再入制导律根据导航系统提供的相关信号，给姿态控制系统提供制导指令，该制导指令应在尽可能大的干扰（如传感器测量误差）与不确定（如大气扰动、飞行器模型误差）飞行环境条件下，将飞行器准确地从再入点导引到指定的目标点，并保证飞行器在再入过程中不违背各种约束条件。再入制导过程中涉及的约束，主要包括热流率约束、热载荷约束、动压约束、过载约束和准平衡滑翔约束等。根据飞行器特性及飞行任务的不同，相应地会有不同的约束条件。再入制导对应的飞行阶段是衔接离轨制动段和能量管理段的再入飞行阶段，通常在距地面30km到120km左右的高度范围内。

再入制导一般分为两大类。一类是跟踪预先设计好的标称轨迹制导；一类是对落点航程进行预测，并实时校正控制量的预测校正制导。再入制导理论在20世纪50年代末至60年代初有了很大发展并趋于成熟，20世纪60年代初至80年代末，再入制导理论成功地应用于载人飞船和航天飞机，并取得了极大的进步。此后，具有自主性、自适应性和鲁棒性的制导方法如神经网络自适应制导律、模糊自适应制导律、滑模变结构制导律、模型参考自适应制导律、兼有标称轨迹法和预测校正的混合制导律等也逐渐进入研究高潮，这些方法已经广泛应用于再入制导中。

再入制导律的设计，应充分考虑姿态控制系统的能力，实现减小姿态控制系统的负担，提高再入轨迹质量并保证飞行器到达由自身能力决定的可达区域中的任意目标点，提高再入飞行器的任务适应性的目的。在实现上述目的的基础上，再入制导律应该在现有机载计算机技术条件下，提高算法运算效率并减小算法的资源占用率。