在全球导航卫星系统(GNSS)不可用情况下，低地球轨道(LEO)卫星机会信号(SOP)定位技术是一种有效的导航定位解决方案。单LEO星座机会信号定位技术面临星座构型不足或可见卫星偏少等问题，多LEO星座机会信号融合定位技术可有效解决该问题。通过分析瞬时多普勒定位原理，建立了Iridium/ORBCOMM机会信号融合定位模型，引入基于Helmert方差估计的加权最小二乘算法进一步提高定位精度。实测数据表明：基于Helmert方差估计的Iridium/ORBCOMM机会信号融合定位精度优于70 m，验证了多LEO星座机会信号融合定位的可行性和有效性。

真空舱内背景压强是电推力器地面试验过程中影响工作性能评估和羽流场参数诊断的重要参数。针对LIPS-200型离子推力器羽流场参数的数值仿真中采用的背景压强建立方法进行了仿真分析。仿真中采用混合粒子网格(PIC)方法和直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法处理羽流场中等离子体运动和粒子间碰撞，分别采用虚拟粒子和计算粒子建立压强的方式，对电推进羽流场进行了数值模拟，并与绝对真空环境进行对比分析。结果表明：背景压强的存在导致中性粒子和电荷交换离子数密度较绝对真空环境高1个量级以上。虚拟粒子可大幅提高计算效率，获得的流场中电荷交换离子分布与计算粒子结果相近，但中性粒子分布相差较大，虚拟粒子无法表征壁面及真空泵的影响。

曲柄是连杆机构运动学分析的一个重要环节，其决定着机构的运动状态。现有的Grashof定理、N杆旋转定理可以很好地解决只含有转动副单闭环连杆机构的曲柄判定问题，但对于广泛应用于航空航天的复杂多环路连杆机构的曲柄判定，至今没有通用有效的解决手段。基于此，提出了复杂多环路连杆机构曲柄判定的分支图识别法。通过复杂多环路连杆机构内各个环路的杆件关系不等式，确定了其曲柄存在的第一个充分条件；结合连杆机构的运动分支识别图活动关节旋转范围确定了曲柄存在的第二个充分条件。在归纳了曲柄存在充分条件基础上，利用所提方法在平面4R、5R连杆机构做了实例分析，并与现有公认结果进行对比，验证了方法的有效性。在仅含转动副复杂多环路Stephenson六杆机构上进行了曲柄判定，证明了方法的可行性。

超低轨道（VLEO）由于其轨道较低，在该轨道运行的航天器在对地观测、科学研究方面具有独特优势，但对该轨道的大气密度变化特性认知不足。在阐述国内外超低轨道大气密度原位探测发展历史及现状的基础上，总结了现有超低轨道大气密度原位探测技术，对中国超低轨道大气密度原位结果进行了初步分析和讨论。结果表明：在2020年10月空间环境平静期，250 km和350 km高度大气密度相差一个量级；升降轨期间，超低轨道大气密度每千米分别下降0.025×10^-12 kg/m³和0.041×10^-12 kg/m³，均小于模式值的0.5倍；北纬40°时，处于午夜的升轨段（约250 km）大气密度是处于正午的降轨段（约420 km）大气密度的11.2倍，高度的影响大于地方时的影响；不同纬度下，实测日均值和模式日均值的比值从高纬的0.49降为低纬的0.39，模式值偏大。在超低轨道上，实测值总体上比模式值小，可为大气物理研究和应用研究提供基础数据。

随着锂离子电池在中国高高原地区及机场的应用，其在高海拔低气压环境下的循环性能及老化机制成为一个亟须解决的问题。对此，在96 kPa-25℃（常温常压）及60 kPa-25℃（常温低压）环境下，通过电池健康状态、直流放电内阻、电化学阻抗、容量增量及微分电压曲线等电池电化学特征参数对NCM523软包锂离子电池的老化行为进行了分析。研究表明：60 kPa低气压环境加速了锂离子电池老化进程，电池内部结构受60 kPa低气压应力影响，致使电池欧姆阻抗和电荷转移阻抗较常压工况分别增加6.22%和45.76%，锂脱嵌反应受限，电池界面动力学衰退；因电池阻抗增大造成以正极活性锂离子损失主导的循环容量加速衰减，电池健康状态衰减率较常压工况高3.08%。

