玻璃是月壤的主要组成部分，其以小尺寸的颗粒和胶结物等多种形态广泛混存于月壤之中，具有良好的空间适用性。月壤良好的玻璃形成能力使其成为制备空间用玻璃材料的首选原材料，然而受限于微纳制样和检测手段的不足，以往鲜有关于月壤玻璃力学性能研究的报道，严重制约了此类玻璃材料的服役评价。基于此，通过微纳制样和力学测试结合透射电镜表征，对5个典型嫦娥五号月壤玻璃颗粒的微观结构、力学性能及二者之间的关联性进行了系统研究。结果表明，月壤玻璃具有“灵活多变”（由均匀到纳米尺度不均匀）的非晶结构和宽泛可控的力学性能（硬度范围为（6.1±0.4）～（8.4±0.2）GPa，模量范围为（48.5±1.9）～（88.4±2.4）GPa）。此外，月壤玻璃的硬度和模量发生了奇异的解耦现象，即回春（加热至玻璃过冷液相区再快速冷却至室温）使其模量大幅降低而硬度变化不大，归因于回春引起的体积膨胀和结构不均匀使月壤玻璃变形模式由致密化向剪切流动转变而带来的硬化效应。研究结果可为空间用高性能玻璃材料的研发提供指导。

系统性调研了国内外洞穴月球基地相关政策、计划及具体项目，重点对比分析了国内外研究成果的现有差距。基于国内外月球探测的影像信息及洞穴月球基地概念研究成果，梳理了洞穴月球基地建设的可行性构想。基于洞穴的独特优势（如温度适宜、辐射低、月尘少等）以及月球基地建设的难易程度等客观条件，对多种洞穴月球基地构想进行了定性分析。各类月球基地构型均展现出独特优势：以陨石坑改造为基础的洞穴月球基地，充分利用了月球表面的天然地形，结合了自然结构特点和人工改造需求，具有显著的原位资源利用优势。无论是无人还是载人洞穴月球基地，都将经历月球探测、月面选址、基地建设和基地应用四个关键战略阶段。尽管通过已发射的月球轨道探测器和月面探测器等手段获取了大量月球影像，但当前对月球表面的探测能力仍需进一步提升，为洞穴月球基地建设的“选址”工作提供更有力支撑；同时，亟需加快研制月球基地建设关键设备，为无人月球基地建设提供必要的实施工具，确保“建基”任务的顺利推进，尽早实现洞穴月球基地的“用洞”战略目标。

为了避免着陆器在火星表面着陆及巡视器探测过程中出现异常情况，并为火星原位资源的后续利用及地面试验中模拟火壤的制备提供参数参考，研究分析了火星表面的地形特征，特别是火壤的物理与力学特性。本文通过总结成功着陆火星的着陆器和巡视器所获取的图像及数据，对火星表面的地形地貌及火壤参数进行系统研究，归纳其环境特征，并整理着陆器和巡视器周围火壤的力学参数范围。此外，对国内外已研制的模拟火壤的性质及其适用性进行了分析，分别提出适用于着陆器和巡视器地面试验的模拟火壤参数范围及选取依据。研究结果表明，火星表面的火壤主要由粒径较小的细颗粒物组成，并含有大量粉尘、土块和岩石碎片，表面多形成脆弱的风化层。表层火壤较为松软，其力学特性与砂土相似，导致巡视器在探测过程中容易出现沉陷异常，影响其正常运行。测得火壤的内聚力范围为0.10~9.0kPa，内摩擦角范围为18°~35°。进一步分析得出，适用于着陆器试验的模拟火壤参数为：内聚力0.24kPa，内摩擦角35°，容重1.52g/cm³；适用于巡视器试验的模拟火壤参数为：内聚力0.50kPa，内摩擦角18°，容重1.10g/cm³。本研究结果可为后续火星探测选址、模拟火壤的加工制作、地面试验，以及火星表面的原位资源利用提供重要参考。

