在“数字中国”的宏伟目标下，当前我国航天器的研制模式正在从文档驱动的研制模式向模型驱动的研制模式升级转换，基于模型的系统工程（model based systems engineering，MBSE）是指导这次研制模型升级的核心方法.其中，MBSE的核心内容之一是数字孪生体模型的构建与运行问题.航天器数字孪生体模型由多尺度模型构成，例如航天器系统级数字孪生体模型、子系统级数字孪生体模型以及部件级数字孪生体模型.同时航天器数字孪生体模型还由多维度模型构成，例如结构模型、软件模型和电路模型等.如何将多尺度的模型与多维度的模型按照一定的规范综合链接为一个整体的数字孪生体模型已成为MBSE领域关键研究的内容.本文提出一种具有普适性的航天器数字孪生体模型的构建方法，同时针对航天器数字孪生体模型的通用运行平台的设计架构与原理，提出一种基于操作系统原理的实践方案.

低轨星座传感器资源的优化调度是复杂多约束下的任务规划问题，为了满足多个运动目标全程跟踪与监视的资源实时优化调度需求，提出一种星上自主快速求解的规划模型.在对自主任务规划问题进行详细建模的基础上，考虑各项约束条件与优化因素，将原问题转化成简易的01线性整数规划模型，并构建多目标跟踪试验场景对所提方法进行了仿真验证.仿真结果表明，基于简易规划模型的资源调度可实现多目标的全程跟踪与监视.

相机与卫星固连的成像卫星自主任务规划算法受卫星自身运算和存储能力限制，其在工程应用上尚处于发展阶段，成像任务规划主要依托地面人工经验开展.本文根据卫星观测的高速目标和低速目标不同运动特性，结合卫星平台姿态机动性能，提出了一种基于轨迹外推的成像卫星随动观测规划算法.该方法利用地面系统弥补了星上运算和存储能力的不足，实现了快速目标跟踪和轨迹预报，提高了响应时效性，延长了卫星成像时间.通过拉格朗日插值不断地预测目标轨迹变化构建最优目标函数，间歇式地计算随动策略，可自主实现高速、低速目标全程成像.

空间太阳能电站等大型结构由于采用轻质材料且结构尺寸大，呈全柔性状态，即不存在刚性构架，使得传统的中心刚体附加截断模态的方法在处理动力学问题时会出现显著的误差.从连续空间的角度对空间太阳能电站的动力学性质进行分析，以确定不同条件下起主导作用的动力学行为，为控制系统设计提供足够准确的模型简化原则.将空间太阳能电站看作平面内运动的自由边界非线性梁，根据Hamilton原理得到描述局部弹性运动与全局刚性运动的动力学模型.分析小变形情形下动力学方程在给定初始条件下的稳态解及其渐进性，讨论模态解或考虑了波动效应的色散解与结构尺寸、刚度等参数的关系，初步分析有限变形情形下可能出现的动力学行为，如动力刚化、非线性正规模态和孤立子解.总结空间太阳能电站在不同结构参数或运动条件下的动力学模型简化原则.对关键要素分析结果进行数值仿真，以此验证了理论分析结果.

对于航天器在大气中飞行的控制设计问题，由于气动角与气动力和气动力矩直接相关，因此一般采用气动角反馈.在研究稳定性等闭环性能时，需要用到气动角运动学方程.但是难以找到气动角运动学的推导方法，因此在应用时对于不同坐标系的定义缺乏灵活性.气动角运动学形式复杂，其推导具有难度.提出推导的方法，给出了气动角运动学方程，并对其开环性能进行了分析，为控制设计提供了基础.所提出的气动角运动学的推导方法，气动角运动学方程，以及开环性能分析的方法和结果，可以应用于带有大气的目标星体的气动进入的控制设计和分析中，从而为其提供了理论支撑.

