月球参考架是实现高精度月球导航、测绘及科学探测的战略性基础设施。本文系统综述了月球参考架的定义、实现技术与发展趋势。阐述了月球参考架的基本概念，包括月球参考系和月球参考架的区别，重点分析了主轴（PA）坐标系与平均地球/自转轴（ME）坐标系这两种主流定义的实现原理及其相互转换关系。系统梳理了月球参考架的维持与精化技术，涵盖月球激光测距（LLR）、甚长基线干涉测量（VLBI）和摄影测量等技术。探讨了地月导航系统对实现月球参考架的作用，地月导航系统作为地月空间核心基础设施，是构建月球参考架的关键技术支撑。未来月球参考架的发展将聚焦强化高精度观测技术，完善多源数据联合处理，加快标准化进程，强化国际协同，推动国际月球参考架成为全球统一的月球时空基准，服务人类月球探测。

介绍了月球标准时间问题的由来，用广义相对论和4维时空同时性原理，定义局域标准时间。为实现月球时间的统一，考虑三步走的递进阶段：第一阶段依赖地球上的标准时间进行溯源,适用于月球表面和轨道尚没有确定的时钟，不具备在月球本地复现时间单位的情况；第二阶段适用于月球表面存在至少1台能复现国际单位制（SI）秒的时钟，被计量管理机构授权为月球本地时间基准，本地时钟产生的原时经过转换变为坐标时后，广播授时，此阶段月球标准时间独立于地球；第三阶段适用于至少4台及以上守时装置布设在月球空间和月面的情况，采用去中心化的守时和授时方法，将时间标准溯源到约定的规则上，计量管理机构不直接授权时间基准，而是分配守时装置编号，维护约定规则。时间用户从广播的时间戳信息中解算本地时间和位置，与当前的全球卫星导航系统（GNSS）的理论基本相同。月球标准时间将独立于地球上的标准时间，为满足两地时间用户需要，守时装置还应不断观测并发布两地坐标时的对照表，以及地球和月面历法对照表。所述的三个阶段，将为确立《月球标准时间定义》计量技术规范提供支撑。

为了减小系统偏差对恒星光行差导航性能的影响，提出一种基于参数化模型和扩展卡尔滤波器（Extended Kalman Filter, EKF）的系统偏差估计和补偿方法。将系统偏差统一描述为敏感器相对安装误差的形式，建立了综合考虑航天器运动状态、敏感器测量噪声和系统偏差等因素的恒星光行差导航偏差校正系统模型。在此基础上，设计了同时进行系统偏差校正和定位测速解算的导航滤波器。通过计算导航系统的克拉美劳下界（Cramer-Rao Lower Bound, CRLB），分析了系统偏差自校正方法的可行性。以环绕中心天体飞行的航天器为例开展数学仿真研究，结果表明，所提方法能够有效抑制系统偏差的不利影响，在恒星角距测量精度为0.1″的情况下，经过系统偏差校正，恒星光行差导航定位精度由约50km提升至3km以内。与文献中已有方法将系统偏差建模为恒星角距测量偏差的处理方式相比，所提方法的主要优势在于待估计的状态量维数与恒星角距观测量的数量无关，有利于简化星上导航算法设计。

自主地形相对导航是未来行星探测任务中的一项关键技术。传统的地形相对导航方法通常依赖陆标检测与图像配准，即通过导航图像与星载地图间的数据关联实现飞行器的相对位姿测量。测量值与地图的匹配问题是一项复杂且资源密集型的任务，且对于星上先验状态精度要求较高。特征匹配是计算机视觉领域中的一项关键任务，其目的是通过鲁棒的视觉模型，实现真实变化场景下稳定及准确的图像配准。本文针对未来深空地外天体探测任务中的自主光学导航问题进行了研究，首次提出了RoMa-TRN，即一种基于RoMa特征匹配的无地图自主地形相对导航方法。针对单目相机的连续影像，该方法使用视觉预训练模型进行前端特征匹配，并构建视觉里程计，求解最小二乘问题实现帧间飞行器的运动方向估计。该测量值可作为星上导航滤波器的输入，用于更新飞行器状态。实验结果表明，相比于其他特征匹配方法，本文所述方法在不同光照及视角变化条件下均能实现准确及鲁棒的图像配准。在太阳高度角为1°及89°的极端工况下，本文所述方法未见显著性能退化。在10km轨道高度上，本文所述方法可达到约0.03°的运动方向估计精度，可为导航滤波器提供高精度的运动方向观测。

