组合动力上升段是组合动力飞行器执行运载任务的关键阶段,也是实现重复使用的前提。该阶段对象飞行器分别以吸气涡轮和液体火箭为动力,完成吸气爬升段和火箭爬升段的飞行任务。本文分别从两阶段飞行特点出发,为解决两阶段主要矛盾提出了研究方法。首先,本文研究了对象飞行器吸气爬升段的轨迹设计方法。吸气爬升段两端动压固定,适用于基于动压剖面的轨迹设计方法,通过对成熟的无动力返回段动压剖面方法进行“变推力、变质量”改进,得到通用的有动力上升段轨迹设计方法,设计了吸气爬升段的标称轨迹。同时,设计了基于能量反馈的表速制导律,在三自由度数字仿真平台进行了偏差仿真,验证了轨迹设计效果和制导律性能。其次,研究了吸气爬升段的纵向通道控制策略。研究了常规的迎角控制和俯仰角控制策略在飞行任务中的适应性问题,从时域和频域等多个角度对比分析,得到俯仰角控制性能更好的结论。然后,针对对象飞行器阻尼小、短周期模态慢的特性,使用根轨迹方法设计了俯仰角控制内回路和表速控制外回路增益参数,在六自由数字仿真平台进行了偏差仿真,验证了控制系统的鲁棒性。最后,研究了火箭爬升段基于高斯伪谱法的燃料最优轨迹设计方法。火箭爬升段两端动压固定,同样从动压剖面出发设计标称轨迹,提出对数动压剖面改进方法,解决了密度指数衰减问题,但无法找到燃料最优轨迹。因此,提出基于高斯伪谱法的燃料最优轨迹设计方法,介绍了其原理和设计过程,得到了燃料最优标称轨迹和通用的最优轨迹混合设计方法,并且进行大量偏差制导仿真,验证了标称轨迹的设计效果。