本文针对美国学者Myrabo提出的塞型尾部环聚焦构型激光推进飞行器,采用理论建模与数值仿真的方法,研究激光推进飞行器大气吸气模式发动机特性、大气飞行稳定性与上升段弹道特性。首先,采用基本气体动力学理论建立了Myrabo构型激光推进飞行器在吸气模式下的进气道特性模型。设定亚音速飞行状态下来流与进气道出流的流速之比为3/5;超声速飞行状态下进气道出流与来流参数的关系由飞行器前机体构型决定,组合理想气体的正激波模型和轴对称圆锥绕流激波模型得到。采用CJ爆轰波和自模运动理论建立了冲量发生与传递模型,分析了激光脉冲爆轰发动机的冲量耦合系数的高度和速度特性。结果表明,在飞行高度一定的情况下,随着飞行马赫数的增加冲量耦合系数整体上呈减小的趋势。其次,针对环聚焦的Myrabo构型飞行器在大气吸气脉冲爆轰发动机推动下的飞行稳定性问题,建立了激光推力器的推力矢量模型和飞行器三自由度飞行动力学模型。设计算法解决了脉冲推力作用下,飞行器动力学方程解算精度与效率折中问题,仿真分析了激光脉冲频率、脉冲能量和升力线斜率大小对飞行器乘光运动稳定性的影响。结果表明:在垂直方向,飞行器上升速度呈锯齿状,且存在脉冲频率下限;在侧向,激光脉冲频率越高,回复速度越快,回复曲线也越光滑,升力线斜率的增加能够使飞行器以更短的时间趋于稳定。最后,建立了Myrabo构型激光推进飞行器从地面向地球轨道飞行的上升段在吸气模式下的轨迹计算模型,对垂直和倾斜发射模式的转换点进行了分析。结果表明,对于以最短飞行时间为目标的轨迹设计,转换点在飞行时间为30s,飞行高度为25km,马赫数为5附近;对于以最大入轨有效载荷为目标的轨迹设计,转换点在飞行时间为40s,飞行高度为43km,马赫数为6附近。