空间快速响应发射对空间系统的快速部署、重构、扩充和维护等操作具有十分重要的意义,它对发射任务的转移轨道设计和制导方法提出了新的要求。本文以此为背景,对相关理论、技术和方法进行了研究与探讨。首先研究了空间快速响应发射转移轨道的设计与优化方法,提出了考虑地球扁率影响的转移轨道快速设计方法。(1)分析了同时满足轨道面要求和相位要求的地面等待时间,研究了向前相位调整和向后相位调整的调相轨道设计方法,这种方法能在发射场固定的条件下提高发射的快速响应能力。(2)采用解析分析的方法设计了始末点位置固定的两冲量最短时间转移轨道。根据拉格朗日系数公式和连线速度一致性定理,得到了确定最优解的一元八次代数方程,并在一定假设下对方程进行了简化,得到了对理论分析具有较大意义的结果。(3)采用混合遗传算法设计多约束条件下四冲量最短时间转移轨道。采用一种具有自适应性的退火惩罚函数来处理轨道转移过程中的能量约束条件,设计了串联型、嵌入型两种算法混合结构,成功地解决了遗传算法的收敛结果存在概率性的问题,得到了一种兼具全局和局部搜索能力的优化算法。(4)针对考虑地球扁率的转移轨道快速设计问题,借鉴打靶法及虚拟目标的思想,提出了等时偏差迭代法,对该方法的收敛条件和奇异点存在的原因进行了理论分析。在此基础上,提出了收敛性能更好的改进的等时偏差迭代法。两种方法都采用解析公式计算地球扁率的影响,收敛速度快,设计精度高,能够用于快速任务规划和显式制导需要速度计算等任务。其次研究了星光/惯性复合制导在空间快速响应发射运载火箭上升段制导中的应用。(1)针对单星星光/平台惯性复合制导系统,分别建立了调平台与不调平台两种方案的数学模型,包括平台的基准偏差与初始误差、惯导工具误差的关系方程,星敏感器的测量方程和星光修正方程。(2)通过对弹道导弹星光/惯性复合制导实现原理的分析,提出了以当地速度倾角和轨道倾角为修正指标、以半长轴和轨道倾角为修正指标的两种运载火箭星光修正方案。研究了修正方程中最佳修正系数的确定方法。数值仿真结果表明,两种方案都能在保证同样的入轨精度下放宽对射前准备条件和惯导系统精度的要求,对空间快速响应发射是很有意义的。(3)针对单星不调平台方案,从信息传递与校验的角度,提出了信息等量压缩的概念,由此分别得到了解析的、半解析的最佳测星方位确定方法。针对单星调平台方案,提出了能够综合不同性质的修正指标性能的整体优化指标,选择单纯形调优法来确定最佳测星方位。针对单纯形法全局搜索能力不足的缺点,提出了通过编制简单条件下的最佳测星方位表来为算法提供良好初值的解决方案。最后研究了可用于轨道转移段的“速度增益制导+迭代制导”的组合显式制导方法,以达到快速应用空间的目的。(1)研究了速度增益制导方法在航天器转移轨道初制导中的应用。比较了γ制导和关机点需要速度预测制导两种方法的特点和优劣,分析了γ制导方法中推力的最佳施加方向,提出了采用小步长计算和关机时间线性预报的关机控制方法。(2)研究了迭代制导方法在航天器转移轨道末端制导中的应用。在简化轨道运动方程和引力计算的基础上,运用最优控制理论推导了满足终端约束条件的迭代制导方程,通过数值仿真验证了算法的有效性。随着空间应用的深入和航天技术的发展,空间快速响应发射将成为未来航天运输的发展趋势。本文的研究结果可为我国相关航天装备的发展提供方案参考和技术支持。