嫦娥六号任务实现了国际首次月背无人采样返回。飞行方案规划是探测器总体设计中重要的工作之一。传统的飞行方案规划方法通常将飞行方案规划转化为约束优化问题，存在着约束条件不能直接满足的缺点，并带来设计变量多、计算效率低、物理意义不明确等问题。提出了一种新的基于任务几何的飞行方案规划方法。该方法通过空间任务几何分析，充分利用地月和月地转移轨道对近月点位置的约束、日地月天体运动约束以及采样点与环月轨道面的几何约束，降低了设计变量维度，进而直接导出了飞行任务规划结果。该方法由于任务几何条件直接满足设计约束，因此大幅度提升了计算效率，同时还具有几何意义直观明确、设计结果易于验证等优点。该方法已经成功应用于嫦娥五号和嫦娥六号任务的飞行方案规划和轨道设计中，对后续月球探测型号也有推广和应用价值。

鹊桥二号整个寿命期间提供中继服务的任务有嫦娥六号、嫦娥七号、嫦娥八号、嫦娥四号，以及国际合作的月球探测任务。为了满足嫦娥六号多发射窗口下各飞行阶段的中继要求，首先从任务分析的角度介绍鹊桥二号中继星为匹配嫦娥六号任务的轨道设计过程和方法，采用环月大椭圆太阳同步冻结轨道满足了嫦娥六号通信距离、通信覆盖、发射窗口和轨道相位的需求；然后在最省燃料约束下，对各阶段轨道的运行方式和轨控策略进行优化，采用四脉冲联合优化的轨控策略，以较少的速度增量大幅改变轨道升交点、倾角和近月点幅角；最后给出了在轨飞行和对嫦娥六号中继支持等情况。鹊桥二号卫星在国际上首次采用月球低能捕获轨道，实现了环月轨道升交点赤经的大幅更改；也是国际上首次采用环月大椭圆太阳同步冻结轨道，实现了对月背南极目标的近距离、长弧段的中继。鹊桥二号飞行结果和轨道设计结果一致，保证了嫦娥六号世界首次月背采样返回任务的成功实施，设计方法可为后续深空探测任务轨道设计提供参考。

针对中国嫦娥五号无人自主月球轨道交会对接任务特点，设计并实现了一种将单通道干涉仪与转动机构融合的角捕获与跟踪测量、双单程伪码测距与载波测速、TURBO编码扩频通信多功能集于一体的毫米波交会对接雷达体制，并对该新体制雷达系统的具体组成、工作过程、测量与通信方法、设计性能及验证进行了说明。新系统具有多元信息测量与双向通信一体化、宽视场、大距离动态、测量精度高、抗多径能力强以及小型轻量化、低功耗等特点。经地面及实际在轨应用验证，该毫米波雷达系统首次实现了月球轨道无人交会对接全程高精度测量与双向通信，性能稳定，测距动态范围可达0.2m到397km, 精度可达±0.017m, 测角视场范围可达360°×130°, 精度优于±0.07°。该系统可应用于嫦娥六号任务。

Space solar power (SSP) system, a major type of space-based power-generating equipment, is an important infrastructure providing massive, continuous, and stable green electricity by utilizing solar energy in space. Many countries and organizations consider SSP to be one of the most promising clean energy sources. The historical activities of SSP in the world are summarized. This review focuses on the significant development of SSP during the last 10 years, which is the most important period for SSP. The latest international SSP development programmes in the United States, ESA, Japan, China, UK and Korea are presented. Some significant solar power satellite(SPS) concepts proposed in the decade, including typical SPS-ALPHA, MR-SPS, CASSIOPeiA SPS, et al., are introduced. The technical and non-technical challenges are also listed and several important in-space demonstration missions in recent years and in the near future are introduced. The conclusion is that the next 5 to 10 years will be an important period for rapidly developing the key technologies and conducting on-orbit demonstration and application. Controlling the mutual position relationship between the solar array and the transmitting antenna becomes a core issue to be considered in the innovative design of the SPS. Wireless power transmission technologies would be the demonstration focus for the first step. It is expected that the first commercial SPS would be constructed as early as 2040.

考虑现有的空间太阳能电站方案多为概念性设计，综合性能较差，提出了一种高可行性的圆柱形模块化聚光空间太阳能电站（space solar power station via cylindrical modular concentrator array，SSPS-CMCA）工程设计方案。首先，分析了各国学者和组织提出的空间太阳能电站方案，从结构、控制、外形等多角度列出了方案组合表，并归纳出一套针对空间太阳能电站设计的方案标准，再根据该标准提出一种高可行性的工程设计方案。随后详细描述了该方案的结构设计，并分析了各方面性能和1GW模型的系统参数。最后给出了该模型从地面实验到太空组装运行的全流程建设方案。

