制动捕获是火星环绕探测的关键动作,如何耗费更低的推进剂且能够安全、快速地实现捕获是未来大型火星探测任务必须解决的问题之一。气动捕获充分利用了火星大气的减速作用,降低了推进剂需求,缩短了飞行时间,有望顺利解决上述难题。高效、精确、鲁棒性强的制导算法是实施气动捕获的关键。本文以未来的火星取样返回、载人登陆火星等任务为背景,面向工程应用需求,深入研究了基于升力控制、连续阻力控制和离散阻力控制三种不同类型探测器的气动捕获制导策略,提出了相应的解析预测制导算法,并进行仿真分析与验证。研究中通过适当的假设与近似,建立了三自由度质点动力学模型,用于分析探测器在气动捕获过程中的动态特性和解析制导算法推导。为了充分体现大气密度变化对气动捕获制导算法的影响,根据实测数据统计特征,构造了时变大气密度误差模型。通过分析升力和阻力控制模式的控制变量和捕获走廊特征,掌握了气动捕获的运动模态和飞行特性。在基于升力控制的气动捕获制导算法研究中,将气动捕获过程划分为初始进入、平衡滑翔和飞出三个阶段,针对每个阶段的运动特征分别提出了相应的制导策略:在初始进入段,控制饱和现象严重,控制变量保持常值;在平衡滑翔段,通过反馈控制维持平衡滑翔状态;在飞出段,维持固定的高度变化率。在此基础上,分析了切换速度对制导精度的影响,提出了速度阈值自适应切换方法,将飞行路径角过零作为切换点,实现高动态条件下的鲁棒制导与控制。在基于连续阻力控制的气动捕获制导算法研究中,分析了连续阻力控制模式下探测器基本运动特征,发现了飞行路径角与飞行速度之间相对固定的对应关系,提出了利用分段线性函数近似逼近的方法,建立了飞行路径角与飞行速度之间的解析表达式,实现了末端飞出状态的解析预测,解决了连续阻力控制模式下的解析预测制导问题。通过与数值预测制导、阻力跟踪制导等算法的比较,验证了所提出算法的有效性。在基于离散阻力控制的气动捕获制导算法研究中,通过状态变换与近似假设,将动力学方程变换成经典的Yaroshevskii’s方程,利用Poincare-Lindstedt方法求解,得到了常值弹道系数情况下的零阶、一阶和二阶解析解,在此基础上推导形成了分段离散弹道系数的解析形式,并提出了分段可变弹道系数的解析预测制导律。为了解决工程应用中状态变量不可测或测量精度差的问题,借鉴火星着陆器自适应开伞算法的设计思路,提出了仅依靠阻力测量数据的预测制导方法。通过蒙特卡洛仿真离线确定固定时刻阻力加速度与速度增量的对应关系,在线根据阻力加速度实测值进行切换时刻的动态调整,具有硬件设施简单、计算负担小等优点。