本论文结合“轨道转移飞行器轨道优化设计与导引律研究”预研课题,跟踪国外相关问题的研究,提出“全球快速可达”的作战指标。对基于亚轨道弹出式的全球快速可达飞行器轨道的总体方案进行论证,并针对其发射段进行了轨道设计与计算,对其中最重要的大气再入段进行了轨道优化设计。文中首先推导了发射段运载火箭的动力学模型和再入段飞行器动力学模型,并基于所推导的数学模型进行了以下三方面研究:针对美国提出的“两个小时内实现全球可达”的作战指标,给出了基于本土发射的亚轨道弹出式全球快速可达方案,并对所提出方案进行了论证。首先确定了要实现“全球快速可达”的轨道构成,系统地分析了轨道中各个飞行阶段的在总体方案中的作用及其关键问题。从再入大气后的轨道约束入手,确定了再入走廊及再入点处飞行器应满足的飞行状态,并给出了亚轨道设计参数。由于本文采用大升阻比飞行器为研究对象,为了让飞行器再入后取得最大的横向距离,文中给出了实现该目标的最佳机动策略。为了实现全球可达飞行器亚轨道弹出式发射,考虑再入条件需要,设计了发射段轨道形状,并确定了该段轨道相关参数。研究中基于我国“长征一号丁”小型运载火箭的参数对发射段轨道设计。根据所研究问题的需要,对火箭运动方程模型进行合理的简化,并采用俯仰程序角预先设定的控制方法,实现了满足再入条件的发射段轨道设计。为了实现飞行器“全球快速可达”,大气再入段是整个轨道中不可缺少而且最为关键的一部分,其中,再入轨道不仅要满足再入终端条件要求,还要满足再入过程中驻点热流峰值、过载、动压等约束条件。文中以再入过程总加热量最小为最优性能指标,同时结合以上三方面约束,分别采用了“混合法”和“高斯伪谱法”两套优化方法对再入轨道进行了优化求解,并根据仿真结果对两种优化方法进行了分析和比较。