以小型涡扇发动机DGEN380燃油控制规律为研究目标，使用解析法基于MATLAB平台建立其整机部件级稳态及动态数学模型并进行仿真计算。在旋转部件建模过程中使用工具获取特性数据，并绘制可以即时显示当前工作点/线的部件特性图；在稳态仿真时使用Newton-Raphson法和遗传算法2种方法求解发动机工作方程组，并对二者进行评估对比，针对遗传算法在发动机模型求解过程中的局限性对一般基础模型进行优化改进；在动态仿真时，采用欧拉法计算微分项。基于模型分析发动机燃油控制规律，并以发动机高度特性为例进行仿真计算。试验结果表明：Newton-Raphson法具有高精度和高速度，改进模型后遗传算法具有更好的适应性，模型及燃油控制规律的仿真结果较好地符合试验数据和理论趋势，对比误差小于3%。

研究变元和文字出现次数受限制的规则3-SAT问题，提出了一种严格随机正则（3，s）-SAT问题，并给出了该问题的实例产生模型--SRR模型。结合一阶矩方法和生成函数展开项系数的渐近近似技术，证明了严格随机正则（3，s）-SAT问题相变点的上界，即当变元规模N较大且变元出现次数s>11时，严格随机正则（3，s）-SAT实例是高概率不可满足的。实验结果表明：由SRR模型所生成的随机实例中，当N>60且s>11时，所有的（3，s）-SAT实例均是不可满足的，而当N>150且s < 11时，所有的（3，s）-SAT实例均是可满足的，即严格随机正则（3，s）-SAT实例的相变点位于s=11处，且在s=11处（子句变元比为11/3）的严格随机正则（3，s）-SAT实例，比在相变点（子句变元比）4.267处同规模的均匀随机3-SAT实例更难求解，因此，SRR模型可以很方便地在s=11处构造难解的随机3-SAT实例。

接收机自主完好性监测（RAIM）是航空卫星导航接收机必不可少的功能，为保持全球卫星导航系统（GNSS）在卫星发生故障时系统性能不降级，需要对卫星故障进行检测和隔离。针对接收机观测噪声非高斯分布的特点，提出一种基于粒子群优化粒子滤波（PSO-PF）的故障检测和隔离算法。通过粒子群优化粒子滤波对状态估计进行一致性检验实现故障检测。采集实测数据验证算法的检测性能，并与基于基本粒子滤波的完好性监测算法进行比较，结果表明：本文所提算法在非高斯测量噪声下可检测并隔离全球定位系统（GPS）故障卫星，其性能优于基于基本粒子滤波的完好性监测算法性能，对研究北斗卫星导航系统（BDS）接收机自主完好性监测具有一定的意义。

为提高航天航空网络传输性能，针对低轨空间舱内有效载荷系统的特点及有效载荷系统数据传输的要求，将空间有效载荷系统的数据分为周期性业务、突发性业务及强时效性业务3种业务类型，并综合分析3种业务特征，提出了一种可应用于FC-AE-1553网络的“并发交换式”动态带宽调度（DBA）机制，即突发性业务传输采用“并发交换式”的动态带宽分配，周期性业务采用静态固定带宽分配，强时效性业务采用抢占式带宽分配的方案。采用理论分析和仿真验证的方式分析了该调度机制的可行性，并通过OPNET仿真软件建立了FC-AE-1553网络仿真平台。结果表明，相比FC-AE-1553网络传统的“总线式”调度机制，所提机制可将FC-AE-1553网络的吞吐量提高10倍以上，且当网络节点数为32时，FC-AE-1553网络的吞吐量可从2.8 Gb/s提高到46 Gb/s，突发性业务的平均时延可降低1个数量级。

飞行器气动布局的选型和优化技术在总体设计中处于关键地位，在临近空间飞行的飞行器对升阻比和操控性能都提出了更高的要求。翼身组合的升力体外形由于兼顾内部装填以及升阻特性成为了目前高速飞行器主要的设计方向。以一类具有普适性的面对称升力体外形为基础，采用相关性分析手段提取出飞行器的关键几何参数，挖掘出几何参数对所关心的总体性能指标的影响度大小，并建立起基于CFD方法的气动布局优化平台，以总体性能指标为约束，优化出高升阻比外形，通过风洞试验验证了优化设计方法的有效性，为高速飞行器的气动布局工程化设计提供了有效的技术手段。

