自1975年至今，我国已成功发展了以东方红系列为主的多型通信卫星平台，累计发射卫星70余颗，为我国国民经济和国防建设做出了重大贡献.概述我国东方红系列通信卫星平台的发展历程，梳理通信卫星控制系统发展脉络及主要特点，重点从姿态控制、轨道控制、信息体系架构和自主健康管理4个方面阐述了通信卫星控制技术主要进展.在此基础上，结合空间任务需求，对通信卫星控制技术的未来发展方向进行分析和展望, 助推未来创新发展.

太阳电池阵驱动装置是三轴稳定卫星上的关键单机，驱动太阳翼对日定向并向整星传输电功率，在卫星寿命期间持续工作，其可靠性和寿命直接影响整星寿命.从20世纪60年代至今，经过几十年的发展，在传输功率、在轨寿命、功率传输可靠性和低扰动特性等方面获得了长足的进步.近年来，随着低轨卫星星座和商业航天的发展，低成本、轻小型和双轴SADA类产品需求旺盛.本文根据国内外相关领域的信息和资料，总结了其技术发展情况和型号应用特点，并提出了超高压大功率技术方向、低成本双轴SADA的商业航天应用方向是未来的主要发展方向.

为适应卫星研制技术和规模空前发展，在卫星高可靠的同时做到低成本，将传统的分系统设计方法按特点和学科进行了重新梳理，提出国内首创的功能链设计理念和方法，并成功应用于北斗三号首发试验星、组网星及备份星中，实现了北斗三号卫星的快速批产组网.阐述基于功能链的设计理念，重点介绍基于功能链的北斗三号卫星姿态及轨道等控制技术，在轨运行结果表明，卫星实现了连续可靠的工作，全面适应ka及激光星间链路的高控制精度要求以及导航卫星对高连续性的要求.

灵犀03星是银河航天研制发射的国内首颗使用面积超过20 m2柔性太阳翼的平板卫星，相比于传统卫星，一方面柔性太阳翼振动会给姿态控制系统带来低频扰动，另一方面卫星采用单翼非对称结构使得所受的干扰力矩是常规卫星的50倍以上.针对灵犀03平板卫星结构和布局的特点，设计一种融合低通滤波PID控制器(PIDT)与结构滤波器相结合的姿态控制器，该控制器以频带隔离为基础，降低太阳翼模态频率处的响应，保证控制精度的同时抑制太阳翼振动，仿真结果表明，该控制器可实现姿态控制精度0.03°(3σ)，稳定度0.005(°)/s (3σ)的指标要求.

部署在地球同步轨道的通信卫星的造价昂贵，轨道资源稀缺，在轨卫星执行任务的影响范围广，可靠性要求更高，需要设计有效的备份手段，以确保卫星可靠执行任务.利用目前部分在轨运行的航天器实际寿命高于设计寿命的实际情况，设计“理论服役期满”同步轨道通信卫星离轨备份方案，针对卫星离轨后的管理需求，分析坟墓轨道备份的可行性，提出服役期满同步卫星离轨备份的应用模式，研究临时服务模式和补网重构模式下的约束条件和备份效能，为各同步轨道卫星在轨备份设计提供参考，提高同步轨道通信卫星在轨运行的应急响应能力.

亚太6E卫星是我国第一颗全电推卫星，卫星采用低成本火箭发射，星箭分离轨道为近地轨道.针对全电推卫星电推轨控推力小和入轨时间长的特点，卫星设计采用可分离推进舱进行快速轨道提升的方案，完成任务后可抛离.由于在轨工作时间短，可分离推进舱采用低成本设计，轨道控制方面，设计采用可分离推进舱进行轨道控制以及与卫星分离后自主离轨方法.可分离推进舱轨控任务完成后与卫星分离，减少了卫星的质量，进而减少后续电推变轨时间，降低电推进剂氙气的消耗，对提升卫星承载能力以及提高卫星寿命有较大优势.

近年来，国外高轨通信卫星主要制造商基于电推进、热控和供配电等平台技术的快速发展陆续完成了新一代全电推高轨卫星平台的设计定型工作.我国高轨卫星平台发展可以借鉴这些新一代平台的设计研发理念、降本增效措施和新技术应用等.结合Spacebus NEO、Eurostar NEO、Space Inspire和OneSat等国外新一代各类型高轨通信卫星公用平台技术和特点，分析了新一代高轨通信卫星公用平台的市场趋势、发展和设计思路，同时分析了平台相关电推力器、电源处理单元、矢量调节机构及热控等平台设计研究重点方面的需求和技术方向，提出了我国下一代高轨通信卫星公用平台的发展建议，可以作为发展我国未来高轨卫星平台的参考.

