为了满足人类对于未来空间探索的需求,适应愈加复杂、繁重的空间探测和运输任务,世界各大国正在大力发展运载火箭的相关技术。由于现代空间运输任务对运载火箭工具提出了更高的要求,故相关技术的研究已成为航空航天的一个重要研究内容。运载火箭按照发动机的类型可分为固体或者液体火箭,固体火箭凭自身优势成为运载火箭的一个重要分支,为了使固体运载火箭的制导系统满足更加复杂的发射任务,拥有更高的入轨精度,需要对固体运载火箭的制导算法进行研究。本文以固体运载火箭为研究对象,分别推导了基于姿态调制的子级能量管理制导方法、基于迭代轨道根数的末级闭路制导算法以及基于定点制导的末级多约束制导方法,最终完成固体火箭上升段的制导方法研究。首先,对固体运载火箭以及制导方法进行调研,分析了固体火箭的能量管理方法和制导算法,总结其研究和发展现状。论文给出常用坐标系及其转换关系作为运载火箭上升段的动力学数学建模的基础;以发惯系为参考坐标系推导了固体火箭的三自由度动力学方程;并对运载火箭弹道进行了设计,便于制导方法研究。然后,建立固体火箭能量管理的模型,推导了多余能量能量消耗的姿态调制方法,通过仿真算例验证了能量管理方法的有效性和制导精度。最后,开展全固体火箭终端的多约束制导方法的研究。论文以两种思路对制导方法进行了设计。一种办法是基于闭路制导原理,将需要速度转化为满足轨道根数的当前速度矢量,以待增速度为导引信号,该制导方法在发动机工作时间内实时计算,实现了满足入轨精度的末级多约束的制导方法;另一种是以定点制导理论为基础,推导了当前轨道与目标轨道的联系同时结合固体火箭携带燃料的能量,将制导指令确定为点火时间和定轴的姿态方向。并且为了满足速度或者姿态的约束条件,将能量管理方法引入其中,设计了具有较高入轨精度的末级多约束制导算法。为了证明算法正确性,将两种算法分别进行了仿真验证,并加以比较和分析。