食蚜蝇悬停飞行时的抬升角相对较小，在上下拍起始和结束时刻要比拍动中部的大，这样就使得翅尖的拍动轨迹呈现出浅“U”形。为了分析该翅尖轨迹是否会对其气动特性产生影响，利用计算流体力学的方法分别计算了4只食蚜蝇在考虑抬升角和忽略抬升角2种情形下的气动力，分析对比了2种情形下的不同时刻绕翅膀的瞬时流线，并计算比较了2种情形下气动功率系数与平均举力系数的比值。研究结果表明：抬升角的存在会使其维持体重所需的举力增加10%左右；举力增大的同时能耗却比忽略抬升角情形下要低3%左右。

弹用电磁继电器（EMR）是国防武器系统中重要的机电元件，负责信号传递、电路保护与控制、负载切换等功能，对弹用EMR贮存可靠性的可靠评估已成为亟待解决的问题。以装备应用普遍的某型弹用EMR为例，提出一种考虑性能退化的贮存可靠性试验和评价方法。通过研制的弹用EMR贮存退化试验综合系统，获得了其贮存退化敏感参数的变化情况，对弹用EMR的贮存可靠性建模方法进行了探索性研究。提出了基于时间序列分析和小波变换方法的实测参数预处理方法，提高了预测精度。通过回归理论估计了贮存退化模型的参数，并用所建模型对弹用EMR正常温度应力下的贮存寿命进行了预测。

星敏感器的探测目标是深黑空间中的恒星，属于暗目标探测系统，对杂散光的干扰非常敏感，因此，星敏感器杂散光抑制能力是其观测能力的重要影响因素。以点源透过率（PST）为评价指标，计算观测目标7.5等星时星敏感器需要达到的杂散光抑制指标，并以此为基础，提出一种有效的杂散光抑制方法，包括外遮光罩设计、消杂散光光阑设计，以及内部机械结构的关键表面的消杂散光处理。采用Lighttools软件对设计结果进行仿真，设计与分析结果表明，该杂散光抑制方法能够有效抑制星敏感器的杂散光，实现观测7.5等星的目标。

板式卫星天线展开机构在航天领域有着广泛的应用，其空间尺寸大，拓扑结构复杂，构件之间多用铰链联结，卫星天线对指向精度要求较高，应考虑铰链间隙对指向精度的影响。含铰链间隙的卫星天线展开机构的指向精度分析建模复杂、求解困难，为此提出了矩阵法分块建模的分析方法，将复杂的整机模型分解成锁定机构计算模型与2个单闭环机构计算模型，分别分析计算铰链间隙对其精度造成的影响，建立整机的计算模型并采用粒子群优化算法进行求解，得到某特定构型的板式卫星天线在极恶劣工况下展开的指向误差为0.067°。研究表明，建立的计算模型精度高，通过智能优化算法求解可以快速得到卫星可展开机构的指向精度极恶劣值，为展开机构的误差补偿设计提供参考。

针对电大尺寸目标难以精确解析表达带来的一致性几何绕射算法应用难问题，提出了基于三角网格、适用于任意凸曲面的射线寻迹（TM-tracing）算法。应用工程中较易获取的三角网格及其协议，设计了一种满足快速多边搜索条件的网状数据存储链表；提出了满足寻迹要求的高精度法矢求解算法；采用切割面自适应调整的弧形拟合寻迹方法实现了爬行波寻迹算法；结合一致性几何绕射理论（UTD）实现了暗区场值求解算法。任意网格曲面射线寻迹结果表明：本文提出的寻迹算法适用于包括球、柱和锥在内的任意光滑凸曲面，寻迹偏差小于1.61%，寻迹速度为2.8 s，具有一定的工程应用价值。

