重复使用运载器再入制导存在飞行航程远、气动环境复杂、飞行约束条件严苛等难点,对再入制导提出了较高的要求。本文首先通过对航天飞机再入制导技术的研究指出航天飞机再入制导技术本质上是一种纵向的间接制导,制导过程复杂、效率较低。针对这一问题,本文提出一种新的制导律,以动压剖面作为标称轨迹,利用迎角实现了对动压剖面的跟踪,然后进一步研究利用俯仰角跟踪表速剖面的制导律,最后进行了仿真验证。本文首先对航天飞机再入制导技术进行了研究,针对航天飞机再入制导利用横侧向滚转角跟踪阻力加速度剖面导致制导过程复杂的不足,提出利用纵向物理量代替滚转角作为制导指令,采用迎角直接跟踪阻力加速度剖面,但由于阻力加速度信号存在混叠现象,迎角跟踪阻力加速度剖面的制导律性能较差。针对混叠现象的研究表明,相比于高频的阻力加速度信号,动压是一种低频信号,对迎角的响应特性较好,故采用动压代替阻力加速度实现纵向制导。通过研究迎角跟踪动压剖面的制导律表明,动压由于数值过大,对制导律增益参数过于敏感,动压制导律不利于迎角安全。针对这一不足,提出用表速代替动压,表速与动压本质相同但变化更加缓慢,对表速制导律研究表明表速制导性能较好,最终选择表速作为纵向制导律的被控量。对纵向制导指令的研究表明,迎角指令和俯仰角指令制导性能存在差异,本文指出传统制导设计过程中将控制回路理想化的做法存在缺陷,制导控制综合仿真结果表明俯仰角指令的制导性能较好。最后,对航天飞机制导技术和俯仰角控表速的纵向直接制导技术进行了综合仿真验证,结果表明纵向直接制导技术特性较好,具有深入研究的价值。