升力体航天器具备在空间快速离轨制动,在大气层内高超声速远距离滑翔的能力,是未来天地往返运载系统的重要组成部分。本文以升力体航天器离轨再入为背景,针对离轨轨道和再入轨迹的设计与制导问题开展研究,主要研究内容包括:升力体航天器离轨窗口设计方法。首先,基于升力体航天器的大升阻比特性分析了再入段的纵程和横程可调范围对离轨窗口的影响;然后研究了轨道机动调相的方法,使在轨道上任意位置的飞行器能尽快进入离轨窗口;最后,采用再入航程可调与轨道调相相结合的方法对特征速度不超过150m/s,初始轨道为400km高度的圆轨道情况进行了仿真。针对不同初始位置的大样本数据分析表明,在轨等待时间最长为43.27h,其中24h内能进入离轨制动窗口的占77.06%,等待时间大于24h的占22.94%。单次“制-滑”离轨轨道优化方法和多次“制-滑”离轨轨道规划方法。前者采用直接法和间接法相结合的思路,用“进化算法+序列二次规划方法”的组合优化策略确定了协态变量的初值,进而实现了两点边值问题的求解。后者基于使能量与动量矩以近似相等的相对速率减小的思路,提出了制动段推力沿速度的反向施加,制动段与自由飞行段之间的切换由特征函数进行判别的离轨轨道规划方法。针对不同初始轨道高度的数值仿真验证了所提方法的有效性。研究了单冲量离轨问题的临界高度,并将其推广到有限推力离轨问题中。从解的存在性角度出发,证明了单次冲量式制动的临界高度仅与再入接口条件有关。对于临界高度以下的轨道,直接采用速度增益制导方法即可进行制导指令的解算。针对使用固体火箭发动机的飞行器离轨制导问题,提出了将速度增益制导与随机剩余燃料耗散相结合的混合离轨制导方法。根据再入接口条件,给出了基于标准推力的剩余视速度模量预测与能量管理模型;重点推导了连续推力条件下飞行器能量与动量矩的变化特性,提出了能量窗口的概念,并据此得出了通过控制攻角方向切换来控制能量的随机剩余燃料耗散方法。轨道高度大于临界高度的离轨制导问题,提出了基于能量与动量矩指标的两次“制-滑”离轨制导方法。基于使飞行器的能量与动量矩以同样的相对速度减小的思路导出了制导方程,得到了首次制动时推力始终与速度方向相反,二次制动根据制导方程进行导引的制导方法。基于不同高度和再入接口条件的离轨制导仿真结果表明,该方法计算量小,对初始偏差有较好的适应能力,可有效解决单次“制-滑”无法实现的离轨制导问题。航天器初始下降段和平衡滑翔段的轨迹优化问题。根据工程上的需要,依据高度范围将再入段分为初始下降段和平衡滑翔段两部分,并采用不同的直接法对两段飞行轨迹进行了优化。初始下降段的姿态调整范围有限,可将攻角和倾侧角离散为时间的分段常数,通过对这些待定常数的优化,实现了初始下降段轨迹的快速优化。hp自适应伪谱法能对轨迹分段数目和插值多项式的阶次进行自适应的调节,适用于大规模和高度复杂的轨迹优化问题,将其用于平衡滑翔段轨迹的优化,实现了复杂控制规律的快速求解。航天器初始下降段和平衡滑翔段的制导问题。飞行器在初始下降段的机动能力很小,传统的D-V剖面跟踪法能很好地满足以终端速度、速度倾角和高度为指标的交班点条件。进入平衡滑翔段后,飞行器的机动能力很强,采用基于LQR的跟踪制导方法能适应复杂的再入环境,满足不同的制导要求。仿真结果表明,LQR方法对航程、速度和速度倾角都有较好的跟踪制导效果。论文拓展了升力体航天器离轨再入轨迹设计与制导问题的研究内容,采用了理论与工程实际紧密结合的研究思路,探索了离轨轨道和再入轨迹设计与制导的新方法,研究成果对升力体航天器的总体设计有一定借鉴意义。