为了适应人类未来空间活动的要求，各国正大力发展运载火箭技术，以支撑其进入太空的能力与水平。由于空间探测任务的多重性与复杂性对运载火箭提出了更高的要求，故要使其满足高精度入轨，即对运载火箭的制导系统提出了更高的精度要求，需要一种精度高、自适应好的制导方法。本文研究了一种地心角、控制姿态角及重力损失常数的推导不同于传统迭代制导方法的基于精确控制解的迭代制导方法，并对其进行了系统的自适应性分析研究。具体的工作包括：建立了运载火箭动力学与运动学模型，根据最优控制理论给出了最优控制解形式的推导，根据运载火箭飞行特点对其运动方程进行了简化，通过迭代的方法推导了剩余时间的计算公式，计算了地心角的值，并推导出了重力损失修正常数K的计算公式，还推导了一种精确的控制姿态角指令的计算公式，完成了本种不同于传统的迭代制导方法实现的具体流程。通过已建立的制导模型，完成了基于两种轨道任务下运载火箭仿真算例，提出了一种在末段修正指令角的方案，提高了制导精度，证明了本文所述迭代制导方法的有效性。在中等地球轨道任务下，仿真分析了发动机比冲、秒耗量、初始质量、初始位置、初始速度、俯仰角、偏航角指令等发生偏差下该方法的自适应性，以及在运载火箭制导飞行阶段突然发生诸如发动机比冲、秒耗量，制导指令传送等故障时本文所述迭代制导方法的自适应性。仿真结果验证了该迭代制导方法具有很好的自适应性。