全面剖析了航天控制系统柔性化需求的背景，深入探讨了系统级与单机级所面临的诸多挑战，创新性地提出了“可聚可散、灵活拼装、敏捷定义和弹性互联”的系统级柔性设计理念以及“随形安装、刚柔结合、能屈能伸、柔性操控”的单机级柔性设计理念，阐述了系统软硬件快速组装及互操作管理、多层级通信互联、柔性一体化共形布局与分析、柔性电子的航天环境适应性验证等柔性化的关键技术路径，并在融合创新技术、加强跨领域合作、建立标准规范以及拓展与深化应用等方面对航天控制系统柔性化发展趋势进行了展望。
考虑到基于大语言模型（LLMs）的代码生成技术对软件生产力的巨大影响及在航天领域的应用前景广泛，本文从问题背景与定义、典型技术与其在航天领域的潜在应用场景以及应用评价方法3个方面，综述了该技术的最新研究进展，以期为航天领域代码生成技术的相关研究提供指导与启发。首先，从代码生成问题定义及LLMs的结构特点，讨论了LLMs在代码生成方面的基础能力；然后，在此基础上，详述了包括预训练技术、指令微调技术、提示词工程和检索增强技术等实现代码生成的主要方法及其在航天领域的潜在应用场景；接着，从语义相似性和验证数据集两方面，梳理了评估基于LLMs的代码生成技术的主要方法，并分析了它们的特点及局限性；最后讨论了LLMs技术在代码生成问题中所面临的挑战及未来发展方向。
针对四旋翼无人机携载激光雷达进行输电线路点云数据采集过程中的位置与姿态控制问题，提出一种基于互补滑模的自抗扰控制器设计方法。考虑到四旋翼无人机复杂环境下存在强耦合、非线性和外界扰动影响的问题，采用一种有限时间收敛的扩展状态观测器估计四旋翼无人机动力学系统的状态和集总扰动，以便将观测得到的集总扰动引入自抗扰控制器进行前馈补偿，同时构建互补滑模流形，并用指数幂函数和符号函数的积分形式来保证自抗扰控制器的连续性。最后基于Lyapunov分析方法给出了位置与姿态跟踪误差渐近收敛的严格证明，而且仿真结果对比证明，所提方法具有更高的控制精度且能够充分抑制不同形式的外部时变扰动。
针对地月平动点轨道多目标任务转移策略开展了研究，设计了一种基于双脉冲模式的转移策略，使航天器能够在近直线晕轨道和远距离逆行轨道之间进行转移。首先在质心会合坐标系下建立航天器轨道动力学模型；然后，开展转移策略总体设计并分析涉及的优化变量，确定目标函数和约束条件，将转移策略设计问题转化为轨迹优化问题；进而，验证遗传算法和粒子群优化算法对于该问题的可行性，求解转移轨迹。研究得到了一种应用遗传算法和粒子群优化算法设计平动点轨道转移策略的数值方法，利用该方法设计了近年来重点关注的近直线晕轨道以及远距离逆行轨道之间的转移轨迹。文章提出的优化方法，在无先验信息的情况下能够有效解决轨道转移优化设计问题，并可应用于多类转移方案。
针对水平起降重复使用运载器爬升轨迹，提出了一种单纯形-伪谱循环优化算法，内层算法基于hp自适应Radau伪谱法，外层算法基于单纯形算法，通过对滑跑段控制参数优化，实现自适应爬升段初值生成，并以某水平起降重复使用运载器为例，完成了运载器滑跑起飞并爬升至交班点的轨迹优化设计仿真，验证了所提方法的可行性与有效性。在此基础上，研究了发动机推力、飞行轨迹敏感参数对吸气模态飞行剖面和剩余质量的影响，同时提出了一种吸气模态动力补偿的设计方法，相比常规的设计方式，进一步减少了燃料消耗，提升了运载能力。
针对防空导弹迎击拦截不同方式的机动目标，基于最优控制方法提出了一种控制量权重可变的制导律。建立了纵向平面弹目相对运动的状态方程，设计了控制量权重可变和带视线角速度约束的指标函数，利用极小值原理数值推导了带有权重系数的最优制导律。针对不同方式的机动目标开展了仿真试验，结果表明本文所提出的最优导引方法的性能优于传统比例导引，视线角速度收敛较快，能够较好地形成逆轨态势；此外，针对机动方式不同的目标，可以通过调整最优导引律的权重，匹配到各机动目标的最优控制参数。
针对非合作连续小推力机动航天器定轨问题，提出了一种基于单弧段轨道确定的推力加速度快速预辨识方法。该方法基于卫星轨道参数变化与加速度大小的关系，利用具有一定时间间隔的两次雷达观测数据的单弧段定轨结果，反解连续切向推力作用下航天器切向加速度，在短时间稀疏数据条件下保持较小的求解误差。将其分别应用于Starlink和OneWeb的轨道爬升过程中，结果表明，观测间隔分别大于11 h和15 h时，本文提出的方法能够实现Starlink和OneWeb卫星切向加速度的快速预辨识，求解误差在2%以下。计算结果可作为初值应用于连续小推力机动航天器的精密定轨中。
研究基于PI滤波估计加速度漂移的X射线脉冲星敏感器与加表组合导航算法。因长时间惯导误差积累导致发散，X射线脉冲星敏感器不能实时定位，且不能确定速度，提出利用X射线脉冲星敏感器脉冲到达时间（Time of arrival，TOA）作为观测量，与惯导推算的航天器位置在脉冲星指向上的投影估计位置误差，基于PI滤波估计加速度漂移，修正惯导误差，通过组合导航连续确定位置/速度。仿真表明，基于X射线脉冲星敏感器相位 与加表组合天文导航算法能有效估计加速度漂移，并给出较高精度的位置/速度。
以探空气球高空风资料为基准，对风廓线雷达、数值天气预报模式预报第1~4天的高空风及对应最大气动载荷精度进行对比分析，结果表明:高空风精度由低到高依次为风廓线雷达、预报第4~1天，风廓线雷达在高度7.6 km及以上的高空风精度明显偏低，绝对差超过5 m/s；最大气动载荷精度由低到高依次为风廓线雷达、预报第4~1天，风廓线雷达、预报第1~4天的最大气动载荷平均绝对差分别为326.72、126.53、162.26、183.15和212.59，单位为Pa∙rad，相关系数值分别为0.76、0.98、0.96、0.95和0.92。因此，风廓线雷达高空风产生的最大气动载荷精度较低，不能用于火箭飞行的安全保障，需进一步改造提高其精度。
运载火箭时序姿控系统消反峰电路采用“二极管+电阻”电路与“电阻+二极管+稳压二极管”电路，利用MULTISIM进行仿真，并利用试验进行验证，发现消反峰电阻越大或者稳压二极管稳压电压越大，电磁阀理论关断时间均越小。对于相同的电磁阀关断时间指标要求，增加稳压二极管稳压值的方法产生的反峰电压要低于增大电阻产生的反峰电压；电磁阀通过精确控制燃料和气体的流动，确保其按照预定的比例和时间被送入发动机，所以增压阀、安溢阀、辅助动力电磁阀等在姿控系统中承担着调节压力和安全保护的重要作用，维护着火箭的姿态稳定和飞行安全，故其关断时间和反峰电压需要精确控制。