高超声速飞行器的研发是一个小批量多批次的过程。为了降低实验成本缩短建模周期，引入了模型迁移方法计算具有相似外形的高超声速飞行器的气动参数。首先研究了一种评价飞行器气动外形间仿射相似度的方法，当相似度满足要求时，可使用模型迁移方法计算新飞行器的气动参数。接着基于高超声速相似律，使用基飞行器的气动参数对新飞行器气动参数初次迁移。当初次迁移结果不能满足建模精度要求时，应用偏差校正的方法对迁移过程修正。最后为了消除飞行高度对高超声速流黏性的影响，引入高超声速边界层理论迁移飞行器不同高度上的气动参数。通过对仿真结果的分析，验证了模型迁移方法对具有相似外形的高超声速飞行器建模的有效性。

超磁致伸缩作动器（GMA）输入输出之间存在着磁滞非线性关系，当研究其中高频输出特性时，为了降低材料自身迟滞非线性特性的影响，往往选用零点与饱和状态之间线性度较好的不饱和小回线，因此很有必要开展动态不饱和小回线数学模型的研究。首先在综合研究磁致伸缩材料（GMM）和GMA结构动力学特性的基础上结合安培环路定理提出以励磁电流为输入、应变为输出的动态Jiles-Atherton（J-A）模型，然后在引入磁滞回线特性变量的基础上得出J-A模型关键模型参数对其特性的影响规律，根据不饱和小回线仿真与实验波形的偏离特性提出模型参数的修正方法得到不饱和小回线动态J-A模型。最后，在不同频率和不同饱和幅值下通过实验验证该数学模型的正确性。

为了分析带螺旋静叶诱导轮的内部流动规律，利用计算流体力学（CFD）方法对带螺旋静叶诱导轮进行了仿真计算，研究了其扬程特性和气蚀性能。结果显示，安装螺旋静叶后，使诱导轮的扬程得到很大提升，但是因为螺旋静叶流道中回流较强，增大了回流损失，导致效率下降。随着诱导轮入口压力降低，带螺旋静叶诱导轮的气蚀区域受离心力作用，沿径向发展，由于堵塞螺旋静叶流道，推迟了诱导轮流道的堵塞时间，从而使诱导轮的气蚀性能得到改善。

蜂窝或胞壁缺失是蜂窝夹层结构缺陷形式的一种，由于蜂窝（壁）的缺失，导致蜂窝芯子的连续性被破坏，并产生应力集中。本文从蜂窝细观尺度出发，通过数值解析与有限元模拟相结合的方式对缺陷周围胞壁正应力进行分析，首先，通过有限元模拟得到胞壁的拉应力结果，结果表明，应力集中带状区上的胞壁标准化拉应力沿横向符合近似卡方概率密度函数的分布形式；存在一个临界位置使蜂窝壁拉应力分布曲线出现反转。其次，对蜂窝缺陷最大拉应力处的壁内弯矩值与胞壁缺失个数的关系进行了推导。最后，给出了预估弯曲应力的公式，并分析了缺陷形状对预估公式参数的影响。

采用数值模拟的方法研究了不同后掠角三角翼的静态地面效应，通过对气动力和流场特性的分析发现，随着后掠角的减小，地面对迎风面下流动的阻滞作用增强，地效导致的迎风面气动力增量也随之增大。地效导致的背风面气动力增量同样随着后掠角的减小而增大，但在不同的后掠角范围内，地效诱导背风面气动力增量的机理不同：中大后掠角下，其主要通过增强前缘涡强度诱导更大的吸力，而小后掠角下，其主要通过促进前缘涡向内扩散增大吸力范围。

无导叶对转涡轮是高性能发动机的关键技术之一。本文采用试验方法对1+ 3/2级对转涡轮进行了气动性能研究。本试验分为3个阶段，第1阶段为单独高压涡轮（HPT）试验，第2阶段为加大HPT和低压涡轮（LPT）间轴向间距联合试验，第3阶段为HPT和LPT间正常轴向间距联合试验。在正常轴向间距HPT和LPT试验中，LPT状态的确定通过利用单独HPT试验获得的效率与压比特性反推获得。试验表明，HPT喉道面积减小，而LPT喉道面积增大，这导致在总膨胀比一定情况下，HPT膨胀比增大，LPT膨胀比下降，同时LPT的存在对HPT特性影响不大。在总膨胀比分配中，HPT膨胀比变化很小，而LPT膨胀比变化范围较宽。涡轮级总效率由HPT决定，LPT轮一般相对较低，加大HPT和LPT间轴向间距对LPT性能影响很小。

