组合动力可重复使用运载器是新型高比冲空天飞行器,因为能有效降低发射成本,近年来成为航天领域的研究热点。其动力模型复杂、飞行约束难以处理,给轨迹设计与制导研究带来了新的挑战。制导技术一直是飞行器设计的关键技术之一,本文以组合动力可重复使用运载器为研究对象,进行上升段和再入段的轨迹设计与制导方法研究,论文的主要内容包括:开展了组合动力可重复使用运载器上升段与再入段的运动建模与分析。通过建立坐标系和坐标转换关系推导了运载器一般运动模型;根据不同阶段的飞行特点,对模型进行简化处理;重点对运载器气动及推力模型进行了分析与讨论。提出了基于hp自适应伪谱法的运载器上升段最优轨迹设计方法。在分析运载器上升段飞行的复杂约束基础上,将动压、过载和热流约束综合为气动弯矩约束以降低设计难度。鉴于运载器推力变化与状态量、控制量高度耦合,难以用间接法解决轨迹设计问题,提出采用hp自适应伪谱法进行轨迹优化,基于直接法将含微分约束的轨迹优化问题转化为纯代数约束的非线性规划问题;为了提高插值精度,提出自适应调整节点的插值策略;以燃料最省为性能指标,在设定不同飞行任务的情况下,验证了轨迹优化方法的有效性和适应性。提出了两种基于标称轨迹的上升段实时反馈跟踪制导方法。其一是基于LQR的标称轨迹跟踪制导方法:由于运动模型的高度非线性,将方程线性化得到状态量和控制量偏差的时变线性方程;根据线性二次型有限时间状态调节器理论设计实时反馈实现对最优轨迹的跟踪。其二是基于反馈线性化与模糊逻辑联合反馈的实时跟踪制导方法:采用反馈线性化调整节流阀指令以改变推力,实现对飞行高度的实时跟踪;采用模糊逻辑调节攻角以抑制速度和速度倾角偏差,达到辅助跟踪的目的。在不同偏差条件下,分别验证了两种跟踪制导方法的有效性和鲁棒性。提出了分段设计的再入段制导方法。根据飞行情况将再入段分为初始下降段和滑翔段,并设计了交班点条件。针对初始下降段,采用定攻角剖面联合简单初始状态偏差反馈的常值倾侧角制导;针对滑翔段,首先在H-V平面上构建再入走廊,然后基于走廊设计H-V剖面,并基于反馈线性化设计了纵向高度偏差反馈跟踪制导律。整个再入段采用倾侧角符号对横侧向运动进行控制,使飞行器终端航向符合要求。设定偏差条件,通过打靶验证了再入制导方法的可行性和鲁棒性。