针对在弱引力双小行星系统环境下，探测器无动力或仅具有微弱机动能力时的表面着陆问题，提出基于不稳定流形和庞加莱截面法的低能着陆轨道设计方法.通过搜索共线平动点附近的周期轨道，计算单值矩阵的特征值及特征向量，求解周期轨道的不稳定流形，大幅减少了着陆过程中的燃料消耗.对于有微弱机动能力的着陆器，提出不稳定流形和下降轨道集拼接的轨道设计方法，获得满足末端约束的低能着陆轨道.通过数值仿真验证：与遗传算法计算双脉冲着陆轨迹方法相比，本文所提方法可以灵活地添加末端约束以及设计目标着陆点，且不需要设计惩罚函数以及进行迭代运算，计算效率高.与完全自然着陆的低能量着陆轨迹相比，该方法能够有效地扩大着陆候选区域.

本文主要研究基于定向观测星相机和惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)信息融合的飞行器高精度导航方法.在已有导航方式中，惯性导航系统(inertial navigation system, INS)/全球导航卫星系统(global navigation satellite system, GNSS)组合导航在无线电信号拒止环境中存在性能下降的风险，传统INS/天文导航系统(celestial navigation system, CNS)组合导航能够抑制惯性测量单元中的陀螺漂移，但不能有效消除加速度计零偏的影响.针对上述问题，提出一种基于空间目标定向观测的飞行器自主导航新方法，在飞行器上配置星相机对星历已知的空间目标和背景恒星的视线方向(line of sight, LOS)进行观测，利用IMU进行状态预测，通过扩展卡尔曼滤波器(extended Kalman filter, EKF)获得载体位置、速度和姿态的估计值，同时，对惯性器件测量偏差进行校准.设计了基于克拉美劳下界(Cramer Rao lower bound, CRLB)的观测目标优化选取策略，通过空间目标可见性分析、导航系统可观度分析以及导航滤波器数学仿真验证了所提方法的有效性.

研究火星气动捕获过程中探测器的能观性与导航滤波算法设计问题.采用基于李导数的方法对气动捕获过程进行了能观性分析，在考虑大气密度不确定性的条件下进行了能观度计算.针对系统模型的非线性和大气密度的不确定性，给出参数时变条件下施密特卡尔曼滤波的无偏性证明，提出了扩展施密特 卡尔曼滤波(extended Schmidt Kalman filter,ESKF)算法，有效提升了气动捕获期间的状态估计精度.通过仿真验证，ESKF算法与传统方法相比显示出更优的估计效果，为火星气动捕获任务的实施提供了坚实的理论与方法支持.

全球部署地球同步轨道卫星时面临的全实时测控问题，设计综合利用星地链路和星间链路的测控方案.该方案将测控任务划分为视线内和视线外两个阶段，视线内以星地链路为主，星间链路为辅，完成测控/数传信息的实时传输；视线外通过构建数据数传接力星形成体系内星间链路，结合北斗导航星座星间链路/中继卫星星间链路构成体系外星间链路，实现测控/数传信息的实时传输.分析测控/数传链路在任务周期内的链路余量、传输时延等指标，评估了方案的可靠性.结果表明，该文设计的方案测控任务的可靠度在0.99以上，数传任务的可靠度可达0.9，能够有效支持地球同步带卫星全球部署，满足测控任务需求.

随着空间目标的数量逐渐增多、空中目标动态性日趋提升，对目标的观测定位问题变得愈发重要.由于需同时观测的目标多且目标动态性强，而星座观测资源有限，为了更高效地调用星座观测资源，需要动态调整多目标协同观测方案，使各目标均具有较好的定位精度，因此需解决星座协同观测多目标的任务规划问题.建立星座姿态轨道模型、目标飞行模型、目标协同探测及定位模型，提出基于几何精度衰减因子(geometric dilution of precision, GDOP)的目标观测定位误差预估模型及目标观测优先级模型，建立基于强化学习的协同观测任务规划框架，采用多头自注意力机制建立策略网络，以及近端策略优化算法开展任务规划算法训练.仿真验证论文提出的方法相比传统启发式方法提升了多目标观测精度和有效跟踪时间，相比遗传算法具有更快的计算速度.

