北斗B3I信号作为新一代民用码，相较于北斗B1I信号，具有码速率更高、码片宽度更窄等特点。目前，利用北斗卫星导航系统反射测量(BDS-R)技术对北斗B3I信号进行海面高度反演的研究较少。基于此，在2020年9月7日山东威海附近海域，接收B1I/B3I双频段的直射和反射信号数据，分别采用时延-多普勒(DDM)和载波相位延迟进行岸基海面高度反演。通过实测的同比数据验证反演精度，在信号特性和测高方法2个维度评估北斗B1I和B3I信号海面高度反演的性能。结果显示：采用DDM测高方法，B1I频段和B3I频段的反演结果与实测数据的平均绝对误差和均方根误差分别为1.18 m、1.48 m和0.84 m、1.10 m；采用载波相位延迟测高方法，B1I频段和B3I频段的反演结果与实测数据的平均绝对误差和均方根误差分别为0.12 m、0.15 m和0.10 m、0.12 m。由于信号特性差异，B3I频段的DDM测高结果相较于B1I频段的测高结果精度提高了28%；B3I频段的载波相位延迟测高结果精度略优于B1I频段，两者差异不明显。实验对北斗B1I和B3I信号特性和测高方法导致的反演精度差异的评估，证明了B1I和B3I反射信号均能适用于海面高度反演的需求。

客机从廊桥推出排队等待起飞期间，机坪大量的气态污染物会从发动机引气系统直接进入客舱，目前客舱空调采用的是恒值风速送风，引气污染物的清除效率不高。基于此，建立了Boeing737客舱仿真模型，通过粒子图像测速(PIV)实验验证了客舱仿真模型的准确性。选取NO₂为引气污染物，空调采用正弦信号送风替代恒值信号送风，模拟了天花板送风、侧壁送风和混合送风3种送风模式，获得了恒值信号送风和正弦信号送风情况下乘客呼吸区和客舱整体的NO₂分布特征，提出将空气龄和吹风感指数(DR)相结合的方法，评估出有利于引气污染物排出的空调最佳送风工况。结果表明：在180 s时，相比恒值信号送风，空调采用正弦信号送风后，在天花板送风模式下，客舱内的NO₂平均质量浓度降低了7.95%，侧壁送风模式下降低了6.51%，混合送风模式下降低了23.3%。正弦信号送风下混合送风模式NO₂清除效果最好，空气龄最小，且乘客的吹风感指数也符合热舒适性要求。

飞机牵引过程存在大惯性、高质心和时变摩擦力的特点，严重影响电传动牵引车的平稳性。为提高电传动牵引车运行过程的稳定性，以影响飞机牵引稳定的变量转速和转矩为研究对象，分析所设计策略的控制效果。运用ADAMS和MATLAB/Simulink仿真软件，构建了10 t飞机和牵引车的动力学模型和电机模型，设计基于转速和转矩的二阶非线性自抗扰控制器。分别对比分析了基于自抗扰控制（ADRC）和PID控制的电传动飞机牵引车变速过程中的轮速动态特性，并开展了变速过程的样机控制试验。结果表明：基于二阶非线性自抗扰控制器的飞机牵引系统的变速效果更优，变速过程中的轮速在响应速度、稳定性和抗扰能力等方面均更佳；试验结果与仿真结果吻合，证明了仿真模型和仿真结果的可行性与正确性，为高稳定的电传动飞机牵引车研究奠定基础。

