针对换热情况下理想绝热单孔容腔模型瞬态响应预测误差大的现状，提出一种考虑换热对容腔瞬态响应影响的非绝热单孔容腔零维瞬态建模方法。通过研究影响气体与容腔壁面换热的因素，采用量纲分析推导了与换热相关的特征数方程，利用CFD数值模拟确定特征数方程的具体函数形式，显示表达了绝热单孔容腔模型未考虑的换热项，建立了非绝热单孔容腔零维瞬态模型。通过与数值模拟进行对比分析，结果表明：非绝热单孔容腔零维瞬态模型与CFD数值模拟计算的压力和温度的响应规律吻合很好，最大相对误差不超过0.8%，验证了模型的准确性和建模方法的可行性；绝热单孔容腔零维瞬态模型计算结果较CFD数值模拟结果的最大相对误差达6%，表明非绝热模型较绝热模型能够更精确地反映容腔真实响应规律。此外，非绝热单孔容腔零维瞬态模型与CFD数值模拟相比，在1%的精度水平下，降低了3个维度，也大幅降低了单孔容腔瞬态响应模拟的计算量，可以有效地支撑航空发动机空气系统中的容腔高精度建模。

航空燃料安定性和热沉对飞机和发动机工作可靠性、飞机飞行安全及战术性能的发挥有重要作用。利用热重-差热分析联用仪研究了2种典型微藻航油的热氧化安定性和热沉，并与标准航空喷气燃料RP-3进行了对比。结果表明：混合生物油的失重终点温度和最大失重点的温度与标准航空喷气燃料RP-3相比均向高温区移动。在失重区间内，除了物理热沉还有化学热沉的贡献。在热重曲线中定义了2个无量纲参数：引发温度和燃尽指数，引发温度表征起始裂解温度，燃尽指数表征沉积特性。2个参数结合可以较好地诠释燃料的热安定性和热沉。球等鞭金藻油高碳数烷烃在提高热沉基础上导致碳沉积的形成，但小球藻油在热沉提高的基础上，并没有形成碳沉积。说明通过有效控制高碳数烷烃分配比例增加其热沉并控制其积碳在理论和技术上是可行的。

含有主动材料的复合结构越来越多地应用于自适应结构中。主动纤维材料的应用为复合结构带来了新的特性也使其设计更为复杂。针对受压电纤维材料（MFC）驱动的主动材料复合板的变形进行研究，目的在于获得MFC驱动复合板扭曲变形与MFC纤维铺设及驱动模式的关系。基于弹性力学理论建立了受电压作用主动纤维产生的应变与由此导致的复合板的内力、变形之间的关系，并利用Ritz法，通过假设双向梁函数组合级数的位移场建立了该问题的求解方法，经推导得到了MFC驱动下位移场的求解方程，实验结果验证了其有效性。为了评估MFC驱动复合板在不同条件下的驱动效果，针对复合板变形所具有的弯扭耦合特点，在定义复合板截面等效扭转角和等效弯曲角的基础上提出了主动复合板驱动扭曲变形效率的概念和计算方法，利用该方法分析了MFC的铺设角度以及电压驱动模式对复合板扭曲变形效率的影响。依据分析所得到的结果给出了对应不同约束条件的MFC驱动复合板主动纤维布置及驱动模式的选择方案。

为从受谐波和随机噪声干扰的振动信号中提取出故障冲击成分，融合四大基本形态学算子提出了改进形态滤波方法——平均组合差值形态滤波（ACDIF）方法，同时与固有时间尺度分解（ITD）相结合，并将ITD-ACDIF方法应用到滚动轴承的故障诊断中。首先，对轴承振动信号进行ITD分解得到一系列旋转分量（PRC）；然后，以峭度为准则筛选出含故障信息丰富的有效PRC，对每个有效分量进行ACDIF滤波提取冲击成分进行信号重构；最后，利用频谱分析提取重构信号中的故障特征。数值仿真和轴承故障振动信号的试验结果表明，本文方法可有效滤除谐波干扰，提取强背景噪声下的冲击故障特征，实现设备的故障诊断。

为了探究交通体系中旅客出行行为的特征与机理，以某机场离港旅客的陆侧出行数据为研究对象，对旅客出行模式进行了统计。分析发现，旅客聚集行为具有强烈的阵发性，不同出行维度旅客群体的聚集时间间隔分布具有幂律特征，且幂指数和阵发性强度呈正相关关系。同时，研究认为旅客出行换乘决策是综合时间、费用、便捷舒适度、突发情况等多因素的期望实现，是一种基于效用价值驱动的人类行为。基于此构建了效用价值驱动模式下的旅客出行行为动力学模型，可输出幂指数为参数可调的幂律分布，且仿真输出和实证数据分析结果相吻合。