本文研究了基于环形山视觉匹配的轻量化环月飞行器自主定位方法，解决传统方法中对地面测控系统依赖过高的问题，提升飞行器定位的自主性和时效性。提出了一种基于相邻环形山群的视觉匹配算法，通过动态调整机载相机焦距，将拍摄图像中的几何信息与实际环形山地理信息匹配，利用相机位姿估计算法进行飞行器定位，并对定位结果进行滤波处理。以相邻环形山质心点群几何信息矩阵代替月面环形山图像作为基本单元建立数据库，提取拍摄图像几何信息作为匹配元素，以轻量化的方式减少视觉匹配的数据量。建立月球环月飞行器系统模型进行仿真实验，结果表明，提出的环形山视觉匹配算法在不同高度下的总体平均匹配成功率高于93.24%。经过动态焦距调整与滤波处理后定位表现良好，总体有92.59%的定位误差结果小于1km，定位误差均值为0.2727km。因此，该方法可实现环月飞行器通过自身拍摄的图像实现自主定位，在未来的深空探测任务中有着一定的潜在应用前景。

作为中国太空探源科学卫星计划任务之一，鸿蒙计划拟通过多颗绕月飞行的小卫星，在月球背面实现首次高分辨率超长波巡天，打开射电天文电磁观测的最后窗口。为验证任务在实际工程条件下的成像可行性，亟需可支撑百亿级基线与亿级像素处理的端到端并行仿真框架。构建了一个基于单机并行计算的端到端仿真框架，涵盖可用基线筛选、可见度数据生成、地月遮挡判定与图像重建等环节。围绕大规模观测数据的生成与处理提出针对性的数据切分策略，并建立成像链路的工程可行性评估方法。面向全天区与局部天区两类应用场景，进一步开展了常规观测及多子星失效情形下的成像质量分析。仿真试验初步表明，低分辨率全天区成像可获得SSIM=0.9985、PSNR=57.9568，高分辨率局部天区成像可获得SSIM=0.8399、PSNR=23.9138；随着可用基线数量增加，重建图像的SSIM与PSNR指标逐渐提升，并在达到一定观测时长后趋于稳定；在多达2颗低频子星在观测后期失效的情况下，成像质量未显著下降；所提出的切分与并行策略能够在单机内存不溢出的前提下，完成可见度数据生成与大规模方程组求解。提出的端到端并行仿真框架能够有效支撑鸿蒙计划在常规观测及部分子星故障条件下的成像性能评估，具备良好的工程可落地性。该框架为后续向高性能GPU集群迁移奠定了技术基础，并有望推广至其他大规模射电干涉阵列与深空电磁成像任务。

联邦学习面临的核心挑战之一，是如何有效解决客户端数据的非独立同分布特异性。现有研究缺乏一种能够跨越不同非独立同分布场景、统一量化数据差异并公平评估算法鲁棒性的通用度量指标。本研究旨在解决这一空白，探索对分布式节点间非独立同分布程度的普适量化方法。本研究提出一种基于领域漂移的度量方法（DSM）。该方法的核心思想是，通过预训练的特征提取网络，将难以直接计算的高维原始数据分布差异，映射到特征空间中，转化为可计算的领域漂移问题。具体而言，通过计算各节点特征分布与全局特征分布之间的Wasserstein距离，并进行加权聚合，从而实现对非独立同分布程度的、与模型无关的定量描述。在MNIST和Fashion-MNIST数据集上，构建了5类典型的非独立同分布场景进行验证。实验结果表明：DSM能够有效区分这5类场景内部及相互之间的偏置程度，其灵敏度显著优于欧氏距离、余弦相似度等4种传统非参数度量方法；利用DSM将不同场景校准至相同的非独立同分布程度后，对4种联邦分类算法和4种联邦生成算法进行了公平评估。评估一致表明，在分类任务中Scaffold算法综合性能最优，在生成任务中BGAN算法表现最佳。这证明了DSM支持跨场景公平比较的有效性。本工作提出的DSM度量，首次为联邦学习提供了跨非独立同分布场景的统一量化基准。该方法是模型无关的，不仅为算法评估与优选提供了理论工具，也为应对航天卫星星座等天然具有非独立同分布特性的分布式系统协同学习挑战，提供了关键的量化设计依据。

