对空间操作控制技术的现状进行了总结，从典型飞行任务中分析给出控制系统所需具备的四个能力：自主运行、目标重构识别、精准敏捷、联合体规划控制；并从这四个方面对未来的技术发展进行了展望.

摘要： 空间平台发射有效载荷会对平台姿态产生很大的扰动，为快速消除扰动影响并使平台稳定，选取推力器与反作用飞轮进行姿态联合稳定控制，提出了基于推力器的极小时间控制律和基于反作用飞轮的滑模变结构控制律，前者用于快速抑制扰动，后者用于姿态精确稳定，并提出一种控制律切换方法.对空间动能发射后平台的姿态稳定过程进行数学仿真，结果表明，设计的姿态联合控制律能够快速抑制平台姿态扰动，最终消除挠性部件振动达到精确稳定.

针对J2摄动下椭圆参考轨道的稳定伴飞问题，提出了J2摄动下的能量匹配条件，给出了迹向相对速度和径向相对位置的迭代设计方法，并设计了一种新的椭圆参考轨道伴飞构型.在此基础上，利用J2摄动下的能量匹配条件给出了计算伴飞初始相对状态的方法，并基于拉格朗日乘子法给出了位置保持脉冲的解析表达式，以获得形成稳定伴飞的初始相对状态和位置保持脉冲.仿真表明满足摄动能量匹配条件能形成稳定的伴飞构型，采用新的伴飞构型及其设计方法能明显减小分离距离的设计偏差.

控制力矩陀螺(CMG，control moment gyro)系统存在多种误差与扰动，影响航天器的姿态控制精度.分析了大型单框架控制力矩陀螺(SGCMG, single gimbal control moment gyro)各主要组成部分的特性、误差及扰动，包括转子动静不平衡、转子轴的安装误差、轴承摩擦、转子电机特性、框架电机特性和谐波减速器特性.通过建立大型SGCMG的动力学精细模型并进行数学仿真，得到了大型SGCMG主要误差与扰动对其输出力矩的影响：在框架伺服系统加装谐波齿轮减速机构可以明显提高SGCMG输出力矩精度，同时也给框架带来高频谐振；转子动不平衡造成的扰动力矩是导致SGCMG在其力矩输出轴和框架轴方向产生输出力矩偏差的主要原因.

为验证板式贮箱蓄液器的蓄液性能，搭建了蓄液器模型试验系统，针对蓄液器模型的蓄液性能和流体传输行为进行微重力落塔试验研究，得到微重力环境下蓄液器的流体蓄留和传输规律.试验结果表明，相对于楔形蓄液器，双圆锥形蓄液器具有更好的蓄液能力，对于双圆锥形蓄液器，承受侧向加速度时仍具有良好的蓄液能力，合理设计蓄液器结构可有效地蓄留液体并控制液体传输速度.该试验成果不仅为新型板式流体管理部件设计优化提供参考，同时也为空间环境下流体控制提供了一种新方法.

研究了带有多种运动附件的航天器姿态复合控制问题.选取典型的两刚体对象建立了完整的动力学模型，简要分析了本体与附件的耦合关系.针对标称本体动力学方程，设计了有限时间干扰观测器估计附件对本体的耦合扰动以及外部环境干扰，在终端滑模控制器中进行主动补偿，利用扩展的Lyapunov稳定性定理证明了本体控制系统的有限时间收敛性；为减小本体机动对附件指向的影响，在附件控制器中引入对本体角加速度的补偿.仿真结果表明，所设计的复合控制系统能够较好地估计并且补偿系统的总干扰，具有较高的控制精度和较快的系统响应.

以Hill方程为基础对圆轨道近距离双脉冲绕飞安全策略进行研究.首先给出双脉冲绕飞的模型，通过仿真遍历得到不会进入球形安全区的绕飞轨迹，然后绘制出这些安全的绕飞轨迹所对应的绕飞时间、燃料消耗、追踪器与目标器的初始距离三个量之间的关系曲面，进而得到临界安全条件下的关系曲线并拟合出关系表达式，最后对拟合误差进行分析发现导致轨迹偏离的程度很小.

针对双轴太阳帆板驱动装置2个电机的控制要求，提出一种新型双轴帆板驱动线路盒（BSADE， biaxial solar array drive electronics）设计.该线路盒基于现有帆板驱动线路设计，通过在电机驱动线路中设计一种电流方向转换延时线路，解决了电流方向转换瞬间功率管容易对穿的问题，确保了驱动线路工作的安全性，使得原先大功率管才能实现的线路选用小功率管实现，达到了小型化目标.通过对电机驱动线路和负载绕组进行交叉重组设计，解决了主备份线路间磁耦合问题，实现了严格冷备份目标，大大提高了可靠性.

提出了一种嵌入式月面巡视器移动系统模拟器设计方案，分析了模拟器的功能性能需求，给出了模拟器整体方案设计及硬件、软件的具体实现，最后通过系统测试对模拟器设计的有效性进行了验证.该移动系统模拟器可实现对移动系统电机及负载的功率级模拟，满足移动控制驱动组件的系统测试需求,并具有良好的通用性和可扩展性.

摘要： 针对航天器交会时在仅有视线测量条件下的相对导航问题，比较了扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter, EKF)、无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter, UKF)及平方根形式的卡尔曼滤波(squareroot extended Kalman filter, SREKF以及squareroot unscented Kalman filter, SRUKF)在这一导航问题中的性能.介绍了仅有视线测量条件下相对导航的特点以及上述4种卡尔曼滤波算法；建立了追踪航天器和目标航天器间相对动力学方程以及基于仅视线测量相对导航时的量测方程；结合3种典型的相对运动形式进行了数值仿真.仿真结果表明：在仅视线测量相对导航中，4种算法的精度处于同一量级；UKF估计相对距离的精度稍优于EKF；SREKF和SRUKF估计相对距离的精度稍优于EKF和UKF.

提出了一种新型两位三通结构的先导级电磁阀设计方案，由2组永磁体和3组控制线圈构造3条永磁锁位磁路和2条电磁偏置磁路，不仅实现了阀门的小型化结构和无功耗位置保持，而且提高了阀门的密封可靠性.这种阀门可以作为大推力发动机推进剂主阀的先导级控制阀，能够满足在轨长期应用的需求.通过电磁场有限元分析和产品样机试验的方法，对设计方案的可行性进行验证，验证结果表明新型先导级电磁阀的各项性能指标均达到设计目标.