可重复使用助推飞行器(Reusable Boost Vehicle,RBV)是一种可以有效降低空间运输成本,提高运输效率的新型飞行器。飞行控制系统是RBV的重要组成部分,其性能的优劣直接影响飞行安全、决定回收成败。RBV的飞行过程可分为发射段、翻转调姿段、再次点火段,无动力再入段,滑翔飞行段和近地着陆段。无动力再入过程中,攻角大角度机动,会产生较大的诱导阻力,导致严重的气动加热,设计满足飞行要求且不产额外热防护负担的RBV成为目前的研究难点及热点。本文主要针对可重复使用助推飞行器的再入段姿态控制进行研究,采用发动机二次点火的火箭动力返回方案,再入过程中,发动机关闭。首先,基于相关理论建立RBV的非线性数学模型;而后,针对RBV再入段的飞行特点,提出基于稳定半径的增益调度控制策略,给出飞行秒点的确定原则和方法;然后,对带有异类冗余执行机构的RBV进行控制分配研究,第一级控制分配确定气动舵面的期望力矩总值和反作用控制系统(Reaction Control System,RCS)的期望力矩总值,第二级控制分配基于外罚点函数的优化方法将一级分配中的期望力矩值分配到每个执行机构;最后,利用所提出的增益调度控制方法,基于遗传算法优化飞行秒点处的PID控制参数,构建以马赫数和攻角为调度变量的增益调度非线性控制器,并进行非线性六自由度模型、控制分配模块和增益调度模块的联合仿真,对所设计的控制系统性能进行评价。