机械连接是聚合物基复合材料最典型的连接方式，因其在连接工艺性和可靠性方面的优势，使其在航空航天制造领域得到了广泛应用。对凸头螺栓连接聚合物基复合材料接头的研究进展进行综述。回顾了复合材料接头的机械连接形式，讨论了在拉伸加载下的失效过程，详细论述了复合材料接头的损伤模式；重点讨论了复合材料接头力学性能影响因素的研究进展，包括复合材料性能（纤维类型、增强体结构形式、纤维与金属混杂层板、铺层角度及比例、固化工艺、初始材料缺陷）、紧固件性能（紧固件刚度、钉头型式、螺栓直径、螺纹密封、间隙配合、干涉配合、紧固件缺失）、连接板性能、侧向约束（拧紧力矩、预紧面积、补偿垫片、接触面摩擦因素）、几何效应（复合材料板尺寸、板厚与孔直径比、层合板宽度与孔直径比、孔端距与孔直径比、螺孔形状、螺孔质量、螺孔位置误差）、载荷（静载荷、动态载荷、疲劳载荷、蠕变、松弛、温湿载荷）等；对聚合物基复合材料凸头螺栓连接的未来研究方向进行了展望。

前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置，但受自身结构刚度及其支持刚度影响，承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形，与翼盒产生缝隙，影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形，提高机翼气动效率，提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象，针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响，从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下，进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明：所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下，可以保持与机翼不分离的状态，提高气动性能，且有效避免了质量的增加。

高分辨率立体测绘相机的光学系统及探测器的温度稳定性影响测绘相机的测绘精度。针对透射式光学系统，采用多级外热流抑制技术，使星相机透镜的温度稳定性提高了6倍；针对反射式光学系统，采用间接辐射式控温等热控技术，使主镜、次镜的温度稳定性达到±0.3 ℃；针对大功率电荷耦合元件（CCD），采用基于环路热管（LHP）的节能型控温技术，在满足温度指标的前提下使环路热管驱动功率的周期平均值由60 W降低至33.8 W，同时节省约40%的主冷凝器面积及质量；针对CMOS，采用两级温度波动抑制技术，使其温度稳定性达到±0.3 ℃。研究了地面热试验的方法，报告了测绘相机系统关键部组件在极端空间环境下的在轨数据，全面验证了热控设计方法的正确性。

为开展不停航施工情境下机场安全风险预警，集成了动态权和物元可拓分析法（DW-MEE），构建风险预警模型。通过历史事故分析、文献及规章制度分析、专家访谈的方式初步构建不停航施工情境下机场安全风险预警指标体系，采用德尔菲法筛选出33个指标。将不停航施工情境下机场综合安全风险警情和单指标警情分成无警、轻警、中警、重警4个等级。构建基于动态权和物元可拓分析法的动态预警模型。结果表明：10个样本机场，1个机场处于红色重警状态，3个机场处于黄色轻警状态，6个机场处于绿色无警状态。飞行员的情境意识、业务技能水平、机场不停航施工安全监管能力3个指标对综合警情影响最敏感，施工对地勤工作的影响、不停航施工应急预案的科学性、供电设备的维护保养情况3个指标对综合警情影响最不敏感。

在不加深网络的前提下，为提高孪生网络的特征表达能力，提出基于高层语义嵌入的孪生网络跟踪算法。利用卷积和上采样运算设计了语义嵌入模块，有效融合了深层特征和浅层特征，达到了优化浅层特征的目的，且该模块可以针对任意网络进行灵活的设计与部署。在孪生网络框架下，对AlexNet骨干网络不同层之间添加2个语义嵌入模块。在离线训练阶段进行循环优化，使深层语义信息逐渐转移到较浅的特征层，在跟踪阶段，舍弃语义嵌入模块，仍采用原始的网络结构。实验结果表明：相比于SiamFC，所提算法在OTB2015数据集上精度提高了0.102，成功率提高了0.054。

