为了对惯性测量系统的制导精度进行评估，设计了惯性测量系统制导精度仿真验证平台，将仿真验证平台与决策支持系统进行有效结合，把近年来发展迅速的决策支持系统技术应用于导弹惯导的精度验证和评估，作出了一种新的尝试，并实现了系统的可学习性。

针对SSA技术存在的缺陷，根据软件系统与Petri网的相似之处，提出了基于Petri网的SSA技术。首先概述了SSA技术的发展现状，然后定义了一类扩展时间Petri网，定义了软件的设计矩阵和Petri网的可达状态矩阵，通过比较设计矩阵与可达状态矩阵找到软件潜在状态。仿真分析证实了方法的有效性和可行性，最后提出了SSA技术有待解决的问题。

实时多任务操作系统的引入改变了传统飞行控制软件开发模式。本文结合RTEMS实时多任务系统部分源代码，深入剖析了该系统的任务管理、任务调度机制、SPARC寄存器窗口管理、中断管理、RTEMS系统初始化及系统配置等关键技术。并结合某型号开发经验，给出飞行控制软件的系统建模、任务划分、任务调度等开发过程。该过程为提高飞行控制软件的实时性、安全性和可靠性提供了很好的保障。

以绳系辅助离轨系统为背景，考虑到大气阻力摄动和子星——返回舱的非质点因素，返回舱与绳系辅助离轨系统的相对姿态将产生大幅周期性变化，这将影响或破坏系统的稳定性；同时三自由度下绳系系统的展开控制和绳系系统横向振动抑制控制也对返回舱姿态的稳定性和精度提出了更高的要求。基于此，本文建立了大气阻力摄动下的绳系系统的展开动力学和返回舱姿态动力学模型；并在此基础上，设计了绳系辅助离轨系统的相对姿态跟踪控制策略。通过数学仿真来验证大气阻力摄动下该姿态跟踪控制算法的有效性，结果表明，该控制律能够有效控制绳系辅助离轨系统的相对姿态，满足展开控制的需要。

因为x射线敏感器不能分辨具体的脉冲，x射线脉冲星导航方法存在整脉冲周期模糊数问题。现有求解周期模糊数的方法过程复杂，计算量大。本文在飞行器估计位置十分精确的假设下，提出了无周期模糊数的x射线脉冲星迭代滤波导航方法。UKF滤波器基于轨道动力学给出探测器的估计位置，以脉冲到达标称位置和估计位置的时间差作为反馈，进行迭代滤波，最终得到探测器的真实位置和速度估计。仿真表明，该方法能在火星探测器的日心转移轨道上实现高精度的导航，其精度可达到位置误差5km和速度误差0．5m／s。

针对采用侧向直接力姿态控制的拦截弹，设计了一种工程上比较可行的侧向直接力姿态控制方式的自动驾驶仪。首先，将侧向直接力发动机组看作一个离散的“鸭式”舵，进而对弹体进行线性化，得到弹体的传递函数；然后，在传统三回路增稳自动驾驶仪的基础上通过增加一个前馈通道的方式来设计直接力侧向稳定回路；最后，通过仿真验证了该种自动驾驶仪能够显著提高导弹的快速性。

介绍了几种常用的可靠性分配方法，分析和比较了这几种方法的适用性，提出了控制系统长期加电的可靠性分配方法。该方法依据工作时间长短对原有控制系统可靠性指标进行修正，并采用专家评分法思想计算出各单机设备的修正值。

首先对GPS信号产生原理进行了分析，然后给出了一种基带数字信号源的产生方法，即用码发生器产生伪随机码，先和导航数据进行调制，再调制上用DDS产生的载波信号，最终形成一颗或多颗GPS卫星信号。该方法用FPGA实现，不仅可以模拟GPS卫星信号的特性，而且考虑到调试接收机的动态捕获性能，信号源中还模拟了信号在运动状态下的情况。该方法为接收机基带信号处理部分的调试节省了大量的时间，针对基带部分提供信号源，减少了调试中其他因素（例如射频部分）的错误而带来的干扰。

天基对地打击动能武器（SGKW）用于从太空对地面高价值战略目标进行快速、准确的打击。针对作战实时性要求，探讨了基于伪谱法的SGKW轨道快速优化技术，该方法的实质是将最优控制问题转化为非线性规划问题。为了提高优化计算的快速性，提出了轨道分段生成的策略，即首先根据参考配点获得满足落点要求的再入点参数，再将求得的再入点参数作为终端约束并运用序列二次规划算法对过渡段进行优化。仿真结果验证了上述方案的有效性。

为对地球同步轨道卫星近距离光学照相，设计了大椭圆任务轨道。在考虑地球扁率J2的动力学模型下，研究了大椭圆轨道变轨策略，提出了轨道设计方案，并进行了仿真计算。基于STK软件对变轨方案进行了仿真验证，结果表明所提出的轨道设计方案能够满足对地球同步轨道卫星近距离光学照相要求。