研究了考虑J2摄动、脉冲推力情况下，具有感知延迟的GEO（geosynchronous Earth orbit）轨道追逃博弈问题，建立了综合考虑燃料消耗、单次脉冲速度增量、脉冲时间间隔、任务时长、脉冲数量以及终端距离下的轨道追踪策略优化模型。涉及的优化变量包括脉冲个数、机动时刻序列以及脉冲增量序列。追踪航天器通过多次脉冲追踪目标航天器。为了提高问题求解效率，提出了一种利用Bernoulli混沌映射和最优值引导的改进蜣螂优化算法IBDBO（improved Bernoulli dung beetle optimization），并且为解决终端约束难以满足的问题，引入Lambert机动修正。通过与其他智能算法的对比试验，验证了本算法在收敛速度、收敛稳定性和优化效率上的优势。进而，在一些存在感知延迟的真实场景下的仿真验证了本算法规划追踪策略的有效性，探讨了博弈双方最小距离与目标航天器机动能力以及感知延迟时间之间的因果关系。

在快速轨道机动期间，针对固体推进作用下推力偏心、安装误差等因素带来的姿态强干扰问题，提出了一种基于推力矢量控制技术的航天器姿态欠驱动智能控制方法。首先，建立了航天器姿态误差动力学模型，并分析推力矢量控制输入的欠驱动特性。然后，考虑强干扰不确定性和滚转通道耦合弱的问题，设计了基于增强耦合策略与自适应模糊观测器的欠驱动智能控制律，结合模糊逻辑函数逼近强干扰不确定项并引入控制律中，实现航天器的姿态欠驱动智能控制，通过Lyapunov理论证明了系统的稳定性。最后，通过与分层滑模控制方法进行对比仿真，验证了所设计的方法能够使得三轴姿态稳定时间缩短14%，滚转通道耦合弱产生的静差被有效消除，为快速轨道机动期间的强干扰抑制技术提供基础。

星光折射自主导航系统的精度受到星光折射观测模型的限制。针对星光折射计算简化与大气参数随高度变化对星光折射观测模型的影响，提出一种基于最小二乘支持向量机（LS-SVM）的精确星光折射导航观测模型建立方法。首先通过光线追迹高精度模拟星光折射的过程，未对折射角计算进行简化，考虑大气参数随高度的变化，得到折射真高度与折射角的非线性映射关系。然后利用LS-SVM机器学习算法精确拟合折射真高度与折射角的关系，建立关于折射视高度的高精度星光折射导航观测模型。仿真结果表明，建立的精确星光折射导航观测模型精度较高，平均绝对误差为0.986m。将该观测模型应用到星光导航系统中，导航精度较高，定位误差平均为130.7m，平均速度误差为0.1479m/s，证明了建模方法的有效性，对于星光折射自主导航的高精度研究具有一定意义。

With the development of space technology，it is possible to build a space station in Earth-Moon space as a transit for Earth-Moon round-trip and entering in the deep space.Rendezvous and docking is one of the key technologies for building an Earth-Moon space station.A guidance strategy for rendezvous and docking from the Earth orbit to the space station in the Earth-Moon NRHO orbit is proposed in this paper，which is suitable for engineering applications.Firstly，the rendezvous and docking process is divided into three sections，i.e.，the large-range orbit transfer section，far-range guidance section，and close-range approaching section.The suitable terminal of large-range orbit transfer is selected according to the eigenvalue of NRHO orbit state transition matrix.The two-impulse guidance method based on the relative motion equation in the three-body problem is adopted for the far-range guidance section.The impulse time and amplitude are solved with the optimization algorithm.The linear constant three-body relative motion equation is proposed for the close-range approaching section，and the rendezvous and docking is completed by a two-stage linear approximation.Finally，a simulation analysis is carried out，and the simulation results show that the adopted dynamics equations and the designed guidance law are effective，and the three flight phases are naturally connected to accomplish the rendezvous and docking mission from the Earth orbit to the space station on the Earth-Moon NRHO.

