低成本小型运载火箭是满足未来日益增长的微小卫星发射需求，构建空间快速响应能力的一个重要发射载体。低成本运载火箭箭上惯性敏感装置精度相对较低，且由于大气层内复杂的环境参数变化及较强环境载荷作用，以及箭上自身相关本征参数的摄动，使得基础级飞行结束后箭体相对于标准轨迹有较大的位置偏差与姿态偏差。因此，通过上面级进行入轨路径设计、姿态调控，进而确保发射载荷准确到达预定轨道，成为了低成本小型运载火箭的关键任务。而能否实现这一任务的关键在于上面级导航制导控制（GNC）系统的性能优劣。本文以采用飞轮系统和推力矢量喷管联合姿态控制的微运载火箭上面级为研究对象，面向工程实际，围绕其上面级制导、控制系统设计问题展开研究，主要研究内容和成果如下：　　以发射载荷预定进入的目标轨道对上面级的最后飞行位置、飞行速度做出了约束，设计上面级制导系统其本质变为终端受约束的两点边值问题。考虑到上面级飞行往往将消耗燃料最少等作为附加指标，采用最优控制理论解决该问题是目前的主流思路。但囿于采用极大值原理对这一复杂的非线性问题给出的非线性微分方程组计算实时性工程上难以接受，而简化的打靶法和有限差分法其收敛性对于初值的猜测十分敏感也难以应用。本文针对上述问题，建立了上面级入轨问题的最优制导模型，考虑到终端约束对方程的收敛速度与计算结果精度的影响，简化了其基于轨道根数的终端约束，提出采用保辛算法，将上述最优控制问题转换为Hamiltonian系统的两点边值问题，利用Hamiltonian函数其保持相流的辛结构的重要性质，在保证其收敛速度满足在线实时计算的同时，获得了较高的计算结果精度。在仿真分析中利用保辛算法和打靶法对上面级入轨问题进行了数值计算，计算结果表明保辛算法相比于打靶法在相同条件下计算结果精度更加可靠。　　本文研究对象采用飞轮系统实现对上面级滚动通道的稳定控制。飞轮系统作为一种动量交换式的执行机构，其内部摩擦的非线性、低速状态的迟滞效应、电气元件的参数衰变、内部总线的电压波动会导致其输出力矩和期望力矩在瞬态与稳态均存在一定的偏差，这对于保证上面级滚动稳定并准确入轨是不可接受的，而现有针对飞轮系统的控制方法难以实现高精度的抗扰控制。本文针对该问题，通过对干扰的分析和归类，简化干扰形式，并针对飞轮系统的任务需要，重新定义了新的输出变量，提出了基于干扰观测器（DOB）的滑模控制器。通过与传统滑模控制器进行数学仿真性能对比实验，表明了本文提出的基于DOB的滑模控制器能有效抑制匹配干扰与非匹配干扰，且控制输入变化平缓，相对比传统滑模控制器其控制性能有明显提升。　　上面级俯仰和偏航通道采用二自由度的推力矢量喷管作为执行机构。由于低成本火箭基础级飞行完成后可能存在较大的姿态偏差与位置偏差，需要上面级进行大角度机动调整，由此产生的姿态耦合使得传统的线性化三通道解耦控制方法不再适用；同时，上面级本征参数的摄动会影响上面级姿态控制精度进而影响其入轨精度。因此，本文针对上面级非线性姿态动力学模型，分别提出了基于自抗扰控制器的多变量解耦控制方法和基于非线性动态逆的终端滑模控制方法，实现了对制导姿态指令的准确稳定跟踪。通过考虑模型参数不确定、外界干扰以及测量噪声的数学仿真，表明了提出的控制方法的有效性以及鲁棒性。　　为进一步验证本文针对低成本小型运载火箭上面级提出的制导控制系统的可行性，联合制导系统与姿态控制系统对上面级运动进行六自由度仿真，并以蒙特卡罗随机采样方法进行打靶实验。通过400次的打靶实验，综合考量了系统结构偏差、执行机构偏差及测量误差下的上面级制导控制系统性能。蒙特卡洛打靶实验结果表明了本文提出的上面级制导控制系统设计方法正确有效，能满足在较大初始偏差保证上面级准确进入预定轨道，且对于上面级本征参数摄动与外界干扰及测量噪声具有较强的鲁棒性。　　本文对低成本小型运载火箭上面级制导控制系统设计方法开展了较为系统的研究，论文的研究成果对于上面级制导控制系统设计提供了一定的理论技术支撑和工程技术储备，对于将最优控制理论应用于制导系统设计具有一定的参考价值和研究意义。