为实现星敏感器对未知空间光环境的测量,提出一种将宽谱段多光谱滤光片装置于星敏感器中的设计,所采集的星图可覆盖星点信息与空间光环境光谱信息,并以此为基础设计了光谱响应定标、辐射定标的实验方案与空间光环境辐亮度分布反演算法。实验结果表明,反演的光环境辐亮度与实测值较为符合,该方法能根据单张星图实时便捷地估算星敏感器应用空间的光环境,可为后续星敏感器的设计优化和观星窗口的选择提供依据。

惯性测量单元(IMU)是防空导弹的重要部分,其状态数据主要从定期人工测试中获取,效率较低。为了降低对定期测试的依赖,本文通过时间序列预测方法,从已有数据中预测其未来一段时间内的状态。出于小样本考虑,本文使用重叠分段平均进行数据处理,降低数据维度与训练难度,并用长短时记忆网络(LSTM)进行时间维度的预测。本文提出模型在实测数据上进行了验证,在获得最高预测精度的同时保持较低开销。

在模型不确定和未知扰动下,针对由六个自由度组成的四旋翼无人机控制问题,提出一种自适应滑模控制方法,该方法能实现位置与姿态跟踪控制。首先,根据四旋翼无人机动力学系统,将其分为全驱动、欠驱动子系统,充分考虑无上下限约束的模型不确定和未知扰动,提炼出各子系统的集合干扰项;然后,借助于径向基函数神经网络对包含集合干扰项的等效控制器进行实时逼近和估计,同时运用自适应控制方法估计逼近误差项,设计带有等效控制器和逼近误差项估计值的滑模控制器和对应的自适应更新律,并根据Lyapunov理论,对各子系统状态轨迹所在滑模面的可达性及其收敛性进行了分析说明;最后,所提方法的有效性通过对比仿真得到了验证。

针对目前高超声速飞行器难以拦截的问题,提出了微分对策制导律。首先,建立了三维空间两方空中对抗模型,提出了最优性能指标,根据状态依赖指标得到的实时更新的Riccati方程进行最优策略的实时解算。分别采用了较为精确的Schur法和近似计算但速度较快的θ-D法求解Riccati方程,得到了两种微分对策制导律。在目标蛇形机动作战情景下对传统比例导引法和微分对策法进行仿真分析。比较性能指标,得出微分对策法在面对高速机动目标时效果优于比例导引法的结论。

针对在轨服务的航天器惯量参数突变情况,提出了基于卫星在轨姿态测量及控制信息实现惯量参数实时辨识的方法,设计了递推最小二乘(RLS)及扩展卡尔曼滤波(EKF)辨识算法。在RLS算法中引入自适应遗忘因子,每次递推过程中通过分配先验数据和当前数据的权重确保产生突变后辨识值的及时跟踪;在EKF算法中明确先验预测协方差中参数变化的影响,将其代入更新预测协方差矩阵以应对惯量参数的突变。仿真结果表明,考虑惯量参数突变的场景,RLS算法和EKF算法的辨识精度可达1.5%和1%,辨识时间分别优于30 s和40 s;考虑惯量缓慢时变的场景,两种方法均可实现惯量参数的在轨实时辨识,辨识精度满足姿控系统需求。

针对变体飞行器姿态控制系统的控制器设计问题,提出了基于结构搜索和参数优化的控制器一体化设计方法,实现了控制器结构设计工作的自动化,在较短的时间内搜索到最适合的控制器结构并完成参数整定。对某型号变体飞行器俯仰通道姿态控制的仿真研究表明,该方法可大幅提高系统的带宽,且迭代次数和消耗时间只有传统方法的约38%。

针对传统基于滤波方法的RIMU/GNSS组合导航系统因载体大幅度机动条件下滤波结果不稳定的问题,提出了一种基于因子图的估计方法。建立面向冗余惯性导航系统的状态方程与量测方程,并将冗余惯性数据融合至载体坐标系三轴。建立基于因子图的数据融合方法,将融合后的惯性数据与卫星信息抽象为因子节点,状态信息抽象为变量节点,构建包括惯性因子与GNSS因子的代价函数并以非线性优化的方式对状态量进行估计。数字仿真证实,因子图方法能有效降低载体的位置误差,且均方根误差明显小于卡尔曼滤波算法。