随着全球导航卫星系统反射信号（GNSS-R）的提出，其在海冰检测领域的应用也越来越广泛。北斗地球同步轨道（GEO）卫星的角速度较小且仰角变化仅有3°~4°，因此在相同观测地点其镜面反射点的空间位置非常稳定，可以提高特定区域海冰检测的时间分辨率。对在中国渤海湾进行的2次岸基海冰检测实验（2015年1月24日和2016年1月30日至2月4日）进行分析，验证了北斗GEO B1反射信号对沿岸海冰进行长时间连续检测的可行性。第1个实验结果显示海冰密集度与2颗GEO卫星C01和C03的极化比值结果具有相关性；第2个实验结果显示3颗GEO卫星C01、C02和C03检测的海冰极化比值与大气温度存在正相关关系，其中C01、C02和C03的极化比值与大气温度的相关值分别为0.61、0.72和0.57。

为了抑制气膜冷却过程中耦合涡的产生，提出了一种切向出流台阶缝冷却结构，并对其在涡轮导叶吸力面、压力面上布置时的气动性能及冷却特性进行了数值研究。结果表明：在吸力面叶栅通道喉部附近布置时仅使总压损失增加约2%；在压力面布置则能使总压损失、能量损失在低吹风比工况各降低约2.5%，同时出口气流角的增加不到0.1%，而且损失系数和出口气流角对吹风比的变化也不敏感。吸力面、压力面缝后冷却效率均较高，在高吹风比工况平均都有约8%轴向弦长的叶片表面冷却效率接近1.0。

针对导弹对地面静止目标的打击问题，提出了一种三维有限时间滑模制导律。利用Lyapunov方法证明了该制导律能够控制导弹以期望的纵向和侧向碰撞角对目标进行精确打击。该方法具有以下4点优势：无需对系统模型作解耦或线性化处理，可以同时对纵向和侧向碰撞角进行约束，可以得到解析的制导指令，闭环系统对外部扰动和参数不确定性具有不敏感特性。仿真结果验证了该制导方法能够保证较高的终端精度和较强的鲁棒性。

基于Udwadia-Kalaba方程建立了双腔体吸附、轮式移动爬壁机器人的解析动力学模型。将系统的预定轨迹视为系统的约束关系，巧妙地将其融合到爬壁机器人动力学建模过程中；在不出现拉格朗日乘子的条件下，获得了满足约束所需附加力矩的解析表达式及系统的解析动力学方程；采用Baumgarte约束违约稳定法抑制了由于初始条件与约束方程不相容而导致的约束违约现象。爬壁机器人的广义坐标变量变化规律和运行轨迹的数值仿真结果证明了本文建模方法的可行性和有效性。

特殊的操稳特性导致常规飞机的低阶等效拟配方法不完全适用于飞翼布局飞机。为保证飞翼布局飞机低阶等效拟配的准确性与成功率，对飞翼布局飞机与常规飞机在气动特性、操纵特性、控制系统设计等方面的差异进行了分析，开展了飞翼布局飞机低阶等效拟配方法研究。通过频域特性分析研究了拟配频率范围对拟配结果的影响；综合飞机的时域响应与拟配结果，对比了常用的方波、"3211"、扫频信号对飞翼布局飞机的适用性，结果表明方波信号更适用于飞翼布局飞机；通过仿真分析了指令信号强度对飞翼布局飞机拟配效果的影响；提出了横向与航向激励指令信号联合适配设计的方法，从而获得更高的横航向拟配成功率。

针对信息不一致、不完整下的风险评估不确定性难以刻画与传播问题，提出一种基于变步长离散随机集理论的风险混合不确定性分析方法。将各类不完整、不精确信息转化为随机集刻画框架，在随机集理论框架下建立了统一的混合不确定性传播模型，利用随机扩张原理，计算出风险的不确定性包络曲线。为解决不一致冲突信息的不确定性合成，采用D-S证据合成原则实现多源不确定性的融合。为减小不确定性传播截尾相对误差，提出一种不确定性变量分布的变步长离散随机集刻画策略，并给出了基于变步长离散随机集理论的混合不确定性传播实施步骤。通过一个质量-弹簧-阻尼非线性物理与现象响应模型，验证了方法的有效性和可用性。

