اتفاق می افتد که در این بخش، از منحنی بزییر برای تولید مسیر بهینه استفاده شده است. حل حالت های تند نیز با استفاده از تئوری خطی سازی پس خور منجر به یک کنترل کننده شده است که حل بهینه خارجی را تعقیب می کند. نتایج ارزیابی ها نشان می دهند که این قانون هدایت، در مقابل اغتشاشات مقاوم است و علاوه بر بهینه گی قانون هدایت به دست آمده، شرایط تزریق مداری، حتی در حضور عدم قطعیت ها نیز را محقق می سازد.