透镜式薄壁杆是空间太阳能电站薄膜电池阵的主支撑杆，目前常用的控制其展开的有源驱动机构的收拢包络及质量均较大。优化支撑结构展开控制方法，提升薄膜电池阵收藏效率，是实现超大型、轻量化空间电站建设目标的重要途径之一。鉴于此，充分利用复合材料薄壁支撑杆的弹性自恢复特性，开展无源自驱动展开方法研究。首先，建立透镜式薄壁杆的仿真模型，分析薄壁杆的压扁与卷绕收拢过程力学响应，得到其收拢后的应力应变数据；然后，选用柔性粘扣作为薄壁杆的展开约束控制单元，通过仿真分析得到其剥离过程的力位移曲线；最后，采用数据传递方法，建立带预应力的薄壁杆展开动力学模型，并在此基础上构建柔性粘扣模拟单元，分析柔性粘扣的力学性能对薄壁杆展开过程的影响。结果表明，通过调节柔性粘扣连接力，可以实现透镜式薄壁杆的无源自驱动有序展开。薄膜电池阵主支撑结构的无源自驱动有序展开，为进一步降低电池阵机构复杂度与质量、提升收纳比提供了方向指引。

压紧堆叠结构由于对整流罩空间利用率高、入轨后易于分离再组装等特性，在空间太阳能电站、大型天线等空间结构中具有应用潜力。压紧堆叠结构组件多、连接形式复杂，基于离散加速度传感器的模态试验方法无法监测到结构全场模态信息，对于局部连接结构的模态难以评估。因此对一种面向空间压紧堆叠结构的数字孪生模态试验方法进行了研究。首先，建立压紧堆叠结构的高精度仿真模型并进行模态分析，得到结构振型；然后，使用锤击法开展模态试验并采集加速度传感器数据；最后，对仿真分析数据和试验传感器数据进行数据融合，构建压紧堆叠结构数字孪生体，实现全场模态的实时监测。数字孪生体振型预测精度达到99.7%、基频误差为2.6%，从传感器采集数据到完成数字孪生体计算和云图显示，用时2 s。结果验证了提出方法的高预测精度和效率，表明了该方法对提升空间结构模态试验监测范围的有效性。

为控制同位素热光伏电源的热源温度，提高热电转换效率，提出了基于气凝胶离散间隔高温多层的高温热控方法，并建立了相应的热模型。对不同热源功率工况进行仿真，热源温度的计算值与试验结果吻合良好，验证了模型的准确性和适用性。利用模型分析了同位素热光伏电源热性能，结果表明：针对该构型电源，当发射器发射率为0.145、反射屏发射率为0.162时，热源温度为1078℃；热源温度随发射器发射率和反射屏发射率的下降均呈单调升高趋势；高温多层单元数小于20时，增加单元数可显著提升多层隔热性能。研究结果为同位素热光伏电源热设计和优化提供了依据。

传统的有效载荷进入、减速与着陆技术已不能满足航天事业迅猛发展的需求，充气式与机械展开式气动减速器具有可折叠、体积小、质量轻等特点，有望应用于各类航天飞行器的减速着陆。围绕充气式与机械展开式气动减速器，介绍了研究进展与现状。首先，介绍了各国开展的充气式与机械展开式气动减速器飞行试验进展情况；其次，针对充气式气动减速器，介绍了结构构型、气动力、气动热特性及气动弹性的技术研究进展；接着，梳理了机械展开式气动减速器的研究现状，围绕结构设计与优化、气动力、气动热特性及姿态控制方面的技术进行介绍；最后，对气动减速器未来技术发展提出了相关展望，为后续运载火箭子级、航天器等回收指出了一种新的可能途径。

针对薄膜航天器降轨拦截目标时轨道摄动影响精度的问题，提出了一种基于最优攻角与侧滑角的轨道控制优化算法。该算法首先基于薄膜航天器的轨道动力学特性，计算出降轨的可拦截区域，并判断空间目标是否处于该区域内，减小最优轨道的搜索范围；然后借鉴再入航天器控制攻角与侧滑角的策略，在薄膜航天器固定攻角的约束下，以最小脱靶量为目标函数，使用粒子群算法求解出攻角的最优解；最后针对地球非球形摄动，通过添加侧滑角，实现了对拦截轨道法向的微调，从而提高了拦截概率。仿真验证表明：在理想引力场与非球形摄动修正后的引力场中，薄膜航天器均可实现对低轨共面目标的拦截，且具有良好的末端精度。工作可为太空垃圾的清除提供一种新的思路，同时也对发展新型低成本的轨道拦截研究具有一定的参考意义。

