设计具有快速响应能力的低成本飞行器是当前小卫星技术的发展趋势。近年来,国内外学者提出了一体化飞行器的思想,其主要内容包括修正发射模式、复用电子设备和模块化设计。在修正模式下,实现最大有效载荷入轨是发展一体化飞行器的关键技术,针对这一问题,本文研究了一体化飞行器的入轨策略。一体化飞行器在入轨过程中飞行轨迹高度较低,大气阻力的影响较大,因此本文首先重点研究了大气阻力的影响,采用设定飞行轨迹高度的下界以及将大气阻力引入飞行器动力学方程的方法,以提高飞行器的入轨精度和可靠性。根据选用的推进系统的类型不同,本文对脉冲推力入轨和有限推力入轨分别进行了研究。采用脉冲推力入轨时,主要研究的是脉冲推力的次数和点火点的位置,设计了一种修正大气阻力影响的有效算法;采用有限推力入轨时,根据发动机的点火次数的不同,分别研究了连续推力入轨和分段连续推力入轨。其中采用连续推力入轨时主要研究的是推力大小对入轨的影响,而采用分段连续推力入轨时主要研究的是分段次数对入轨的影响。另外,文中对采用有限推力入轨时初速度较小的情况进行了细致的研究,提出对初始轨迹角进行选定的解决方法。分析有限推力入轨时,把入轨问题转化成求解数学上的两点边值问题,采用直接配置非线性规划的方法来求解,通过大量的仿真计算,证明了该方法的有效性。