对于地球同步轨道的电推进卫星，可采用双机械臂式电推布局进行轨道维持控制.本文研究了双机械臂式电推布局的自主位保控制策略，针对南北各一台机械臂，每台机械臂分别配置一台电推力器的布局方式，通过每天1~2次点火，以尽量少的点火指向变动实现东西/南北联合位保控制.在双侧机械臂、电推力器正常情况下研究具有解析形式的在轨位保算法.研究基于单侧矢量调节机构和该侧电推力器的故障位保策略，给出衡量不同矢量机构能力和推力比冲下的位保效率衡量方法.仿真结果表明，正常/故障情况下的位保控制精度均能够满足同步轨道位保控制要求.本算法为解析形式,计算量较小，可以实现多星共轨和定点捕获/轨位漂移，便于量上自主实施.

高轨航天器一般都带有大量液体燃料，在进行轨道机动时液体运动会对航天器的姿态产生不可忽略的扰动，建立简洁而精确的液体晃动动力学模型具有重要的工程应用价值.介绍在带有大型燃料贮箱的高轨航天器研制过程中液体晃动等效动力学建模若干问题的研究进展，包括应用于位保模式的任意形状三维贮箱液体晃动等效建模方法、姿态大角度机动下时变参数等效力学建模方法，给出基于静矩和惯量连续的变参数等效建模方法，并通过数值仿真验证了所提出方法的准确性.

为进一步提高空间多场耦合影响下复杂结构航天器的控制性能，研究热辐射环境下航天器精细化建模、控制与仿真技术.基于绝对节点坐标法，构建温度场和位移场相统一的薄板有限元单元,以避免不同物理场下网格不匹配引入的映射误差问题,在此基础上,考虑材料泊松比随温度的变化规律,建立位移与温度双向耦合的航天器刚柔热动力学模型,并针对性设计多频段扰动主动抑制的高阶控制算法,利用宽频测量与宏微结合的分布式作动控制方案,在数学仿真中实现转动惯量为104 kg·m2量级的挠性航天器在姿态机动（8°/25 s）工况下控制稳定度优于5×10-6(°)/s的指标. 同时，基于三轴气浮运动模拟器、柔性载荷模拟器及热辐射环境模拟器构建了刚柔热耦合的姿态控制全物理试验平台，对系统模型仿真结果进行了标校,验证了基于有限元建模与控制一体化仿真的工程可行性.

脉冲等离子体推力器(PPT)是最早用于空间任务的电推力器.烧蚀Z箍缩脉冲等离子体推力器(AZPPT)因其同轴前后式和阳极尖锥的特殊构型可以在较小体积和功率下实现较高的推功比和比冲.研究阳极尖锥长度、充电电压、放电次数对AZPPT性能的影响，试验表明随着充电电压的升高，推力器放电电流峰值、羽流等离子体电子温度、元冲量等参数升高，证明可通过改变电压实现推力的宽范围调节.阳极尖锥高度增加时，推力器的元冲量有少量下降，比冲有明显上升，相比没有尖锥时，比冲最高提升23.7%，总体效率最高提升7.3%，证明该结构在小功率AZPPT中的性能优化作用.基于以上结果，设计开发了一款1 U小型化、模块化推进系统.推进系统点火成功，5 J放电能量下元冲量达193.72 μN·s，具有小功率、综合性能好、结构紧凑等特点.

热容法是具有主动热源输入的卫星推进剂剩余量测量方法，该方法是通过在贮箱表面安装特定功率加热片同时获取测点温度变化数据的方式推算推进剂剩余量.为获得微重力环境下准确的热分析模型，针对板式贮箱在轨环境下的气液分布特点，基于计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法对贮箱热容法进行数值仿真，研究不同加速度条件、填充比与测点位置对热容法精度的影响.结果表明，在微重力环境下，推进剂受微重力影响沿导流板向上爬升，推进剂浸润的贮箱壁面面积更大，从而导致贮箱的温度分布与地面工况存在明显差异.通过研究发现，在微重力工况下，当测点分布于远离热源处时，测点的温度分辨率更高，热容法的测量精度更高.