高超声速飞行器(Hypersonic flight vehicle,HFV)具备高马赫数飞行条件,能够大幅度缩减战场上敌方采取应对措施的时间,同时能够降低世界上现有防御系统的有效性,已成为新式导弹武器研究的发展方向。轨迹规划及制导技术是飞行器整体设计的核心,是再入任务成功与否的关键。其设计不仅要考虑飞行过程中极高的马赫数和大跨度的飞行空域,更要考虑实际任务必须面对的进入测控区域并避开禁飞区域的场景,这给再入过程的研究带来一定的困难。因此,在复杂多约束条件下进行轨迹优化及制导技术的研究具有实际意义。本文以高超声速再入飞行器为对象,分析并研究了符合实际要求的多约束条件并给出了相应的数学模型;主要对HFV多约束再入轨迹快速优化及制导两个方面展开系统研究。主要内容如下:第一,针对HFV再入过程中面临测控区和禁飞区的轨迹设计问题,提出一种基于Gauss伪谱法(Gauss pseudospectral method,GPM)的分段轨迹优化策略。将轨迹优化的最优控制问题由整体向多段转化,再根据GPM将各段轨迹离散化,进而将连续多段最优控制问题转化为非线性规划问题(Non-linear programming,NLP)进行求解。同时,考虑到HFV再入飞行的快速性和工程实用性,提出了再入时间、弹道倾角以及航向角相关指标的加权性能指标,同时保证了轨迹规划快速、再入轨迹平滑以及控制量变化平缓等实际需求,提高了计算效率。第二,基于标称轨迹法(Reference ground track,RGT),采用普遍用于解决工程实际问题的比例-积分-微分(Proportion-Integration-Differential,PID)控制方法设计制导律及控制律。在HFV纵向标称轨迹上按高度、马赫数和弹道倾角选取特征点,根据“瞬时”平衡的定义,在特征点处对系统进行配平计算及线性化,将非线性跟踪问题转化成一个线性时不变稳定问题(Linear time-invariant stability,LTI),通过线性时不变稳定性理论,使整个闭环系统沿着轨迹稳定。求取线性化系统下所设计的制导回路各通道增益,进而对原非线性系统进行控制,以升降舵为控制器输出,同时为系统输入,最终成功实现再入轨迹的纵向制导。