中国首个月背无人自动采样返回任务探测器在中继星支持下完成了月球背面软着陆和采样封装等月面工作，为确保探测器与中继星能够顺利稳定建立中继链路，顺利完成中继任务，在探测器入轨后提前建立器-星中继通信链路，即提前实施了探测器全向测控链路和定向数传链路在轨中继对通测试。系统总结了月背无人自动采样返回任务在轨中继对通方案设计与在轨实施结果，首先梳理了月背无人自动采样返回任务在轨中继对通的任务过程，结合探测器和中继星飞行轨道特点对中继对通原理进行概述；然后对中继对通过程数据流设计状态进行说明；接着给出了在轨中继对通测试方案，具体包括中继对通测试弧段选择、地面测控站资源分配、中继对通飞行姿态设计、单器及器间全信息流覆盖测试项目设计以及测试流程和飞行时序设计等内容；最后描述了在轨飞行中继对通测试实施过程。在轨测试结果表明，月背无人自动采样返回任务在轨中继对通测试方案设计能够满足任务需求，测试过程有效验证了探测器与中继星接口匹配性和中继链路设计的正确性，所设计的方案兼顾了地面测控资源分配、飞行任务安全、飞行姿态设计、飞行时序设计、中继测控链路设计、器间信息流设计等综合因素，并且可以通过模块化设计，灵活调整以适应不同的发射窗口器-星间轨道相位变化，为后续复杂航天器与合作中继目标的在轨通信任务提供技术基础和飞行经验，有良好的应用前景。

鹊桥二号是针对探月四期月球着陆任务所研制的月球中继卫星，支持月球探测任务实施，实现月球背面及极区多次任务及多器（嫦娥六号、嫦娥七号、嫦娥八号等）和地面站之间的中继通信等服务，其中中继通信载荷是鹊桥二号最关键和最核心的部分。针对中继通信载荷的任务特点、方案设计及关键技术进行分析和说明。综合考虑通信体制、远距离链路传输、与多个探测器适配的兼容性以及工程实现性等约束条件，中继通信载荷利用软件无线电技术特点，开发了全数字化的前向调制、返向解调功能，结合软件在轨可更新的能力，实现了创新灵活的系统设计方案；识别了返向链路多目标大动态信号检测及跟踪关键技术，开发了相关软件算法，解决了信号在大动态/多目标环境下的检测及跟踪问题，达到了返向链路稳定建链的目的。鹊桥二号自2024年3月发射以来，中继通信载荷在轨工作状态良好，可靠性高，为嫦娥六号探测器在月球背面采样返回任务提供了稳定可靠的中继通信服务，圆满完成了人类首次月球背面采样返回任务。鹊桥二号中继通信载荷在中国深空探测领域发挥了重大作用，为后续深空探测、载人航天工程、探月工程以及未来国际合作业务等任务的成功奠定了坚实的基础。

核热推进作为空间核动力的关键方向，近年来被不断发展。堆芯组件作为核热火箭的重要组成部分，对其在较高温度下的耐热性、氢兼容性以及材料结构的稳定性进行检测，对核热火箭发动机的研制非常重要。对比国外开展的一些先进的电加热测试技术，分别介绍了地面感应加热、电弧加热、射频加热以及直流电直接加热四种方式设计的用于开发和测试堆芯组件的地面模拟设施。分析了不同设备开展地面模拟实验的一些具体的工作参数，对各装置的优缺点进行对比分析。指出开展地面模拟实验可以在较低成本下了解样本材料和组件的热稳定性、结构强度、抗热氢腐蚀能力和抗辐照能力方面的优缺点，进而筛选最佳材料。地面模拟实验设施的不断发展和改进将使核热火箭堆芯组件的开发更加准确可靠，这对推动中国核热火箭的研制，进而实现空间核动力推进有重要意义。

针对器官芯片在太空应用中面临的工程难点进行了系统分析，并提出相应的解决方案。首先，综述了器官芯片技术的发展及其在太空环境中的应用前景。其次，从微重力、辐射、温度波动等方面探讨了太空环境对器官芯片的影响，并分析了器官芯片在太空应用中的功能复杂性、能耗与尺寸限制、长期稳定性、标准化与验证等难点。最后，提出了包括表面涂层和功能化修饰、微环境调控、自动化监测与控制在内的解决方案，为器官芯片在太空环境下的应用提供了工程参考。

