针对应用控制力矩陀螺（Control Moment Gyroscope，CMG）卫星在姿态机动时易出现的奇异现象，建立以CMG转速指令为输入的姿态动力学方程，将建立的状态空间方程离散化，并设计优化计算指标，使用在线优化计算输入转速指令，尽量降低常用CMG操纵律带来的力矩误差。设计基于优化迭代的预测控制算法，形成具有闭环结构的姿态机动反馈控制器。为了降低在线优化的计算负担，减少优化计算次数，设计了含事件触发机制的卫星姿态机动预测控制器，该控制器具有规避SGCMG奇异及控制卫星快速机动的能力，并在此基础上有效降低了在轨计算的负担。通过对刚体卫星进行事件触发姿态机动预测控制器仿真，进一步说明了该控制器具有显著降低在线计算负担的能力。

为研究固体发动机变推力对火箭主动段弹道性能的影响，采用高斯伪谱法开展了基于固体变推力发动机模型的火箭主动段弹道优化、分析，包括发动机变推力与固定推力下的火箭主动段弹道对比分析、推力调节能力对火箭主动段弹道的影响以及不同优化目标下基于变推力发动机的主动段弹道对比分析。结果表明，发动机采用变推力方案后，在比冲不变且不考虑工程约束的情况下，固体火箭发动机具备推力调节能力将使火箭主动段弹道更灵活，且飞行末端的速度、高度覆盖范围将增大，飞行的法向过载减小。另外，发动机的推力调节能力越大，火箭主动段弹道的适应性越强。

分析了多弹协同作战模式下影响复合制导空空导弹中末制导交接班截获概率的主要因素，在此基础上给出了多弹协同探测时目标指示误差方差和截获概率的计算方法；研究了空空导弹协同搜索技术，提出多种基于2枚导弹协同搜索的波位构型，通过仿真分析，给出了一种最佳的双弹协同搜索波位构型，在有限增加搜索时间的情况下，可提高多枚导弹协同搜索的截获概率；同时提出协同探测技术还可以在确保多枚导弹系统总虚警概率不变的前提下，降低单枚导弹的虚警概率要求，从而降低检测信噪比需求，提高导引头的探测距离，并进行了理论分析。

针对地面移动目标信息不可观的多星成像协同规划问题，开展了基于改进深度强化学习的在线成像调度方法研究。首先，基于卫星成像覆盖计算方法设计了一种成像条带划分算法；其次，基于可见时间窗口、条带、卫星轨道信息，建立了基于部分可观马尔可夫决策过程（Partially Observable Markov Decision Process，POMDP）的多星协同观测任务规划模型；然后，提出了一种融合动作掩码与优势度归一化机制的在线近端策略优化强化学习算法，提升了算法对求解部分条带覆盖任务区域调度问题的收敛速率；最后，通过3组仿真验证了所提出算法对在线求解该问题的正确性与优越性。

面向干涉式星敏感器高姿态测量精度的应用需求，分析了光栅衍射效率对星光干涉测量精度产生的影响。基于角谱传播理论，构建了干涉式星敏感器成像测角模型，并通过数值计算仿真了干涉星点的能量分布，同时，分别分析了入射角及波长改变引起的衍射效率变化对星光测角精度的影响。结果表明，在星敏感器视场内，入射角改变引起的光栅衍射效率变化对星光干涉测量精度几乎没有影响；而波长变化引起的衍射效率变化对星光干涉测量精度的影响较大，且随着谱宽的增加，星光干涉测量精度整体呈下降趋势，当星光由单色光变为谱宽为300nm的复色光时，星光干涉测量精度由约0.01″下降至约0.3″。分析结果可为干涉式星敏感器的工程应用提供理论基础与技术支持。

空间黏附爬行机器人能够附着于航天器外表面，自主完成舱外巡检、作业任务，是实现航天器长期无人在轨服务的重要方式。针对航天器表面特性发生意外变化后黏附爬行机器人控制策略泛化能力不足的问题，在强化学习框架下，构建黏附力作用机制，结合足端接触力“沿用—更新”机制构造密集型奖励函数，并采用近端策略优化—裁剪（Proximal Policy Optimization-clip，PPO-clip）算法训练生成微重力环境下机器人的黏附爬行策略。结果表明，在足端接触力“沿用—更新”机制作用下，策略收敛速率增加约14.81%；在平坦表面上，获得的爬行策略能够保持机器人的黏附稳定性，并具备抵达误差小于0.1m的目标位置的能力；基于平坦表面生成的爬行策略，在高度意外变化±40mm、坡度意外变化±18°的表面，均能够实现机器人的稳定黏附爬行。

航天发射特征事件判定时，针对遥测数据易受事件影响和光学图像易受天气影响的问题，提出了一种利用雷达外测数据的判定方法。该方法利用特征事件时游标测距会出现较大测量偏差的特点，通过游标测距增量差构造判定依据，检测其极值点而完成判定。对4种类型火箭的8次发射实测数据进行了实验验证，并与遥测数据判定结果进行了对比。结果表明，该方法能准确地检测火箭级间分离和抛整流罩等特征事件，对级间分离的判定时间与遥测数据对比，偏差在1s以内。

导航星表构建是星敏感器系统设计阶段的重要工作。干涉式星敏感器基于莫尔条纹的相位测量入射角，只保留了部分干涉级次，导致了像点能量低；分光组件将一束星光分割成多个像点，像点能量进一步减弱，同时多个像点形成的像点组占据的像素空间变大，导致相邻过近的星点无法分辨。为了建立适用于干涉式星敏感器的星表，通过设定角距阈值进行星表初次筛选，剔除暗星、变星以及角距太近的双星；为了保证星表分布的均匀性，采用斐波那契网格点作为球面基准点，依托基准点进行星表二次筛选。最终得到的星表数量较少，且均匀性较好，可以满足干涉式星敏感器需求。

针对空间载荷平台上的振动抑制需求，研制了一种新型模块化的液电混合作动器。首先，提出了液压阻尼模块、音圈电机模块和测量模块串联的混合作动器的总体结构；其次，分析了液压阻尼模块在细长孔中的阻尼变化影响因素及其力变换关系；再次，以出力密度为优化目标，采用电磁有限元分析软件进行了优化仿真分析，优化了音圈电机模块的结构参数；最后，进行了出力和出力平稳性测试。结果表明，该作动器能够在作动器全行程内实现平稳的力输出，出力密度达到3.87×10^-4 N/mm³。

星敏感器通过观测恒星进而解算载体的姿态信息，其姿态精度决定了系统的导航精度。为了分析星点随机误差对星敏感器精度的影响，基于QUEST算法，通过求解Wahba问题，提出了星点随机误差对星敏感器精度影响的解析模型。利用该模型分析了星点随机质心误差与星敏感器精度之间的关系，仿真结果表明星点相对于探测器原点的均匀性和平均距离影响了星敏感器的姿态精度，而非星敏感器的视场。解析模型揭示了星点随机误差、星点的位置和姿态精度之间的关系。所提解析模型的三轴姿态解算准确率为（98.1%，93.3%，96.1%），而经验模型的三轴姿态解算准确率为（58.8%，61.5%，26.9%）。星敏感器的精度分析对星敏感器光学系统设计、标定和天文导航具有重要的指导意义。