翼身融合（BWB）飞行器满足未来民用航空经济、绿色、低碳的运行需求，是重要的发展方向。针对BWB飞行器的飞行控制系统，对其安全性与系统设计进行了研究。给出基于系统理论的事故模型及过程，与相应的安全性分析，重点对BWB飞行器飞行控制系统内的复杂逻辑关系、不安全控制动作、危害致因进行分析；进行切换系统设计，给出低可靠先进系统和高可靠备用系统的设计过程，并分析切换逻辑；基于设计进行仿真验证。研究结果表明：系统理论过程分析方法能够支持BWB飞行器飞行控制系统复杂逻辑关系的安全隐患分析，同时所设计的飞行控制系统具有一定的安全性与实用性。

为提高两相涡街湿气测量精度，针对传统涡街过读公式预测精度差、适用范围受限问题，提出基于夹带液滴参数（夹带率和粒径）的涡街过读预测模型。为进行不同夹带液滴工况的实验研究，建立基于雾化混合的可调压环雾状流实验装置，并建立光学图像法测量系统，获得液滴直径及其分布信息。结合环雾状流型及涡街过读机制，考虑液滴-液膜传质和液滴-旋涡耦合作用，提出影响涡街过读的无量纲尺度参数。建立基于液相加载量、韦伯数和斯托克斯数的涡街过读预测模型，将夹带液滴参数和载气参数（密度和速度）的影响考虑在内，理论上可拓展公式适用范围。最后，评估现有过读关联式的预测性能，并结合实验和模型假设中夹带液滴参数的差异进行详细分析，进一步确认了夹带率和粒径对涡街过读特性的重要影响。结果表明：所提模型在不同液滴夹带条件下都给出了很好的预测，相对偏差在±1.0%以内，预测精度和可拓展性较其他公式有了较大提高。

针对接收天线方向性造成的北斗地球同步轨道（GEO）卫星直反信号功率测量偏差进行研究。给出地基场景下实际天线接收的直反信号及其功率表达式，讨论天线方向性造成的北斗GEO卫星直反信号功率测量相对偏差，设置具体观测场景进行仿真分析。理论与仿真结果表明：具体场景和时刻下的北斗GEO卫星直反信号功率测量偏差为固定偏差，由天线对干扰信号的抑制性能、天线架设高度和反射面介电常数共同决定；相对偏差的大小随着天线对干扰信号抑制性能的增强而减小，随着天线架设高度的变化在某一范围内波动，也会随着反射面介电常数的变化而变化。

建立一套能够耦合非定常舰船流场的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型，以研究该旋翼飞行器在着舰过程中的飞行特性。在舰艉流场模拟方面，采用分离涡方法以获得高精度非定常流场数据；在飞行力学建模方面，引入上下旋翼干扰因子建立共轴刚性旋翼诱导速度模型，并采用等效挥舞运动概念建立其挥舞运动方程；基于“单向耦合”思想构建了计算流体动力学（CFD）向飞行力学模型的数据传递策略，并分别以XH-59A直升机和UH-60A/SFS2组合为算例验证了飞行动力学模型和数据传递策略的正确性。以SFS2舰船模型和XH-59A共轴刚性旋翼直升机组合为研究对象，从直升机操纵余量和非定常载荷水平两方面分析了着舰过程中舰艉流场对共轴刚性旋翼直升机的扰动特征。时均研究结果显示：由于共轴上下旋翼受时均流场的扰动存在差异，飞行员在增大总距以维持高度稳定的同时，还需要减小差动总距以保持机头朝向的稳定。非定常水平研究结果表明：对于共轴构型直升机，舰船流场对拉力及俯仰力矩的非定常扰动，是引起飞行员工作载荷增大的主要因素。

针对终端角度约束、状态约束和控制受限问题，在三维空间内，提出一种固定时间收敛的导弹制导控制一体化设计方法。构建了带终端角度约束的制导控制系统三通道全耦合设计模型，采用固定时间收敛的滑模干扰观测器对一体化设计模型中的未知干扰进行估计和补偿。基于固定时间稳定性理论、终端滑模控制和反演控制方法等对制导控制系统进行一体化设计，并采用二阶指令滤波器对系统状态及控制指令进行约束。对所提方法的固定时间收敛特性进行证明，并给出具体的收敛时间表达式。通过导弹六自由度仿真，验证了所提方法的有效性和优越性。