自主定位是移动机器人实现完全自主移动的基础，其中的关键技术同步定位与建图（SLAM）备受关注。惯性测量单元（IMU）因具有不受外界环境影响的优势广泛应用在SLAM系统中。SLAM后端使用非线性优化方法优化IMU的状态，实际应用中存在实时性差、能耗高的问题。为此，在现场可编程门阵列（FPGA）平台上设计了用于IMU状态优化的加速器。分析算法的数据流程实现电路和数据复用，充分利用算法特有的稀疏特性实现计算简化和存储压缩，同时对于计算量最大的解方程步骤，硬件电路采用可配置设计，通过改变该电路模块的配置使加速器实现性能、功耗和资源使用的折中，满足不同场景的要求。在Xilinx ZC706平台上的实验结果表明：相比于Intel i5-8250U和Arm Cortex-A57处理器，所设计的加速器应用于高性能场景的电路时，可以达到26.7倍和87倍的加速效果；应用于低功耗场景的电路时，加速效果分别为17.4倍和53.7倍；不同配置的电路均可节约能耗90%以上。

弹道系数是非合作目标轨道预报的重要参数，对于数目庞大的非合作目标，利用有限的测控资源进行弹道系数的快速解算是空间目标监测的迫切需求。基于双行根数（TLE）的半长轴衰减信息，提出了一种改进的弹道系数解算算法。通过多项式平滑检测和二次判别，识别出野值、轨道机动和地磁暴3种情况；分析了构造半长轴衰减观测量的依据，比较了不同观测弧长对弹道系数解算的影响；利用天宫一号数据对所提算法解算的弹道系数进行精度评估，并将解算结果在天宫一号陨落预报中进行验证。结果表明：基于TLE解算的弹道系数稳定、准确，适用于非合作目标轨道预报。

对于日益频发的机场航班延误，精准的航班延误预测是最重要的防范措施之一。通过谱图卷积将机场网络从不规则的图结构转换为规则的网络结构，利用图卷积神经网络（GCN）和门控线性单元（GLU）捕获网络中的时空相关性并组成时空卷积块，提出可以预测离港航班延误状况的时空图卷积神经网络（STGCN）。遴选美国51座枢纽机场构建机场网络，并预测未来一段时间内的机场离港准点率以检验STGCN用于预测航班延误的可行性。结果表明：当预测窗口为1天时，STGCN预测结果的平均绝对误差（MAE）相对于历史平均（HA）法、长短期记忆循环神经网络（LSTM）、堆栈自编码器（SAEs）分别下降了18.19%、10.45%、6.24%；当预测窗口为2天时，MAE分别下降了9.93%、3.96%、4.37%；当预测窗口为3天时，MAE分别下降了7.02%、2.47%、9.20%。实例证明STGCN相比传统模型能够显著提升航班延误预测的精度，并为机场制定延误决策提供参考指导。

针对遥感图像的自主定轨方法存在图像误匹配和匹配速度慢的问题，基于本体知识库理论提出一种判断遥感图像观测资料有效性的智能推理方法。对遥感信息进行预处理，用于提取特征信息；分析基于图像定轨的知识结构框架，利用本体技术构建相应知识库系统；设计图像模板选择和判误规则，调用推理机进行推理得出观测资料有效性。将所提方法应用于基于图像特征点的卫星自主定轨，验证了方法的可行性。仿真结果表明：所提方法通过图像匹配模板选择和图像判误推理，计算速度提高了59.58%，导航位置精度和速度精度分别提高了10.58%和12.49%，有效提高了卫星自主定轨精度。

针对激光增材制造构件的各向异性特征，开展超声波传播特性研究，并基于群速度测量结果对常规超声阵列全聚焦成像算法进行优化。采用CIVA超声仿真软件对含有横通孔和平底孔缺陷的试样开展全聚焦仿真研究，结果表明，材料的各向异性对超声阵列全聚焦检测的成像质量、缺陷定位精度和缺陷分布范围均具有明显影响；开展全聚焦成像检测实验，结果表明，优化后的全聚焦成像算法能够实现激光增材制造钛合金试样中直径0.8 mm平底孔缺陷的准确检测，成像阵列性能指标（API）值减小至0.43，缺陷定位误差缩小至0.54 mm，检测能力和定位精度显著提高。