Aerocapture is one of the key technologies for low-cost transportation，with high demands of autonomy，accuracy，and robustness of guidance and control，due to its high reliability requirements for only one chance of trying.A unified numerical predictor-corrector guidance method based on characteristic models for aerocapture is proposed.The numerical predictor-corrector guidance method is used to achieve autonomy and high accuracy，and the characteristic model control method is introduced to achieve robustness.At the same time，by transforming path constraints，characteristic model equations including apogee deviation and altitude differentiation are established.Based on the characteristic model equations，a unified guidance law which can satisfy path constraints and guidance objectives simultaneously is designed.In guidance problems，guidance deviation is not directly obtained from the output of the dynamics at present，but is calculated through integral and algebraic equations.Therefore，the method of directly discretizing differential equations cannot be used to establish characteristic models，which brings great difficulty to characteristic modeling.A method for characteristic modeling of guidance problems is proposed，and convergence analysis of the proposed guidance law is also provided.Finally，a joint numerical simulation of guidance and control considering navigation deviation and various uncertainties is conducted to verify the effectiveness of the proposed method.The proposed unified method can be extended to general aerodynamic entry guidance designs，providing theoretical and methodological support for them.

远距离自主捕获与近距离高精度自主相对导航是小天体探测任务中的关键问题，并且目标尺寸越小，问题越突出。首先，针对数万千米到数千千米远距离范围内的星空背景暗弱目标难以识别的问题，提出综合利用运动学和亮度的全自主捕获和识别方法，可以实现距离大范围变化的快速准确捕获，具备了3万千米以远捕获10等星暗弱目标的能力；其次，针对数千到数十千米范围交会段视线测量可观性不足的问题，提出基于视线和轨迹机动一体化设计的相对导航方法，在考虑燃料消耗的前提下有效地提高了轨迹可观性，实现了交会段优于5%精度的相对位置导航；最后，针对近距离不规则小天体表面附近的相对导航问题，提出基于图像陆标和点云特征相结合的光学导航方法，可同时适应阳照区和阴影区的探测需求，并结合基于多源数据融合的弱引力小天体重力场反演方法，进一步提高近距相对导航的精度，近距采样相对位置优于1m，相对速度优于1cm/s。对所提出的方法进行了数学和物理的仿真验证。提出的方法有效解决了小天体探测中的高精度相对导航问题，也能适用于数十米量级直径大小和明暗快速交替变化的小天体着陆探测任务。

柔翼结构飞行器具有轻质、空间集成、重复使用、有较大的阻力面积和升力系数等优点，可实现巡航飞行、低速驻空、再入返回、气动减速、定点归航、着陆缓冲等功能，是当前的研究热点。智能控制系统是柔翼结构飞行器飞航与回收着陆系统的核心技术之一，结合智能技术在控制系统中的应用研究与工程实践，对柔翼结构飞行器智能控制系统及其技术特征进行了分析；介绍了刚-柔组合体一体化控制与仿真、环境感知与健康状态在线评估、航迹规划与跟踪飞行控制、集群飞行控制、着陆与缓冲智能控制、智能硬件容错与重构等关键技术。对柔翼结构飞行器智能控制系统的未来发展进行了思考，提出了飞行环境的智能及柔性感知、气动参数的在线识别、多任务模式自主执行及控制系统的演进学习等发展建议，通过对智能控制技术持续不断地研究与实践，为柔翼结构飞行器系统的研制提供强有力的支撑。

随着空间碎片累积，巨型星座部署，以及太空竞争加剧，当前轨道威胁数目持续增长，对航天器的安全稳定运行造成了严重威胁。研究航天器面向轨道威胁的自主规避决策规划技术，对于保障空间资产安全具有现实而迫切的意义。面对突发高动态、时变多约束、信息不完全/不完美、多类型威胁并发的复杂轨道威胁场景，航天器自主规避决策规划的研究存在一系列实际挑战。针对非对抗性与对抗性两类轨道威胁，从决策建模、策略求解、动作规划及智能决策规划等关键技术入手，系统梳理了航天器自主规避决策规划的研究现状。在此基础上，结合待解决的难点问题，从建模、求解以及应用角度，对未来的研究发展方向提出一些建议，为航天器自主决策规划方法的进一步研究与发展提供参考。

