为了减少在轨卫星的喷气卸载次数，节省推进剂，延长卫星的使用寿命，对地球静止轨道零动量卫星和V型轮偏置动量卫星的角动量管理问题进行了研究.根据卫星角动量累计演化特点，给出两类卫星的角动量管理方法，提出优化的喷气卸载策略.基于上述研究对在轨卫星非正常卸载情况进行了理论分析与仿真验证，提出解决措施.在轨试验表明，基于优化的喷气卸载策略进行卫星角动量管理，可明显减少卫星的卸载次数，验证了策略的正确性.

对于配置多个星敏感器的卫星，采用常规的定常增益卡尔曼滤波方法进行姿态确定时，存在滤波定常增益矩阵众多、系统复杂的问题，为了简化滤波系统设计，统一定常增益矩阵，提出一种基于虚拟星敏感器的姿态确定方法.给出一种计算量小、适合星载计算机在轨实时计算的星敏感器时间滞后补偿及相对基准标定算法，将星敏感器的输出数据统一到当前星时，同时将星敏感器的测量基准统一.基于单星敏/双星敏的输出数据构造虚拟星敏感器(安装矩阵为单位阵)的输出数据，设计统一的定常增益矩阵进行姿态确定.仿真结果表明，本方法与常规的定常增益卡尔曼滤波方法姿态确定精度相当，从而验证该方法有效，且具有重要的工程应用价值.

为建立全电推进卫星的精确模型、设计全电推卫星的姿轨控方法及提高卫星的控制精度，针对一种配置可展开矢量调节机构的全电推卫星开展动力学模型研究.建立四关节可展开矢量调节机构的模型，推导基于可展开式矢量调节机构构型的全电推卫星的电推力及力矩模型，在此基础上建立全电推卫星的姿态轨道动力学方程.利用此模型描述全电推进卫星的姿态运动状态及轨道变化，能够准确反映出卫星的运动性能，该模型已应用于我国亚太6E卫星研制中，应用该模型对卫星进行的动力学仿真结果符合测试及分析结果，且该卫星在轨控制效果与预期一致，验证了模型的有效性.

基于点云的空间非合作目标位姿估计，常受到噪声影响. 提出截断最小二乘估计与半定松弛(truncated least squares estimation and semidefinite relaxation, TEASER)与迭代最近点(iterative closest point, ICP)的结合算法，提升空间非合作目标位姿估计精度与鲁棒性. 该方法包括粗配准与精配准两个环节：在粗配准环节中，基于局部点云与模型点云的方向直方图特征(signature of histogram of orientation, SHOT)确定匹配对，利用TEASER算法求解初始位姿；在精配准环节中，可结合ICP算法优化位姿估计结果. 北斗卫星仿真实验表明：在连续帧位姿估计中，噪声标准差为3倍点云分辨率时，基于TEASER的周期关键帧配准方法的平移误差小于3. 33 cm，旋转误差小于2. 18°；与传统ICP方法相比，平均平移误差与平均旋转误差均有所降低.这表明所提出的空间非合作目标位姿估计方法具有良好的精度和鲁棒性.

为了提高太阳电池阵多变量预测的精度,解决阳电池阵遥测参数存在周期波动与增长性互相耦合的问题，提出一种基于STL Prophet Informer模型的太阳电池阵多变量预测算法.该算法首先应用局部加权周期趋势分解算法(seasonal and trend decomposition procedure based on loess，STL)对太阳电池阵的多个参数分解为趋势分量、周期分量和残差分量,然后采用对趋势性数据预测效果较好的Prophet预测趋势分量，Informer模型预测周期分量和残差分量，最后将各分量预测结果相加后得到总的太阳电池阵参数预测值.以某卫星太阳电池阵实际遥测数据做算例分析,提出算法的各项误差评价指标和单一的Informer模型、LSTM模型等相比有明显减小，将该组合预测模型用于太阳电池阵多变量参数预测中,可以提高参数预测精度，提升卫星自主运行性能.

在当前的空间态势感知领域，针对快速移动的空间点目标的检测与跟踪，传统的基于帧的视觉传感器表现出了一定的局限性，难以满足日益增长的任务需求.因此，基于神经形态学的事件相机，凭借其高时间分辨率和高动态范围，已成为目前的研究焦点.提出一种基于异步事件流的空间点目标跟踪方法.通过单层脉冲神经元滤除其中的噪声，并得到候选目标；采用最近邻运动轨迹关联对候选目标进行持续跟踪，从而得到每个候选目标的运动轨迹；通过特征权重虚警滤除去除候选目标中的虚警目标，保留实际的空间点目标的运动轨迹.在实验阶段，分别使用CeleXV事件相机测量事件数据和公共空间目标事件数据集(EBSSA数据集)验证了所提出算法的有效性.实验结果显示，在灵敏度和信息量两项指标上，相较于文中提到的基于事件的空间目标跟踪方法具有一定的优势，证明了基于异步事件流的空间点目标跟踪方法能够准确地从原始事件流数据中检测出一个或多个空间点目标，并获取其运动轨迹.

