固体小型运载火箭是一种将中小型卫星快速送入空间的重要运载工具,本文以固体小型运载火箭为背景,针对弹道设计与制导控制的问题进行分析,对其助推段的耗尽关机问题、直接入轨策略以及入轨段修正误差的制导问题进行深入探讨。耗尽关机方面采用的是能量管理策略。本文经推导得到双向姿态角调整策略的实施方法,将视速度作为姿态角控制的自变量,并反推出姿态角随时间的函数。结果证明,姿态角的最大值以及姿态角变化段时长对视速度模量的消耗量影响较大。因此对于特定飞行任务,需要综合考虑姿态角最大值和姿态角变化段时长,以达到最优效果。对应上述双向姿态角调整策略,引入单向姿态角调整策略,同样利用视速度作为姿态角控制的自变量,经过推导可知决定该策略的关键因素为始末姿态角的大小。对比两种策略可知,两种策略均具有一定的优势,可以根据具体的情况选择使用。火箭入轨策略方面以相平面控制原理为基础,提出一种当火箭初始状态(位置,速度)参数与目标状态满足一定条件时的直接入轨策略。该策略引入一个虚目标的概念,将火箭的入轨问题转化成为火箭与虚目标的相对运动问题,根据相平面原理可知,控制结束时刻,火箭运动相图运动到坐标原点,即相对位置速度均为0。同时为了推导该理论的适用范围,将视速度模量运用到火箭状态的解析解的求解过程中,大幅度降低了模型的复杂性。而对于火箭入轨段修正误差的制导问题方面,采用弹道制导一体化的优化方法对火箭的入轨控制参数进行修正,推导出修正值的计算方法,并进行仿真验证,证明该方法正确可行。随后利用Simulink工具构建固体小型运载火箭二级助推段的耗尽关机控制和入轨段的直接入轨策略的飞行程序,对本文内容进行了一个统一性质的验证。本文通过理论推导加仿真验证的方式进行研究,具有一定的工程实用性,可以为固体小型运载火箭的建设提出建议。