远距离、高精度、快速打击一直是远程打击武器所追求的目标。在其发展历程中，弹道导弹作为第一代远程打击武器无疑在远程打击武器史上写下了浓重的一笔。然而，随着现代战争中作战目的的不断变化、作战任务要求的不断提高，高超声速飞行器已逐渐代替传统弹道导弹成为新一代远程打击武器。对于高超声速飞行器而言，合理的轨迹设计是其完成作战任务要求的前提。本文以RBCC（Rocket Based Combined Cycle）动力高超声速飞行器为对象，对其飞行方案、轨迹设计以及射程优化等方面进行研究，具体内容包括：首先，将RBCC发动机用于高超声速飞行器增程，提出其助推-有动力滑翔飞行方案，并给出相应的飞行时序。之后，以飞行时序为基础划分飞行器飞行阶段，进而建立各飞行阶段数学模型，并总结其在各飞行阶段的轨迹设计方法。其次，针对RBCC发动机推力、比冲不确定（即发动机工作状态和飞行器飞行状态相互影响）的特点，以RBCC发动机试验数据为基础，通过理论推导获得高超声速飞行器攻角指令，进而提出一种保持RBCC发动机在较高工作性能范围内工作的轨迹设计方法。然后，以本文提出的RBCC动力高超声速飞行器助推-有动力滑翔飞行方案为背景，探讨RBCC发动机的最佳开关机条件，对飞行器各飞行阶段进行轨迹设计与仿真。之后，通过与高超声速飞行器助推-无动力滑翔方案的对比，分析飞行器助推-有动力滑翔飞行方案的射程能力以及RBCC发动机的增程能力。最后，对本文中的高超声速飞行器射程进行优化分析。首先以直接打靶和SQP算法为基础，建立RBCC动力高超声速飞行器分段射程优化模型，进而实现分段射程优化仿真；然后以hp-自适应Guass伪谱法为基础，建立飞行器全轨迹射程优化模型，进而实现全轨迹射程优化仿真。最终，对比分析分段优化结果和全轨迹优化结果得到相应的最优结论。