计算机仿真是现代研究中进行飞行器参考轨迹设计经济而有效的手段。但受限于计算能力以及分析手段等制约,参考轨迹的设计往往是建立在标称情况下的。出于模型简化的考量,优化模型中往往忽略了参数不确定性、过程噪声等系统摄动的影响。在实际飞行环境中,忽略这类不确定性的影响容易造成飞行与任务原定轨迹的偏离,引发严重的事故。本文针对这一问题,在气动参数等存在不确定性的条件下,研究运载火箭上升段的鲁棒轨迹优化方法,以期降低参考轨迹对不确定性的灵敏度。首先,建立运载火箭上升段的参考轨迹设计模型,并阐述标称情况下的参考轨迹设计方法,介绍用于优化轨迹的GPOSII工具箱和分析轨迹鲁棒性的线协方差方法,为后续的轨迹鲁棒优化奠定方法基础和工具基础。其次,考虑到运载火箭具有多段分离、质量和推力阶段性变化的特点,在发射坐标系中,建立其标称情况下的运动模型,并进一步分析不确定性的来源,建立考虑不确定性的运动模型,为后续的轨迹鲁棒优化方法奠定模型基础。再次,将轨迹优化问题转化为最小努力优化问题,基于GPOSII工具箱进行运载火箭上升段参考轨迹的优化设计,作为轨迹鲁棒优化方法的对比方法。引入协方差矩阵整形技术,通过推导状态方程的雅克比矩阵,建立运载火箭上升段参考轨迹的协方差矩阵计算模型,在开环和闭环两种情况下,给出轨迹鲁棒优化设计方法。并与最小努力优化方法的结果进行对比分析。最后,通过蒙特卡洛仿真方法,考虑入轨误差、过程噪声和参数不确定性,对比分析设计得到的参考轨迹和基准轨迹的状态变量在终端时刻的方差。研究表明,在开环控制和闭环控制两种情况下,基于协方差矩阵整形技术的轨迹优化方法,都能够有效地减少参考轨迹的终端误差,降低不确性对参考轨迹的影响。为运载火箭上升段轨迹优化过程中对不确定性的抑制提供了一种新的思路。