与传统的天地往返运输系统相比,新一代可重复使用飞行器具有更高的可靠性、更低的发射成本以及更少的发射准备时间,能够实现快速、可靠、经济的进入空间的目标,因此受到世界各国的普遍关注。由于再入过程中的飞行环境异常复杂,保证飞行安全并满足任务要求的制导精度对再入制导提出了严峻的挑战。因此,需要对可重复使用飞行器的再入制导方法进行深入的研究。本文对可重复使用飞行器的再入制导方法进行了较为深入的研究:首先,在建立可重复使用飞行器再入模型的基础上,本文对可重复使用飞行器质心运动进行分析,提出再入制导问题,明确飞行器再入过程中的各种约束,并根据再入飞行各阶段的不同目的对轨迹进行分段。然后,将再入制导问题分为纵向再入轨迹规划问题、纵向轨迹跟踪问题和侧向再入制导问题,给出纵向再入走廊的计算算法,并说明影响其形状的各因素。在纵向再入轨迹规划中,引入两个轨迹过渡条件,提出一种同时设计连续的参考攻角剖面与参考倾侧角剖面的规划方法,保证各段纵向参考轨迹满足约束并光滑衔接。由于纵向参考轨迹规划过程中采用近似条件造成航程损失,在线性化质心运动方程的基础上,利用LQR方法设计纵向轨迹跟踪律,通过修正并平滑参考攻角剖面与参考倾侧角剖面,使得可重复使用飞行器满足再入任务对航程的要求。在侧向制导中,本文采用一种具有较好通用性的侧向再入制导方法为RLV设计侧向再入制导律。最后,在多种具有代表性的再入任务假定以及空气动力系数、大气密度存在偏差或扰动的情况下,通过数值仿真对本文研究的再入制导方法进行验证并给出分析和结论。数值仿真结果表明,本文研究的再入制导方法具有较好的适应性和一定的鲁棒性。该方法具有较好的应用前景。