对带有外界干扰、输入受限、规划航路存在未知障碍物情形下的导弹编队控制问题进行了研究。首先,基于导弹非线性动力学模型,通过定义位置、速度误差变量,建立了考虑外界干扰的绝对误差导弹编队控制模型。其次,在提出基于避障势函数和双曲正切函数非线性滑模面的基础上,利用自适应技术和抗饱和辅助系统,设计了自适应抗饱和鲁棒导弹编队避障控制器。最后,借助Lyapunov稳定性理论证明了所设计系统状态为渐近稳定的,并通过数字仿真验证了所设计控制策略的有效性。

针对传统目标跟踪方法需要目标的先验位置信息、不适用于非合作目标跟踪的问题,提出了一种基于广角相机图像误差的视频小卫星目标跟踪方法。该方法首先建立了广角相机成像模型,然后计算目标在相机图像平面中的投影位置和期望位置之差,通过图像误差确定目标与视频小卫星的相对误差角速度和姿态误差,将其作为反馈项设计非线性控制器,最后利用Barbalat引理证明了系统的稳定性。仿真结果表明,在广角相机大范围视场下,该方法可以有效地将目标控制到图像平面中期望的位置,并且利用天拓二号卫星在轨验证了该方法的有效性。

针对卫星大角速率阻尼问题,研究使用姿控推力器的速率阻尼策略,兼顾姿控推力器开机次数少且开机时长短的设计原则。提出了综合三轴同时阻尼方法和单轴依次阻尼方法的协同阻尼策略,当卫星任意两轴角速率大于设定角速率阈值时,采用施密特触发器进行三轴同时阻尼以实现卫星大角速率有效阻尼;反之,采用按照角速率大小的顺序进行单轴依次阻尼以减少推力器开关机次数。数值仿真结果表明,协同阻尼策略能够有效实现卫星大角速率阻尼,并且有效降低推力器的开机次数和开机时长。

针对航天航空领域资料保密审查的严格要求,现有的人工筛查方法存在成本高昂、关键词匹配精度不足等问题,提出了一种结合大模型的审查方法,用于提升涉密信息的筛查效率和准确性。首先分析了航天航空领域涉密信息的特点,提出了一种基于大模型的保密审核增强架构,该架构结合了动态垂类专家System Prompt,能够从技术涉密和商业涉密等多个角度提高审查的细粒度和准确率。通过引入基于关键词的动态System Prompt机制,实现了大模型语义理解能力与关键词实时更新能力的有效结合。此外,为了防止大模型的过度审核,设计了一种混合式交叉微调策略,显著提高了涉密信息的召回率,达到了96%。通过在自研的1000条高质量测试集上的实验,本增强框架可以将全球已发布的主流大模型在保密审核任务上的准确率提升18%,验证了本文提出框架的有效性。

针对导弹快速发射的任务需求,提出一种神经网络诸元快速解算方法。首先,根据任务需求建立了终端速度、高度、速度倾角和弹道诸元的映射关系,推导了基于LM优化算法的神经网络参数更新方法;然后,基于贝叶斯正则化理论设计了BP神经网络结构,得到满足精度要求的优化网络结构;最后,利用牛顿迭代法生成诸元数据库,将其作为训练集对神经网络进行训练,获得了具有优化参数的网络模型,并展开了仿真验证。理论与仿真结果表明,该方法可以实现射前诸元的快速精确计算,有效缩短射前准备时间。

针对采用扭转器作为执行机构的球载吊舱姿态控制方案,利用步进电机作为动力来源,设计了基于自抗扰控制(ADRC)算法的串级控制器,利用蜣螂优化算法(DBO)对控制器中的关键参数进行了寻优,利用寻优得到的控制器相关参数,对吊舱的姿态控制进行了仿真,并考虑了吊舱在飞行过程中抛砂对控制产生的影响。仿真结果表明,所设计的控制算法能跟踪静态与动态目标,控制精度较优,并具有一定的抗干扰能力,也证明了蜣螂优化算法的有效性。