基于椭圆特征的空间飞行器视觉导航技术是一种新颖的高精度空间探测自主导航方法，如何对空间目标的环形边缘进行精准提取和高效拟合是实现空间飞行器视觉导航的必要条件。针对该问题，提出一种面向空间飞行器视觉导航的椭圆检测算法。利用多项式逼近导航图像连续边缘段的方式提取椭圆弧段；通过基于极大似然假设检验理论构建的模型选择判据，对来自同一个椭圆的椭圆弧段进行准确合并；对合并后的椭圆弧段进行拟合，得到空间飞行器视觉导航的椭圆检测结果。大量的仿真实验表明：与传统的椭圆检测算法相比，所提算法具有较高的精度和更高的鲁棒性，可以广泛应用于空间飞行器视觉导航图像椭圆检测，为空间飞行器视觉导航算法提供精准的二次曲线输入。

为了解决GPS可观测卫星不足情况下低成本微电子机械-惯性导航系统/全球定位系统（MEMS-INS/GPS）组合导航精度维持问题，提出基于灰色模型和自适应卡尔曼滤波的MEMS-INS/GPS伪松组合导航方法。以MEMS-INS/GPS松组合导航模式为框架，建立了伪松组合导航系统的状态空间模型。基于MEMS-INS/GPS的历史观测数据，使用灰色模型对MEMS-INS/GPS观测差值进行预测，称为系统伪观测量。当GPS可观测卫星充分时，使用噪声自适应估计卡尔曼滤波对MEMS-INS/GPS进行松组合导航；当GPS可观测卫星不足时，使用噪声自适应估计卡尔曼滤波依据系统伪观测量，将MEMS-INS/GPS进行伪松组合导航。以车载低成本MEMS-INS/GPS组合导航系统为例进行仿真和实验验证，结果表明：当GPS可观测卫星不足时，传统的MEMS-INS/GPS松组合导航精度迅速下降并发散，而MEMS-INS/GPS伪松组合导航精度与GPS正常工作时的导航精度相差不大，维持了较高精度的导航状态。

针对无人直升机航迹控制要求，提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法，通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制，实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型，模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合，用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统，基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算，在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型，通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动，采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验，仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性，无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。

冲蚀磨损广泛存在于民用、工业、军工等领域中，常导致设备受颗粒撞击形成不同程度的损伤。选用Q345钢开展液固两相流冲蚀实验，基于失重法和表面分析技术研究颗粒粒径、颗粒质量分数、冲蚀角度（15°~90°）、冲蚀时间等因素对冲蚀磨损的影响，并对冲蚀后的样品表面形貌特征进行分区。实验结果表明：随颗粒质量分数增大，冲蚀失重量上升的速率逐渐趋于平缓；3D形貌观测发现，颗粒质量分数高于0.1%后，材料表面全部受到了侵蚀，最大冲蚀深度降低；30°冲蚀角度附近Q345钢的质量损失最大，这与其较强的韧塑性有关。基于金相显微拍照分析，90° 射流冲击后样品表面分成3个区域，靠近喷嘴外边缘的2区内坑洞和犁沟数量最多，损伤最为严重，这与射流流场特性和颗粒分布有关。

针对理想复飞轨迹已知条件下的舰载机自动复飞控制问题，提出一种基于偏差模型的动态面控制（DM-DSC）算法。基于Radau伪谱法给出了舰载机着舰的最优复飞轨迹；根据得到的最优复飞轨迹及其所对应的控制方案，分别给出了速度子系统和高度子系统的偏差控制模型和反演（Backstepping）控制器，并通过引入动态面结构来获得虚拟控制量的微分信号，避免了Backstepping控制律求解过程中的“微分膨胀”问题；考虑到气动参数的不确定性及舰尾流场的干扰，采用线性扩张状态观测器（LESO）对控制模型中的干扰项进行估计和补偿，并设计抗饱和辅助系统来抑制控制饱和的不利影响；最后，基于Lyapunov方法证明闭环系统信号的有界性。仿真结果表明：所提算法具有良好的控制性能。