间断Galerkin（DG）有限元方法因计算精度高、适用于非结构网格等特点得到广泛研究和应用，其在数值模拟包含强间断流场时存在残差收敛性和计算鲁棒性差问题，均匀分布的网格加剧这一问题并影响激波分辨率。针对该问题，发展了r型网格自适应方法，实现间断Galerkin有限元数值模拟过程中网格自适应加密。基于网格点归一化的压力值作为r型网格自适应中网格点移动驱动力的重要权值，并将网格自适应后的网格点位移变化量与网格点之间的初始位移之比作为驱动力的另一重要权值，实现网格沿激波方向各向异性自适应加密，并且激波附近网格点的相邻网格点同步向激波方向移动。发展了适合间断Galerkin有限元方法的Venkatakrishnan限制器。并列NACA0012翼型超声速算例及三维并列圆柱相互干扰算例结果表明：基于r型网格自适应的间断Galerkin有限元方法能够清晰锐利捕捉激波，提高模拟精度，具有良好的收敛性和鲁棒性。

为实现航天器控制力矩陀螺（CMG）性能退化状态评估，提出了一种基于卷积神经网络（CNN）与功耗残差的CMG退化特征提取方法。由于CMG控制系统对高速转子运动状态的高精准控制，CMG退化特征难以从转子运动状态数据中直接提取。针对该问题，从转子系统的能量损耗角度出发，通过分析CMG工作机理确定了影响单位时间内转子电机功耗的变量，并通过CNN建立了CMG运行状态参数与电机功耗之间的映射。将退化状态下电机实际功耗与模型输出的残差作为退化特征对CMG退化状态进行评价。通过某型号CMG的加速寿命实验数据进行验证，结果表明：构建的退化特征能够表征CMG转子轴承的性能退化情况，从而为CMG状态监测和故障预警提供参考。

围绕对卫星导航信号实施转发式欺骗所需的卫星导航信号提纯要求，提出了一种数字波束形成的优化设计方法。通过向阵列天线接收信号的数据协方差矩阵加载由非目标卫星方向信息和阵列布局构造的“虚拟”干扰信号协方差矩阵，增大了协方差矩阵特征值的差异。用新构造的协方差矩阵计算最小方差无失真响应波束形成的加权向量，使波束指向方向的目标卫星信号无失真通过，并同时零陷其他非目标卫星的信号。通过计算机仿真试验验证了所提方法的正确性和有效性。

为研究多级降压调节阀内部流动过程和各降压级的压降影响因素及规律，基于Mixture两相流模型和Schnerr-Sauer空化模型的数值计算方法，建立了多级降压调节阀内部流场的计算模型。通过数值模拟计算，获得了调节阀内部的流动特性，分析和探讨不同压差和不同阀门开度下各降压级压降特性。数值计算结果表明：流体流经阀门节流元件时，由于多股流体的强烈掺混和剪切使得阀门内存在大量的漩涡；各降压级的压降存在一定的差异，第3级套筒处的空化程度最大，阀座处更易发生空化；阀门在同一开度下，工质沿各降压级的压降在不同压差下的变化趋势相同；第3降压级的压降随阀门开度的减小而增大，在25%开度下阀门第3降压级的平均压降最大，达到了8 MPa，相同流量下该降压级小孔中工质的速度也增加。研究结果为降压阀的合理设计提供了理论依据和参考价值。

护理机器人结构复杂、耦合度高且机械臂不满足PIEPER准则，标准遗传算法难以精准地对其逆运动学进行求解，以至于机器人手臂末端位姿误差较大。针对标准遗传算法求解过程中早熟和局部搜索能力差的问题，采用等分区间替代随机命令产生的初始种群个体，划分5个小区间以提高种群个体的分散程度和搜索效率；在适应度函数中引入可变权因子，将位置误差的变化值作为可变权因子的变量，进化过程中可变权因子在0.5~1.0之间变化，且实时有效分配位置和姿态误差权重，确保解的收敛。通过仿真和实验验证，结果表明：改进后的遗传算法能够大幅提升收敛精度和速度，并且可以同时实现对位置和姿态的精确控制，极大地减小了机器人手臂的位姿误差。

