航天发射系统结构复杂，各分系统相互耦合，且故障传播模式多样化，故障特征和故障模式之间存在着模糊关系。因此，本文提出利用模糊Petri网对航天发射系统进行故障诊断，并给出了基于模糊Petri网的故障传播模式模型及反正向结合的推理算法。反向推理用于故障诊断，以选择检测路径，有效地找到发生某一故障的原因及其传播路径；正向推理用于计算该故障发生的真实度。文中以某运载火箭控制系统漏电故障诊断为例，说明了该模型直观、表达能力强的优点，同时表明了算法的适用性和有效性。

当航空电源系统具有屏蔽寿命数据时，研究逆Weibull型部件可靠性的估计问题。利用Bayes方法和极大似然方法，给出了逆Weibull型部件可靠性的Bayes估计和极大似然估计。利用随机模拟方法对两种估计的结果进行了比较。

飞轮和控制力矩陀螺的高速转子在工作过程中所产生的轴向振动不容忽视，通过分析高速转子产生轴向振动的原因，并进行相关的理论分析，提出了降低转子轴向振动的措施和方法。研究结果表明，通过一定的改进措施可以减小高速转子的轴向振动，从而可以提高卫星的姿态控制精度和稳定度。

目前国内导弹大部分是以惯性制导为主，一般通过提高惯性器件水平来提高导航精度。而减少引力计算误差，也是提高精度的有效途径。本文定量计算了引力计算误差对导弹精度的影响，提出了一种适用于弹上实时计算的引力高精度快速计算方法及实施流程，为工程应用奠定了基础。

针对提出的再入弹头质量矩复合控制模式，利用变结构控制方法设计了三通道的姿态控制律。为了抑制滑块跟踪运动和再入过程中非对称气动烧蚀带来的影响以及满足快速、鲁棒性的要求，设计了基于时间最优的滚动通道的稳定控制律；用双积分系统的时间性能指标来确定切换线，同时构造双切换函数以及在原点领域切换为连续控制律来解决开关颤振问题；为了抑制滑块运动带来的影响，在滑块结构布局优化的基础上，利用变结构设计了俯仰和偏航通道姿态控制律。最后，通过非线性系统仿真验证了该方法的有效性。

针对深空探测任务中，与小行星交会段的自主导航问题，首先建立探测器在交会段的轨道动力学模型，并提出了2种导航观测方案：1）利用目标天体图像作为观测量；2）利用目标天体视线方向和目标天体夹角作为观测量。然后结合动力学模型和观测模型推导了2种导航方法的滤波算法公式。最后通过蒙特卡罗数值仿真分析方法，估算了2种导航方法的误差值，结果表明误差值在可接受精度范围内，验证了2种自主导航方法是可行的。

无陀螺捷联惯导系统仅利用加速度计就可以完成惯性测量与导航任务，应用前景广阔，然而角速度解算精度不高一直是其难以实现工程化的瓶颈问题。本文基于一种9加速度计配置方案，设计了一种削弱三轴耦合的卡尔曼滤波器，将仿真结果与其他角速度解算方法进行了比较，实验表明，该滤波法具有较高的解算精度。

采用姿控式直接侧向力／气动力复合控制方式可以显著提高大气层内拦截弹的机动能力，但由于产生侧向推力的脉冲发动机数量有限，必须考虑减少使用数量的问题。除了最优化脉冲发动机点火分配逻辑之外，充分利用气动力也是一种可能的方案。本文基于弹体运动的线性化模型，探讨了在给定攻角响应时间的情况下，最大限度地利用气动力能否节省脉冲发动机点火数目，并对攻角响应所需用的脉冲发动机数量做了离线计算，给出了计算公式。

研究了挠性航天器姿态跟踪的非线性PID控制技术。基于误差四元数的动力学和运动学方程，运用Lyapunov稳定性理论设计了新型的航天器非线性PID控制器。控制器不仅具有非线性特点，而且比例参数具有时变的特性，能够根据误差的大小自行进行调整，因此比常规PID控制器具有更好的控制效果。另外，控制器可调参数少，计算简单，工程上易于实现，数学仿真证明了控制方法的有效性。

空间交会调相是交会轨道控制的关键问题，本文给出了摄动条件下交会调相特殊点变轨求解算法。算法由粗求解器和细求解器组成：粗求解器中仅迭代部分设计变量，其余设计变量由Gauss型摄动运动方程解析计算；细求解器以粗求解器计算结果为初值，迭代所有设计变量获得较精确满足终端条件的解。算法简单可靠，适用于工程实际，算法的有效性得到了STK高精度轨道预报模块的验证。