弹道导弹或助推火箭等飞行器发射段的飞行过程,可以看成是带助推飞行器的上升段运动。为了使飞行器在进入预定轨道时刻具有某一特定的高度与速度,需要对上升段弹道进行优化设计。优化过程中,一般需要对射程、时间或燃料消耗等指标进行规划,从而找到一条满足飞行任务并且使性能指标达到最优值的弹道。由于飞行过程中存在各种摄动因素,因此如何对弹道进行修正从而抑制干扰带来的影响是需要研究的问题。因此,本文将围绕上升段弹道优化以及摄动制导这两大问题展开研究。首先,建立了上升段带助推飞行器的运动模型,介绍了几种坐标系的定义以及它们之间的转换关系。通过对飞行过程中受到的各种力进行分析,推导飞行器三自由度运动学与动力学方程。基于本问题的特点,给出了多级助推过程中质量变化模型。上升段模型的建立,为后面的研究提供了基础和依据。其次,重点研究了上升段轨迹优化方法。优化策略选择了数值方法中的高斯伪谱法,利用该方法对上升段运动过程进行了离散处理。基于程序攻角的设计规则与选取原则,结合飞行器的飞行特点,设计了攻角飞行方案。利用伪谱法进行寻优求解得到了满足约束的解向量,即攻角变化曲线。将得到的结果带入到飞行器运动方程中,得到优化弹道,并对解的合理性与最优性进行了分析。本文还给出了直接基于程序俯仰角的优化策略,将结果与基于攻角策略进行了对比分析。最后,研究了上升段具有摄动情况下,如何对弹道进行修正从而使得实际弹道更加接近标准弹道。采用实时解算导引系数的摄动制导方式,推导了导引系数的表达式,给出了对摄动偏差的修正结果。通过修正前后各状态量的对比,说明了摄动制导的合理性。