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。

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。

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。

针对卫星这类复杂系统多故障诊断的难题，研究了一种基于动态观测器的多故障诊断方法。该方法通过改变动态观测器的结构，使之对某一故障具有鲁棒性，从而简化了设计一族观测器的复杂性。给出了动态观测器的设计方法和多故障诊断策略，并在某卫星姿控系统中进行了仿真应用。仿真结果表明，适用于复杂系统的多故障诊断与分离，并可实现诊断的实时性。