摘要： 综合文献及作者研究实践，介绍了感应式脉冲等离子体推力器的原理和特点.从国外研究机构与项目、推力器组件和系统集成实验、工作机理数值仿真等方面，总结和评述了达到的技术状态与认识.最后梳理了面临的技术挑战，提出了可能的解决途径.  

摘要： 针对火星进入段控制受约束、大气环境以及探测器自身参数不确定性等问题，提出控制受约束的火星最优鲁棒进入制导方法.将针对参数不确定系统的最优性能指标转换为针对标称系统的修正性能指标；同时考虑控制约束，在性能指标中引入饱和函数，将制导问题转化为求解修正HamiltonJacobiBellman (HJB)方程问题；由于HJB方程是偏微分方程，求解有难度，利用神经网络的逼近能力近似求解.本文制导方法保证了不确定系统有最优的性能指标上界和较强的鲁棒性.最后将其应用到火星进入制导中，仿真结果表明系统存在不确定的情况下，仍可以很好地满足火星进入段终端条件，控制量也在约束的范围内，从而验证所提方法的有效性.    

摘要： 金星探测需要超长距离低码率传输，因而金星探测器需要保持其数传天线指向地球.相对于地球轨道飞行器来说，金星探测器距离太阳更近，需要固定散热面来维持探测器内的温度.提供一种基于在金星探测器偏置安装天线的姿态指向设计，能够保证从金星向地球传输数据并且维持散热面远离太阳.而此设计旨在减少数传天线的数量至一根同时将两个固定平面作为散热面.还提供两种详细方案来控制姿态机动来保证在数传天线始终指向地球的同时在特定节点切换散热面.  

摘要： 针对以固体微推力器阵列为执行机构的微小卫星初入轨姿态控制需求，研究固体微推力器阵列规模的估计方法.在设计了微推力器阵列单元调用规则和姿态控制律后，考虑微推力器阵列各单元冲量输出的不确定性，使用区间数表示微推力器单元的力矩输出，引入区间算法对初入轨的消旋和姿态捕获两个主要过程中微推力器单元的消耗情况进行计算.利用区间数的不相关性，改善区间计算过程，减小了由区间积分导致的区间扩张.仿真分析表明，提出的固体微推力器阵列规模估计方法可以给出预定入轨条件下的阵列规模需求，且其结果不依赖于微推力器单元力矩输出的概率特性.  

摘要： 针对卫星敏感器故障情况下的故障诊断与容错控制一体化设计问题，本文将敏感器有效性因子和控制器增益作为整体，利用区域极点配置方法设计综合输出反馈控制律，保证了良好的系统性能；再利用敏感器偏差的最优估计方法进行实时估计敏感器有效性因子，反解即可得到控制器增益，保证了控制的实时性和快速性；最后通过仿真验证了所提方法的有效性.    

  摘要： 为解决VGT的避障规划问题，给出一种等效机械臂模型并分析单级VGT正向递推运动学中的冗余问题.针对等效模型，利用遗传算法设计避障规划算法得到等效模型变量，再反算VGT各级可调杆长度得到VGT的避障算法.所得结果使得VGT等效机械臂模型各级具有相同的移动关节长度，且相邻两级转动关节角度变化较小.对避障规划结果和VGT到等效模型的变换进行仿真验证对比，验证算法有效性.    

摘要： 随着技术的发展，微小卫星已经成为一种功能强大的航天器.为了进一步拓展微小卫星的应用领域，提升其任务效益，高敏捷机动能力成为了微小卫星发展的重要方向.控制力矩陀螺（CMG）因其具有高转矩能量比和低重量力矩比，将成为实现微小卫星敏捷机动的重要执行机构.介绍一种新型的可应用于微小卫星的微型CMG，其角动量为0.1 N·m·s.经过实验室测试和环境试验，结果表明该型CMG可满足微小卫星的姿态控制需求.  

摘要： 九自由度运动模拟器是标定航天器交会对接GNC子系统中交会对接光学成像敏感器（CRDS）的关键设备，具有较高的相对位置精度要求.以此为出发点，对影响系统综合指标的误差组成进行系统性分析.梳理各误差分量的关系及相互作用原理，建立误差模型，通过对系统综合指标进行合理的分解与分配，最终使九自由度运动模拟器系统精度达到设计要求.    

摘要： 飞行控制系统作为航天飞行器的关键机载系统，其运行情况直接关系到飞行任务的成败.通过良好的测试性设计，可以提高系统的可靠性和安全性，减少维修人力及其他保障资源，降低寿命周期费用.对拜占庭容错体系结构的航天器控制系统和分层多信号流图模型的测试性设计和建模方法进行了详细的叙述，并对基于拜占庭容错体系结构的航天器控制系统进行了测试性建模，通过测试性建模和分析系统（TMAS软件）验证控制系统测试性设计的正确性和有效性.  

摘要： 针对霍尔推力器通道内的放电过程，建立一种基于COMSOL软件的仿真模型.该模型以等离子体内部电子和离子的漂移扩散为核心，结合电磁场、气体流动以及等离子体内部的碰撞反应，通过合理选取系统方程、边界条件以及求解器，有效估算霍尔推力器的性能参数以及各物理量在通道内的分布.将仿真结果与理论相比较，验证该模型用于霍尔推力器数值仿真的有效性并以此对推力器进行磁场优化设计.    

摘要： 动中成像姿态机动模式作为敏捷卫星一种新的工作模式，具有机动过程复杂、姿态实时变化、指标要求更高的特点，原有的集成测试环境和测试方法难以对其进行有效验证，针对这一问题，设计了分系统集成测试方案.该方案对分系统集成测试环境的主控机、动力学模型和数据分析系统进行设计，实现了基于任务的自主测试、目标姿态计算模型和可视化测试功能，对测试方法中的机动模式的典型测试工况和指标测试进行了研究.测试结果表明，该方案可有效验证控制分系统姿态机动功能的正确性和指标符合情况，为开展分系统集成测试提供了思路.  

摘要： 根据某型号搭载的七自由度空间机械臂的测试任务，设计一套空间机械臂地面仿真与测试系统.该系统可以完成两方面的功能：一是利用空间机械臂模拟器进行半物理仿真，对空间机械臂控制线路盒的电接口和控制软件功能进行测试；二是采用吊丝卸载装置对空间机械臂真实产品进行全物理试验，对在轨任务进行地面演示验证.利用所设计的测试系统已经完成了某型号空间机械臂的地面测试与演示验证任务，目前该型号已经发射成功，空间机械臂已经成功完成在轨试验.所设计的空间机械臂地面仿真与测试系统具有较好的通用性和扩展性，可以应用于其他空间机械臂产品的地面测试.