月球探测一直是航天领域研究的热点问题。对于无人月球探测任务来说,采样返回是一项非常重要的技术。对于载人登月任务来说,定点返回技术更是事关航天员安全的关键技术之一。由于飞船升阻比较小,再入轨迹需通过跳跃方式获得更大的飞行航程以降低过载峰值。论文针对跳跃式再入,对再入走廊、再入轨迹可达域、再入轨迹在线规划等问题以及再入制导方案进行了系统研究,主要成果如下:分析了跳跃式再入的轨迹特性。1)在跳跃式再入轨迹的各段对典型路径约束的特点以及它们之间的相互关系进行了分析,并在过载满足约束的前提下推导了热流密度和动压的上限。对于再入轨迹优化问题,应用分析结论可以在某些情况下减少路径约束的个数。2)建立了考虑多种约束的跳跃式再入走廊求解优化模型,并利用多初始点直接打靶法对问题进行了求解;3)建立了跳跃式再入轨迹可达域问题的优化模型,并利用高斯伪谱法求解得到可达域边界轨迹,并分析了再入初始条件对可达域的影响。提出了三种不同的跳跃式再入轨迹在线规划方法。1)利用跳跃式再入的匹配渐进展开近似解,迭代得到初次再入段所需的参考纵向升阻比,然后利用实际状态和近似解的差对其进行修正,得到初次再入段参考轨迹,二次再入段参考轨迹通过Apollo末段制导算法得到。2)将初次再入段阻力加速度-速度曲线用四次多项式曲线来拟合,并利用初始点信息和猜测的跳出点信息,建立起关于四次多项式系数的线性方程组,求解得到初次再入段的阻力加速度曲线,再对其进行跟踪得到初次再入段参考轨迹,二次再入段参考轨迹通过Apollo末段制导算法得到。3)将轨迹规划问题转化为最优控制问题,并采用状态相关的黎卡提方程方法求解。针对状态相关系数矩阵构造困难且缺乏可操作性原则的特点,利用在线方法实时计算系数矩阵,而状态相关黎卡提方程采用近似方法求解。得到的次优轨迹在初次再入段通过线性反馈策略进行修正,二次再入段通过Apollo末段制导算法进行进一步修正,得到最终的参考轨迹。研究了跳跃式再入标称轨迹制导算法。1)设计了跳跃式再入标称轨迹制导律的框架,初次再入段跟踪参考阻力加速度-速度或者阻力加速度-能量剖面,二次再入段采用Apollo末段制导算法。2)研究给出了初次再入段阻力加速度-速度剖面的线性反馈跟踪算法。线性反馈算法跟踪阻力加速度和阻力加速度变化率,偏差动力学渐进稳定,并根据阻力加速度曲线的性状在高速区和低速区采用不同的反馈系数。3)研究给出了初次再入段阻力加速度-能量剖面的非线性预测控制跟踪算法。将预测跟踪误差表示为依赖于控制量的截断的泰勒展开式,然后寻找使得目标函数最小的控制量,其中目标函数是预测误差的函数。得出最优控制量后,再根据轨迹长度误差对最优解进行修正,得到最终的滚转角指令。研究了跳跃式再入数值预测-校正制导算法。1)纵向制导中,利用线性加常值的方式将滚转角参数化后进行轨迹预测,并利用割线法进行纵程偏差的校正。2)横向制导针对传统单漏斗方法的不足,研究了基于开伞点偏置策略的横程制导改进方法,在初次再入段通过瞄准虚拟开伞点从而将最终段开始时刻的横程控制在漏斗范围之内。3)针对预测校正算法中没有考虑路径约束的不足,研究了两种卸载方法:外环预测式卸载方法以及基于双时间尺度理论的内环预测式卸载方法。前者在轨迹规划时不考虑过载约束,而是在制导回路之外进行过载峰值的解析预测并根据预测结果对滚转角指令进行修正。后者在轨迹规划时就考虑过载约束,通过对滚转角进行修正规避掉不可行的轨迹。论文深入研究了跳跃式再入轨迹规划与制导问题,研究成果可为我国未来的跳跃式再入返回轨道设计提供参考。