给出了航天器开普勒轨道(KO)和非开普勒轨道(NKO)的来源、定义、分类和特点，阐明了KO和NKO之间的关系，介绍了相关的轨道控制与轨道确定、制导与导航的涵义。

针对激光交会雷达作为在空间交会对接过程中的相对导航敏感器，研究了未来特殊背景下，非合作目标航天器对雷达信号发射干扰的情况下的相对导航滤波算法。针对高维模型计算量大的特点对传统粒子滤波算法进行了改进，并与扩展卡尔曼滤波器进行了仿真比较，仿真结果表明改进后的粒子滤波器的滤波效果远远优于扩展卡尔曼滤波器，且计算量优于传统粒子滤波。

目前对星敏感器星像定位的研究多限于静态情况，而卫星转动过程中，在曝光期间星像在像平面不断移动，从而影响星像定位的精度，重点分析动态情况下APS星敏感器星像目标中心的提取精度。首先分析采用质心法计算星像目标中心的误差源，提出动态精度的估计方法，并推导相应的计算公式；进而以给定的APS星敏感器参数为基础，研究了计算窗口、曝光时间等精度影响因素的选择方法；最后通过仿真进行了验证。

针对使用推力矢量控制的航天器，建立了游动发动机的数学模型，在分析了游动发动机摆角约束的基础上，提出了推力矢量控制分配问题。将该控制分配问题转化成以力矩误差最小和对变轨推力影响最小作为优化目标的多目标优化问题，引入序列二次规划进行求解，得到一种新的控制分配方法。仿真结果表明，该方法能够准确实现期望目标，验证了所提出的控制分配方法的可行性和有效性。

针对满足一定条件的一类不确定部分上界不确知的系统，提出了一种参数自适应积分滑模控制策略。通过在切换函数中引入跟踪误差积分项，消除了传统滑模变结构控制需要被跟踪信号导数已知的假设。同时基于Lyapunov方法引入参数自适应律，使系统能够抑制干扰。采用该控制方法，进行大椭圆轨道慢旋目标同步绕飞跟踪控制器设计。仿真结果表明，该方法具有较强的鲁棒性以及良好的跟踪性能。

针对深空转移轨道，提出以B平面参数为终端参数，采用脉冲控制和线性制导的自主中途修正方法。由自主导航系统定期确定探测器当前位置和速度，之后利用精确动力学积分递推状态至B平面，得到打靶误差，若误差超出目标精度范围又在自主修正系统修正能力范围内，则立即利用以B平面参数为终端参数的线性制导公式并结合牛顿迭代计算出修正轨道的速度增量。利用中心差分公式计算终端参数对控制参数的敏感矩阵。蒙特卡罗仿真表明，在小偏差前提下该方法能够达到制导目标。

研究了一种基于自适应神经网络补偿的平流层飞艇前向速度与姿态控制系统设计方法。针对近似模型进行常规线性动态补偿器设计，并引入自适应径向基函数(Radial Basis Function, RBF)神经网络对模型误差进行补偿。根据Lyapunov方法得到神经网络权值自适应律，保证了闭环系统误差信号一致最终有界。该控制器设计对模型参数信息仅有较少的要求。仿真结果表明对于两类不同的飞艇模型，所设计的控制器在响应性及对未知环境风速作用的鲁棒性方面均具有良好的效果。

采用NASA兰利实验室开发的一种通用高超声速飞行器的改良非线性纵向模型，针对输入/输出线性化模型，以指数趋近律作为到达条件设计滑模变结构控制器，该方法能够较好地处理不确定性问题，而且对外界干扰不敏感。仿真在高超声速巡航条件下进行，通过对跟踪高度和速度阶跃指令的仿真验证，并与符号函数作为到达条件设计的滑模控制器进行对比，发现前者在速度阶跃和高度阶跃响应速度上较后者分别提高了50%和70%左右，并且以符号函数设计的滑模控制器存在稳态误差，而以指数趋近律作为到达条件设计的滑模控制器可以达到0误差的跟踪精度。

利用C51编译器的BANK编译模式解决MCS-51系列单片机程序存储空间受64KB限制的问题，分析Keil C51编译器在BANK编译模式下的切换过程，提供一种软硬件的设计方法，并对设计的正确性进行了验证，从而解决了航天器设备典型单片机只能提供16B地址线对程序代码寻址的问题。

绳系卫星的展开与回收是绳系卫星应用的基础问题，但通过改变系绳拉力来实现展开和回收的方法尚未得到充分研究。将系绳拉力作为控制力，并在时间域内离散，然后利用粒子群优化算法在整个可行域中寻找满足优化指标的最优值，从而得到控制力的变化规律。该控制方法可以使绳系卫星系统在最小摆动、最短时间等最优指标意义下，迅速展开到平衡位置，同时也适用于绳系卫星的回收。仿真结果表明:该控制方法同基于控制展开与回收速度的控制方法相比，展开和回收的时间短、侧向摆动小，具有一定优越性。

为了探索逆行地球同步轨道在主要环境力作用下的轨道特性，给出了适合进行数值仿真的轨道动力学模型，并以先进的RKDP方法进行求解。对所得仿真数据利用求和取平均的方法去除摄动力产生的短周期效应，通过分析去短周期项后的数据揭示出逆行地球同步轨道的演变特点。

密封焊接是飞轮装配的关键工序，为了保证密封焊接的质量，需要确定焊接过程中飞轮的温度场分布情况。本文对某类型飞轮的焊接温度场进行了数值模拟，并将计算结果与试验测试数据进行对比和分析。结果表明：数值模拟与测试结果相吻合，有限元分析模型反映了飞轮在密封焊接过程中的温度场分布情况。

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略，研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略。轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求，调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求。在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下，将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题，应用序列二次规划方法对其进行了求解。仿真计算表明，这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求，又能节省燃料，为空间交会对接任务规划提供了重要参考。