随着火星探测任务的深入开展,火星表面采样返回和载人登陆火星已经是未来火星探测新阶段的目标,探测器的着陆精度成为探火任务成功与否的关键因素。在大气进入阶段进行有效的制导与控制是提高着陆器着陆精度中必然和重要的技术手段之一,因此对火星探测器在大气进入段的相关技术和理论进行较深层次的研究,设计合理的火星大气进入段的轨迹和高精度制导系统,已经成为当前火星研究的重点。本文结合科技部973项目“行星表面精确着陆导航与制导控制问题研究”和国家自然科学基金项目“行星着陆自主导航方法研究”,以提高火星探测器大气进入段开伞点精度为目标,对该阶段的轨迹设计与制导关键技术进行了系统地研究,主要研究成果如下:研究了火星探测器在大气进入段的轨迹设计问题。基于火星大气进入段的动力学模型,利用蒙特卡洛方法,对影响探测器开伞点状态的各种误差源进行了分析。结果表明在火星大气进入段,大气密度以及气动力参数不确定性对轨迹开伞点精度影响较大。为了降低这些误差源对开伞点精度的影响,将大气密度及气动力参数中的不确定性作为一阶齐次常微分方程初值问题加入到轨迹设计中,并结合火星着陆器在大气进入阶段的任务特点,构建了新的鲁棒性能指标,提出了基于状态灵敏度的鲁棒轨迹设计方法。该方法对应的最优控制问题得到的轨迹对各种误差源的敏感程度明显降低。利用线性协方差分析方法定量地分析了火星大气进入过程中的各种误差因素对开伞点状态的影响,提出了基于协方差分析的鲁棒轨迹设计方法。该方法中利用协方差矩阵的传播方程以及对称性,将开伞点状态的协方差加入到原目标函数中,同时还考虑了大气密度、气动力参数的不确定性,以及探测器受到的动力学约束、控制约束、路径约束等其他约束条件,通过该方法规划出来的轨迹可以有效地提高开伞精度。随后,分别从计算复杂度和鲁棒性能两方面对上述基于状态灵敏度和基于状态协方差的轨迹设计方法进行了详细的比较和分析。研究了火星探测器在火星大气进入段内的轨迹跟踪问题。针对探测器在大气进入段的实时性以及精确性要求,考虑到初始进入点偏差、大气密度及气动力参数不确定性对探测器轨迹的影响,设计出了基于模型预测静态规划技术的轨迹跟踪方法。该方法将模型预测控制和静态规划理论相结合,只需在线求解静态规划问题,结构简单具有控制解析解。同时,为了提高在线计算速度,利用递归方法求解计算控制量所需的系数矩阵,在保证实时性要求的情况下,有效地降低了实际飞行轨迹和标称轨迹之间的误差,实现了较高的开伞点状态精度。对火星大气进入段的预测跟踪制导方法的关键技术问题进行了研究。首先,利用平衡滑翔条件将轨迹分为进入初段、平衡滑翔段和进入末段,重点针对平衡滑翔段航迹角变化为零的条件,结合线性二次型规划的轨迹跟踪方法,设计出了基于常值航迹角的解析预测跟踪制导方法。该方法计算速度快,对各种扰动和不确定因素具有一定的适应能力,但是在扰动环境恶劣情况下的开伞精度偏低。为了实现高精度的制导,进一步设计了基于常值航迹角的数值预测跟踪制导方法,该方法根据轨道特性将大气进入段轨迹设计为Pre-bank段、航程控制段和航向修正段,重点针对航程控制段待飞航程的要求利用牛顿辛普森方法确定常值航迹角参数,采用反馈线性化方法设计了轨迹实时跟踪航迹角的控制律,仿真结果表明它具有较高的开伞精度,但是计算速度较慢。分析比较以上两种预测跟踪制导方法,并探讨了它们在火星大气进入段任务中的适用性。