为提高航天器在轨防御能力，对航天器追踪-逃逸-防御三方博弈场景进行了研究。博弈中，追踪航天器（追踪器）旨在拦截逃逸航天器（逃逸器），逃逸器旨在躲避追踪器，而防御航天器（防御器）通过主动拦截追踪器来保护逃逸器。由于防御器的存在，追踪器在接近目标时不得不规避防御器，而逃逸器和防御器之间也可以开展合作。对于这样的场景，综合能量和距离指标，建立了线性二次型微分对策模型，推导了三方博弈的纳什均衡条件，求解了追踪器的最优追踪制导律和逃逸器与防御器的最优合作逃逸-防御制导律。进一步考虑多防御器的场景，求解了三方多人博弈的纳什均衡解。仿真结果表明，防御器的存在提高了逃逸器的生存能力，二者可以在机动加速度劣势情况下共同抵御一个机动能力强的追踪器。处在绕飞护卫下的防御器的初始位置并非离追踪器或逃逸器越近越好，而是存在优势位置。

提出了一种从大椭圆地球停泊轨道出发的近地小行星动能撞击航天器的轨道优化方法，基于遗传算法构造了以小行星偏转距离最大为目标，考虑时间、航天器燃料占比等非线性约束条件的优化模型。以小行星2019 PDC为对象，采用遗传算法优化得到了撞击航天器出发时刻和转移时间的最优解，计算了航天器大椭圆地球停泊轨道、地球逃逸轨道和行星际转移轨道段参数，同时采用遍历方法获取了小行星偏转距离与出发时刻、转移时间的Pork chop图，验证了优化算法的有效性。结果表明，所提出的动能撞击任务场景和轨道优化设计方法可有效处置直径百米量级、预警时间为数年的小行星。提出的任务轨道设计方法和处置场景可为近地小行星防御提供参考，可为进一步开展航天器轨道参数精确设计、实施工程在轨验证奠定基础。

针对中国即将开展的小行星探测活动中面临的轨道计算动力学问题进行研究。分析了小行星探测器轨道计算的需求，并对小行星轨道计算中涉及的时空参考系进行了描述，然后对轨道计算所需考虑的动力学模型进行了讨论，并给出了各类摄动加速度的计算公式。最大的是太阳引力加速度，约为10^-6km/s²；最小的是小行星本体摄动加速度，约为10^-12～10^-13km/s²。利用欧空局Rosetta探测器的实测数据对动力学模型精度进行了验证，结果表明4天弧段位置互差约15m，速度互差约0.44mm/s，动力学模型精度可靠。本研究可以为中国小行星探测活动轨道计算提供参考。

要将微纳卫星拼接成超大型可变构航天器，其中微型高精度相对姿态重复可调的对接机构设计是关键环节。基于Stewart机构，设计了一种高精度的相对姿态重复可调对接机构。该机构针对对接锁定后相对姿态精密调节的问题，分析了对接机构调姿误差传递机理，建立了调姿误差传递模型，仿真计算得出理论调姿精度。通过激光微距传感器与Stewart机构形成闭环控制系统，设计了调姿控制系统误差补偿算法，实现了相对位姿的高精度调节；建立了双模块相对姿态调节场景下的动力学模型，结合调姿运动轨迹分析了机构各个伸缩杆电机驱动力变化规律；仿真分析及实物调姿测试表明，对接机构质量仅为2.43kg，包络球半径仅为10cm，三轴姿态调节精度可达±0.02°，对接机构最大调姿负载为65N，可以应用于微纳组合体航天器精确变构。