随着云计算和大数据等技术的发展及城市发展的迫切需求，智慧城市已成为近年来国内外研究的热点之一。随着城市中摄像头、监测传感器等采集设备数量的增加，城市数据种类也越来越多。所获取的城市数据具有多源、异构、时变、高维等多模式特性。如何让这些多模式的城市数据关联起来，实现它们的互通互联，挖掘出更丰富多样的信息，从而能更好地指导智慧城市的构建，是本领域的难点。本文提出了一个城市多模式数据融合模型，即多模式互联生长（MICROS）模型，并从3个层面对该模型进行了描述。首先，针对多模式数据的特点，重点描述了多模式数据多源、异构、时变、高维等特点。其次，针对多模式数据的特点，自底向上构建实现针对多模式数据的融合过程的3层基础模型，分别是服务信息描述模型、元数据模型和数据互联模型。最后，在这3层模型的基础上，本文提出了一个适用于智慧城市建设的多模式数据融合模型。

通过在钝头体头部施加人工扰动块可以得到确定的大攻角下的非对称背涡结构。为了研究扰动块形状对非对称背涡结构的影响，本文在攻角50°、雷诺数Re_D=1.54×10⁵的条件下，利用数值模拟对周向角90°、子午角10°的扰动位置的半球形、D型及方形3种扰动块形状分别进行了研究。研究发现在同一扰动位置，半球形扰动主控下的背涡结构为右涡型，而D型扰动和方形扰动主控下的背涡结构呈现左涡型，且方形扰动主控下的背涡结构的非对称性弱于其他2种扰动主控的非对称背涡。通过分析发现扰动块所引起的微流动直接影响钝头体非对称背涡结构。因此为了更精准地通过施加人工扰动得到确定的非对称背涡结构，应尽量选择形状简单、表面平滑过渡的扰动块形状。

针对介质跨越航行器控制困难的问题，提出一种空中控制水下非控的单一控制策略；为了分析航行器非控状态下斜入水运动的规律，构建了航行器低速入水动力学模型，并分别使用数值仿真方法和理论模型求解方法进行同一条件下的航行体入水运动仿真，通过对2种方法的仿真结果对比验证本文所构建航行体斜入水动力学模型的正确性。利用构建的入水动力学模型，分别对不同初始速度、角度、攻角条件下的入水过程进行了运动状态仿真并分析，得出了航行体在入水运动过程中的姿态位置变化规律。此入水规律将指导介质跨越航行器后续的水下航行、进而出水的一系列研究。

相控阵天线的快速测量和校准一直是相控阵天线研究的热门问题。传统校准方法的测量速度较慢，不能满足大量工程需求的测量校准要求。针对实际工程应用需求，在对幅相求解算法研究的基础上，提出了一种基于幅度测量的快速校准方法--四相幅度校准法（FPC）。经理论分析，该方法的校准时间仅相当于采用6位数字移相器的旋转矢量法所花费校准时间的1/16。对四相幅度校准法、采用4位数字移相器的旋转矢量法和采用6位数字移相器的旋转矢量法的校准速度和校准精度做了对比试验，试验结果验证了四相幅度校准法的正确性和高效性。

根据导弹雷达罩频率选择表面（FSS）的设计要求，研究发展了一种通用的雷达罩曲面的分片、展开算法和相关应用软件系统。算法对任意C²连续曲面，以高斯曲率的绝对值对分片面积的积分与曲面总面积的比值作为曲面是否可展的评定参数，并以此为阈值对不可展开外形雷达罩曲面进行近似分片；使用构造十字基带展开法对分片展开为平面形状。在以上算法基础上，首先使用MFC开发了应用程序框架，并采用OpenGL显示雷达罩曲面的分片操作，最后对分片数据输出AutoCAD格式便于分片贴层材料的切割加工。某型非旋成体导弹头罩的算例表明本文发展的导弹雷达罩曲面分片与展开算法有较高的精度，满足工程设计要求。

