针对未来月面着陆动力下降段轨迹规划需综合考虑多性能指标的问题，提出一种对飞行轨迹先优化后决策的多目标轨迹规划方法.在多目标进化算法MOEA/D-AWA(multi objective evolutionary algorithm based on decomposition with adaptive weight adjustment)的框架下对轨迹规划的多个指标进行分解，得到若干个单指标的子问题.将凸优化算法作为求解单目标轨迹优化子问题的底层算法，嵌套在MOEA/D-AWA的框架中，经过迭代优化获得一组动力下降段飞行轨迹，其构成多目标轨迹规划问题的帕累托最优解集.根据模糊决策理论对各个帕累托最优解对应的多个轨迹指标逐步降阶并进行综合评估，经过决策得到多指标约束下的飞行轨迹.仿真实验表明，该轨迹规划方法能够在综合多目标的情况下，优化获得一组动力下降轨迹集合，且能够根据不同任务要求从中决策出最优的动力下降段轨迹，可有效解决月面飞行器的多目标轨迹规划问题.

针对GEO业务卫星空间规避问题，提出一种基于碰撞概率优化的GEO卫星空间规避策略.建立脉冲推力控制下的位保模型，解释碰撞概率的假设条件与计算原理，针对GEO卫星对原有碰撞概率计算方法进行改进，提出了一种考虑了速度误差的碰撞概率计算方法，以脉冲速度大小为变量，以消耗速度冲量最小和碰撞概率最小为优化目标，基于非支配排序多目标遗传算法(NSGAⅡ)进行多目标优化，对碰撞概率较大的问题求出其帕累托最优解.考虑GEO卫星定点保持的业务要求，得到满足其位保精度的空间规避策略，并进行仿真验证了空间规避策略的有效性.研究结果可为在轨业务卫星实现满足位保要求的空间安全规避提供思路.

为满足敏捷成像星座观测目标的重访周期需求，提出一种混合编码差分进化算法.分析敏捷成像卫星的工作特点，构造评价重访周期需求满足情况的目标函数，建立成像任务约束满足模型.针对观测任务选择与否、执行顺序和成像时间的优化需求，提出一种二进制实数混合编码差分进化算法，实现了成像任务在时间轴上的分布优化.通过工程实例进行仿真校验，仿真结果表明相比于基于二进制编码的遗传算法，本文算法在优化时间和优化效果方面都有较大优势.

由于间接飞行时间(indirect time of flight，iTOF)相机存在空间非均匀性照明的问题，在进行深度图平移配准时，会导致像平面外围区域的测量深度误差较大，影响后续深度配准的准确性.为解决该问题导致的错配情况，提出一种加掩码的频域归一化互相关(normalization cross correlation, NCC)深度配准方法.对和待配准深度图同一帧的灰度图进行加掩码处理，将非均匀区域掩蔽，然后使用频域的NCC方法进行配准，最后用配准得到的平移向量对两幅对应帧的深度图进行叠加，完成深度配准.该方法在4%的尺度缩放范围内，可以实现正确配准，水平方向的像素相对误差可以达到1.97%，垂直方向像素相对误差可以达到1.74%，且误差符合正态分布.该配准方法具有稳定性和可靠性，可以解决由非均匀性照明引起的深度错配问题.

空间机械臂操作环境是时变且不确定的，存在接触力过大造成损坏的风险，对机械臂操作柔顺性提出挑战.本文以六自由度机械臂为研究对象，针对定导纳控制在时变不确定接触环境依赖精确估计实现力跟踪的问题，研究了自适应变导纳控制.针对自适应变导纳控制超调过大的问题，设计了用于补偿自适应策略参数的模糊系统，提出一种自适应模糊变导纳控制方法.基于三类时变环境进行了Matlab/Simulink仿真，验证了自适应模糊变导纳控制算法的有效性.仿真结果表明提出的自适应模糊变导纳控制在时变接触环境下具有更优的力跟踪和超调抑制综合效果.

在工程应用中，激光链路构建过程不可避免地会受到各种不确定性的影响，导致激光建链在扫描过程中对指向区域估计不准，降低星间激光建链的准确性.因此，应多方面考虑不确定因素来修正低轨激光星间链路的动力学指向误差模型，为后期的扫描捕获提供基础.提出一种考虑不确定性因素的低轨卫星激光星间链路动力学指向误差模型修正方法，激光星间链路系统以及不确定参数进行描述，建立系统动力学模型；对不确定参数进行了灵敏度分析，并基于灵敏度指标，使用Kriging方法建立了原有系统动力学的代理模型，并验证模型预测精度；确定不确定性量化指标，使用贝叶斯随机模型修正技术对系统动力学模型不确定参数进行修正；通过数值仿真验证了不确定性下的星间链路指向误差动力学模型修正方法的有效性和可行性.