给出了中国神舟系列飞船所采用的高精度星敏感器的设计方案和在轨验证结果。在镜头设计方面,采用了光阑前置结构型式,满足小型化和长寿命应用需求;在整机结构设计方面,采用了“框架组合环绕式”一体化结构,注重轻量化与稳定性;在电路设计方面,采用了抗辐照加固的APS图像传感器、处理器和ASIC,确保全寿命周期内高灵敏度探测与高可靠信息处理;在算法方面,采用了聚类提取、快速三角形识别、卷帘补偿以及曝光时间动态调整等算法,实现精度、更新率、动态和捕获等关键性能指标;此外,对整机热稳定性进行了改进,确保星敏感器性能可以良好保持。该星敏感器已成功应用于载人航天、探月及北斗三号等一系列重大工程,在轨应用数量达到200余台。

针对外界干扰和模型不确定性影响下的高超声速变外形飞行器,提出了一种基于深度强化学习的多通道端到端姿态控制方法。首先,建立了高超声速变外形飞行器姿态控制模型;其次,将飞行器姿态控制问题转化为马尔科夫决策过程;再者,基于双延迟深度确定性策略梯度算法开展了智能体训练,并将端到端生成的飞行控制指令进行了在线部署;最后,通过基本性能仿真和适应性仿真验证了所提出方法的有效性和泛化能力。

为提高飞行器导航系统的精度和自主性,提出了一种重力梯度/捷联惯导(SINS)/星光组合导航方法。在该组合导航系统中,利用重力梯度信息修正SINS的位置误差,利用星光信息修正SINS的姿态误差,提高飞行器的导航精度和自主性。为了弥补传统容积卡尔曼滤波(CKF)算法滤波精度不高的缺点,采用随机加权容积卡尔曼滤波(RWCKF)算法,设计重力梯度/SINS/星光组合导航系统。仿真结果表明,SINS/星光组合导航系统、重力梯度/SINS组合导航系统、合成孔径雷达(SAR)/SINS/星光组合导航系统和提出的重力梯度/SINS/星光自主组合导航系统的定位误差分别为78.1003 m、54.3399 m、39.2776 m和19.8495 m,证明了提出的重力梯度/SINS/星光自主组合导航系统的精度不仅远高于两个子系统,也高于SAR/SINS/星光组合导航系统。

提出了一种伪攻角三回路自动驾驶仪的设计方法,从控制系统的开环性能指标出发,在舵控处依次断开增稳回路和过载回路,建立开环参数与伪攻角三回路自动驾驶仪参数的关系式,并以开环性能参数为自变量,闭环性能参数为优化目标,设计粒子群算法结构与边界条件,实现伪攻角三回路自动驾驶仪的快速调参。仿真结果表明,本文提出的设计方法,可使伪攻角三回路自动驾驶仪获得良好的开环性能和闭环性能,具有一定的工程应用价值。

针对内编队卫星由于内外卫星受摄差异产生的相对轨道运动,需要进行编队构型维持以避免内外卫星碰撞,提出一种脉冲阈值相对轨道维持方法。该方法设计了一种周期启动式脉冲阈值控制器,根据内外卫星质心的相对位置与距离阈值以及线性化相对轨道运动动力学模型计算施加的脉冲冲量,采用蒙特卡洛方法模拟内外卫星存在状态估计偏差,并在相同条件下对比两种连续控制方法。结果表明该方法在控制精度、燃料消耗和受测量误差影响程度上能取得良好的平衡,能够有效降低状态偏差对燃料消耗带来的不确定性,可应用于内编队卫星长期在轨低燃料消耗的编队构型维持,也可应用于一般编队卫星构型维持与行星伴飞。

