覆盖范围广、机动能力强、打击精度高的助推-滑翔飞行器结合了传统弹道导弹与飞航导弹的优点,一直是各军事大国全球精确打击武器重点研究对象和导弹防御系统重点防御目标。为了增加飞行器的机动突防能力、降低研制风险、缩短研制周期,在传统滑翔段进行脉冲动力补能的低弹道助推-补能滑翔飞行器逐渐成为研究热点。为了满足低弹道,尤其是动力补能滑翔模式对飞行器的总体、弹道、制导等技术提出的新挑战和新要求,本文对助推-补能滑翔飞行器的总体优化设计技术、轨迹优化技术和在线制导技术等关键技术进行了深入研究。主要研究内容包括:充分考虑各子系统的耦合效应,建立了包含发动机、质量、气动和弹道等子系统的助推级总体设计数学模型。通过各系统数据流向和耦合关系的分析确定了总体设计变量,然后以起飞质量最小为目标进行了助推级的综合优化设计。针对总体静态参数和轨迹动态参数耦合引起的综合优化收敛性差的问题,设计了参数/轨迹两级分层优化算法:采用随机方向搜索算法优化总体参数,采用改进的直接打靶+SQP算法优化轨迹参数,可有效求解不同系统耦合和动/静参数耦合的综合优化问题。为了快速方便地获得总体和轨迹设计参数的初值,提高助推级综合优化设计的收敛效率,利用正交表的均匀分散性和整齐可比性,研究了基于正交试验的初值确定方法,并给出了具体的试验方案设计步骤和试验结果分析方法。提出能够自动更新水平值的多重正交试验法,可获得试验指标更好的初值,同时降低对正交表的设计要求和提高试验因素的水平范围,并明确各因素对试验指标的影响。从控制变量参数化和权衡系数SQP两个方面对轨迹优化方法进行改进,有效提高了两级分层综合优化算法的计算速度和收敛效率。将轨迹优化控制变量程序俯仰角表征为指数攻角和直线俯仰角的直观形式,代替了其在时间域上的直接离散,不仅减少了控制变量个数和NLP问题的规模,而且更具实际物理意义的表征参数降低了初值确定的难度。基于从可行解到最优解的思想,通过引入权衡系数综合权衡性能指标和约束条件对SQP罚函数的影响,可提升算法的优化收敛效率、搜索范围和初值适应能力。通过具有片段个数和离散点个数自动更新能力的基于高斯伪谱法的分段动态轨迹优化方法,解决了脉冲发动机开机引起的补能滑翔动力学模型时变不连续问题。不同于hp自适应高斯伪谱法只考虑离散解的整齐度,本文综合考虑离散解和真实解的偏差,以及约束条件的满足程度,制定了片段和离散点的更新决策方法。通过雅克比矩阵的稀疏性分析证明采用分段优化能够提高优化效率,基于自动微分技术进行导数计算进一步提高了算法的计算速度。该算法可有效处理时变不连续模型优化问题,并准确获得了补能滑翔的射程能力。为使飞行器在发动机工作时依然能够平衡滑翔,推导有动力准平衡滑翔条件,进而提出单参数搜索倾侧角中间值的多约束在线轨迹规划与制导算法。提出基于倾侧角-速度飞行走廊内插系数调节的可攻击区域快速计算方法,并分析脉冲发动机的开机时刻,有效满足了在线目标变更的任务要求。在不同变更目标、不同开机时间和不同气动拉偏等情况下,对算法的快速性、有效性、适应性和鲁棒性进行了验证。本文通过对助推-补能滑翔飞行器优化设计和在线制导的研究,重点探索和改进了参数/轨迹综合优化、优化初值确定、权衡系数轨迹优化、时变不连续模型轨迹优化、有动力准平衡滑翔在线轨迹规划与制导等关键技术。相关研究成果可对先进飞行器的总体设计、轨迹优化和在线制导方案的制定提供有效参考,并有利于推动助推-滑翔飞行器的使用化,具有重要的理论研究意义和工程应用价值。