外测数据跟踪部位修正对于飞行器飞行试验的高精度轨迹参数获取有着重要意义.提出一种基于飞行器遥测姿态数据和粗略轨迹参数的跟踪部位修正新方法，利用遥测姿态数据确定惯导平台中心与跟踪部位轨迹参数的变换关系，进而由粗略轨迹参数推算惯导平台中心与跟踪部位测距、径向速度、方位角和俯仰角的差异值，实现跟踪部位修正量的准确计算.采用误差传播法对粗略轨迹误差影响下的跟踪部位修正精度进行理论分析，验证了该修正方法在实际应用中的有效性.进一步通过仿真实验和实装实验检验了修正精度.结果表明跟踪部位修正量的计算误差远小于外测系统的精度指标要求，有重要的实际应用价值.

空间卫星部件的准确分割对于在轨对接及维修等具有重要意义，然而太空场景的特殊性导致卫星及其部件和太空背景的像素数量差异悬殊，同时不同部件在相邻区域难以区分.本文提出边界辅助监督的轻量化卫星部件语义分割网络(edge auxiliary supervised components segmentation network，EASCSN)，经过双分支结构提取多尺度特征和全局语义信息，并以级联形式将语义信息注入到空间特征中，采用多尺度特征聚合解码器处理编码器特征并完成部件分割.此外，为了提高网络边界感知能力，增加边界监督策略辅助训练.在公开数据集的定性与定量实验证明，本方法能在实时且轻量的前提下准确完成卫星部件语义分割，其中平均交并比达到74.74%，平均准确率达到80.99%，计算量和参数量仅为6.08GFLOPS(giga floating point operations per second)和5.45M，在NVIDIA Tesla T4 GPU上分割速度能够达到43.29帧每秒.高效的卫星部件识别具有辅助感知目标卫星结构和完成空间任务的应用价值，并具备推广星上计算机的潜力.

深度神经网络目标检测算法计算复杂度高、模型复杂，对硬件平台的算力有很高需求，针对以上问题，设计了一种基于现场可编程门阵列(field programmable gate array，FPGA)芯片的硬件专用加速器.通过软硬件协同方法，设计具有高并行度及深度流水的片上架构，并使用模型量化、结构优化等方法对神经网络模型进行优化.在所设计的加速器系统中进行神经网络目标检测算法的部署，实现了高数据吞吐率、低功率消耗的FPGA神经网络计算，且模型精度损失低于1.2%，为在低能耗嵌入式平台上部署深度神经网络目标检测算法提供了有效解决方案，可广泛应用于机载、星载智能计算设备.

随着空间技术的发展,星载操作系统从单一任务类型的封闭式系统转变为多种任务类型混合的开放式系统,此时系统的可预测性难度和不确定性增大,而现有的表调度策略已无法解决该场景下多任务类型混合调度时的可调度性分析问题，同时也不能支持系统运行时新任务的动态载入，阻碍了星载操作系统的智能化和多样化发展. 针对该问题,本文以保障航天器的实时性需求及功能的可扩展性为研究目标,提出基于任务关键等级的两级准入控制策略. 通过模型建立对任务的时间特性进行了描述,并全面分析了高优先级任务产生的最大干扰时间,进而分别提出基于干扰时间上界和基于响应时间分析的可调度性判定方法. 实验结果表明,相较于现有算法,本文方法极大地减小了高优先级任务干扰时间的计算开销,并通过对任务运行时信息的追踪,改善了算法实时性能,提升了处理器利用率,为解决航天器系统中零散任务的准入控制问题提供了理论基础.

在超声电喷推力器中，声振与电场力共同作用使得液膜界面失稳破裂，进而发射液滴并产生推力.为了揭示超声电喷推力器中液膜初始失稳的物理机制，针对超声与电场力耦合作用下液膜的线性不稳定性进行了理论研究.基于Floquet理论，对声振和静电场耦合作用下漏电介质平面液膜进行了线性不稳定性分析，求解了扰动增长率、频率与波数之间的色散关系，通过绘制色散曲线，获得电学、振荡及物性参数对线性失稳的影响规律.结果表明，根据极板间距与液膜厚度之比的不同，液体电导率和介电常数对不稳定性的影响规律会发生改变.当参数不稳定区域增长率较大时，电场力的增强会促进失稳，而当参数不稳定区域增长率较小时，电场力的增强会抑制失稳.

针对当前霍尔推力器磁路设计主要依靠经验进行人工调节的现状，本文建立了高效率高质量的磁路优化设计方法，解决逐次调节单个磁路尺寸效率低，无法满足日益精细化磁场需求的问题.通过调研经过飞行验证的推力器，明确磁场参数描述方式及范围，提炼出了霍尔推力器设计的磁场准则；在此基础上，采用基于有限元方法的尺寸优化，将磁场要求嵌入磁路优化的约束中；在多约束算法的自动寻优下完成磁路设计.选取具有双磁屏的典型磁路结构形式作为初始磁路，以1.35 kW级推力器进行验证，结果表明，优化后磁路质量减轻34.9%，励磁功率减小5.6%，磁倾角从最大超过20°减小到6°以内，对称性得以改善，最大磁场强度增加8.3%，磁场梯度提高6.4%.本文提出的基于尺寸优化的磁路设计方法适用于各功率级霍尔推力器，允许磁场需求参数在较宽范围内变化并支持同时调节数十个关键尺寸，优化磁路较好地满足了磁场设计需求.