基于C-W方程描述的二体相对运动模型，考虑利用范数有界方法刻画航天器交会过程中的参数不确定性，并结合控制推力受限的工程需要，提出了一种在不确定环境下有限推力航天器交会轨道的设计方法。通过构造Lyapunov函数，将此设计问题转化为一个具有线性矩阵不等式约束的凸优化问题，通过求解此问题即可设计出符合航天器交会要求的鲁棒状态反馈控制器。

典型的航天器自主天文导航方法利用地球敏感器和星敏感器的观测信息，根据轨道动力学模型和测量信息，采用扩展卡尔曼滤波算法(EKF)估计航天器位置矢量。为了在航天器轨道机动过程中减小滤波器的估计误差，设计了用于航天器自主导航的自适应鲁棒扩展卡尔曼滤波(AREKF)算法。仿真结果表明，采用AREKF算法能够有效地减小推力不确定性的不利影响，在不增加导航敏感器的前提下改善系统的导航性能，取得优于传统EKF算法和自适应扩展卡尔曼滤波(AEKF)的估计精度。

传感器是卫星导航系统中的重要部件，其故障的检测和识别对提高系统可靠性具有重要意义。给出了一种基于模糊逻辑的卫星导航系统传感器故障识别方法。首先采用T-S模糊模型描述卫星导航系统，然后应用全解耦奇偶方程的方法进行故障检测，并利用卡尔曼滤波器进行故障参数识别。仿真结果表明，针对导航系统中多个传感器同时发生故障的情况，此方法能有效检测故障，并能准确识别故障参数。

研究了一种无角速度信息挠性航天器的姿态稳定控制方法。针对挠性航天器陀螺故障或无陀螺配置情形下无角速度测量信息的姿态控制问题，基于姿态四元数设计了姿态定点调节的无速率控制器，利用Lyapunov方法和LaSalle不变原理证明了闭环系统的全局渐近稳定性，并对控制方案进行了改进。仿真验证了控制律的有效性。

研究了一类质心突变飞行器姿态控制系统在发生故障时的一种控制律重构方法。采用以Unscented卡尔曼滤波为基本估计单元且用输出残差为故障诊断指标的交互式多模型算法实时地对飞行器故障情况进行检测与诊断。当诊断出故障时，重构控制律的参数对系统进行补偿控制，使得故障下飞行器的姿态跟踪精度得以维持。通过数值仿真验证了该方法的有效性。

研究CMG中角接触球轴承在随机振动下的安全性。推导轴承在轴向力和径向力联合作用下的轴向刚度和径向刚度，建立轴承的等效线性弹簧模型，并利用ANSYS的谱分析迭代求取轴承在随机振动下的轴向力和径向力，将径向当量静载荷和轴向载荷分别与径向基本额度静载荷和极限轴向载荷比较，分析其安全性。以某种角接触球轴承为例，验证了其在给定输入功率谱密度下任意方向加载都安全。

针对组合式航天器分离后惯量矩阵会产生较大变化的特点，提出了一种自适应控制律。利用姿态四元数建立航天器运动学模型，基于Lyapunov稳定理论，用退步控制设计方法设计了控制律。理论分析表明该控制律可保证系统渐近稳定，仿真结果验证了该控制律的有效性。

建立了一个考虑地球非球形引力摄动的卫星轨道摄动模型并用C++语言编写程序进行轨道计算，其积分器采用RKF7(8)。建模过程中，对岁差、章动等量的计算分别考虑了美国海军天文台1981年和2005年的两种天文标准。通过与STK对比，发现无论采用哪一种标准，轨道传播两天后的位置误差都不会超过分米量级，速度误差不会超过毫米每秒的量级。说明了建模和编程计算的合理性，以及采用新旧两种天文标准计算卫星轨道的差别甚小。

太阳敏感器的测量精度主要受地球反照的影响。通过建立大角度入射光能衰减模型，结合地球反照辐照度峰值的计算，从理论上说明了这种影响与太阳入射角的关系。以CCD太阳敏感器为例，当太阳出现在敏感器的视场边缘时，而地球反照处于最坏情况，地球反照和太阳在CCD上产生的辐照度具有可比性。最后提出了改进太阳敏感器的结构参数来减小地球反照对太阳敏感器测量影响的方法。

仪器星等对正确评估星敏感器的灵敏度、捕获概率以及建立导航星表都有重要的意义。理论推导了色指数与接受器和恒星辐射之间的关系，证明星敏感器仪器星等可以由波段星等线性拟合得出，在此基础上由蓝光和可见光波段星等拟合计算了星敏感器的仪器星等，并与实测计算数据做了对比，结果表明用色指数计算仪器星等是可行的。更进一步对误差产生的原因也作了分析探讨，结合最近天文学的研究成果，提出了改进方法，从而使获得的拟合仪器星等与通过13波段观星数据计算得出的仪器星等的标准方差不超过0.1个星等，满足当前星敏感器的要求。

航天器交会试验要利用各种结构类型的运动模拟器，重点讨论近距离交会阶段的运动模拟器，对此提出了横梁架于地面的3+6式9自由模拟器新方案、4+5式9自由度模拟器新方案和简约型位置和姿态模拟器新方案。其中简约型位置和姿态模拟器是目前唯一能实现大试验范围的模拟器。

为实现车辆在不依赖卫星定位的条件下能长时间、长距离、高精度导航，研究了一种激光陀螺捷联式惯导系统（LSINS）/里程仪/地理信息系统（GIS）陆地组合导航系统。在建立误差估计模型的基础上，充分利用GIS位置信息和可能出现的临时停车状态，提出了用GIS标定里程仪参数并修正方位角误差以及自动零速校准的方法。通过野外跑车试验，对系统的实时定位和定向精度进行了考核，证明了上述方法可有效降低导航主要误差源的发散速度。

卫星在轨运行的可视化仿真，能够直观、逼真反映卫星的实时轨道和姿态运动。卫星工具软件包（STK）是进行卫星系统仿真和分析的重要工具，能够满足卫星二维和三维的可视化仿真要求。在深入研究STK/Connect模块的基础上，应用Windows Sockets和多线程编程技术，开发了STK实时视景仿真驱动程序，该程序利用UDP协议接收模拟遥测计算机给出的卫星参数，通过与STK/Connect模块的通信，实时驱动STK的仿真运行，成功实现了卫星在轨运行实时视景仿真的演示效果。