为了解决挠性卫星受扰后的主动振动控制问题，提出将一次性微冲量推力器阵列（DMITA）作为控制执行器安装在卫星太阳帆板上，其具有体积小、成本低、功耗低的特点.介绍一次性微冲量推力器主动振动控制系统（DMITAVCS）的初步应用方案，用混合坐标法推导装有DMITAVCS的挠性卫星姿态动力学方程，并给出能量最优的DMITA位置配置准则.数值仿真结果表明DMITAVCS能够快速抑制挠性卫星受扰后姿态和帆板的振动，主要得益于安装在帆板上的一次性微冲量推力器阵列（DMITA）能够产生较大的姿态驱动力臂.

针对高面质比航天器可以利用太阳光压进行轨道控制的特点，本文提出一种太阳帆航天器编队构型维持和重构的方法.该方法通过控制主从航天器太阳帆姿态角和反射系数，调整主从航天器之间的光压差，产生抵消编队成员间相对运动受到摄动差或进行轨道机动时所需的连续小推力，从而实现编队构型的维持和重构.仿真结果表明，在主航天器太阳帆的姿态角和反射系数相对固定的条件下，对于太阳同步轨道上的高面质比太阳帆航天器编队，使用滑模控制方法，能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生推力抵消摄动力影响，达到长期维持太阳帆航天器编队构型的目的；通过开环控制方法，能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生连续小推力，在较长时间周期内实现编队重构.

考虑充液月球着陆器悬停避障阶段的控制问题，采用三维球摆作为液体晃动部分的等效模型.针对球摆与刚体耦合的三维动力学模型，给出动力学模型的矢量方程及各矢量在本体系的投影坐标，设计位置和姿态联合控制器.所设计的控制器可以稳定航天器刚体的位置和姿态，且只依赖刚体的位置和姿态，不依赖晃动角或者动力学方程，利于工程应用.利用LaSalle不变原理分析闭环系统的稳定性，给出期望姿态为竖直时系统渐近稳定的控制器参数选择依据.最后数值仿真验证控制方法的有效性.

针对月球南极探测任务，综合考虑中国地基深空测控系统现状、月球南极地区光照及地球再入终端等约束条件，利用月球反垂点概念，提出一种从环月轨道出发的三级返回窗口搜索策略.其次，提出一种改进多圆锥截线法，将月球非球形摄动加入到区间的轨道外推中，基于二级返回窗口对返回轨道进行了初步设计.给出以月球南极地区Shackleton撞击坑边缘一点为假定落点，于2020年自月球南极地区返回的仿真算例.仿真结果表明：一方面，窗口搜索方法可以有效解决多约束条件下的月球南极返回窗口设计问题；另一方面，改进多圆锥截线法作为一种初始轨道设计方法，可以有效减少再入误差，同时为后续高精度轨道积分提供良好初值.

研究地球同步轨道处径向两星库仑编队队形保持的自适应控制问题.建立了双星库仑编队在地球同步轨道处径向两星库仑编队动力学模型.基于建立的非线性化动力学模型，同时考虑到外部扰动和动力学模型误差等因素，设计径向两星库仑编队在地球同步轨道处的构型保持自适应控制律，并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性.最后进行数值仿真，并与传统PID控制进行了比较.仿真结果表明提出的自适应控制律响应速度快，稳定性好，编队构型能够收敛到期望值，控制性能明显优于PID控制.

对通过阻尼机构连接的多柔体航天器动力学问题进行研究，考察的系统由航天器本体、若干六自由度刚性阻尼平台以及固连于阻尼平台的大柔性附件构成，阻尼平台与航天器本体之间以弹性阻尼装置连接，为典型的多柔体系统.以混合坐标描述系统的运动，利用Kane方程建立了具有较强通用性且有利于系统控制器设计的含有约束阻尼的动力学模型.数值仿真结果表明，阻尼器可有效衰减柔性附件的振动，有利于星体受扰后的快速稳定

针对电推进系统高功率需求，以整星能源的高效利用为目标，以电推力器的复杂工程参数和整星能源为约束，提出基于太阳电池阵和蓄电池组联合供电的静止轨道卫星电推进在轨工作策略，定量分析不同电推进类型、太阳翼构型、电源系统配置等对工作策略的影响，得到复杂工程约束条件下的南北位保、东西位保和角动量卸载控制周期的优选方法.仿真算例表明，在留有工程设计余量的情况下，根据该方法优选得到的电推进工作策略可以满足电推进系统的使用要求和整星能源平衡要求，与采用增大太阳帆板面积的方法相比，可避免卫星平台承重能力降低（约60 kg），并提高整星能源利用率.

针对近距离交会对接特点，提出一种由制导脉冲确定的交会对接安全带概念，在标称轨迹附近分别设计无控带、修正带、警戒带和紧急撤离带和基于安全带的制导策略.仿真结果表明，该制导策略能及时敏感部分故障，且燃料消耗不大，是燃料消耗和轨迹安全折中的一种制导策略.

 摩擦和间隙是影响电动舵机结构力学特性的典型非线性因素.基于电动舵机伺服系统模型，研究摩擦、间隙非线性因素的特性及其对舵机控制的影响.设计一种低摩擦力、间隙可控舵机传动机构，进行实验与仿真分析.结果表明，该新型传动机构能够改善传统舵机摩擦阻力大、间隙可控性差的状况，并提高舵机控制的精度和稳定性，为电动舵机伺服系统结构特性研究和控制系统研究提供基础.

针对“重复加锁解锁”和“volatile修饰符误用”两种数据访问冲突缺陷模式，提出基于编码规则的检测方法.首先，对缺陷模式的故障机理进行分析，提炼出3条编码规则用以在开发阶段避免缺陷发生，并基于一个静态代码检查工具SpaceCCH进行了规则检测方法研究和实现.在实际星上软件上的实验结果表明，扩展的SpaceCCH能够高效、低误报、低漏报地发现规则违反，从而有效避免这两种的数据访问冲突问题.本文的贡献在于将一类复杂缺陷的检测转换为相应的编码规则及其检测.

针对航天嵌入式软件测试环境通用化需求，提出动力学软件的通用化设计方法.基于航天动力学仿真的特点，设计灵活、通用和易于扩展的软件框架、接口数据结构和接口函数，适用于在研型号的所有接口处理方式.该方法在实际型号工作中完成应用，显著提高了动力学软件的研制速度，动力学软件运行稳定，精度满足测试要求.

 随着软件复杂度的迅速增长，传统的基于测试的方法逐渐难以满足航天器操作系统的可靠性和安全性需求，形式化方法逐渐成为航天器操作系统安全可靠性的有效保障.基于Rodin平台，采用EventB形式化语言，通过需求和设计重写、制定精化策略并逐步精化的方法，对航天嵌入式操作系统SpaceOS2的中断管理模块建立了需求层和设计层形式化模型，将模型检验和定理证明相结合，验证模型的正确性并且满足安全性质.