针对变循环发动机非线性部件模型共同工作方程组求解时初值选取对收敛速度和精度的影响问题，提出一种基于量子粒子群优化（QPSO）算法与Broyden拟牛顿法混合的求解思路。首先，对变循环发动机（VCE）进行变几何特性分析以及反向传播（BP）神经网络下的外涵道稳态特性分析基础上，建立反映变几何特性以及模式切换等全状态部件模型。其次，以该模型性能计算为基准，提出了一种基于QPSO的Broyden拟牛顿混合算法来达到发动机共同工作平衡要求，通过发散系数实现混合算法的切换，以改善单一Broyden拟牛顿法对初值选取的依赖性同时提高QPSO算法的求解效率。通过高阶非线性方程组的仿真验证了算法的有效性、求解效率以及精度。最后，进行VCE部件模型稳态、动态仿真计算，结果表明：与GasTurb性能计算结果对比可以看出发动机速度特性、高度特性等变化趋势与GasTurb基本一致，且误差均小于2%；基于QPSO的Broyden拟牛顿混合算法可有效快速地完成VCE部件模型的求解；所建VCE部件模型能够有效实现该新型发动机的性能模拟分析。

随着使用环境的变化，研制阶段制定的初始备件方案常常无法满足装备部署部队后的保障要求。针对该情况，引入了相似系统理论（SST）和Bayes方法，根据相似系统理论初步确定备件的初始失效率，依据装备在使用中的寿命分布类型，取出对应的共轭先验分布，利用最大熵方法求取超参数，运用Bayes理论得到后验失效率，综合初始失效率和后验失效率确定初始备件需求。算例结果表明该方法满足实际应用要求，是初始备件需求预测可靠而有效的方法。

针对重复使用液体火箭发动机涡轮泵，设计了试验用流体静压轴承，利用不可压层流润滑雷诺方程的线性性质，对轴承液膜压力进行数值求解，计算分析了分别采用水和液氮作为润滑介质时，轴承的承载力和流量特性与偏心率和供给压力的关系；进行了轴承的节流孔流量特性和水润滑试验。结果表明：静压轴承短孔（非典型小孔）节流器的流量系数远超出常用的小孔节流器流量系数的参考范围；在相同的工况下，数值计算得到的水润滑和液氮润滑静压轴承的质量流量相差很小；高速水润滑试验中，主轴在轴承中浮起后的位置主要由供给压力决定，在0~30 000 r/min的转速范围内轴承没有明显的动压效应；数值计算和试验结果均表明静压轴承的质量流量与偏心率基本无关。水和液氮润滑静压轴承性能数值计算和水润滑试验结果为进一步的液氮低温润滑试验奠定了基础。

现代高性能战斗机均采用放宽静稳定性的布局构型，需通过先进飞行控制的设计来保证其闭环飞机在全飞行包线内均具有优良的动态特性。受到舵面操纵特性的限制，飞行控制系统（FCS）的能力是有限的，即飞机本体的气动参数需满足一定的要求才能保证闭环系统的飞行品质。本文建立了研究本体气动参数对闭环飞机短周期模态特性影响规律的方法，采用等效参数准则，以基于模型参考动态逆控制律的某放宽静稳定飞机为算例，计算分析了不同本体气动参数取值大小对闭环飞机短周期模态特性的影响规律。结果表明，升降舵操纵效能是影响闭环飞机短周期模态特性的主要因素，本体气动参数需满足一定的适配关系才能保证闭环飞机具有优良的短周期飞行品质。研究方法和结果对于放宽静稳定性飞机的本体设计与飞行控制系统设计等都具有很好的参考价值。

惯性质量是力传感器模型的重要校准参数，也是影响动态力测量精度的关键因素之一。为了消除参数误差对惯性质量校准模型引起的病态，提出一种改进Monte Carlo校准（MMCC）方法。首先，建立力传感器惯性质量、配重质量与测量响应之间的模型；其次，利用伪随机数生成技术，分别对该模型中的配重质量、加速度和电压进行样本空间的全域模拟；然后，根据区间判断准则筛选出满足预设精度的有效样本；最后，结合有效样本的概率，估计出力传感器的惯性质量，并实现动态校准。为了验证本文方法的准确性，利用正弦激振台对Kistler 9331B型力传感器进行动态校准。实验结果表明，惯性质量的估计值为83.91 g，估计误差为0.67%，标准差为0.74 g；动态力的校准误差范围为[-7.88%，11.46%]。校准误差明显低于传统的二次及多次配重法。

针对胚胎电子细胞阵列中测试结构与故障检测和定位方法受电子细胞和阵列结构限制较大，故障检测和定位能力有限，硬件消耗大等问题，提出一种由可配置边界扫描结构和可配置内部扫描结构组成的新的测试结构。基于这种测试结构，提出了寄存器传输级故障检测和细胞级故障定位相结合的故障检测和定位方法。仿真实验以s27电路为例，详细介绍了故障检测和定位的具体过程并对测试结构的硬件消耗进行了分析。仿真和分析结果表明，本文方法可有效检测并在细胞级定位故障，而且随着阵列规模增大，测试结构的硬件消耗所占比例明显下降，适用于大规模胚胎电子细胞阵列。

