对于隐蔽环境中载体长时高精度导航定位问题，传统技术手段，如卫星导航、惯性导航和光学成像导航等，在信号受到遮挡且载体长期运行等应用条件下存在局限性.隐蔽环境缪子导航定位技术为解决上述问题提供了新的途径.针对水下或地下载体的应用需求，阐述了缪子导航定位研究的必要性，说明了在电磁波信号拒止的情况下，利用自然缪子信号获取载体运动状态信息的基本方法.从缪子辐射特性、缪子探测方法和导航滤波器设计等方面介绍了缪子导航定位技术的研究现状，探讨了缪子导航定位研究需要突破的关键技术.结合研究现状和应用需求，提出了缪子导航定位技术未来发展趋势和建议.

吸气式电推进(air breathing electric propulsion, ABEP)系统使用超低轨道大气作为工质，可突破推进剂携带量对卫星使用寿命的限制瓶颈，是超低轨卫星实现长期驻留的关键技术途径之一.本文采用直接模拟蒙特卡罗(direct simulation Monte Carlo, DSMC)计算方法，对二维的ABEP进气道模型进行模拟.设定壁面碰撞模型为完全漫反射，在进气道的进口直径保持定值的前提下，改变进气道的长纵比、出口锥角、栅格长度和栅格层数,以分别探究这些影响因素单一作用下的进气道性能变化规律.在单一影响规律的前提下，利用遗传算法进行多目标优化，得到符合设计要求的高性能进气道设计参数，通过权重分配实现了典型高度下进气道设计中收集效率与压缩比的最优解.本研究对大气收集器产品的工程化应用具有指导意义.

航天器在轨定位精度容易受到环境低频微振动和有效载荷引起的内部扰动的影响.本研究设计了一种具有高刚度的串联式压电作动隔振器.建立了压电隔振器的动力学模型和多传感器复合反馈控制方法，并比较了反馈控制参数的优劣和抗干扰特性.通过仿真模型验证了基于所提出的压电隔振器的可行性.通过实验验证了上述设计与仿真的准确性.结果表明，所提出的压电隔振器在1~25Hz能提供-15dB以下的基础振动衰减能力，在共振峰处可以衰减-25dB，同时具备高刚度特性.因此，该隔振器能够提供优异的低频隔振性能和惯性稳定性，有效抵抗有效载荷的内部扰动.

空心杯永磁同步电机（permanent magnet synchronous motor, PMSM）由于去除了齿槽结构，其绕组直接暴露于高速交变的气隙磁场中，内部会感应出大量的涡流损耗.对于空心杯电机来说，绕组涡流损耗是无槽电机总损耗的重要来源之一，对绕组涡流损耗的分析与计算至关重要.然而，目前已提出的绕组涡流损耗分析与计算方法均是以直导体绕组为计算对象，其计算原理均是基于直导体内涡流回路形状与分布规律，然而六边形绕组包含直导体的同时还包含斜导体，其中的涡流分布不同于直绕组，传统的直绕组涡流损耗计算方法不再适用于六边形导体空心杯绕组.因此，本文研究了六边形导体内的涡流分布形状与分布规律，并基于六边形空心杯绕组结构——柔性印刷电路板(flexible printed circuit board, FPCB)绕组结构，提出了六边形FPCB空心杯绕组结构涡流损耗三维半解析计算模型.通过三维有限元计算和样机实验测试，验证了所提出的六边形空心杯绕组涡流损耗三维半解析计算方法的正确性和有效性.

针对传统清晰度评价方法存在曲线平坦、多峰甚至误判的问题，提出一种结合多区域窗口的梯度阈值清晰度评价方法.利用梯度图像的对比度和加权方差计算分割阈值，提取图像的边缘点,对边缘点采用改进的能量梯度函数得到区域图像的清晰度评价结果,对不同区域图像的评价值赋予不同的权重，得到整幅图像的评价结果.本文方法与传统方法进行对比，结果表明采用同一评价函数时，多区域窗口相较于传统窗口，评价曲线单峰、无误判.本文方法灵敏度因子比传统方法的最优结果平均提升55.6%，陡峭度平均提升58.3%,该方法可为空间光学传感器自动调焦应用提供有效的参考依据.

小天体光变曲线能够反映出目标的形状、自转特性等信息.在我国未来的深空探测任务中，需要通过光变观测来获取目标的先验性质.针对上述需求，本文构建了一种面向真实观测场景的光变观测仿真系统，该系统结合了基于光电链路的恒星背景仿真与基于计算机图形学的场景仿真，能够对光变观测图像进行模拟.在获得仿真图像后，从仿真图像中计算出目标光变曲线，并进行反演与分析，实现从观测到性质分析的全功能覆盖.经过实验，本文系统得到的仿真光变的反演结果与真实观测数据的反演结果较为接近，能够应用于飞行器在轨光变观测的研究中，为飞行器光变观测任务规划提供了思路.