对行星探测任务中的星壤采样密封问题进行了研究，旨在设计一种基于记忆合金温变原理的径向挤压密封装置，以确保样本的原位性，同时减少高轴向推进力的需求，优化采样密封操作过程。提出了基于Roth定律的微观泄露模型，以分析结构和外部参数对密封漏率的影响。建立了两种不同构型的记忆合金片恢复变形模型，通过应力仿真确定了尖角构型在密封可靠性上的优势，并对几何尺寸进行了优化。装置采用了质量轻、效率高的聚酰亚胺加热膜进行电阻加热，通过单程记忆合金的径向挤压薄壁罐体内壁实现密封。利用理论泄露模型对漏率进行了预估，并通过热场仿真评估了加热能耗。研究结果表明，当记忆合金片与装置内壁的直径偏差小于0.20mm时，装置的漏率达到了10^-6 Pa·m³/s。试验测试显示，装置的平均挤压应力为160MPa，理论预估的漏率与实际测量结果一致，总能耗为2137.7J。设计的基于记忆合金的挤压密封装置能够在无须高轴向推进力的情况下实现有效密封，特别是尖角构型在密封性能上展现出明显优势。装置的高密封性与低能耗特性为行星探测任务中的样品轨道转移密封提供了可靠且节能的解决方案，具有广泛的应用前景。

针对空间中不同尺寸、形状目标的可靠捕获需求，设计了一种“C”型联动的绳驱动连续型机械臂，可在部分精确测量信息欠缺的条件下，实现对目标的“形封闭”可靠“抱捕”。该连续型机械臂可通过灵活增减关节数量在不同尺寸目标的捕获任务中应用，并具有各向操作能力一致的特点。首先介绍了机械臂的“C”型联动设计方案，然后针对联动式机械臂的运动学模型建立了基于雅可比矩阵条件数的灵活性描述指标，并以提升机械臂灵活性为优化目标采用粒子群算法对机械臂的杆长分配进行优化。结果显示，采用优化设计杆长的机械臂相比平均分配杆长的机械臂灵活性指标提升了4.6%。最后，仿真验证随着灵活性指标增加，机械臂的各向运动能力越接近，证明以该指标作为优化依据可以提升机械臂灵活性。

针对基于反射面天线的Geo-SAR(Geosynchronous Synthetic Aperture Radar)凝视成像模式下的卫星姿态控制方法进行研究，解决卫星快速机动问题，提升时效性。首先，阐述了Geo-SAR卫星凝视模式的成像模型和多普勒历程特性，并与低轨SAR卫星的差异进行对比。Geo-SAR卫星有大偏航角的特点，利用传统二维偏航导引方法，实现正侧视推扫成像，最大姿态控制角度可达约±76°，姿控时间过长，响应能力差，无法发挥Geo-SAR快速响应的优势。为了解决该问题，提出一种定点凝视的二维俯仰滚动姿态控制角度算法，可实现卫星全轨对任意地面场景持续定点凝视。该方法最大姿态控制角度可减小至约±7.2°，姿态调整时间缩短了至少一个数量级，极大提升了卫星的好用易用性。最后，阐述了针对Geo-SAR凝视成像模式的快速BP(Back Projection)成像算法，并完成了25m×25m分辨率点目标成像仿真，聚焦结果良好，成像指标达到理论值，验证了所提出的姿控方法的正确性。结论表明提出的方法可以将Geo-SAR卫星的姿态机动时间缩短至少一个量级，提升卫星响应能力，可为后续Geo-SAR卫星姿控方案设计提供参考。

航天器空间在轨服务技术受到越来越多的关注,空间在轨服务的基础是航天器交会技术，航天器交会的实质是追踪器对目标器的近距离逼近。追踪器在逼近目标器的过程中，应避免与目标器的太阳翼和天线等附件发生碰撞。为了保证逼近过程的安全性，提出了一种沿指定直线方向逼近的航天器最优控制策略。建立了非线性TH（Tschauner-Hempel）方程描述的任意偏心率轨道的两航天器间相对运动模型。引入直线逼近运动坐标系，根据Hamiltonian方程和直线方向逼近运动特点推导了追踪器的最优控制加速度。追踪器既能按照任务需求沿指定方向直线逼近目标器，又保证了能量最优。为了消除影响直线逼近的干扰因素，采用比例微分控制律对所推导的非直线方向的控制加速度进行了修正。为了验证所提控制策略的有效性，分别设置了追踪器沿目标器速度方向直线逼近和沿目标器径向直线逼近这两组场景进行数值仿真。仿真结果表明，所提的控制策略能实现追踪器沿指定直线方向逼近目标器，具有较强的工程应用性，为提高航天器空间在轨服务的成功率和安全性提供了新的思路。

