无动力升力式再入航天器因其具有速度快、航程远、机动性强等优势,成为了航空航天领域竞相发展的热点。其技术发展将会对未来军事发展战略、防御体系构建产生深远影响。这种航天器在再入过程中受到驻点热流、动压、过载等多方面约束,参考轨迹以及轨迹跟踪控制律的设计是再入任务能否顺利完成的关键。本文以通用航空器(Common Aero Vehicle,CAV)为对象,研究了再入轨迹规划及轨迹跟踪控制问题,主要内容包括以下几个方面:1)在参考轨迹规划方面,提出了直接在高度-速度剖面内进行再入参考轨迹规划的方法。通过预先设定攻角剖面以及过程约束最大允许值,将过程约束转换为高度-速度剖面内的再入轨迹下边界,并通过搜索下边界上增量的方法获得再入参考轨迹。过程约束由于增量为正而得到满足;终端约束通过调整增量的大小得到满足。2)基于改进的人工势能场法研究了存在地理约束的轨迹规划算法。假设航天器的再入过程处在一个势能场中,目标点及路径点对航天器产生引力,禁飞区对航天器产生斥力,可以求得航天器在势能场中所受合力的大小和方向。进一步通过合力方向求解航向角走廊,并根据求得的航向角走廊结合倾斜角反转控制策略即可使航天器再入过程满足禁飞区约束及路径点约束。由于航向角走廊是通过合力的方向确定的,与合力的大小没有关系,因此只需确定引力与斥力的相对关系,从而可以通过预先设定引力系数或斥力系数,将满足附加地理约束的复杂轨迹求解问题,转变为对单一未知系数的搜索问题,简化了求解思路,提高了计算效率。3)使用自抗扰控制方法设计了轨迹跟踪控制律。在速度作为自变量的前提下,通过跟踪高度或飞行路径角即可达到跟踪纵向参考轨迹的目的。采用自抗扰控制方法设计了高度跟踪控制律,通过对扩张状态观测器观测到的扰动进行补偿,实现了轨迹的跟踪控制。结合在线轨迹规划算法,即利用新生成的轨迹作为标称轨迹,从而消除上一个周期内的累计误差,有效提高了再入制导算法的精度。Monte Carlo仿真结果表明,所提再入制导算法能够很好地完成升力式航天器的再入制导任务。