随着信息技术、航天技术发展和应用规模的扩大，空间系统及其所提供的信息服务逐渐成为大国至关重要的战略资源，空间逐渐成为维护国家安全和利益的新军事制高点。为了争夺空间优势,需要具备快速进入空间的能力，而这种能力是由小型固体运载火箭提供的。传统火箭的制导方法已不能满足快速发射的要求，需要地面准备时间短，适应性好的制导方法,为此，本文研究了小型固体运载火箭上面级的制导方法，具体工作包括：　　给出了一种制导设计概念模型，其中包括运动方程的简化，最优控制解形式的推导，剩余飞行时间的计算，推力积分的计算，引力积分的计算，预测和校正这几个环节，大部分上面级的制导算法可以在这个模型的框架下进行设计。　　在制导设计概念模型的基础上，设计了传统迭代制导方法，并推导了用来估算地心角的引力位移系数。通过一个五自由度仿真给出了实际姿态角对指令角的跟踪误差形式，并将其用在蒙特卡罗仿真中。然后以最优控制为基础，推导了主矢量理论，并用其来设计了另外一种迭代制导方法，这种迭代制导方法的建立过程比传统迭代制导方法更简明，最后通过仿真结果验证了这两种迭代制导方法的可行性。　　在制导设计概念模型的基础上，采用最优控制理论，设计了一种显式制导方法，对于一种入轨任务(入轨速度大小已知，入轨位置大小已知，轨道方向已知，飞行路径角已知)来说，这种方法存在制导初始段指令角变化剧烈的问题，为此本文提出了一种修正的方法，这种修正方法采用迭代来估算剩余时间和推力引起的速度增量，从而更好的求解协状态，通过仿真验证了这种修正方法的有效性。然后以这种显式制导方法的计算流程给出了线性正切制导的实现方法，推出了完全解析的线性正切制导方程。最后用这种显式制导方法实现了另外一种入轨任务(入轨点速度已知)。仿真结果验证了显式制导，线性正切制导的可行性。