近年来，由于助推-滑翔导弹兼具弹道导弹、飞航导弹的优势而日益成为国防研究热点。助推-滑翔导弹由“助推火箭+滑翔弹头”组成，利用火箭助推至几十公里高度，而后滑翔级利用高升阻比滑翔、跳跃至目标上空或直接俯冲进入目标区域完成打击任务。本文以一种新型助推-滑翔导弹为背景：采用大气层内关机，全程大气层内压低弹道飞行模式飞行，对其上升段进行轨迹设计及制导方法研究。文章调研了国内外助推-滑翔导弹的发展历史及现状，详细调研了导弹上升段轨迹设计及制导方法，给出了几种常用轨迹设计及制导方法的主要思想，分别介绍了优势劣势，并分析了发展趋势。介绍了相关坐标系定义及坐标系转换关系，建立了助推-滑翔导弹的质心动力学模型，为方便后续的优化算法，对动力学模型进行了无量纲化处理。在调研国内外资料的基础上，选取了“直接打靶法+序列二次规划”轨迹优化方法，给出了梯度计算、矩阵更新、罚函数和一维搜索的具体处理方法，并结合工程实际将其向应用方向转化，用于解参数优化问题，为助推-滑翔导弹上升段弹道设计提供理论基础。结合工程实际分别给出了基于优化理论和迭代理论的弹道设计方法。在基于优化理论的方法中结合实际介绍了程序角设计模式及过程约束，设计了两种优化方案并分别进行了仿真分析，结果显示攻角、姿态角变化平缓，终端高度、速度、弹道倾角满足约束要求；在基于迭代理论的方法中介绍了相关原理，描述了相关模型，设计了三个调节量并进行了仿真验证，结果显示弹道形态合理，终端状态均满足约束要求。最后根据本文助推-滑翔导弹固体发动机耗尽关机的特点，提出了适用的闭环制导方案：一级飞行段与滑行段采用跟踪制导；二级飞行段采用准最优制导，结合给出的外界干扰及系统偏差进行了蒙特卡洛打靶仿真分析，结果显示整个打靶落点散布范围不大，且较为均匀，方法合理。