针对当前验证工作顶层规划性不强、研制单位与承试单位接口不清晰、验证活动充分性不确定等问题，基于系统工程的民机研制过程，结合验证场景建模，形成以验证需求为核心的验证工作技术流程。承接产品设计需求，开展验证场景利益关联方识别、验证场景活动建模及时序建模研究；定义验证需求的内涵要素，基于模型开展验证需求捕获，形成设计需求到验证方法到验证需求的映射追溯；在此基础上，研究基于验证场景模型的验证计划及验证程序定义方法。结合某型飞机起落架系统案例，形成一套从设计需求到验证需求再到验证程序的完整技术方法。所提技术方法能够充分保证从产品设计需求到验证活动开展的完整追溯，有效促进民机研制验证过程与产品研制有机融合，为民机研制早期对验证活动的规划提供重要借鉴。

为了保障无线传感器网络的安全性，提出一种基于雾计算的联合入侵检测算法Fed-XGB。Fed-XGB算法通过引入雾计算节点扩展网络边缘，减少通信时延，在提升联合学习全局模型和局部模型准确率的同时，降低了传输带宽和隐私泄露风险；通过改进基于直方图的近似计算方法，适应无线传感器网络数据不均衡特征；通过引入TOP-K梯度选择，最小化模型参数上传次数，提高模型参数交互效率。实验结果表明: Fed-XGB算法的检测准确率在0.97以上，误报率在0.036以下，优于其他对比算法；在遭受中毒攻击及数据含噪的情况下，算法检测分类性能依然稳定，具有较强的鲁棒性。

针对冷气投放装置工作过程中存在的机械系统和气压系统耦合非线性动力学问题，提出了一种满足折叠翼无人机（UAV）结构形式和空中发射技术要求的冷气发射动态特性分析方法及优化设计方法。以某型折叠翼无人机为研究对象，基于联合仿真建立了无人机气动发射系统动力学模型，搭建了冷气发射系统试验样机，并完成压缩气体空中发射试验，验证了仿真模型的准确性。在此基础上，分析了无人机与冷气发射装置主要系统参数对无人机发射动态性能的影响，针对该系统进行了参数优化设计。结果表明：储气瓶体积和充气压力是影响无人机冷气发射动态特性的关键参数，随着储气瓶体积和充气压力增大，最大发射速度和加速度明显增大，储气瓶体积从15 L增加至30 L，最大发射速度增加了52.7%，最大发射加速度增长了60.9%呈正相关影响；充气压力从0.4 MPa增加至0.7 MPa，最大发射速度增长了50.5%，最大发射加速度增长了69.9%；发射角度对无人机发射性能影响较小，可忽略不计。

基于正则广义典型相关分析理论框架，提出一类对于多元函数型数据的充分降维方法。通过积分形式，将平方可积空间中的函数型数据投影至实空间中的一系列数值变量，在整体相关性度量最大的目标准则下，同时确定这些函数型投影方向，实现多元函数型数据向传统数值变量转化的特征信息提取及快速降维过程。在一般基函数系统表示下，推导得到最优投影权重函数的迭代计算方法，该方法对于基函数系统的选取具有独立性。大量仿真结果表明，在有限样本情况下，所提方法能够有效探测多元函数型数据之间的相关关系，且对投影权重函数的估计具有一致性。关于帕金森综合征患者步态的实例数据研究表明，由函数型数据投影得到的数值特征信息具有可解释性，所提方法具有一定实用价值。

平流层风场环境对临近空间低速飞行器驻空飞行性能有重要影响。研究了基于PSO-BP神经网络的平流层区域风场建模与快速预测方法，根据历史风场数据，采用主成分分析法对数据进行降维处理，通过BP神经网络对风场进行预测建模，利用粒子群优化（PSO）算法对其进行优化，采用Biharmonic样条曲面插值方法构建区域预测风场。以南海地区5年历史风场为对象，对比分析了基于BP神经网络和基于PSO-BP神经网络的风场预测模型，结果表明：使用具有全局寻优特性的PSO算法改进BP神经网络，能够有效避免传统BP神经网络易陷入局部最优的缺点，提高预测精度；通过结合PSO-BP神经网络预测与Biharmonic样条曲面插值，可实现区域风场的预测。研究结果可为临近空间低速飞行器的轨迹规划与区域驻留等任务的高精度区域快速预报风场提供解决途径。