控制力矩陀螺(control moment gyroscope，CMG)框架伺服系统常受到外部扰动力矩和内部参数摄动等多源扰动影响，导致其控制性能降低，本文重点针对参数摄动对框架伺服系统造成的影响，提出了基于H2/H∞复合控制的CMG框架伺服系统扰动抑制方法.在常规H∞鲁棒控制方法中引入电机参数摄动量，在保证对外部力矩扰动具有鲁棒性的基础上，提升对内部参数摄动影响的抑制能力；结合H2控制策略，提出基于状态反馈H2/H∞复合控制方法，在保证稳态性能的同时进一步提升系统动态响应速度.所提出的复合控制方法能够有效降低多源扰动导致的速度波动，提升系统的动态响应速度.

针对航天器Lambert双脉冲变轨拦截问题，引入一种自适应模拟退火粒子群(ASAPSO)算法，旨在通过优化两次脉冲的速度增量总和，以实现航天器变轨所需的最小燃料消耗.首先，基于Lambert固定时间飞行定理构建了变轨拦截的数学模型，假设航天器在沿初始轨道飞行一周内机动追逐目标，将两次脉冲变轨的时刻设为决策变量，将燃料消耗量作为适应度函数，并采用ASAPSO混合算法作为优化策略.其次，为了验证ASAPSO算法的有效性，针对同一模型分别采用了传统粒子群算法(PSO)、模拟退火粒子群算法(SAPSO)以及强化学习粒子群算法(RLPSO)进行优化，对比发现ASAPSO算法在较少的迭代次数内就能快速收敛至全局最优解，极大地减少了处理轨道拦截问题的计算量和时间.该算法结合了PSO的全局搜索能力和SA的局部优化特性，为航天器Lambert双脉冲变轨拦截问题提供了一种更为高效、精确的解决方案.

为了高效、安全地完成轴孔装配任务，提出一种双臂机器人协调柔顺控制策略.根据轴零件、孔零件自身的结构特点，设计一种满足小容差限制的一次装配成型任务方案.在此基础上，基于双臂主从协调的思想，对任务进行了分解和分配.同时以消除孔零件和轴零件之间的位姿偏差为目标，规划了平滑的双臂运动轨迹.考虑到零件之间柔顺接触的要求，构建一种自适应阻抗控制器.为避免接触力往复震荡带来的控制失稳问题，在该控制器中加入了刚度系数自适应调节功能.基于UR10e机械臂搭建了双臂机器人轴孔装配实验平台，并且通过实验验证了提出的双臂机器人协调柔顺控制策略的有效性.

在空间碎片威胁评估中的碰撞概率计算方面，传统的计算方法分为是否考虑航天器与空间碎片速度不确定性的情况，且两种情况中考虑的物体初始位置速度不确定性的方差均较小，在物体轨道不确定性较大的情况下，传统算法会产生较大的误差.面对航天器与空间碎片相对运动过程为非线性的问题且初始不确定性较大情况下精确碰撞概率计算的需要，提出一种基于自适应高斯混合模型的碰撞概率计算方法，运用自适应高斯混合模型近似航天器与空间碎片轨道的不确定性传播过程，根据传播结果进行碰撞概率计算.二体环境下的仿真结果表明，论文提出的方法在相对运动过程为非线性的情况中有良好的计算精度，在物体初始不确定性较大的情况下计算精度优于其他的碰撞概率计算方法.

在轨光学观测不受云层、大气、白昼等因素干扰，在时空范围及使用成本上均优于传统地基测量.立足于空间非合作目标在轨检测跟踪需求，提出一种空间多目标在轨检测方法，该方法首先利用Delaunay三角匹配实现恒星背景差分，并通过融合目标光度学、形态学与运动学特征进行轨迹关联，最终进行轨迹识别实现空间目标鲁棒检测.在密集星场多目标观测仿真数据集以及外场目标观测实验中多目标跟踪准确率均大于95%，能够在不依赖星表进行姿态解算、相机标定参数和目标先验信息的情况下有效输出多目标轨迹，相较于传统算法减小了运算量，提高了空间目标在轨检测能力，为空间多目标检测跟踪研究提拱参考.

单元测试用于检验软件单一模块的功能是否正确,是软件开发过程中的重要步骤,可以及时发现代码中的缺陷,提升软件的质量和可信度. 由于手动编写单元测试费时费力,经常遗漏覆盖重要的代码逻辑.为此,研究者提出单元测试用例自动生成技术. 近来,预训练大语言模型( large language models, LLM) 已经广泛应用于代码生成相关任务. 然而, 当前在重要的系统级编程语言C上, 还没有相关工作. 为了填补这一空白, 本文面向C程序设计并实现了基于LLM 的单元测试用例生成方法LLM4CUTCG.该方法结合LLM多智能体交互和程序分析技术,客服了LLM内在问题. 为了验证方法效果,收集了125 个C 语言目标程序,并针对这些程序生成测试用例. 实验结果表明, LLM4CUTCG 生成的测试行覆盖率为91. 71% ,测试预言正确率为50. 05% . 其覆盖率优于传统方法符号执行.