为提高基于驱动端电流检测的电磁换向阀故障诊断方法的可靠性和识别准确度，开展了电磁换向阀故障模式识别方法研究。提出一种基于多特征融合的方法对电流信号时频分析和时域参数的特征值提取融合；通过设计电磁换向阀驱动端电流信号的采集实验，获取电磁换向阀驱动端电流的时域信号和二阶变化率的多特征曲线，提取时域参数及二阶变化率相应频带能量作为特征值，构建多特征融合的特征向量；采用基于径向基核函数的多分类支持向量机对电磁换向阀进行模式识别。结果表明：基于多特征融合的支持向量机较基于能量特征值的支持向量机可提升8.7%的识别精度和42.11%的验证准确率。

激波噪声是大涵道比涡扇发动机噪声的主要来源。为降低风扇/压气机叶片叶尖产生的激波噪声，对轴向亚音、相对超音的基元级叶型前缘脱体激波系进行研究。基于几何Hermit差值法（GHI）思想，提出一种3段式贝塞尔（Bezier）曲线构造曲率连续前缘叶型的方法，在完成改型设计时拥有更高的自由度。通过改变前缘上3段Bezier曲线间过渡点位置，探究局部曲率优化、整体曲率优化及带厚度补偿的改型方式对前缘处外伸激波强度和激波噪声的影响。通过对比研究不同数值模拟，结果表明：曲率连续前缘设计能减小叶型前缘处过膨胀区大小，减小由此产生的逆压梯度；局部曲率优化和整体曲率优化的方式能够分别在距前缘1倍弦长处降低噪声1.6 dB和4.6 dB。

在航空电子设备内部采用太赫兹通信技术实现cm级的板间或芯片互连可以减少引脚和接插件，缩小电子设备的体积，并降低维护成本。针对采用全向天线收发和开关键控（OOK）调制的近距离太赫兹通信网络，通过考虑分子吸收噪声和损耗的点到点通信链路分析，给出太赫兹信道容量计算结果；结合节点间的限时令牌多路访问协议，依据信道容量采用服务曲线模型进行最坏情况下总流量分析（TFA）和隔离流量分析（SFA）；充分考虑概率保证下应用层通信任务的突发度，得到限时令牌太赫兹互连的实时性能分析方法。案例研究表明：相较于时分多址（TDMA）方式，基于限时令牌协议的无冲突多路访问机制可以适应物理层容量和应用层负载的随机变化，保证了更小的延迟，有利于实现航空电子芯片间和板间的太赫兹互连组网和实时通信。

航空发动机涡轮叶片处于发动机温度最高的部位，将薄膜材料制备于待测物表面形成热电偶传感器，可及时有效的对涡轮叶片进行测温。薄膜热电偶多层膜间的热氧化界面扩散失效是导致薄膜可靠性不高的主要原因之一，基于Fick第二定律提出多层膜扩散可靠性模型，定量描述薄膜热电偶扩散失效机理，通过仿真计算，结合粒子群算法，以薄膜寿命最大为目标，寻优得到各膜层对应的最佳结构，为结构工艺上提高薄膜热电偶寿命的研究提供了一定的借鉴。

为实现固体推进剂中金属燃料动态燃烧的精细化表征，提出一种基于光场成像的固体推进剂中燃烧颗粒粒径与速度三维动态同步测量方法。构建固体推进剂燃烧光场成像测量系统，获得金属颗粒动态燃烧过程的光场图像，通过重聚焦算法得到燃烧颗粒场的重聚焦图像；进一步开展光场相机标定实验，获取深度与最佳重聚焦参数的关系曲线；利用图像分割算法对重聚焦图像中的颗粒进行识别和定位，获取燃烧颗粒的粒径大小，并结合三维粒子跟踪技术对颗粒的轨迹和速度进行重构；开展推进剂药条燃烧实验验证研究。结果表明：光场成像技术能够获得不同深度的颗粒信息，跟踪颗粒的动态燃烧过程，并实现对燃烧金属颗粒粒径与三维速度的同步测量。