为了实现航天器与太阳翼的柔顺对接,以六自由度并联调姿机构为研究对象,提出了一种基于阻抗控制的接触力控制策略。首先,建立了对接件与待对接件间的阻抗模型,将接触力误差量转换为位置修正量。其次,基于阻抗控制,引入了自适应控制器,解决了阻抗控制目标参数固定的弊端,提高了控制系统对环境的适应性。同时,加入了模糊控制器,实时在线调节阻抗参数。最后,基于Adams和Simulink进行联合仿真,仿真结果验证了所提方法的有效性。

针对夺旗运动中追逃博弈的最优躲避问题,提出了一种多人追逃的协商微分对策最优躲避策略。首先,建立夺旗追逃线性化模型,并对模型进行降阶。其次,考虑能量约束和交汇时刻博弈双方距离的代价函数,构造了哈密顿函数。最后,利用 Hamilton-Jacobi-Isaacs(H-J-I)方程组,求解得到了协商微分对策最优躲避策略。对所设计最优躲避策略进行了“二追一”仿真和多层追捕仿真,结果表明夺旗一方的队员成功夺旗的同时能量消耗最小,验证了本文提出协商微分对策躲避策略的有效性和适用性。

针对太阳翼对接过程中姿态调整的快速性和准确性需求及人工调整不便的问题,本文设计了一种调平策略,能够根据地面状态更新调姿机构的运动学参数,利用激光跟踪仪获取调平所需位姿,采用基于运动学逆解的关节位置闭环控制实现动平台的调平,避免了传统支腿升降调平法在调平过程中存在的虚腿问题,实现了调姿机构从支腿收起状态到触地支撑状态再到动平台调至水平状态的自动调节。通过仿真验证了该调平策略的可行性,为太阳翼对接用调姿机构在工程应用中存在的虚腿调平问题提供了解决思路和方法。

提出了预定时间视线角(LOS)速率收敛制导律,用于三维场景中的多种交战情况。通过使用这种制导律,视线角速率会在任意预先指定的时间内收敛到0,且收敛时间与初始条件和控制参数无关。此外,收敛时间存在一个确切上界。首先,通过解耦三维(3D)交战模型,设计了一个平面制导律,提出了在二维(2D)场景中的制导指令。然后,通过理论分析证明了制导指令在三维场景中的可行性。最后,仿真验证了制导律的有效性。

针对空间飞行器和具有潜在威胁运动体碰撞交会的场景,提出了一种基于遗传算法优化,并结合BP神经网络预测的空间飞行器机动规避策略。该算法区别于传统碰撞交会末段的机动策略,在完成预警探测之后即进行机动策略选择,扩大了时间和空间范围。其以双方位置和速度为输入参数,机动时刻、机动方向和机动时长为输出参数,脱靶量和燃料消耗为性能指标。数值仿真结果表明,相比于瞬时机动策略,该策略有效地降低了燃料消耗,增大了脱靶量,提高了机动规避成功的可能性,为空间飞行器遭受威胁时的安全防护技术提供了新思路。

为使制导控制系统在实际应用过程中适用所面对的多种约束条件,同时避免制导与控制系统设计过程中反复迭代带来的巨大工作量,提出了一种带有落角与舵面饱和约束的三维制导控制系统一体化设计方法。根据导弹六自由度非线性模型以及三维弹目相对运动模型建立全状态耦合的制导控制一体化模型,基于动态面控制器原理,采用4级滑模面设计,构建了能够满足落角与舵面饱和约束的控制器,并给出了控制系统闭环稳定性证明。通过仿真实验有效验证了所提方法的正确性、有效性及鲁棒性。

针对航天机电伺服系统阶跃响应快速且无超调、跟踪连续变化信号稳态精度高的要求,在位置-速度-电流三闭环控制基础上引入前馈控制组成复合控制,实现了在不降低系统动态性能和稳定度的前提下,提高了对连续变化信号的跟踪精度。分析了闭环控制器与前馈控制器的设计方法,针对全不变性原理设计的前馈函数对噪声敏感的问题,给出了基于误差系数法的设计方法。然后进行了实验验证,实验结果显示:伺服系统能够快速、无超调地响应阶跃指令,对连续变化信号具有良好的跟踪精度,系统带宽得到拓展,说明了本文方法的有效性与实际可行性。