针对防空相控阵雷达负载饱和情况下的时间分配问题，提出一种基于目标威胁密度和截止期的雷达任务动态优先级调度算法。根据目标信息建立非线性目标威胁度模型并设计动态优先级表，然后，利用目标威胁度、任务驻留时间和截止期共同确定任务的综合优先级。在此基础上，提出执行威胁率（TRE）的评估指标，以反映调度算法对重要任务的执行情况。仿真结果表明，在饱和时序下，相比于传统的截止期最早最优先算法，改进算法的搜索性能提高了43%，执行威胁率提高了52%。

针对飞机结构件转角数控（NC）加工编程效率低、工作量大、质量不稳定等问题，提出一种基于转角面的自动扩展技术，并结合工艺知识建立加工模型，为实现转角数控加工自动编程技术奠定了基础。首先定义了转角、转角面、转角加工模型及转角加工干涉域等概念；然后给出了自动扩展、侧转面与切元计算、干涉域构建等技术，实现转角加工模型的构建；最后，基于以上研究开发了转角数控加工自动编程系统，并初步应用于某型号飞机结构件的生产，应用结果表明，该技术显著提高了转角数控加工编程的效率和质量，降低了编程工作量。

滑动配合条件下，转动副（R副）通过接触面间的相对滑动提供一个转动自由度。由于接触面间的摩擦和间隙共同作用，R副会在一个小的摆角范围内发生自锁，这一摆角将在机构平衡时带来连杆长度误差和连杆偏角误差。本文指出了R副中临界角的存在，讨论了使得R副实现自锁的临界角范围，在考虑接触变形和不考虑接触变形2种条件下对临界角进行了计算，并以一平面四连杆机构作为应用算例，综合对比了铰链间隙、接触变形和摩擦因素对所在连杆机构输出精度的影响。算例结果表明，在一般的精度计算中铰链间隙及连杆弹性变形起主要影响作用，铰链本身的接触变形量可忽略。

针对直接在三维空间进行无人机（UAV）航迹规划难度较大的问题，将三维规划分解为二维平面规划和高度规划，最后再合成得到三维航迹，使规划空间得以简化，降低问题的复杂度；为实现在威胁区域对航迹的精细搜索，降低危险性，提出了一种根据与威胁的距离而动态调整搜索步长的策略；当无人机遇到突发威胁时，通过设置子目标点，帮助无人机快速修正航迹，实现航迹重规划。仿真试验结果验证了所提方法的有效性，无人机可以安全绕开突发威胁，实现三维规划，采用动态步长，航迹的受威胁程度降低。

太赫兹视频合成孔径雷达（ViSAR）载波波长短，直升机载平台的微小高频振动将引起回波信号相位的显著变化，进而严重恶化ViSAR的成像性能。本文在建立斜视ViSAR平台振动成像几何模型的基础上，提出了大斜视模式下的振动相位误差补偿成像算法。该算法结合运动补偿原理，将斜视成像侧视化处理，然后采用改进的多普勒Keystone变换方法在二维频域校正由平台振动引起的距离单元徙动，最终在距离多普勒域实现振动相位误差补偿。仿真结果验证了该算法的有效性。

针对复合材料仿骨缝齿接结构模型表述复杂性问题，基于MATLAB与Python语言对有限元分析软件ABAQUS进行二次开发，提出了复合材料齿接结构的参数化构建方法。并以此为基础，初步研究了齿顶角、基线类型、层级与结构力学性能之间的关系。研究结果表明，在拉伸载荷作用下，具有小齿顶角度、复杂基线特性、高层级特性的齿接结构可以表现出更好的力学性能。通过本文工作，实现了齿接结构的参数化构建，初步揭示了齿接结构承载能力、损伤机理和几何形貌之间的关系。