升力式天地往返飞行器可应用于空间科学研究、军事侦察、空间物资输送等空间任务,具有快速、安全、灵活、低成本的特点,因此发展前景十分广阔。新一代天地往返飞行器对制导和姿控系统的鲁棒性、灵活性和自主性提出了更高的要求,这牵引着再入制导和姿控方法不断地发展。首先,论文在航天飞机再入制导方法的基础上提出一种基于阻力加速度剖面的预测-校正制导方法。根据飞行器再入特性,将再入过程分成两部分:初始段和滑翔段。初始段采取常值倾侧角制导,倾侧角幅值考虑误差因素的影响。进入滑翔段后,设计攻角模型和阻力加速度模型,阻力加速度模型通过对再入走廊插值得到,飞行器的横向运动采用航向误差走廊进行控制。然后基于设计的模型对三维飞行轨迹进行数值预测,并根据预测结果对攻角模型、阻力加速度模型以及航向误差走廊边界进行校正。与航天飞机的制导方法相比,论文提出的制导方法可应用于大横程再入的任务,对偏差的适应能力更强。虽然基于阻力加速度剖面的制导方法便于处理过程约束,但阻力加速度与制导变量不在同一阶次,不可避免地引入剖面跟踪问题。因此,论文直接从再入制导变量出发,研究一种基于倾侧角变化律的预测-校正制导方法。在滑翔段制导中,首先借助平衡滑翔飞行条件将热流、过载、动压等约束转化为倾侧角约束。然后将倾侧角幅值设计为分段线性函数,并通过设计倾侧角翻转时机确定倾侧角符号。基于倾侧角模型对三维飞行轨迹进行数值预测,通过调节攻角使飞行器保持平衡滑翔飞行。最后基于模糊逻辑对倾侧角幅值和翻转时机进行校正。论文提出的方法可实现对纵向运动和横向运动的协同校正,因此具有较高的鲁棒性和灵活性。随着再入任务的多元化,飞行器不仅要满足一般再入问题的需求,还要满足航路点和禁飞区等路径约束。针对考虑航路点和禁飞区约束的再入问题,论文提出两种满足航路点和禁飞区约束的再入制导方法。第一种制导方法根据飞行器的状态与航路点、禁飞区的关系实时规划飞行策略,采用一次倾侧角翻转满足航路点或者禁飞区约束。采用数值法预测飞行轨迹,并基于预测轨迹实时计算航路点的位置误差以及与禁飞区中心的最短距离,然后根据计算结果校正倾侧角翻转时机。在倾侧角翻转之后,进一步通过校正倾侧角幅值抑制误差。第二种制导方法在最优参考轨迹的基础上实现再入预测-校正制导。采用高斯伪谱法离线优化出一条参考轨迹,并选取反映航路点和禁飞区的特征点。特征点将再入过程分为若干段,然后对每段过程分别设计预测-校正制导方法。飞行器机身升阻比大,飞行速度快,再入空域广,这使飞行器的姿态运动呈现出强烈的非线性、快时变性和耦合性。针对异类混合执行机构再入飞行器姿态运动系统,论文设计了一种预测控制方法。首先基于动态逆线性化运动方程推导解析的预测控制律,并采用扩张状态观测器(ESO)对不确定因素进行估计和补偿。得到控制指令之后,通过在线求解二次规划问题,得到控制指令的最优分配策略。最后采用PWPF调节器确定RCS的开关信号。论文设计的控制方法具有较强的抗干扰的能力,能够应对执行机构发生故障的情况。最后,论文基于上述研究成果设计了飞行器再入六自由度运动仿真系统,并设计几种再入任务场景对制导控制方法进行验证,仿真结果表明了该制导控制方法对再入任务变更和执行机构故障的适应性。本论文的研究有助于促进飞行器再入制导控制方法的发展,可为我国天地往返飞行器制导导航控制(GNC)系统设计提供理论和技术支持。