为解决飞行器方向舵在复杂多变的工况条件下的故障诊断准确性问题,提出了一种结合卷积神经网络(CNN)和基于网络的深度迁移学习(NDTL)的NDTL-CNN故障诊断方法。首先,搭建了飞行器方向舵的故障仿真模型,采集不同工况条件、健康状态下的多维传感器数据;然后,设计了CNN,其自适应地从定工况数据中深度提取特征,能够有效捕获方向舵的故障特征信号;最后,对定工况下的预训练CNN进行模型微调,将其迁移到变工况数据中进行故障诊断。实验结果表明:所提方法在短时间内将变工况下CNN的诊断精度提高了15%,最终NDTL-CNN的诊断精度为97.7%,达到了在复杂多变的工况条件下精确辨识方向舵的健康状态。

针对战场复杂环境下通过较少空战对抗数据识别作战意图的问题,提出基于元度量学习框架的作战意图识别方法。该方法通过构建基于双向门控循环单元网络,实现对空战时序数据的有效特征提取,进而提出注意力机制,促使网络实现对小样本空战数据时序核心特征的充分提取,从而获取类间差异,达到较高的空战意图识别的准确率和速度。仿真实验表明,所提方法对于空战目标意图识别具有较好的准确率和实时性,在小样本数据的情况下能够实现较好的识别性能。

针对十表冗余激光陀螺三自捷联惯组(包含5只陀螺和5只加速度计)的标定问题,推导给出了标定模型以及标定方案。将十表冗余惯组划分为直表X\Y\Z和斜表S\T两组,直表采用系统级标定方法,建立关于标定误差模型的状态方程,以导航速度误差作为量测,通过Kalman滤波估计标定误差参数;以直表标定结果作为参考,进行斜表的分立式标定,分别建立了加速度计、陀螺标度系数和陀螺漂移的标定模型。最后,结合19位置系统级标定方法和分立式标定方法完成了十表冗余激光捷联惯组标定,结果显示标定结果正确,分析了标定误差特性。

针对无动力飞行器再入过程中的编队控制问题,基于虚拟领导者的二阶系统一致性控制理论,优化了协调变量并引入过渡环节,提出了一种集结时间可调的分布式编队保持与切换控制算法。该算法结合飞行能力和编队任务需求,允许无动力飞行器的高程在一定范围内变化,在线实现对多无动力飞行器相对横程和相对纵程的精确控制。仿真结果表明,该算法在编队形成与保持、编队构型切换和编队横向规避场景下,均可实现对期望编队构型的精确控制,并且仿真过程还加入了地球曲率和自转效应对再入动力学的影响。算法同时能够适应偏差随机的气动系数和大气密度的组合拉偏,具有良好的鲁棒性。

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。

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。

针对具有惯性不确定和执行器故障的航天器编队姿态协同控制问题,利用宽度学习系统的逼近特性对系统的广义扰动和执行器故障进行估计,同时采用迟滞量化器对控制力矩信号进行量化,以降低对通信速率的要求,并减少抖振现象。在此基础上,提出一种基于模型预测控制和快速非奇异积分终端滑模的复合结构容错控制器。利用代数图论和Lyapunov理论分析了闭环姿态系统的稳定性。最后,通过仿真验证了本文提出的控制方法与现有方法相比的优越性。

针对微纳卫星在低冗余度下实现姿态安全控制的问题进行了研究,提出一种占用资源少的姿态安全控制方案,当诊断信息不完备时尽可能切除所有潜在故障源,仅用磁强计和磁力矩器实现卫星姿态控制系统的重构。所提方案可以在卫星任意初始姿态条件下完成角速度阻尼,并可控制卫星机动至对日定向姿态,确保帆板充电效率,从而延长故障条件下的卫星寿命。数学仿真表明,在陀螺、星敏感器、动量轮和推力器等主要控制部件均不使用的条件下,所提方案仍可完成稳定的单轴对日定向安全姿态控制,姿态确定精度优于2°,对日定向精度优于5°,极大地提高了卫星在轨安全运行的能力。