针对偏心航天器存在大轨控推力偏心以及轨控推力大小不可调节的问题，提出一种有限推力轨道与姿态控制方案.该轨道控制方案可以同时控制多个轨道要素.轨道控制中将控制量设计为推力角，解决轨控推力大小不可调节的问题.设计姿态控制方案对轨控所期望的推力角进行跟踪，并考虑轨控推力偏心形成的大干扰力矩.针对大干扰问题对传统的渐近稳定姿态控制律进行了改进，从而利用三轴姿态的耦合关系抵消干扰力矩的影响.通过数值仿真验证了轨道姿态控制方案的有效性.

针对动能拦截器在开展空间拦截任务时，对姿态控制系统快速性、准确性和鲁棒性的极高要求，提出了一种新型自抗扰控制方法.建立了动能拦截器姿态动力学模型，并将其转换为姿态跟踪误差二阶状态方程；基于自抗扰控制器中小误差大增益、大误差小增益的思想，设计了一种新型的非线性函数；基于该非线性函数，设计了一种新型的跟踪微分器，并且优化了扩张状态观测器和非线性控制器.将指定时间收敛的预设性能函数作为跟踪微分器的期望信号，可实现姿态误差按照预设性能函数收敛到期望值，且收敛时间可预先确定.利用伪速率(pseudo rate, PSR)脉冲调制器对连续控制力矩进行脉冲调制.数值仿真结果表明本文设计的控制方法具有较高的姿态控制精度，在面临环境扰动时具有较好的鲁棒性.

空间站在轨组装和长期运营阶段涉及到多飞行器独立飞行、飞行器间交会对接、多飞行器组合体融合控制、多飞行器分离过程控制和飞行器返回再入等复杂飞行任务，完整、真实的飞行模拟是必需且至关重要的.基于时间同步、实时数据交换的分布式一体化仿真架构，设计了一种多飞行器协同的通用半物理制导、导航与控制(guidance,navigation and control,GNC)系统飞行模拟平台，可很好地满足复杂系统的飞行模拟需要.平台由若干灵活、可扩展的通用模拟器构成，单个模拟器通过配置可以实现任一飞行器的功能，能够独立对指定飞行器的全任务过程进行仿真.平台通过靶场仪器组B时间码（interrange instramentation group B,IRIG B）信号进行时间同步，利用1553B总线完成动力学仿真数据实时交换，并在多模拟器之间通过协调机制实现热并网后进行协同仿真.该模拟平台成功应用于空间站飞行控制演练.

随着全球卫星组网编队飞行技术成熟应用，通过卫星之间基本运动方程进行相对运动求解，各种编队构型设计已经成为一种发展趋势.建立了基于相对轨道根数偏差的相对运动模型，理论推导了二阶近似条件下的适用于大偏心率椭圆轨道的相对运动方程，并进一步分析了二阶项的精度.在二体假设下，使用近地点真近点角差取代平近点角差作为编队构型设计输入，对多种不同初始轨道根数差条件下的典型编队构型进行了设计以及构型特征分析.对编队构型设计的正确性进行了仿真验证，并分析了从二体假设推广到含摄动情况的适用性，结果表明本文推导的椭圆轨道相对运动方程和编队构型设计正确有效.

大范围快速机动的在轨服务能力是航天器追求的目标之一，推进系统需要适应大加速度环境，具备在轨大填充比的加注能力，因而，贮箱在大加速度下的推进剂管理性能对飞行器的总体设计十分重要.本文采用数值模拟方法对板式表面张力贮箱的极限管理性能展开仿真研究，对贮箱内气液两相分布以及推进剂液面高度曲线进行分析，重点关注平行导流板在大加速度环境下的极限导流能力，通过设置不同平板板宽与间隙距离探究了结构参数对导流板导流特性的影响规律.结果表明，在10-2 g加速度下，适当增加平板板宽与减小导流板与贮箱壁之间的间隙距离均有利于提升平行导流板的导流效果，本文研究成果可为板式贮箱的优化设计提供理论参考.