针对垂直回收火箭在线轨迹规划的计算效率和初始敏感问题，提出一种深度神经网络辅助的在线轨迹优化算法。考虑火箭动力下降段的气动阻力，使用变分法和庞德里亚金极小值原理推导最优性条件，首次证明最优推力矢量幅值存在Bang-Bang特征。在此基础上，设计离线训练和在线优化两步求解框架。一是离线训练深度神经网络，在初值大范围波动条件下，有监督学习Bang-Bang特征的结构参数；二是在线规划最优轨迹，将训练好的深度神经网络作为辅助求解器，生成伪谱离散法的分段点，嵌入序列凸优化算法求解。该算法将最优推力的与伪谱法的分段特性有机结合，提高了有限离散点下的求解精度。仿真结果表明，该算法能有效提升在线轨迹规划的求解效率和初值适应性。

针对热平衡试验中难以综合模拟火面复杂多变服役热环境的困难，建立一种基于热模型相关性验证的热平衡试验方法。采用真空、低压变温自然对流和低压定温强迫对流验证相结合的方式，验证高低温条件下热分析模型的对流、导热、辐射网络系数和热容等参数，并由相关性检验后的热分析模型验证设计的正确性。结果表明，板温度高于气温11～86℃条件下（气温-91℃）的自然对流传热系数为0.19～0.57W/（m²·K），4～15m/s风速下的强迫对流换热系数为1.24～2.4W/（m²·K）修正后的热分析模型与试验结果偏差在±3.5℃以内。该方法在不完全模拟服役热环境条件下实现航天器热设计验证，提供有效的热分析模型，已成功应用于祝融号火星车热平衡试验。

宽带功率放大器是宽带通信、电子对抗以及雷达系统中核心、通用和高附加值部件。随着通信系统需求的不断提升，对于带宽更宽、效率更高、功率更大的功率放大器的需求已经迫在眉睫。基于氮化镓（gallium nitride，GaN）高电子迁移率晶体管（high electron mobility transistor，HEMT）设计了一款工作频率在0.46~3.9GHz的超宽带功率放大器。首先对输入匹配进行优化设计，实现全频带内绝对稳定以及高增益放大；其次通过对目标频带内不同频点进行多次负载牵引设计，提取出高功率、高效率输出匹配阻抗空间，并应用4段切比雪夫阻抗变换器作为输出匹配拓扑，实现宽频带内的高效率和高功率输出。测试结果表明：在0.46 ~3.9GHz的工作频带内，输出功率P_out>13.8dBm，最高输出功率为241W；全频带漏极效率（drain efficiency，DE）DE>50.1%，最高漏极效率为67.2%。仿真与实测结果吻合，为设计目前所需超宽带功率放大器提供了思路。

传统的降落伞附加质量研究方法是基于理想伞衣形状假设，总结经验公式和附加质量系数，并未开展附加质量具体确定方法的相关研究。对此，建立了盘缝带伞流固耦合仿真与附加质量计算的联合仿真方案，提出了一种三维伞衣重构策略以及针对复杂构型的附加质量数值计算方法。分析了充气阶段盘缝带伞附加质量的构成要素，认为在0~0.6无因次充气时间内，单独盘部分的附加质量与整伞基本相等，且符合传统经验公式的数学模型；在0.6无因次充气时间之后，提出了一种有缝杯体模型，该模型在相应时间内对降落伞附加质量的拟合效果良好；研究了有缝杯体模型的开缝结构和高度半径比与附加质量的相关性，并提出了一种盘缝带伞附加质量修正经验公式，该公式有助于提升超声速降落伞充气阶段动力学仿真的计算精度。研究成果可为盘缝带伞充气过程的高精度建模与分析提供支持与参考。

基线偏差会在相对角度测量结果转换到主星坐标的过程中引入显著误差，针对这一问题在方位角和俯仰角（-60°，+60°）范围内对基线偏差引入的转换偏差进行了研究，并提出了一种测量基线在轨校准的搜索算法。该方法利用卫星搭载的近距离高精度感知系统，同时对从星位置进行感知测量，以近距离感知系统作为校准数据源，通过步长加速算法搜索基线偏差并校准，使得本系统感知结果与校准数据源同步，从而达到测量基线校准的目的。搜索完成后的方位角与俯仰角的转换偏差均优于0.012°，低于热噪声引入的最大测量误差。