视觉定位是计算机视觉中的基本任务，在无人机测控、视频监控和遥感分析等领域有着广泛应用.在GNSS拒止情况下，利用图像进行视觉定位是重要的导航替代方法.然而，由于室外场景易受天气、季节和光照等变化影响，细节的表观差异方差大，无人机视觉定位的鲁棒性与精度在近地面时难以保证.提出一种基于虚拟图像合成的视觉定位框架.设计阴影映射和深度卷积图像填补网络来合成具有大表观差异和大视差的虚拟图像集，以提高2D 3D配准质量从而提升视觉定位的鲁棒性.实验数据表明，与国际同类方法相比，本方法合成的图像质量在视觉效果、匹配点数量、置信度和视觉定位的精度等指标上都获得了明显的提升，可以支持大表观差异下的无人机视觉定位.

可展薄膜结构平面太阳翼由于极具纤薄和轻柔的特性，导致其动力学性能参数显得相当复杂.为全面、准确地明晰大挠性太阳翼动力学特征对新型百公斤级低轨卫星姿态控制性能的影响，采用ANCF(absolute node coordinate formulation)索梁模型和ANCF薄膜单元构建主要挠性附件，基于索梁预应力建立大型空间可展结构的动力学模型.通过建立的动力学模型，综合考虑太阳光压力、气动阻力、重力梯度力矩和地磁力矩在内的复杂空间环境干扰，采用复模态指示函数(complex mode indication function，CMIF)进行薄膜结构平面太阳翼模态参数在轨辨识的研究.辨识结果与仿真分析结果的对比表明，CMIF方法能够有效地识别可展薄膜结构平面太阳翼的低阶固有模态，为该技术的工程实施提供了坚实的理论研究基础.

针对存在模型参数不确定以及受到外部干扰的挠性航天器的高精度姿态控制和主动振动抑制问题，根据自耦PID(auto coupling proportional integral derivative，ACPID)控制理论提出了一种简单的自耦PD(auto coupling proportional derivative，ACPD)控制方法.将挠性航天器姿态运动的已知和未知内部动态以及外部干扰定义为一个总扰动，进而将其等价映射为一个二阶线性扰动系统.据此构建了在复合总扰动反相激励下的受控误差系统，根据ACPID控制理论分别设计了ACPD姿态控制器和ACPD主动振动控制器，并分析了每个系统的鲁棒稳定性和抗扰动鲁棒性.仿真试验结果表明，ACPD姿态控制器对姿态角指令有较好的跟踪性能，ACPD主动振动控制器也能有效地抑制挠性附件的振动.

针对SRS (spherical roll spherical joint)结构的机械臂，提出了一种基于臂型角规划的逆运动学求解方法. 根据目标位置设置臂型角，将臂型角作为冗余参数，利用机械臂的几何特征求出逆运动学解析解. 同时，针对机械臂运动过程中可能产生的臂型角奇异位形工况，引入肘部位置约束获得运动学逆解. 通过UGSimulink联合仿真及物理试验，验证了方法的有效性. 当机械臂位于肩关节奇异位形，可避免采用关节角参数化求解时产生无数组解的结果. 在重力卸载环境下的抓捕和释放物理试验中，有效解决了空间运动受限时的空间奇异解问题.

针对卫星仿真技术的标准化和通用化发展需求，基于FMI(functional mock up interface)的接口标准和模型复用技术，构建一个能够支持卫星数字仿真的工具体系架构，在此基础上，运用模块化思想设计了卫星数字仿真平台，并给出Simulink及C/C++模型的FMI标准封装方法.利用卫星数字仿真平台，搭建了多星运行仿真场景，通过远程过程调用技术，将仿真过程数据推送到可视化平台中，完成对卫星运行场景的可视化展示.仿真案例说明，卫星仿真平台可以对模型运行状态及变化趋势进行监控，同时，场景可视化平台可以对卫星的运行轨道及姿态等数据实时动态显示.

在轨服务与维护是未来航天技术的重要发展方向.在轨服务如燃料加注、剪切与操作电线、旋拧盖子和拆装阀门等任务，具有负载轻、近距离感知及精准定位和抓取等特点.针对这些应用场景，采用轻量化机械臂Kinova及自带彩色和深度(red,green,blue and depth,RGBD)相机进行感知、定位和抓取，完成地面验证实验，为在轨服务提供理论支持.介绍了机械臂抓取系统的研究背景并描述开发平台及其特点，以及相机标定、彩色相机与深度相机配准原理.利用机器人操作系统(robot operating system,ROS)的坐标变换树得到彩色图像目标像素在世界坐标系的坐标位置.针对特定的抓取对象提出基于色调、饱和度和亮度(hue,saturation and value,HSV)颜色空间图像分割方法，进行目标检测、分割以及空间定位，实验环节机械臂根据视觉定位结果完成目标抓取过程，证明了颜色空间图像分割方法和深度图结合定位的有效性，为在轨服务提供了理论验证.