针对高超声速飞行器上升段飞行过程中冲压发动机工作条件苛刻、总体约束严苛、推力对飞行轨迹影响大及不确定性因素对飞行状态影响大的特点,本文主要解决不确定性情况下依然能满足窗口约束及总体约束的问题,围绕这个问题展开对上升段制导技术的研究。为了能够准确描述高超声速飞行器上升段的运动状态,建立了三自由度运动学模型。分析了推力、俯仰角、升阻力和大气密度对轨迹的影响,为标称轨迹设计和制导律设计提供了依据。本文采用基于飞行走廊的标称轨迹设计方法,根据动力段和无动力段的不同约束条件采用不同的数学形式来描述飞行走廊。动力段通过求解俯仰角-速度走廊规划出满足该阶段所有约束的高度-速度飞行走廊,然后在俯仰角-速度走廊内设计合适的俯仰角标称剖面,通过轨迹参数算法得到对应的高度-速度标称剖面。无动力段通过求解迎角-高度走廊规划出满足该阶段所有约束的高度下沉率-高度飞行走廊,然后在迎角-高度走廊内设计合适的迎角标称剖面,通过轨迹参数算法得到相应的高度下沉率-高度标称剖面。根据上升段的飞行任务将其划分为初始上升段、动力段和无动力段。初始上升段定义为飞行器起飞到速度100m/s的阶段,该阶段速度较小,风等不确定性影响较大,制导的作用很小,不进行制导律设计。动力段定义为初始上升段结束到发动机关机的阶段,该阶段采取高度跟踪制导方案,通过控制俯仰角的大小来跟踪标称轨迹。无动力段定义为发动机关机到最高点的阶段,该阶段采取高度下沉率跟踪方案,通过控制迎角的大小来跟踪标称轨迹。最后,在六自由度仿真环境下,对飞行器上升段进行标称状态仿真和边界组合不确定性仿真验证。结果表明,本文提出的制导方案能够满足不确定性情况下的窗口约束和总体约束。