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。

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。

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。

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。

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。

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。

面向分布式空间光干涉高精度探测需求,针对分布式探测器平台协同指向中存在的内外干扰难以克服的问题,提出一种协同控制系统设计方案。首先进行分布式探测器动力学建模与干扰机理分析;其次设计分布式干扰观测器及RBF网络干扰学习观测器,将扰动参量与系统其他状态量进行解析与分离,以降低参量不确定性对系统稳定性的影响;最后设计姿态跟踪控制器,以消除系统不确定扰动。仿真结果表明设计方案的有效性,为分布式探测器平台协同控制系统设计提供了新思路。

为了提高液体火箭发动机工作的可靠性,针对液体火箭发动机故障诊断问题,提出一种基于核主成分分析(KPCA)和ICOA-BP算法的故障诊断模型。通过KPCA算法对测量参数进行特征提取和降维,保证在特征充足的情况下降低数据的复杂性,减少计算成本,并提出一种改进后的浣熊优化算法(ICOA)优化BP神经网络,旨在提高BP神经网络诊断精度。利用液氧甲烷火箭发动机试车数据对算法进行验证,实验结果表明,ICOA-BP算法相较于COA-BP算法表现出更快的收敛速度和更高的寻优精度。在KPCA特征提取的数据上,ICOA-BP算法诊断准确率可以达到96.5%,相较于BP神经网络和支持向量机(SVM)诊断准确率分别提高3.5%和3%。同粒子群算法(PSO)和遗传算法(GA)相比,ICOA-BP算法展现出更优秀的全局最优解的搜索能力。

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。

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。

针对存在外部干扰与时变负载的四旋翼无人机位置与姿态控制问题，基于参数自适应方法和滑模控制原理，提出了一种参数自适应滑模控制方法。该方法通过采用参数自适应方法对四旋翼无人机存在的外部干扰和时变负载进行估计补偿，使得四旋翼无人机具有抵抗时变负载变化造成扰动和实现高精度位置与姿态控制的能力。最后，通过李雅普诺夫稳定性理论和仿真结果验证了所提方法能有效降低外部干扰与时变负载对控制系统造成的不利影响。

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。

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。

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 \varphi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。

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。

针对航天器的姿态控制，提出了一种电磁阀开关量预测控制方法。根据预测控制时间和喷管布局设计电磁阀的点火逻辑，利用喷管的作用力相互抵消，使得控制力矩作用时间可在控制周期内任意调节。通过仿真分析表明，和常规的脉宽调制技术相比，预测控制方法使得电磁阀不受限于最小持续开启时间，能够实现姿态的精确控制。

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。

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。

提出了一种面向非合作目标捕获的空间双臂机器人有限时间柔顺抓捕策略。首先建立了自由漂浮基空间机械臂以末端执行器位姿自由度为广义坐标表示的末端执行器动力学模型。在此基础上基于全局快速非奇异终端滑模控制理论设计了有限时间轨迹跟踪控制器,实现了末端执行器的有限时间轨迹跟踪控制。进一步采用一种三指末端抓握机构,建立了末端执行机构-目标抓捕位置子系统动力学模型,在该模型基础上基于柔顺控制理论设计了复合柔顺抓握控制策略,解决了末端执行器对目标的柔顺抓握控制。仿真结果表明,所设计的有限时间柔顺抓捕控制策略能够实现空间双臂机器人在有限时间内对翻滚目标的柔顺抓握控制。

考虑难以获取飞轮精确数学模型及星上算力受限问题,提出了一种基于改进LSTM与故障树相结合的故障诊断方法。首先,从种群初始化、距离控制参数及α狼位置更新等角度改进传统灰狼算法(GWO),使其拥有更好的收敛性能;然后在网络训练过程中引入优化算法,对超参数空间开展寻优,克服传统手动调整方法或网格搜索法导致的超参数选取效率低的问题;进一步考虑故障树分析的工程实用性和神经网络的自主性,设计二者组合的故障诊断框架;最后,建立飞轮故障树模型并进行仿真实验,仿真证明了改进GWO出色的收敛性以及组合式诊断算法对飞轮故障检测和识别的有效性。

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。

针对车辆在隧道、城市路段和峡谷等复杂环境中全球导航定位系统（GNSS）信号中断导致组合导航定位精度下降的问题，提出一种基于改进径向基函数神经网络（RBF）辅助容积卡尔曼滤波（CKF）的组合导航定位方法。首先，通过核主成分分析（KPCA）结合K-means++聚类模型对组合导航融合数据进行预处理，使其分布具有代表性；其次，利用正交最小二乘法（OLS）确定RBF神经网络隐含层神经元的数量及中心值，并采用信赖域约束高斯-牛顿（TR-CGN）算法优化其参数；最后，在GNSS信号失锁时，利用训练好的改进RBF神经网络辅助非线性 CKF滤波进行误差补偿。实验结果表明，该方法在不增加硬件成本的情况下，平均定位误差较自动驾驶协同定位系统降低了17.87%；与KPCA-RBF辅助的平均定位误差相比降低了54.37%，可见，所提方法有效增强了组合导航定位系统在复杂环境下的适应性和鲁棒性。