几何布局对空基伪卫星导航系统至关重要，然而以往对其布局路径研究较少。为此，以基于平流层飞艇的空基伪卫星用最小能源代价获取最优导航服务效果为目标，分析了空基伪卫星几何布局对导航定位精度的影响，研究了平流层飞艇动力学模型、风场模型、能源消耗模型，阐述了基于平流层飞艇的空基伪卫星路径规划空间建立方法与路径表示方法，设计了融合导航定位精度指标和平流层飞艇能源消耗指标的路径规划代价函数，并在经典A^*路径规划算法基础上，构建了基于平流层飞艇的空基伪卫星路径规划算法，针对多种输入条件对算法进行了仿真验证。仿真结果表明：所提路径规划算法可以有效改善伪卫星网络几何精度因子，同时大幅降低平流层飞艇的能源消耗。

为了研究新型战斗机布局在Herbst机动中的非指令摇滚运动问题，研制了模拟Herbst机动运动的风洞试验装置，发展了运动/流动同步测量技术；借助试验装置，研究了尖侧缘机身布局在Herbst机动中的摇滚运动形态，找到了摇滚运动产生的主要阶段，分析了运动参数对摇滚运动的影响规律。结果表明：Herbst机动中的摇滚运动主要来自于俯仰拉起阶段，圆锥运动阶段对摇滚运动基本没有影响；在俯仰拉起阶段，摇滚运动随拉起速度可分为准静态区、过渡区和类正弦区；在快速拉起的类正弦区，当拉起减缩频率为0.01时，拉起中的摇滚运动曲线在俯仰角50°之前基本重合，在俯仰角50°之后较为分散，在一定的俯仰角范围内，拉起减缩频率可作为尖侧缘机身布局拉起摇滚运动的无量纲参数。

针对飞机在不同滑行状态与道面积水条件下的轮组滑水行为特征差异问题，开展道面积水附加阻力研究，改进基于道面对轮胎竖向支撑力指标的临界滑水状态判定条件。以空客A320机型主起落架为研究对象，建立双轮轮组-积水道面流固耦合滑水分析模型，对道面积水附加阻力影响因素进行规律分析。结果表明：积水附加阻力在轮胎临界滑水状态达到最大，所得临界滑水速度与NASA公式计算结果相差小于5%，且在滑水过后持续影响滑行状态，较道面支撑力更适合作为滑水分析指标；飞机着陆时轮胎高速接地可发生瞬时滑水，同等参数条件下道面积水阻力始终低于起飞过程，着陆阶段临界滑水速度较起飞阶段低8.3%~10.6%，着陆阶段飞机滑水风险更高，符合事故统计规律；轮辙变形改变道面积水条件并引起轮组内部滑水过程时空差异；仅对平整道面理想积水情况，道面积水阻力轮组系数可近似按轮胎数量计算，有轮辙道面条件下双轮轮组系数中位数低于2.0，造成着陆减速滑行过程延长。

针对空-油换热器的冷却换热问题，开展了竖直螺旋管中超临界RP-3航空煤油换热的数值研究。探究了不同运行参数和结构参数下的换热特性和换热机理，包括沿流动方向的平均换热情况和沿管道周向的局部换热情况。考察管截面温度和二次流的分布情况，通过流速和湍动能径向差别阐述了离心力对换热的作用机制，基于误差分析得到合理的换热关联式。结果表明：管下游表现为强化换热机制，低压力下还观察到局部传热恶化问题；离心力导致流体域温度横向异常分层，边界层厚度周向不均匀，管截面出现二次流；管外侧流速和湍动能高，换热显著优于管内侧；提高运行压力、降低热质比、增大绕径、增大螺距均抑制离心力作用，致使二次流强度减弱；Merkel换热公式可以较好实现螺旋管内航空煤油的换热预测。

