摘要： 针对航天器姿态控制系统相平面控制的稳定性分析这一难题，本文提出一种简化相平面控制律，并选取刚体卫星作为被控对象，研究闭环控制系统的稳定性.利用相平面分析方法对闭环系统轨线进行定量估计，证明闭环控制系统存在特定的稳态区域，并给出该稳态区域的计算公式.采用相平面分析方法定量估计闭环系统轨线的思想，证明当控制律参数满足适当条件时，从任意初值状态出发的闭环控制系统轨线都可以在有限时间内到达稳态区域，并且一直保持在稳态区域中，从而证明闭环控制系统的全局一致最终有界性.推导出闭环控制系统的轨线从初值状态到达稳态区域所用时间的估算公式.仿真验证了结果的有效性.

摘要： 针对在轨姿态异常后星体高速自旋情况，开展星体自旋角速度确定方法研究.提出一种基于太阳敏感器测量数据确定自旋角速度的方法，并对自旋角速率确定误差进行分析，得到各误差源对确定精度的影响关系；基于角速率确定误差分析结论，给出根据角速度大小选取不同时间间隔测量数据的策略，通过大时间间隔测量数据的选取，保证小角速度情况下的确定精度.所提出方法的有效性通过数学仿真验证，并在实际应用中基于太阳敏感器遥测数据获取在轨姿态异常卫星角速度.  

摘要： 本文提出一种新的变速控制力矩陀螺（VSCMGs）的角动量管理方法.将VSCMGs的控制力矩(CMGs)模式和飞轮模式分开求解同步输出，对CMGs模式力矩输出进行奇异值分解，只有CMGs模式接近奇异的时候，在奇异方向上的指令力矩才会分配一部分给RWs模式，从而在保证VSCMGs输出精度的情况下尽量充分的利用VSCMGs的执行能力.同时角动量管理算法中还引入零运动来实现转子轮速平衡以及框架构型避奇异，并且考虑了框架角速度死区非线性以及忽略项的补偿问题.仿真结果表明，所设计的操纵律在航天器大角度快速姿态机动时，可以实现高精度的大力矩输出.  

摘要： 由于投弹包络范围大及复杂多变的飞行环境，模型存在高度不确定性、外界阵风干扰以及弹体内部强扰动等，使得导弹滚转姿态具有一定控制难度；另一方面，对于弹翼展弦比小的轴对称微小型空地导弹来说，其结构特性的原因使得基于二回路经典控制论下的滚转姿态得到的控制品质较差，且鲁棒性及抗干扰能力弱.因此提出采用降阶ESO估计内外强干扰及不确定性等复合干扰并进行实时前馈补偿，在简化标称模型基础上利用最优控制思想即带有积分项的LQR稳定区间法来设计控制器，实现无静差稳定跟踪响应的复合控制方法，以此来提高弹体滚转姿态的动态特性、鲁棒性及抗干扰能力，并进一步证明其闭环稳定性，由仿真得出此复合控制方法优越性的结论.  

摘要：针对地球或火星的大气层进入过程提出一种具有有限时间收敛性质的阻力加速度跟踪鲁棒制导律.将再入动力学方程抽象为一类带有不确定性及扰动的非线性系统，并针对该类系统提出一种基于滑模控制的有限时间鲁棒控制律.将所提出的理论方法应用于阻力加速度跟踪制导律的设计中，设计可使阻力加速度在有限时间内跟踪上标称值的制导律.仿真验证方法的有效性和先进性.  

摘要： 以CW方程为基础针对圆轨道近距离双脉冲绕飞问题，研究基于长方体禁飞区的安全绕飞轨迹设计方法.针对双脉冲绕飞动力学模型中的变量进行代数变换，在此基础上对变量间的关系进行推导，证明部分变量在特定区间范围内具有单调性的定理；给出保证绕飞轨迹安全的约束条件，进而结合推导出的定理和安全约束条件得到轨道面内全方位安全绕飞轨迹的一般性设计方法.通过针对以目标器正后方为绕飞起点的两种典型绕飞以及到任意方位的绕飞进行仿真，验证方法的有效性.  

摘要： 为实现精准的交会对接需要同时进行相对位置与相对姿态的六自由度控制.在控制指令一定的情况下，不同的推力器配置以及不同的控制分配算法会带来不同的推进剂消耗.实际任务中，可以从时间和空间上对控制指令进行划分，即控制指令在一段时间内集中在一定的空间区域内.本文提出发动机配置区域平均燃料消耗的度量指标，针对三维和六维控制任务给出区域平均燃料消耗的计算方法，进而提出对推力器配置阵的优化思路，对于完善控制指令分配和推力器配置设计与优化有重要的意义.  

摘要： 针对四足机器人腿部关节控制和转弯步态规划问题，建立四足机器人单腿动力学模型，分析其多输入多输出、时变、耦合和非线性等特性，建立并推导一种具有输入解耦形式的多输入输出特征模型；在此基础上设计由多变量黄金分割自适应控制律和微分控制律组成的控制器；其次提出一种对角转弯步态，通过修正左右腿的迈步步长实现机器人的转弯，进一步分析步长修正量与转弯半径的关系；最后通过虚拟样机技术，分别进行机器人零负载和50 kg负载情况下的直行和转弯步态仿真，仿真结果验证所提方法的有效性.  

摘要： 针对现有地基深空通信系统存在深空通信距离不够远、数传速率不够高等缺点，提出一种基于分布式协同控制的天基主动深空通信与太空射电望远镜功能一体系统.该系统部署在地球静止轨道上，由1颗馈源星、1颗中心星和4294颗小卫星（单元星）通过精密编队和在轨自主组装的方式构成，一体化集成天基主动深空通信功能和射电天文望远镜功能.该系统可以为深空探测器提供一个星地高速中转站，由于其部署在地球静止轨道，几乎不受大气云层影响，可以大幅度提升深空探测通信支持距离和数传速率，且能使射电天文望远镜的分辨率和灵敏度提升1~2个数量级.  

摘要： 针对半球谐振陀螺零偏受温度影响容易发生漂移的问题，提出一种基于陀螺自身谐振频率的自补偿方法.通过分析陀螺谐振频率与温度的关系特性说明陀螺谐振频率用作温度信息进行补偿的可行性，建立陀螺零偏的温度补偿模型及方案，采集陀螺驱动回路的谐振频率对零偏进行实时补偿.此方案中，陀螺谐振频率检测的分辨率为0.03 Hz，对应的温度分辨率为0.075 ℃，在-10 ℃～60 ℃温度范围内，陀螺的零偏漂移由补偿前的30（°）/h降低到2.8（°）/h.实验结果证明该方案的有效性.  

摘要： 热容法作为一种新的推进剂剩余量测量方法，由于具有实施方便、测量精度高等优点，适用于卫星在轨寿命末期的推进剂测量.为了验证热容法的可行性，考察热容法的测量精度，并对星上热容法方案给出实施建议，对某贮箱进行了热容法试验验证研究.在不同加热工况下，对不同试液装填量进行试验，采集不同测温点的热响应数据，通过对试验数据的分析，得出了热容法的测量精度，验证了热容法的可行性，并且提出了具体的实施建议，为热容法的后续在轨应用提供参考.