提出了基于目标相对运动轨迹的前馈补偿+闭环反馈的复合控制方法,以大幅改善卫星动态指向跟踪控制精度。首先,采用动态误差系数法和功率传递函数,分别从指向跟踪误差和敏感器测量噪声引起的稳定度偏差两个方面分析了反馈带宽的选取范围。然后,依据跟踪误差传递函数模型,提出了通过相对导航滤波计算目标星视线角速度和角加速度的前馈补偿控制策略,解决了由于星载探测设备仅能测量目标指向偏差信息,而无法直接进行复合控制的难题。最后,通过数学仿真验证系统的稳定性和姿态跟踪性能,并设计了地面气浮台试验对控制器的跟踪性能进行测试。该姿态控制器能够在不改变闭环反馈带宽的前提下,实现对不同输入指令下高精度动态跟踪。

为实现无动力飞行器的编队飞行，实现集群在三维空间中的队形误差收敛，提出了基于一致性理论的编队控制方法。首先，针对编队集群仅具有负加速度的特性，对一致性理论进行了修正，提出了适用于无动力飞行器的纵向控制方法；其次，引入倾侧角分配与翻转策略，在升力优先满足高向控制需求的情况下，使得倾侧角按横向误差走廊翻转，从而同时消减高向和横向误差；最后，仿真验证了本文方法对不同编队数量和通讯拓扑结构的适应性。仿真结果表明，在给定的初始条件范围内，本文方法能够适应各种初始状态下的编队控制；集群初始状态对编队时间和集群速度损失有显著影响；拓扑结构中有向边数量更多的集群，平均编队时间和平均集群速度损失会更少。

针对干扰环境下多飞行器协同作战时通信网络易受错误信息注入攻击的问题，提出一种可对故障链路进行自主识别与抑制的高速目标协同制导方法。基于距离一致性设计协同制导策略，在仅有主飞行器可得到目标运动信息的情况下，主从式飞行器能够在指定的命中时间对目标进行协同打击。通过径向基网络对未知项进行拟合估计，实现干扰环境下协同制导律的设计。引入信任系数对通信网络受到的错误信息注入攻击进行在线识别，为网络攻击下的故障自主抑制提供信息保障。仿真验证了所设计方法能够实现错误信息注入攻击下主从式多飞行器对高速目标的协同打击。

针对地球同步轨道(GEO)的航天器在轨加注任务规划问题,提出了一种基于分层加注的在轨加注策略,相较于传统“一对多”加注方法可有效提高加注效率。在该加注策略中,定义了一种子服务航天器(SSc),与主服务航天器(PSSc)共同完成在轨加注任务。在此基础上,基于多圈Lambert轨道转移作为航天器轨道转移模型,得到轨道机动速度增量与转移时间关系,考虑航天器载荷与任务时间等约束条件,将航天器轨道转移的燃料成本和转移时间作为目标函数,并通过改进遗传算法来优化求解航天器加注次序与轨道转移时间。最终,通过数值仿真验证了理论的有效性。

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。

针对太阳帆航天器在轨飞行面临复杂不确定条件的问题,提出一种基于深度强化学习的轨道设计与制导一体化算法。该算法在太阳帆航天器轨道动力学基础上,将太阳光压力模型不确定性、导航误差、控制执行误差和随机触发的安全事件等作为不确定条件纳入到太阳帆航天器在轨飞行的马尔科夫决策过程建模中,设计反映太阳帆能量供应优化的最小太阳相角奖励函数,采用近端策略优化算法进行训练,实现复杂不确定条件下太阳帆航天器轨道优化设计与鲁棒制导。将其应用到太阳帆航天器探测近地小行星2019 GF1的日心转移任务中,仿真结果表明新算法能降低不确定条件下标称轨道跟踪飞行的终端到达精度,并减小日心转移轨道的太阳相角。

为实现用户星天线对中继卫星的高速数据传输和高精度跟踪,设计了一种由TE₂₁模跟踪天线,一体化Ka跟踪接收机和终端控制器组成的系统,采用Ka频段单通道单脉冲跟踪体制。该系统在非线性机电数字仿真模型基础上,建立了跟踪接收机模型。通过仿真计算,得到自动跟踪响应结果,比较仿真结果和试验结果,验证了所建模型。通过远场测试自动跟踪S曲线,验证跟踪的动态性能和稳态跟踪精度。试验结果表明,自动跟踪系统的功能及性能均满足任务要求。