本论文以高超声速再入飞行器为对象，研究了变质心控制及再入预测制导技术，这两项技术为飞行器再入机动突防和精确打击开辟了新思路，但目前在飞行器上应用还存在大量亟待解决的问题，本文对其中若干问题进行了重点研究。　　首先，利用动量-动量矩定理推导了差动副翼+双活动质量体组合控制模式的变质心飞行器八自由度动力学模型，模型包括：系统质心三维平动动力学方程、绕质心三维转动动力学方程和活动质量体二维平动动力学方程。　　其次，深入分析了变质心飞行器运动特性，具体开展的工作有：1）建立了活动质量体运动与飞行器姿态角运动之间的关系，分析了横向力产生机理及配平攻角产生条件，同时还分析了质量比、横向偏移量、轴向位置等活动质量体结构参数对配平攻角的影响以及不同配平攻角对弹道落点偏差的影响；2）分析了活动质量体运动过程中产生的惯性力和惯性力矩对飞行器弹道和姿态运动的影响以及弹体滚动角速度和横向过载对活动质量体伺服运动的影响，此外，还分析了活动质量体结构参数和伺服控制参数对惯性力矩的影响；3）对弹体滚动运动特性进行分析，探讨了诱导滚动运动的主要原因，侧重分析了在改变滚转运动中起主要作用的气动滚转力矩。　　同时，为了解决目前预测制导存在计算量大的弊端，设计了一种新型的再入解析预测制导律。该制导律的设计思想源于任一时刻作用在再入体上的横向力与速度方向垂直这一事实，若在弹道始端某一方向的横向力作用微小时间，必然会产生该方向的速度增量，其结果是引起预测弹道末端发生微小位移，称该微小位移为虚位移，这与分析力学中的虚位移原理极具相似性，制导所需横向力方向对应的虚位移应沿弹道末端误差矢径方向，文中利用这一性质设计制导律。首先推导了零升力再入弹道参数三维解析解，在此基础上利用Newton迭代法搜索最优的横向力方向（制导所需的横向力方向），根据最优横向力方向相位基于瞬时平衡假设产生制导逻辑，最后通过数值仿真分析了制导性能。　　最后，根据动力学分析结果建立控制模型，引入时间尺度分离概念将姿态跟踪控制系统设计分解成姿态角跟踪回路设计和姿态角速度跟踪回路设计，基于滑模控制理论设计了这两回路的鲁棒控制律，设计过程中引入自适应项来补偿参数不确定性的影响；同时，将完整的活动质量体运动环节考虑到姿态运动模型中，利用反馈线性化方法结合滑模控制理论对活动质量体位置伺服控制系统进行设计；开关反馈控制用来设计滚动稳定控制系统，双积分系统的时间性能指标用来确定开关线，通过构造双切换函数以及在原点领域切换成连续控制的方法来解决开关颤振问题。仿真结果表明所设计的控制系统可以实现对指令角度和指令位置有效、快速、稳定跟踪，活动质量体伺服驱动力保持在合理的范围之内；滚动角能快速稳定地趋近到零，开关颤振现象得到有效抑制。　　本论文研究的问题涵盖高超声速变质心再入飞行器动力学、制导与控制三个方面，希望本文的研究对我国弹道导弹再入机动突防与精确打击提供一定的参考。