随着美国提出并实施部署“陆海空天”四位一体的全球打击计划，天基对地打击武器已经成为现阶段各国研究发展的热点。它可以用助推火箭加自身动力升空至目标轨道，在轨部署待命，当需要快速打击时，离轨进入大气层，实现对目标的快速精准打击。可见该类飞行器需要同时具备航天技术和航空技术，这对动力系统提出了更高的要求，应用最为广泛的化学火箭发动机无法利用大气层内的氧气，需要自身携带氧化剂，这使飞行器无法提高有效载荷比，同时其比冲已经接近理论极限；冲压发动机机动性差且工作区域仅限于大气层内。根据天基对地打击飞行器工作空域的特点并结合不同推进方式的特点，世界范围内将目光投向了组合循环动力技术。组合循环发动机主要有以下三种：涡轮基组合循环发动机（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、空气涡轮冲压发动机（Air Turbine Ramjet，ATR）与火箭基组合循环发动机（Rocket BasedCombined Cycle，RBCC）。本文针对天基对地打击飞行器的轨迹特点进行了研究。发射段采用RBCC发动机作为动力，在发射坐标系下建立了发射段动力学模型，研究了RBCC发动机轨迹设计方法；在地心惯性坐标系下建立了在轨段动力学模型，研究了飞行器入轨方案，得到入轨点速度增量的计算方法；返回段分为过渡段与再入段，本文在飞行器位置坐标系中建立了飞行器返回段动力学模型，研究了飞行器在制动点制动速度对返回轨迹的影响，尤其是对再入点的影响，同时对过渡段与再入段轨迹设计方法进行了研究；针对飞行器再入段，通过使用随机方向搜索法优化飞行器满足再入约束的最大纵程、最小纵程、最大横程以及固定纵程对应的最大横程分析飞行器的覆盖范围。