平流层浮空器是开展临近空间应用的重要平台，其在不确定风场中的路径规划是开展应用的关键。研究对象是具有一定水平驱动能力的平流层浮空器，针对其低动态、大尺寸及易受风场影响等特点，基于马尔可夫决策过程（MDP）提出一种浮空器在不确定风场作用下的二维全局路径规划方法，寻找由当前位置快速部署到目标区域所需时间最短的最优路径。由于风场中可能存在误差，将风场不确定性引入MDP模型中，设计相关模型参数，建立确定风场和不确定风场2种环境模型。通过仿真，分析具有不同驱动能力的浮空器在2种风场模型下的区域可达性、最优路径和最优动作序列的选择，结果表明：最优路径和最优动作会根据起始点/目标点位置、浮空器水平驱动能力及风场模型的不同发生比较大的变化；浮空器的水平驱动能力越强，区域可达性越高，2种风场模型对浮空器的二维全局路径规划影响的差异也随之减弱。

为满足星载相控阵天线多热源、高功耗、大功率密度散热问题，设计了由外敷热管和预埋热管组成的十字交叉热管网络，将点热源转化为面热源，同时借助U型热管耦合+Z板与±Y板，强化蜂窝板间换热，通过有限元模型对整星进行热流分析，并进行试验验证。仿真结果表明：U型热管传导了32.9%的相控阵天线热耗，其中66.6%传导至处于阴影区的+Y板，33.4%传导至处于阳照区的−Y板。试验结果表明：整星在长时峰值工作模式下，热管自身温差小于1 ℃，相控阵天线温度满足接口要求。热管网络满足整星长时峰值工作散热能力需求，多次十字交叉热管网络得到验证，U型热管耦合+Z板和±Y板，解决了单个蜂窝板散热能力不足问题。

为克服实际工程应用中火焰辐射特性未知导致对火焰温度和辐射特性协同重建的低效率和低精度难题，结合主动激光层析吸收光谱和被动辐射成像技术，提出一种基于主被动层析融合的高温碳烟火焰多物理场协同重建的新方法。结合多谱段下激光层析透射测量信号和火焰自发辐射光场测量信号，根据火焰弥散介质辐射传输机理建立主被动层析的多场协同重建模型，对数值模拟高温碳烟火焰和耶鲁大学实验燃烧火焰的三维辐射物性场、温度场及气固两相燃烧产物组分浓度场的协同重建进行模拟研究，并对多种测量信号的随机误差进行误差传递分析。结果表明：当激光信噪比大于25 dB时，模拟火焰衰减系数场重建的相关系数接近1，重建的温度场与真值吻合较好；当激光信噪比大于30 dB时，实验火焰碳烟颗粒浓度场重建的相关系数接近1，温度场重建相关系数约为0.83；光场信号测量噪声对温度重建精度的影响比激光测量噪声显著，应尽可能保证激光与光场测量系统的标定精度。

为了避免离散整个结构，以及减少几何模型与离散模型之间的误差，提出一种改进的花朵授粉算法优化等几何边界元模型的形状优化算法。采用的边界元法仅需离散结构边界，简化了离散过程，且加入的等几何分析可提高计算精度。以最小化位移或应力为目标函数，以结构面积等于指定面积为约束条件，采用增广乘子法将约束优化模型转化为无约束优化模型；通过等几何边界元法对结构的受力情况进行分析；采用精英反向学习策略及大规模分布估计算法（LSEDA）改进花朵授粉算法，通过花朵授粉算法优化控制点的坐标值，并通过非均匀有理 B 样条（NURBS）基函数构建结构的边界，输出最优结构的形状。Ackley函数的测试结果表明：改进的花朵授粉算法14步收敛，而原始花朵授粉算法136步收敛，且所得最小值为8.881 8×10⁻¹⁶，小于0.001 4，改进的花朵授粉算法寻优能力更强。形状优化的计算结果表明：所提算法可有效求解二维等几何边界元形状优化问题。