受燃料消耗与结构热变形等因素的影响，空间引力波探测航天器的质量分布会发生变化，质心位置也会发生偏移，严重影响引力波探测精度。面向空间引力波探测航天器高精度质心测量的需求，提出一种基于周期性微小激励的航天器质心辨识方法。首先，构建了考虑空间非保守力、重力梯度力及推力器噪声影响的航天器动力学模型。然后，开展了基于空间惯性传感器与星敏感器测量数据的惯性张量辨识及基于推力器周期性微小激励输入方法研究，提出了基于周期微小激励与卡尔曼滤波理论的质心辨识方法。最后，进行了不同周期激励下的仿真模拟验证。仿真结果表明，在三角波形的力矩下，提出的方法能够在2.2×10^-5 rad极小角度机动下实现2.14×10^-6m的高精度质心辨识，从而降低星间链路重建成本，为维持空间引力波探测精度提供了技术途径。

面向航天器低成本、特殊编队的任务需要，针对利用低轨大气阻力的帆式航天器展开研究。为验证大气帆技术的原理可行性，建立了基于仿风筝飞行器的模型。该模型利用地面牵引帆面维持滞空，模拟低轨运行环境，同时借助飞行器两侧可旋转的分布式副帆产生气动控制力矩，完成姿态位置的控制。通过对不同副帆转角和姿态下的飞行器进行气动仿真得到数据集；再使用遗传算法优化的反向传播神经网络模型算法（GA-BP算法）对仿真数据进行训练，得到气动函数的网络模型，其中各项参数的预测相关系数R2均大于0.98（除滚转力矩为0.91）。再将所得的网络模型应用于飞行器的力学平衡方程，逆向求解得到副帆转角与飞行器相对位置对应的控制矩阵。由控制矩阵及副帆转角极限规范了飞行器的安全运行范围，可为大气帆飞行器的实际控制提供参考。

由于优越的抗截获性能和固有的安全特性，跳频信号在卫星通信、卫星测控射频链路、卫星导航系统以及Link16数据链的广泛应用给天基电子侦察带来了极大挑战。在非合作场景中，单通道宽带接收条件下跳频信号检测、参数估计和网台分选是跳频通信侦察的关键技术。跳频图案包含了跳频信号的大部分参数，是参数估计的核心。为了提高宽带混合跳频信号跳频图案全盲预测的准确性和处理实时性，在任务分析的基础上，提出了一种融合时间域和功率域特征的跳频图案盲预测架构。首先以短时傅里叶变换生成的频谱图作为信号检测网络的输入，在多尺度特征图上检测信号，预测信号时频特征，定位信号区域估计相对功率密度特征，然后利用时频特征和相对功率密度特征识别分类信号并预测相应跳频图案。该框架的独特优势在于利用了异步跳频信号跳频周期不同的固有属性和信号相对功率密度差异，无需跳频信号网台先验信息和先验检测锚点，具有很强的泛化能力。所提框架在信号辐射源数量为2的混合强弱跳频信号上识别准确率可达98.77%。实验结果证明了所提框架在混合跳频信号全盲检测、识别、分选以及参数估计等方面的优越性。