非对称因素会导致舰载机在弹射后出现横航向偏离，并影响其纵向起飞航迹。针对定位偏心、弹射道偏角、甲板横摇等3类扰动因素，开展了这些非对称因素对飞机弹射起飞特性影响规律的理论分析与仿真计算，掌握了飞机在甲板滑跑段的偏航运动特性以及离舰上升段的横航向偏离特性。基于弹射起飞后飞机航迹下沉量与滚转角2项安全性要求，通过仿真计算建立了安全甲板风（WOD）包线，结果表明：安全甲板风包线的下边界由最大航迹下沉量约束，左右边界由最大滚转角限制确定，上边界由最大海面风速决定；定位偏心、甲板横摇等非对称因素将显著缩小安全甲板风包线的风速和风向角范围。

针对一类大挠性机动飞行器，同时进行的姿态和轨道机动将激发挠性结构与中心刚体之间的平移耦合模态和转动耦合模态。为了提高姿态和轨道控制稳定度，提出了一种整合的改进型正向位置反馈（MPPF）控制方法抑制挠性结构的振动。首先建立了包含转动耦合和平移耦合模态的动力学模型，推导了耦合模态参数，然后基于MPPF控制律，设计了对转动耦合模态和平移耦合模态同时进行抑制的主动振动控制器，并采用M范数方法进行了参数优化，采用压电智能材料构建了主动振动控制系统。仿真结果表明所设计的控制器能够对机动飞行器的挠性结构振动起到很好的抑制效果，并且提高了姿态和轨道的控制稳定度。

从岸基角度出发，利用全球导航卫星系统反射信号（GNSS-R）技术，同时结合电磁波的部分去极化现象以及反射率与海面粗糙度特征函数的映射关系，建立了三天线观测模式下的海上溢油探测模型，根据反演出目标水域的相对介电常数来判断有无溢油。通过2次实验分别采集污油和潮间带的GNSS直射信号以及反射信号中的左旋、右旋圆极化分量，依据反演模型处理数据并进行了总结与分析。从实验结果来看，当探测表面为油面时反演出的相对介电常数其均值为2.14，标准差为1.44，而海滩在历经潮水的涨落时所反演出相对介电常数值也存在明显的由小增大再减小的过程，油、水反演值差异明显，同时与理论相对介电常数值具有较好的一致性，说明此方法在岸基海上溢油遥感领域具有一定的可行性。

以具有平衡摇臂机构的移动机器人为研究对象，设计一种基于非线性规划遗传算法的姿态控制算法，提高越障过程中工作平台的平稳性。首先简化平衡摇臂机构并定义表征移动机器人空间状态的姿态参数。利用空间机构学位姿变换方程推导出所定义的空间姿态参数与轮心相对位置之间的数学关系。然后设计非线性规划遗传算法，以移动机器人稳定性条件为约束设计遗传算法适应度函数并求解目标姿态控制参数。为验证所设计的姿态控制算法，在ADAMS软件中搭建移动机器人三维模型和障碍路面模型，并联合MATLAB/Simulink对移动机器人进行了运动学仿真。仿真结果表明在该姿态算法的控制下，与不施加主动姿态控制相比较，移动机器人通过搭建的障碍路面时最大侧倾角由10.8°降低到了1.8°，质心高度变化幅值度由96.4 mm降低到了34.9 mm，证明了姿态控制算法的有效性。

在近程大斜视成像中，当采用距离徙动（RM）算法进行处理时，信号谱在有限谱域范围内发生偏移，引起多次翻折造成混叠，使得通常处理方式不再适用。为此，提出一种解混叠方法恢复实际信号谱，通过斜视角或目标中心偏移量可计算出信号谱的翻折次数，依据翻折次数可将信号谱恢复至实际谱域位置，进而依照RM算法流程进行处理即可实现大斜视成像。该算法基于信号谱进行，未对距离方程进行近似处理，因此不仅适用于远场，同时可以解决近程大斜视成像问题。计算机仿真和实际实验测量结果显示，采用本文算法处理后可对成像范围内的目标实现精确聚焦。本文算法适用近程条件下阵列雷达或合成孔径雷达（SAR）的大斜视成像问题，可对较大斜视角情况实现精确聚焦。同时，本文算法的流程清晰，易于实际编程实现。

传统可靠性评估方法只考虑产品处于恒定环境应力下的情况，然而工程实际中产品往往直接暴露于外界的自然环境中，所遭受的工作环境应力或贮存环境应力都是随时间变化的。针对此情况，引入典型地理位置的真实自然环境应力，使用六参数多项式拟合方法得到其环境应力变化趋势，并假定2种时变环境应力模式，在Nelson累积损伤模型的基础上，研究真实时变环境应力下基于加速寿命试验数据的产品可靠性评估方法。结果表明：产品在不同地理位置的可靠寿命差别较大，引入产品所处地理位置的真实环境应力，可更精确地评估产品的可靠性。