火星上升器（Mars Ascent Vehicle,MAV）作为火星采样返回任务最重要的一个环节面临着诸多挑战,定推力、干扰多、不确定性大等诸多问题使得火星上升器的精确入轨困难重重。在此背景下,研究火星上升器的轨迹优化与制导具有重要的意义。本文就上升器飞行全过程轨迹优化和分阶段制导展开研究,针对不同阶段的特定环境设计了轨迹优化方案和制导律。主要研究内容如下:首先,介绍了火星上升任务过程并结合调研情况将飞行阶段划分为上升阶段、无动力滑行阶段和入轨阶段,简化分析了火星大气环境模型,并根据三个飞行阶段的特点建立了相应的动力学模型。其次,为了完成火星上升全过程的轨迹优化,针对两种上升器构型分别采用高斯伪谱法和序列凸优化方法实现了最优飞行轨迹的设计。基于高斯伪谱法描述了上升过程的最优控制问题,并在该优化方法中对上升过程的三个阶段进行详细的表述,最终优化出一组较为可靠的轨迹。为了使轨迹优化的效率更高,利用凸优化方法,对原最优控制问题通过变量变换、无损凸化等手段进行转化,在序列凸优化的框架下获得了上升过程的最优飞行轨迹,结合仿真验证了凸优化方法具有计算效率高、对初值不敏感等优点。然后,针对提高上升阶段和无动力滑行阶段轨迹跟踪精度的问题上,提出了带有入轨段约束的上升-无动力滑行段跟踪制导律。在上升阶段采用改进的阿波罗式火星表面上升制导方案,进行了远拱点处参数的补偿,通过侧滑角和攻角的闭环控制实现了对上升阶段参考轨迹的跟踪。分析了最终远拱点处跟踪偏差较大的原因,认为在上升阶段结束时的误差会在无控制的无动力滑行阶段进一步累积放大,因此,在无动力滑行阶段中仍处在火星大气层内的部分设计了滑模跟踪制导律,通过调整倾侧角改变上升器所受气动力的大小,结合仿真证明了提出的带有入轨段约束的上升-无动力滑行段跟踪制导方案大大提升了对标称轨迹的跟踪效果。最后,为了满足能量管理需求和入轨段的制导精度,设计了能够不依赖参考轨迹的Lambert制导方法和迭代制导方法。通过设计Lambert制导方法,根据实际的状态实时计算当前所需速度增量,进一步将速度增量转化为每个制导周期的控制量以实现向目标状态的过渡;迭代制导方法将入轨过程表述为最优控制泛函,在给定终端条件下通过迭代的方法得到剩余飞行时间的估计和每个时刻的最优控制角。最终通过仿真验证了这两种方法能够在实现耗尽关机目标的同时具有较高的入轨精度和鲁棒性。