数据链终端与卫星协同构建的空天信息网络架构可有效扩展通信覆盖。针对数据链多用户灵活接入及通信网络抗毁顽存要求，开展星载相控阵空域抗干扰技术研究，并提出一种联合功率倒置和解重扩处理的自适应波束迭代算法。首先采用功率倒置法对大功率压制性干扰进行抑制，保证接收机可以进行接收同步；然后通过解重扩处理获取时延、频偏等粗同步信息，完成本地参考信号构建；再引入串行干扰对消处理，去除接收阵列信号中用户多址干扰的影响，从而最小化波束形成权值与信号实际入射导向矢量之间的误差；最后通过二阶LMS迭代实现自适应抗干扰波束权值快速稳健迭代。以6元均匀线阵、强干扰、多用户入射场景为例进行仿真验证，结果表明，提出算法输出信干噪比提升接近理论增益值，明显优于已有算法性能。通过对比验证可得，提出的自适应抗干扰接收波束设计算法不仅可保证强干扰入射下的可靠接收，还可有效对抗用户间多址干扰及系统频偏估计误差的影响，实时自适应地迭代更新空域多用户波束权值，具有更优的抗干扰多用户接收性能，充分满足空天信息网络抗毁顽存、动态适变的需求。

异常检测是保障航天器健康在轨运行的重要手段。已有的异常检测算法依赖高质量的训练数据，用于通常是不完整的航天数据时会显著降低其检测性能。针对不完整航天数据，对如何评估其对异常检测算法性能的影响进行了研究。首先，基于缺失值对模型输入的影响，提出了三种粒度的缺失程度度量。然后，设计基于缺失度量的模型泛化性能度量方法，并理论证明检测模型性能退化的上界。最后，基于性能度量方法，设计异常检测算法性能退化预测算法ADForecast。该算法能够准确预测特点缺失比例下的异常检测准确率，并能够与各类异常检测算法集成。实验结果表明，该算法可以高效精准的预测大部分缺失比例下的多种异常检测算法的性能，使用相似航天器历史数据预训练参数的预测误差低于5%。

针对航天器编队飞行系统存在的节点多、拓扑复杂、计算量大等挑战，传统集中式状态估计因通信与计算压力大、容错性低而难以适用。本文提出了一种基于分布式观测器网络的区间状态估计方案。每个局部观测器仅利用部分输出信息和给定的通信拓扑与邻居观测器进行交互，通过协同机制完成对全局状态的联合估计。基于正系统理论，本文建立了保证系统真实状态始终包含于估计区间的理论判据。进一步地，通过结合李雅普诺夫稳定性理论、黎卡提方程与区域同步理论，给出了确保观测误差动态系统实现一致有界稳定的充分条件。数值仿真验证了所提分布式区间估计策略的有效性与可行性。该方法在保证理论严密和便于实现的同时，能显著降低系统开销：与同类分布式方法相比，通信量减少70%以上；与集中式方法相比，计算复杂度随规模扩大可降低90%以上，从而大幅提升了系统的可扩展性、鲁棒性与实际应用潜力。

