论文紧密跟踪国外先进再入式空间飞行器的制导控制技术的现状和发展趋势,结合我国再入式空间飞行器的发展需要,围绕气动分析与建模、控制系统设计、先进制导律应用等关键技术展开研究。为我国再入式空间飞行器的发展提供理论研究依据和工程应用基础。首先论述本论文的研究背景,综述国外新一代再入式空间飞行器的发展现状,特别是对其控制技术的研究现状与发展趋势进行了详细的分析,给出了相关的坐标系定义及转换关系,并建立了描述再入式空间飞行器运动状态的六自由度方程。基于再入式空间飞行器进场着陆任务的严格要求,本文将弹道方案的制导律的进行了推广,把落角约束最优制导律通过在性能函数的动态积分项引入了剩余飞行时间的幂函数推导出扩展型落角约束最优制导律,需要更小的过载,并能够在抵达目标时位置和角度符合要求。分别从纵向和侧向对轨迹进行规划。在纵向轨迹规划中,本文对比了直接归零法、线性衰减法、期望滚角法,对终端滚转角的控制;侧向轨迹规划中采用“辅助点扩展型落角约束最优制导+航路跟踪”法对终端滚转角进行控制。并对设计过程进行总结归纳,给出了一种系统、规范的参考轨迹设计流程及任务可达性分析方法。基于过载反馈的高精度控制方法的研究,选用三通道驾驶仪的结构进行设计。三通道驾驶仪采用的基本结构:俯仰通道采用三回路驾驶仪,偏航通道采用两回路过载驾驶仪,滚转通道采用滚转姿态角驾驶仪。为了验证制导控制系统设计的鲁棒性,采用设计风场、极限、随机拉偏误差模型进行飞行器蒙特卡洛打靶测试。