基于中国空间站太阳翼挠性振动测量和动力学参数辨识需求，中国首次在轨成功应用了无线加速度计传感器网络。首先介绍了天和核心舱、问天实验舱上的无线传感器网络架构设计，然后针对挠性辨识多源数据融合需求,提出基于无线时延自主寻优补偿的应答式TCP/IP校时策略和基于无线基准节点的广播式UDP校时策略。针对无线节点通信链路可能被太阳翼阵面遮挡而造成的测量中断问题，提出基于中继代传的自主无线网络拓扑动态管理策略，实现了振动测量数据的高可靠传输。总结了天和舱、问天舱无线加速度计传感器网络在轨应用情况，通过飞行实测数据证明实现了TCP/IP 模式下校时精度优于 20ms、UDP 模式下校时精度优于 70ms 的时间同步能力;以太阳翼 180°转角下的主动激振工况实测数据评估了无线网络的高可靠采集能力，满足太阳翼模态辨识要求。最后基于空间站太阳翼振动测量飞行试验情况，对未来无线传感器网络的在轨广泛应用提出了几点启示。

针对大规模低轨卫星网络流量监测方法不灵活、网络突发事件响应慢，提出一种基于带内网络遥测的大规模低轨卫星网络流量监测方法。为了减少大规模低轨卫星网络流量监测的开销，所提方法结合低轨卫星网络拓扑高动态的特点，提供基于最短路径的域内汇聚节点选择和基于微突发的领导节点遥测信息上报，实现了流量中异常状态信息的快速监测和上报。域内汇聚节点选择策略通过计算最短路径和时延获得域内的汇聚节点。领导节点遥测信息上报策略通过监测网络的微突发节点，并令该微突发节点直接上传遥测信息至汇聚节点。仿真结果表明，相比于传统的监测方法，所提方法可以降低遥测包开销，实现突发流量的低开销灵活监测。以500个节点的LEO卫星网络规模为例，路径长度为7跳的网络遥测平均开销可降低27.77%。

针对中高轨卫星在轨时间长、末期温度增量大的特点，通过分析一颗MEO导航卫星在轨5年的数据，结合卫星热控设计与轨道外热流，探究常用涂层OSR二次表面镜的等效综合退化特性，以及散热面设计对星上温度长期变化的影响，以优化热控设计，得到长寿命、高可靠的设计方案。研究结果表明，OSR的综合退化特性适用于工程中热控设计及温度预示，提出的外热流归一化处理方法适合用于涂层综合热控性能退化与在轨温升研究。文中散热面设计对温度长期变化的影响分析及相关建议对中高轨卫星长寿命设计有工程参考价值。

针对平面气浮台仿真试验喷气实验时间短、控制精度低的问题，提出基于旋翼小推力差分的改进模糊串级控制方案。首先,对旋翼推力特性进行了建模研究，对比了单通道旋翼与喷气推力输出特性异同，阐释了小推力旋翼推进代替喷气的可行性；其次，针对旋翼推力存在的死区问题，提出了小推力差分的旋翼推力分配，解决气浮台控制工程应用难点；最后，设计了基于小推力差分的模糊自适应串级旋翼推力控制器，并在此基础上引入了修正系数对内外环传递中间量占比进行在线调节，提高了气浮台位姿收敛速度、控制精度和鲁棒性，同时可对速度曲线进行平滑。结果表明，对单位阶跃信号的快速位移跟踪调节时间小于40s，控制精度小于0.4mm，误差标准方差2.2×10^-4，该方法可实现平面气浮台在小推力旋翼作用下快速、准确轨迹跟踪的控制，为平面气浮台准确模拟空间运动提供了一种新思路。

在地面测试微推进器的推力时，由于受到地表的重力加速度和环境振动等因素的限制，使得高精度的推力测量和标定十分困难，需要专门设计精密的推力测试台并对其受扰动的特性及抑制方法进行研究。介绍了根据水平轴扭摆的原理实现的一种精度和量程可调的集成化的竖直扭摆式（VP型）微推力测试台。该测试台运用差分测量方法，进行了整体探头小型化和线缆集成化设计，有效抑制了环境噪声，提高了稳定性和使用便利性，同时进行了程控重力和电磁力标定。测试表明，在普通实验室环境下，测试台在精细模式下的分辨率可达10nN，频谱噪声达到10nN/Hz^1/2@10mHz, 量程达到1mN；通过开关转换到大量程下的测量范围达300mN以上，负载330g时的响应带宽为DC-10Hz，测量的相对精度达到1%，可满足各种类型的高精度或大推力微推进器在地面的推力标定和性能测试需求。

针对分布式卫星系统中的安全传输问题，提出两种基于窃听者位置信息的安全波束成形算法，以提升系统的安全性能。在考虑窃听者位置信息不准确的情况下，建立发射功率最小化和合法用户安全速率最大化为目标的优化问题。为求解上述优化问题，首先，基于窃听者的位置信息推导出信道误差的范数界。其次，针对这两个非凸的优化问题，分别利用三角不等式和柯西施瓦茨不等式等数学方法处理信道误差，并进一步提出了基于角度信息的分布式鲁棒波束成形算法，以较低计算复杂度求解得到分布式波束成形权矢量的闭式解，为未来分布式卫星通信系统的部署与应用提供了参考。最后，计算机仿真验证了所提算法的有效性，相较于传统半正定规划算法，能够以较低的复杂度实现安全通信，同时相较于非鲁棒算法，性能提升约30%。