为探究风扇和核心机对于巡航气动特性的共同影响，以350座的翼身融合布局客机为研究对象，采用改变核心机展向位置，在此基础上改变动力系统弦向位置和展向位置的方法进行研究。研究结果表明：巡航状态下，核心机位置对于整流罩表面压力分布和飞机气动特性影响较小，动力系统后掠角为−12°，弦向位置为0.8时，升阻比可达22.39；在动力系统面积和流量不变的情况下，缩小其展向宽度会导致升力减小、阻力减小、升阻比下降、抬头力矩增加；飞机在巡航迎角3.2°下达到最大升阻比22.39，升力系数在起飞迎角10°下达到1.054 1，满足起飞升力系数要求。

针对目前应用于航空发电机旋转整流器故障诊断中的人工智能算法存在诊断速度慢、参数选取困难等问题，提出一种基于互补式集合经验模态分解（CEEMD）与樽海鞘优化的极限学习机（SSA-ELM）故障诊断方法。在有限元软件Maxwell与Simplorer中搭建三级式电机模型，采集励磁电流信号，利用CEEMD将励磁电流信号分解为一系列模态分量，构建故障特征参量，再通过樽海鞘群算法（SSA）优化极限学习机的训练参数$ \omega $和$ b $，并对故障进行诊断，最后通过实验平台验证所提方法。结果证明了三级式同步电机有限元模型的有效性，所提方法相校于现有方法，具有更高的故障诊断准确率与分类速度。

为实现复杂室内环境下行人的精确连续定位，提出一种基于分层优化的多源融合定位方法。先利用Wi-Fi定位结果约束地磁匹配范围，再将粒子群优化(PSO)引入BP-AdaBoost集成学习算法，利用优化后的BP-AdaBoost-PSO算法融合Wi-Fi定位结果与约束后的地磁匹配定位结果。最后利用粒子滤波(PF)实现上述融合结果与行人航位推算(PDR)结果的融合定位。仿真结果表明：所提方法能够有效提升行人运动状态下的连续定位精度，并具有较好的鲁棒性。

为评估飞行员在执飞任务中的脑力负荷，建立了基于任务需求负荷（TDL）和人员负荷能力（SWC）的脑力负荷量化评估模型，并据此提出剩余脑力负荷（SMWL）和脑力负荷占用率（ORMWL）的评估方法。采用信息熵法对信息显控界面上的信息量进行量化。基于多属性任务组（MATB）平台设计的执飞情境实验，对15名被试人员在不同任务水平下的脑力负荷状态进行评估，以验证所建模型的有效性。结果表明：SMWL模型方法的脑力负荷值与NASA-TLX主观量表值存在显著相关性。此外，任务水平的增加对人员的脑力负荷值有显著的U型影响。因此，通过所建模型，基于SMWL和ORMWL的概念，可以对飞行员执行飞行任务时的脑力负荷进行实时、定量的评估，为脑力负荷的量化提供了一种新的思路。

混合极性Reed-Muller（MPRM）电路面积优化已成为集成电路设计领域的研究热点。MPRM电路面积优化是在众多的MPRM表达式中寻找与项个数最少的MPRM表达式，属于组合优化问题。为此，提出一种具有爆炸和重启机制的鲸鱼优化算法（ERWOA）。同时，提出一种多输出MPRM电路面积优化方法，该方法利用改进的鲸鱼优化算法和改进的混合极性转换算法搜索含与项个数最少的MPRM电路。基于MCNC Benchmark测试电路的实验结果表明：改进后的混合极性转换算法与基于列表技术的混合极性转换算法相比，转换效率最大提升了99.93%，与基于列表技术的极性间转换算法相比，转换效率最大提升了99.96%；改进后的鲸鱼优化算法与遗传算法相比，节省电路面积百分比最高为18.32%，平均为5.54%，与人工蜂群算法相比，节省电路面积百分比最高为14.41%，平均为5.00%。