针对指向约束下的航天器姿态重定向控制问题，提出一种解析的有限时间滑模控制器.与现有渐进收敛控制算法相比，该算法具有更快的收敛速度.根据姿态机动目标和姿态指向约束建立相应的导航势函数，并在滑模面上引入势函数及其梯度信息，使得航天器机动到目标姿态的过程中可以满足姿态指向约束.为严格保证滑模面外指向约束的可行性，结合滑模函数以及人工势场函数建立了新的李雅普诺夫函数.接着，基于该李雅普诺夫函数和有限时间收敛定理，设计一种控制器以实现指向约束下有限时间航天器姿态重定向控制.数值仿真表明所提控制器可以实现姿态快速收敛并确保航天器姿态指向约束的可行性.

针对欠驱动高超声速飞行器横侧向通道的姿态控制问题，提出一种基于自耦PD(proportional differential)控制理论的控制方法.该方法将欠驱动飞行器横侧向姿态模型转换为由速度倾斜角与侧滑角两个通道组成的二阶动态模型，并在速度倾斜角通道中引入一个侧滑角虚拟指令，再对速度倾斜角与侧滑角两个通道的内部动态与外部扰动分别定义两个总扰动，从而将非线性欠驱动扰动系统等价映射为虚拟全驱动线性扰动系统.使用最小速度因子及其自适应速度因子来设计外环速度倾斜角的自耦PD控制器，以便获得侧滑角虚拟指令，并根据该虚拟指令来设计内环侧滑角的自耦PD控制器，从而获得副翼偏角的控制力.分析了自耦PD控制系统的鲁棒稳定性和抗扰动鲁棒性.仿真结果表明，本文设计的自耦PD控制器不仅具有良好的抗扰动鲁棒性，而且具有良好的动态品质和稳态性能.

针对机械臂存在模型不确定和未知扰动的问题，提出一种动力学模型参数分块逼近的神经网络非奇异终端滑模(nonsingular terminal sliding mode,NTSM)控制方法.为加快系统跟踪误差的收敛速度，避免传统终端滑模存在的奇异性问题，采用一种非奇异终端滑模面.利用多组自回归小波神经网络(selfrecurrent wavelet neural network,SRWNN)分块逼近系统未知的动力学模型参数，并采用自适应更新律调整权重.通过积分控制项补偿SRWNN的逼近误差，并使用Lyapunov稳定性理论证明了系统稳定性.使用MATLAB进行仿真分析，分块SRWNN滑模控制与滑模控制、整体SRWNN滑模控制相比，关节角度跟踪误差的平均稳态误差分别降低了31.9%、76.5%，表明此方法是一种可靠、有效的轨迹跟踪控制方法.

航天器系统可靠性设计与验证作为航天器系统设计中的重点问题，随着航天器系统的复杂度、综合性和智能化程度越来越高，传统基于静态系统架构的可靠性设计已经越来越不能满足设计需求.而基于模型的系统设计方法在系统结构与行为一体化设计方面具有优势.本文在对基于模型的系统工程(model based system engineeving，MBSE)的航天器控制系统可靠性设计和分析工作进行分解的基础上，利用SysML建模语言，建立航天器通用化单机级和系统级可靠性验证模型，并以此为基础建立可靠性架构和行为的跨层级设计和验证一体化模型和设计流程，实现系统自顶向下的可靠性设计和结果验证迭代方案；利用实例表、值属性和Opaque元素，设计模型内及模型与外部文件间参数的传递与管理方法.设计实践表明本文提出的整套方案能满足通用化航天器系统可靠性设计与验证的需求，有助于航天器系统设计的模型化、模块化发展.

针对空间超静平台高精度非接触位移测量的需求，研制了一种适用于空间应用的高精度电涡流位移传感器.根据传感器工作原理建立探头敏感线圈阻抗模型并对其固有非线性进行仿真分析.基于高精度平衡电桥检测电路，提出一种非线性校正方法，该方法无需额外的校正电路，通过平衡电桥阻抗网络设计以及解调相位设计，将传感器输出非线性由12%降低到0.98%.测试验证结果表明，研制的空间应用高精度电涡流位移传感器在±3 mm量程范围内，测量非线性达到0.98%.该传感器已经成功进行在轨应用.

临近空间飞行器对星敏感器需求日益增加，与空间应用环境相比，临近空间包含大气消光、天空背景光、高速、高温和高动态等影响星敏感器观星能力的新环境.对影响临近空间星敏感器观星能力的因素进行逐级分解，得出视场、灵敏度、星点信噪比和图像处理算法等因素对观星能力的影响机理，并针对信噪比与环境因素和设计因素的关系进行量化分析，在此基础上提出临近空间星敏感器整机参数设计方法.针对特定需求开展原理样机的设计与试验验证，试验数据验证了原理样机能够满足应用需求.