在高超声速武器中,采用超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器因其推进效率高、临近空间突防能力强、可长时间高超声速巡航等优势,已经成为各国的发展重点。超燃冲压发动机需要飞行器在一定的动压窗口、攻角范围内才能点火与工作,采用固体火箭助推是其正常点火的重要前提,因此上升段的设计关系到整个飞行试验的成败。上升段设计中要解决的两个核心问题是轨迹优化与制导。轨迹优化设计保证,在理想情况下,飞行器能够达到发动机点火所需的动压和姿态条件;而制导设计则保证,在环境剧烈变化的实际飞行中,飞行器仍能够通过反馈纠偏运行在指定的轨迹,从而确保点火成功。本文对某型吸气式高超声速飞行器上升段的轨迹优化与制导问题进行了研究。在研究两个问题之前,根据飞行器的任务剖面,确定了研究范围,建立了简化的纵向轨迹优化质点模型和纵向制导的小扰动线性化模型。然后,针对上升段轨迹多约束、非线性等特点研究了基于粒子群算法、基于hp-自适应伪谱法的轨迹优化方法。在轨迹设计和优化过程中从工程经验中的设计方法着手,逐步优化,用粒子群算法对射角、全程攻角进行了优化。考虑到上升段助推火箭发动机能量不充裕,防止调整姿态时速度下降过多,结合hp-自适应伪谱法在模型简单时求解精度高的特点,用它来进一步优化被动段调整时间。最后,在制导问题中重点研究了基于现代控制理论的自适应动态逆制导策略,设计了闭环制导律,并给出基于PID控制器的制导律进行比较。研究结果表明:对于轨迹优化而言,本文采用的粒子群算法可以满足末端状态要求和飞行过程中的热流、过载等约束,与经验公式优化结果相比末速和倾角同时更优;在粒子群优化的轨迹上采用hp-自适应伪谱法可以将被动段姿态调整时间缩短近25%,且严格满足给定边界条件。对于上升段制导而言,自适应动态逆制导律参数简单、容易调整,在边界条件仿真时可以达到多个特征点设计的PID控制器的效果,在蒙特卡洛仿真中有更好的适应能力。