针对高超声速变外形飞行器变形带来的参数摄动大、变形过程建模难、外界干扰复杂等大不确定问题，研究了一类可变后掠飞行器建模与姿态控制问题，设计了一种有限时间控制方案。针对变外形飞行器建立了带有变形量的面向姿态控制的三自由度模型，该模型能够反映出变外形飞行器的内在影响。分析了变外形飞行器在典型状态下的气动特征，并给出了连续变形关键气动数据可行处理方案。针对可连续变形的飞行器设计了一套有限时间控制方案，并证明了系统稳定性。进一步考虑控制律中用到的指令微分项，设计了有限时间指令收敛滤波器。利用扩张状态观测器，估计不易测量状态和“综合扰动”。以考虑复杂干扰下的高超声速变外形飞行器为对象进行仿真，结果表明：所设计的控制方案可解决不同变形速率下、存在复合干扰的飞行器姿态控制问题。

针对印刷电路板式换热器(PCHE)的微流道结构参数设计制造一体化问题，开展了考虑制造约束条件的换热器性能优化的研究。通过流体仿真分析了流道宽度、深度和深宽比对温度分布、压力损失和换热系数的影响。使用多目标遗传算法(MOGA)建立了换热性能的多参数多目标性能优化仿真模型，根据性能优化获得的设计参数建立微流道结构辊压成形工艺仿真模型，得到制造约束条件，将制造约束反馈到性能优化仿真模型中，得到宽为0.29 mm、深为0.39 mm的矩形微流道优化设计参数，且通过辊对辊(R2R)的辊压工艺实验验证了该优化方法的可行性。考虑制造约束的换热器优化设计方法在性能优化设计阶段引入工艺限制条件，是实现换热器一体化设计制造的有效手段。

反舰导弹对舰船要害部位的精确打击能力是精确制导武器的关键技术之一。针对反舰导弹导引头对舰船要害部位检测精度低、特征提取能力不足，预测框的处理降低检测速度等问题，提出了一种多尺度特征融合的Anchor-Free轻量化舰船要害部位检测算法。由于舰船要害部位检测数据具有多尺度、多角度特性，引入多尺度特征融合模块，综合利用不同感受野的检测信息，优化特征提取；利用高效轻量化注意力机制改进Hourglass结构中的跨层连接，提升检测精度，降低算法总参数量；使用迁移学习有效提升算法收敛效果。在建立的舰船要害部位检测数据集和公开的PASCAL VOC数据集进行实验，检测准确率分别提升了4.41%和5.57%，分析算法参数与运算量，设计了模块消融实验，论证了所提算法的有效性。

针对双通道控制高超声速飞行器横侧向欠驱动、强不确定性的特点，研究了适用于工程应用的控制策略，提出一种基于特征根有界摄动分析的反馈控制鲁棒性分析方法。基于线性化近似分析和工程约束需求，给出了双通道飞行器改善荷兰滚模态动态的2种控制策略，分别为极点配置方案和模态解耦方案。提出了特征根灵敏度矩阵和有界摄动矩阵的概念，用于评估闭环系统对参数不确定的鲁棒性。基于闭环六自由度模型在标称及参数拉偏情况下，对2种方案进行了综合分析和仿真验证。仿真结果表明，2种控制方案均可以解决双通道控制问题，所提特征根有界摄动分析方法可准确评估系统的鲁棒性。

基于XNOR/OR的固定极性Reed-Muller（FPRM）电路面积优化是当前集成电路设计领域的研究热点之一。由于基于XNOR/OR的FPRM电路面积优化属于组合优化问题，提出了一种二进制自适应细菌觅食算法（BFA）。该算法在复制操作中加入概率模式，提高种群多样性，采用模糊规则对复制概率和迁移概率进行修正，提高算法的收敛速度。使细菌在邻域内进行搜索，替代细菌群体感应机制中的斥力操作，细菌无需感应其他个体位置对其的影响。提出一种基于XNOR/OR的FPRM电路面积优化方法，利用提出的二进制自适应细菌觅食算法搜索电路面积最小的FPRM电路。基于MCNC Benchmark电路的实验结果表明：面积最大优化率为18%，时间最大节省率为46%。