针对狭长型封闭舱室内非定常流动模拟的湍流模型选择问题，以飞机舱室为典型环境，使用相似准则为依据的热缩比法搭建了实验平台。将实验结果与RNG k-ε、DES、LES三种湍流模型的数值模拟结果进行对比和分析，评估狭长型封闭舱室内非定常流动特征研究中合适的湍流模型。结果显示，RNG k-ε和DES模型可以定性描述流动变化趋势，但是LES模型在流场非定常性和不稳定性捕捉更为准确，其流场结构更接近实验结果。模拟结果与实验结果对比显示，LES模型能更加真实地反映狭长型封闭舱室非定常流动的情况。

针对分子筛氧气浓缩器（MSOC）退化试验（DT）研究不足及分子筛床（MSB）退化失效影响因素不明确的情况，提出了一种基于正交试验的氧气浓缩器退化试验设计方法。在分析氧气浓缩器工作原理的基础上，确定了造成分子筛床退化失效的主要因素，并搭建了分子筛氧气浓缩器退化试验系统，通过多组对照试验确定并验证了退化试验的最佳试验高度为9 km；基于正交试验思想设计了分子筛氧气浓缩器退化试验方案，采用9组典型试验即可获得各因素的影响结果，减少了试验次数，降低了试验成本，提高了耦合试验的效率。该试验设计可以模拟受试设备的真实工作环境，并可有效降低试验因素变化对试验结果初值的影响。

针对平流层艇载风速计电滑环供电方式的不足，设计了基于DSP控制的艇载风速计非接触供电系统。利用电磁感应原理，明确了非接触供电系统的组成；通过建立系统等效电路模型，分析了影响系统传输效率及传输功率的因素；结合艇载风速计的结构及应用背景，借助ANSYS Maxwell电磁仿真软件设计了嵌套式松耦合线圈。通过对系统主要电路进行仿真并搭建基于DSP控制的原、副边电路，对系统的工作特性进行验证，仿真及试验结果表明：基于DSP控制的平流层艇载风速计非接触供电系统能够实现良好的非接触能量传输，降压后可为平流层艇载风速计供电。

针对大型贮液箱（LLT）结构安全评估面临的先验信息缺失、监测信息不完全可靠等问题，基于置信规则库（BRB）和有限元方法（FEM），提出了一种考虑环境干扰的大型贮液箱结构安全评估模型。基于行业标准和专家知识，借助有限元方法进行评估模型初始参数的估计；基于信息一致性方法计算指标可信度，以反映实际工程中扰动因素对监测数据的影响；提出一种新的融合方法，将指标可信度合理融合到模型推理过程中，完成评估模型的构建；选用10⁵ m³石油储罐作为研究对象，对所提模型的有效性进行验证。研究结果表明：所提模型不仅能有效处理监测数据不可靠问题，也能够将大型贮液箱复杂系统内部结构机理考虑在内，有效克服先验信息不足给评估精度带来的影响。

针对传统直升机起落架结构相对固定导致的地形适应能力不足的问题，设计了一种两级缓冲系统的新型缓冲作动行走一体化自适应起落架，实现了多工况下的着陆缓冲功能，常规着陆时磁流变缓冲器单独工作实现着陆缓冲功能，危险工况下磁流变缓冲器和油气缓冲器共同工作实现抗坠毁功能。在多体动力学软件LMS Virtual.Lab Motion中建立了带两级缓冲器的自适应起落架落震仿真模型。自适应起落架可以通过2个液压作动缸来调节不同姿态，进行了常规工况及耐坠毁工况的落震仿真分析，并根据仿真数据设计了缓冲器参数。在多种工况下进行了自适应起落架多级缓冲系统落震试验，对比分析了试验和仿真结果。结果表明，在2种着陆速度下，系统缓冲效率分别达到85%和75%，自适应起落架可以主动调节至多种姿态，并在各姿态下都具有良好的缓冲性能，还具备一定的抗坠毁能力。试验与仿真结果具有一致性，证明建立的自适应起落架的多体动力学模型能够有效地模拟落震过程。