升力式高超声速飞行器具备较大的机动能力,可实现远程快速精确打击任务。由于再入环境复杂,再入轨迹具有非线性、强约束的特点,设计精度高、鲁棒性强的制导律有一定的难度。本文以研究升力式高超声速飞行器的再入制导技术为目标,以通用航空飞行器(CAV-H)为研究对象,在改进的气动模型下,研究了利用预测校正方法的再入制导律设计问题。论文首先根据再入过程的特点,在半速度坐标系下建立了三维再入运动方程,并分析了再入过程中所要满足的约束条件。为使仿真更加接近实际,气动模型需要有较高的精度。本文利用气动实验数据,在同时考虑攻角与速度因素的情况下,通过辨识得到了一种改进的气动模型,并与一般的攻角多项式模型进行了对比。利用改进的气动模型,本文进行了再入走廊及初始下降段的仿真。由于改进气动模型的引入,对比于一般的气动模型,本文分析了再入走廊和初始段轨迹的变化情况。针对再入走廊约束的施加问题,本文采取一种将再入走廊约束转化为控制变量约束的间接施加方法。本文为寻求较高的落点精度,将制导律的设计分两段进行。第I段,在纵向利用再入航程进行预测制导,在侧向设计横程边界使飞行器向目标飞行;第II段,纵向利用高度进行预测制导,侧向设计横程边界使飞行器到达目标点。最后通过仿真证明,该制导方法可在不同的初始条件下到达同一目标,并达到预定的落点精度。