以某直升机机载中空纤维膜惰化系统为研究对象，设计了电控阀控温和变频风扇控温2种系统。基于AMESim平台以分离膜数学模型计算数据为基础，搭建机载惰化系统，在飞行包线下，研究了2种温控模式的控温效果、不同飞行阶段的惰化系统性能变化及关键参数对其影响。计算结果表明：电控阀控温系统在整个飞行过程均能将引气温度维持在目标温度90℃，在起飞之后富氮气体（NEA）氮体积分数全程维持在91.5%~96.4%之间，所需引气流量为40~243 kg/h，空载燃油箱气相空间氧体积分数可在180 s内降至9%，且保持全程低于9%；变频风扇控温系统在满足爬升、加速、俯冲高温阶段控温惰化要求的选型前提下，在低速、高速巡航阶段，引气被过度冷却至0℃左右，虽然所需引气流量低至26 kg/h，但NEA氮体积分数大幅下降至81%，燃油箱气相空间氧体积分数高达18%，在巡航阶段，飞行速度越大，引气温降越大，且巡航高度越低，为满足控温效果所需的最低巡航速度越低。

为适应协同决策(CDM)需要，考虑空管、航司和机场三方的诉求，对拥挤和非拥挤场景下的离场航班动态协同排序问题进行了系统研究。通过分析离场航班运行特性，利用离场航班的计划撤轮档时间(SOBT)和预计撤轮档时间(EOBT)数据设计了一种离场航班动态排序方法；针对各方构建了离场航班排序的多个优化目标，且为保证排序公平性，提出了航空公司延误公平性评价指标，将非受控离场航班优先级分为3类，对各类非受控离场航班设置其可接受的最大延误时间和最大位置偏移量，创建了基于交通状态的离场航班协同排序模型；采用带精英策略的快速非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)寻求离场航班动态协同排序的最优解。仿真结果表明：较先到先服务(FCFS)方法，所提方法在2种场景下各排序时段均增加多种排序方案，离场航班总延误均减少50%以上，且在非拥挤场景下提高了航空公司延误公平性。所提方法可对离场航班进行优化排序，显著减少航班延误，有效提升公平性，契合协同决策理念，可实现三方协同排序。

针对磁悬浮控制敏感陀螺（MSCSG）空间应用问题，研究其多自由度角动量包络模型。依据MSCSG的机械结构，分析磁悬浮转子径向万向偏转特性，明晰MSCSG轴向一个自由度转子转速变化飞轮力矩和径向两自由度转子万向偏转陀螺力矩输出机理。基于洛伦兹力磁轴承（LFMB）原理，分析径向偏转力矩与控制电流的线性关系，揭示MSCSG陀螺力矩高精度高带宽的优势。考虑转子径向偏角和轴向转速饱和问题，基于重构偏角和旋转矩阵构建MSCSG角动量包络模型。仿真分析了MSCSG径向偏转力矩高精度高带宽、轴向飞轮力矩高精度的特性。开展MSCSG偏转力矩高带宽性能测试，实验验证MSCSG能够输出大于100 Hz的径向偏转力矩。研究结果表明，MSCSG具有航天器高动态微振动抑制和高精度姿态控制的空间应用前景。

目标的回波信号是无线电引信获得目标信息的最重要方式，为了太赫兹频段的引信前端未来能够投入高原战场，适应高原不同的地貌环境，利用双谱对高原在灌木地形下不同高度的太赫兹波回波特性进行了分析。为减少分类时间，对双谱数据进行积分，得到实采信号双谱切片的特征，进而利用最邻近算法对此进行分类。利用经验模态分解（EMD）提取原始数据内在模态函数的特征，再次分类并与前一组分类结果进行对比。通过一系列数据的分类，结果表明：利用一维的积分双谱信息可以有效提取出距离地面分别为2 m、3 m、4 m、5 m时的特征并进行分类，经验模态分解也可以有效提高分类的成功率，成功率最高可达90%以上。

对电动汽车双边LCC拓扑结构无线充电系统传导电磁干扰进行研究，依据标准SAE J2954构建了3.7 kW的无线充电系统传导电磁干扰高频电路模型，采用测量和理论计算结合的方法，提取耦合线圈、线缆和补偿电路元件的高频寄生参数。利用软件ANSYS Maxwell和Simplorer进行系统传导干扰建模仿真分析，通过仿真结果可以看出，在150 kHz~30 MHz频段共模干扰比差模干扰显著。通过系统传导发射试验验证了仿真模型的准确性。