为改善平板霍尔推力器（Planar Hall Thruster，PHT）在开放空间中工质迅速扩散导致电离不充分的问题，设计并测试了一种带有浅气腔的新型变截面平板霍尔推力器（Planar Hall Thruster with a Gas Chamber，PHT-C）。采用实验方法，对PHT-C与PHT的放电特性、推力性能与束流特性开展了比较分析。实验表明，PHT-C具有更低的点火电压，这得益于浅气腔对工质的汇聚效应。PHT-C的推力与比冲均优于PHT，在功率低于500W时，PHT-C最大推力与比冲分别达到15.8mN和1828.0s。在高阳极电压、中低阳极流量工况下，PHT-C更高的工质利用率与束流发散效率使得其阳极效率升高，阳极效率较PHT最大提升35.0%。此外，PHT-C的束流分布由经典PHT的三峰结构转变为更集中的双峰结构，有助于减少离子束流对周边器件的溅射。本研究通过在PHT中引入浅气腔缓解开放空间中工质扩散过快的问题，提升了推力器性能，为PHT的优化设计提供了新的技术途径。

温度分布对大功率霍尔推力器的工作稳定性与可靠性具有显著影响。为获得LHT-200E霍尔推力器在额定功率工况下的热耗及温度分布情况，采用有限元分析对推力器分别进行了12.5kW工况下的热模型验证及校准，以及15kW额定工况下的热特性分析及热设计。通过仿真获得LHT-200E霍尔推力器在改变放电室支架材料、添加不同位置的散热片或散热板、导磁底座分体3种热设计方式下的温度场分布情况，验证热设计的有效性。结果显示：当推力器工作在12.5kW工况下，总热耗为2510W，即占总功率20.1%时，温度模拟结果与实测值最为接近。最大误差出现在推力器内线圈且达到了6.2%，主要是由于接触热阻设置不准确，但误差在热模型建立允许范围内。同时经仿真比对，针对15kW额定工况，在合理运用3种热设计的情况下，导磁底座的温度最大可降低约50℃，内线圈的温度可降低约40℃。3种热设计方式中，添加散热板是最显著的降温设计，而改变放电室支架材料与导磁底座分体的效果则不显著。通过对比3种热设计方式结果，采用高导热率放电室支架材料结合散热板设计，可有效降低推力器关键部件温度，改善其温度分布情况，提高任务可靠性。

针对着陆器发动机推力存在不确定性导致着陆精度差的问题，提出了一种基于递归二次规划（RQP）的动力显式制导（PEG）方法。首先，将着陆过程划分为两个不同推力大小的阶段，应用PEG求解各阶段的制导律，以推力切换时刻的高度和速度作为参数，采用RQP方法进行参数优化。在优化过程中，采用变尺度法近似估计Hessian矩阵以求解下降方向，并引入梯度裁剪与随机参数扰动策略，避免算法陷入局部最优。采用蒙特卡洛仿真验证了所提方法的有效性和鲁棒性。结果表明，所提方法对于不同期望航程、参数初值和推力偏差均能正常收敛。此外，与传统PEG方法相比较，所提方法显著降低了航程误差和燃料消耗，尽管计算时间有所增加，但仍在星载计算机进行在线制导的可接受时间范围内。 所提方法有效提升了着陆器在推力不确定性环境下的定点着陆精度，为月面软着陆任务提供了一种具有高可靠性的可行技术途径。

面向超精超稳超敏捷（“三超”）航天器在轨自主运行的需求，针对其结构模态参数辨识问题，提出一种全自主、高精度的在轨辨识方法，以克服传统地面处理方式实时性差、人工干预多的局限。该方法基于作动器扫频数据，通过Savitzky-Golay滤波器实现频响数据降噪，在保留峰值特征的同时显著抑制高频噪声；提出了基于复平面运动速度的峰值检测算法，识别不显著模态；利用导纳圆拟合理论计算各模态频率、阻尼比与增益，并通过分频段最小二乘优化方法全面提升参数估计精度。数值仿真表明，在噪声与扰动下，该方法仍能准确提取模态，优化后频响曲线与理论模型高度一致。最后通过全物理试验验证了其在真实噪声环境中的有效性，有效识别出不显著模态共振峰，最终辨识得到的结构传递函数与实测数据吻合良好，为“三超”航天器高性能自主控制提供了关键技术支撑。