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。

针对热点区域的多重覆盖问题,采用回归圆轨道的共星下点轨迹星座方案,提出基于遗传算法求解单颗卫星轨道参数、利用简单解析公式求解星座轨道参数的方法。首先,建立了回归轨道热点区域多重覆盖模型; 其次,以卫星一个回归周期内覆盖时间最长为性能指标,首颗卫星轨道根数利用遗传算法可优化求取; 最后,根据星下点轨迹重合这一约束条件设计星座构型,并利用各卫星间几何关系求解各卫星的轨道根数。理论分析和仿真结果表明,该方法简单且易于实现,设计结果正确,可实现回归周期内同一卫星星下点轨迹多次覆盖目标,星座使用卫星少、覆盖频率高,具有较好的工程应用价值。

针对固体捆绑运载火箭固体发动机大范围推力变化、推力不同步问题,提出了一种固体捆绑火箭联合摇摆控制方案。首先利用燃烧室压强估算各台固体发动机实时推力,根据推力变化在线修正控制器参数,以适应固体发动机大范围推力变化;然后采用推力不同步前馈控制,消除推力不同步影响;最后采用固体发动机下沉角实时补偿控制方法,消除固体发动机摆心漂移影响。经仿真验证,该方法可有效解决固体助推器间推力不确定和推力不同步带来的控制难题,大幅提高姿态控制精度,提升固体捆绑火箭飞行适应能力。

针对威胁区交叉重叠且全覆盖飞行路径的变体飞行器轨迹规划问题,提出了一种考虑威胁区通行概率和变外形参数优化的轨迹规划方法。基于分层强化学习思想,通过设置飞行环境集合、决策选项、代价函数、Q函数以及选项内的策略等,建立了变体飞行器路径决策的分层强化学习模型;通过训练得到的评价网络,能够结合威胁区通行概率对实际的场景进行路径决策;根据飞行器可变外形的特点,优化所得决策结果的参数,得到全过程的通行轨迹和外形形态。仿真结果表明,该方法能够根据实际情况实时决策飞行路径,经过优化后得到全过程的优化轨迹和飞行形态。

为解决无人机在有威胁的三维空间中的航迹规划问题,提出一种改进的蛇优化(ISO)算法,以解决无人机在三维复杂环境下具有挑战性的航迹规划优化问题。首先构建包含航程、威胁、高度和平滑成本的总成本函数,将无人机航迹规划转化为兼顾其安全运行需求的优化问题。在蛇优化(SO)框架下,提出采用Tent混沌映射初始化种群,动态调整温度阈值以提高算法局部寻优能力,在开发阶段引入Lévy飞行策略以提高算法全局寻优能力。仿真结果表明,ISO算法在求解无人机航迹规划问题方面优于SO算法。

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。

针对飞行器在飞行试验结束后部分重要结构的定位及可靠回收的问题,设计了一种基于北斗/GPS双模模块的高可靠定位系统。系统采用集成了GPS/RNSS(Radio navigation satellite system)模块和RDSS(Radio determination satellite system)模块的BDM910模块为核心的定位装置,通过双链路及四天线互为冗余来接收北斗导航卫星系统(Beidou navigation satellite system, BDS)频点和GPS频点导航电文,在捕获有效卫星导航信号的同时,实时解算自身位置信息,并将位置信息以北斗短报文形式实时发送给搜寻装置,最终确定飞行器的落点坐标。该系统解决了在复杂环境下,飞行试验中相关重要结构的定位回收问题。此定位系统有实时解析定位数据和定位装置通信信息的能力,数据解析率小于5 s,定位精度在10 m以内,通信成功率在95%以上,系统持续工作时间4 h以上,实现了高可靠定位。