在高超声速飞行器（Hypersonic Vehicle,HV）的协同跟踪问题上，传统非线性滤波算法在有限精度的嵌入式系统上运行时，由于舍入误差的积累，协方差矩阵可能会变为非正定，这会导致滤波器发生数值错误而崩溃。为了对高超声速目标进行稳定而又快速的跟踪，在容积信息一致性滤波器（Cubature Rule-embedded Information Consensus Filter Cub-ICF）的基础上，引入了平方根滤波思想，推导得到了Cub-ICF平方根形式的等价描述，保证了滤波过程中协方差的正定性和对称性。并通过使用有限时间一致性算法，设计了兼顾数值鲁棒性和一致性收敛速度的有限时间一致性平方根容积信息滤波器（Finite-time Consensus Square Root Cubature Information Filter,FC-SRCIF）。仿真结果表明，无论是对非机动目标还是机动目标的跟踪，FC-SRCIF均优于现有协同跟踪算法，特别是对机动目标的跟踪上，FC-SRCIF在位置和速度上的跟踪精度比Cub-ICF高41.9%和37.1%，同时收敛速度也得到提高。证明FC-SRCIF在HV的协同跟踪问题上具有独特优势。

地形效应对遥感数据的地表反射率造成显著偏差，尤其是在太阳天顶角较大及地表异质性显著的情景中，传统的地形校正手段往往不能完全校正因地形引起的散射效应。为了解决地形校正在地表散射过强时校正能力不足的问题，通过对植被区内地形效应引起的误差进行研究，提出了考虑太阳天顶角和地表异质性的SS-Minnaert模型地形校正方法，并基于三维离散各向异性辐射传输模型（DART）模拟的反射率进行了模型精度的验证。结果表明，在太阳天顶角大于40°和小于40°两侧，SS-Minnaert模型校正结果在绿、红和近红外波段范围的RMSE比Minnaert模型分别提升0.036~0.092和0.004~0.031。进一步的定量分析结果揭示，当太阳天顶角超过40°时，SS-Minnaert模型在地形校正上的表现超越了其他主流模型。而在太阳天顶角低于40°的情况下，近红外波段中SS-Minnaert模型与已知的VECA以及Teillet等模型表现出相近的地形校正能力；在红和绿波段，其性能则更胜一筹。总结来说，SS-Minnaert模型通过综合太阳天顶角和地表异质性的双重影响，对Minnaert模型进行了显著改进，并在多个波段下显示出优越的地形校正效果，特别是在高太阳天顶角条件下地形校正能力显著增强。

探测冰卫星冰壳下的液态海洋、探索冰卫星的宜居性可为了解太阳系的起源、演化、生命起源和地外生命探索提供重要的线索和信息，也是当前国际深空探测最受关注的领域之一。在对国内外冰卫星探测任务及主要成果进行归纳总结的基础上分析了发展趋势，总结了冰卫星探测任务的科学目标与探测手段，提出了采用环绕+着陆+深钻探测的组合探测任务构想，通过探测土卫二的重力场、温度场、磁场、以及潜在的地震波、质谱、色谱、光谱等信息，同时采集土卫二的自然样品并且分析其元素和同位素组成，探索冰卫星土卫二的宜居性，并梳理了亟待突破的新型探测载荷、生源元素高精度探测等关键技术。通过规划实施冰卫星探测任务，可提升中国深空探测技术水平和在行星科学领域的地位。

木星系探测器通常采用金星-地球-地球等借力序列实现地木转移，由于大范围的器日距离变化引起太阳光照强度大尺度变化，进而导致探测器舱外热控部组件温度交变范围宽，不仅要适应金星附近达2938W/m2以上的高太阳热流，还需适应木星附近50W/m²直至阴影区为0W/m²的超低太阳热流，对热控设计的极端高低温适应性带来挑战。目前传统方式主要采用流体回路、百叶窗及多层组件等热控措施进行控温，增加了热控系统的复杂度和设计难度，本文提出一种新型热控设计方法，使用三维隔热太阳翼实现对阳光的遮挡，并采用闭环解耦控制算法来调节太阳翼与星体的位置关系，从而减小太阳对探测器外表面单机设备的热辐射并维持固定的散热面，同时减少探测器的温度波动，通过仿真分析太阳翼离星体1.5m情况下，星体遮挡处的散热能力可以达到170W/m²，用于金星处高太阳热流的遮挡；当太阳翼离星体0.5m情况时，散热能力减少到50W/m²，能起到在木星处保温作用，减少散热面的漏热。具有简化热控设计和适应性强的优点，为后续深空探测器热控设计提供一种新思路。