针对交会对接产品小型化轻量化需求，提出一种基于MEMS二维扫描驱动单元的激光雷达。为满足远距快速捕获稳定跟踪的指标要求，设计了光学系统以确定能量参数，设计了MEMS扫描驱动方式与搜捕方法，并设计了地面远距离搜捕验证试验。首先设计基于MEMS的激光雷达光学系统，根据空间合作目标回波能量模型分析确定30km级远距探测需求下光纤激光器、APD探测器、MEMS摆镜、光学收发系统及激光合作目标关键参数；其次设计MEMS单元的“李萨如”单帧扫描曲线与“回字形”多帧扫描搜捕策略；最后分析了地面条件下大气双程透过率对最远测距能力的影响，以及湍流大气下的光强起伏与光斑漂移效应对地面试验的影响范围，搭建地面远距离搜捕试验平台，设计地面静态威力试验和动态挂飞试验。在地面28.6km处，15s内快速捕获目标并满足±5(°)/s的动态性能。通过试验，验证了MEMS激光雷达的光学系统设计满足在轨30km级测距能力，搜捕策略设计满足快速捕获与稳定跟踪要求，为未来交会对接任务小型化轻量化激光雷达产品应用奠定基础。

索预应力是索网结构有限元建模的重要参数。针对大型索网结构中各索耦合度极高，传统频率法难以准确测量索预应力且识别效率低的问题，提出了一种基于多实验灵敏度的预应力修正算法。与单组实验相比，多组实验能够扩展灵敏度信息、打破原有的列间近线性相关、改善秩亏性并提升辨识精度，但同时也可能导致灵敏度矩阵信息冗余、增加计算负担或病态条件引起噪声放大等问题。结合摄影测量获取节点实测位移，以最小化有限元计算位移与实验位移的RMS误差作为修正目标；通过有限差分法在多个载荷工况下构造并组装灵敏度矩阵并验证其可辨识性；引入参数感知的Tikhonov正则化抑制病态放大与越界更新，并通过留一交叉验证（LOOCV）自适应调整步长。使用本算法分别对径向肋索网天线中的单片平面索网结构和复杂空间索网结构进行预应力修正，通过5次迭代使预应力精准度分别提高了96.73%和85.74%。该方法具有较高的精度，为大规模索网结构的预应力在线校正提供了可靠工具。

太赫兹通信系统具有传输容量大、终端体积小、传输安全性好以及频率资源丰富等优良性质，在黑障、日凌等特殊情况下有独特的通信能力。综述了国内外发展现状，并选取220GHz作为工作频率，构建以高中轨中继卫星为主的太赫兹空间通信系统，进行链路预算。计算结果表明，太赫兹通信系统实现星间高速数据中继、星地海量数据回传是可行的。最后，对未来太赫兹卫星通信系统的技术发展进行了展望。

在对深空探测微弱信号或探测器高动态弧段进行干涉测量时，需要高精度干涉测量时延模型。理论分析了时延率模型对相关处理的影响，发现积分周期越长，时延率模型精度要求越高。在初始时延模型的基础上，提出了一种基于多积分周期互谱相位最小二乘处理的高精度时延率模型精化方法，即对多个积分周期的互谱相位进行最小二乘解算，获取残余时延率并修正初始时延率模型；给出了时延率模型精度的评估方法。采用蒙特卡洛仿真和中国深空网实测数据对射电源信号和探测器信号进行了处理验证。结果表明，时延率模型修正后精度优于0.2ps/s，射电源残余时延估计精度改善最大约56%，探测器预报星历不准场景下干涉测量时延精度改善接近2个量级。所提方法有利于提高深空探测微弱信号及探测器高动态弧段的干涉测量精度，对后续远深空探测数据处理具有一定参考意义。

针对检错重发方法不适用于小卫星星间广播或组播通信方式的可靠传输，提出了一种星间网络数据可靠传输方法。利用原应用层空间包2~3字节的差错控制域，将原检错码改为纠错码，构造出可纠错空间包。通过对错误数据模型进行分析，对于包长512字节的空间包，采用了可纠双bit错误的BCH纠错方法，并给出了适用于卫星上实现的编码以及译码方式。新算法不仅不需要双向信道，适用于广播或组播，节约了体积、重量、功耗和成本，而且可以有效降低误包率，误码率为10-4时误包率下降约2个数量级，误码率为10-7时，误包率下降约5个数量级。