针对实际系统中普遍存在的非匹配快变扰动和量测噪声问题，提出了一种基于双频扩张状态观测器（BESO）的反步抗扰控制方法。双频扩张状态观测器通过方向转换因子和双带宽比例因子调整观测器的带宽，在准确估计快变扰动的同时可避免放大量测噪声。在此基础上结合反步控制，形成一种逐级补偿的控制结构，通过Lyapunov方法设计了控制律，可保证系统对非匹配扰动的渐进稳定。针对工程应用，进一步给出了控制器参数调节的建议。将所提控制律应用于微型四旋翼无人机的定高控制，仿真结果验证了其补偿非匹配扰动和抑制量测噪声方面的有效性。

针对电静液作动器（EHA）功率密度高、工况复杂、元件集成度高、故障种类多的特点，设计了一种基于自适应神经网络鲁棒观测器的电静液作动器故障诊断与容错控制器。对模型的内部状态提出一种鲁棒观测器进行观测，对液压系统弹性模量等不确定性设计参数自适应率进行估计，对摩擦扰动等非线性设计径向基函数（RBF）神经网络予以逼近。通过前馈补偿的方法对故障和参数不确定性进行补偿，同时针对系统其他扰动设计鲁棒项加以克服。利用Lyapunov稳定性定理证明了所提出的控制器在存在故障的情况下可以实现系统的有界稳定。联合仿真结果表明：相对于传统的比例、积分、微分控制器（PID）和自适应鲁棒控制器（ARC），所提出的控制器具有更高的控制精度与鲁棒性。

针对近距离航天器编队在日地系人工L1点附近的飞行控制问题，提出一种将太阳帆推进技术与库仑力编队技术相结合的混合推进控制方法。通过控制从航天器太阳帆相对于主航天器的姿态角调整主从间光压力差，同时与主从间库仑力相配合，既解决仅依靠太阳帆控制而存在的欠驱动问题，又改善了库仑编队的可控性。以太阳帆圆形限制性三体问题(SSCRTBP)模型为基础，给出共线人工平动点位置的计算方法，并构造主航天器运行轨道；引入航天器间库仑力，推导出混合推进编队相对运动方程；设计了固定时间滑模控制策略，以从航天器太阳帆的2个姿态角和主从间电荷积为控制量，对编队构型进行控制，将其与LQR控制策略对比，仿真结果表明：固定时间滑模控制策略在控制精度、所需时间、能量消耗等方面均优于LQR控制策略。在时长3年的任务中，编队仅用23天就展开完毕，保持阶段基线相对误差小于1%，其他两轴误差在厘米量级，整个过程无工质消耗，对于今后开展长期深空探测任务具有重要意义。

在高动态场景下，干扰源相对于抗干扰天线快速运动，传统抗干扰算法会零陷失配，导致抗干扰性能失效。为此，提出一种极化空时多维域联合的协方差矩阵锥化（CMT）算法。基于Laplace分布构造锥化矩阵来模拟干扰运动状态，通过锥化矩阵与原始协方差矩阵重构新的协方差矩阵实现零陷展宽，结合最小方差无失真响应（MVDR）准则求解阵列权矢量。仿真结果从波束方向图、输出性能和卫星捕获结果3个方面证实了所提算法在干扰位置快变情形下的稳健性，即使在干扰信号和导航信号具有相同的方位角和频带时，也能有效抑制干扰。

螺栓连接结构的性能退化是航空发动机安全运行必须考虑的问题，螺栓连接预紧失谐这个概念可以表征螺栓连接结构的性能退化，并用预紧失谐量和预紧失谐比例说明预紧失谐的状态。在此基础上，将预紧失谐的概念与螺栓连接改进薄层单元法相结合，研究失谐螺栓连接对薄壁圆筒动力特性的影响。针对预紧失谐对薄壁圆筒的确定性动力特性进行分析，包括固有特性、稳态响应的影响，考虑螺栓预紧力的随机性，研究失谐螺栓连接对薄壁圆筒的概率性动力特性分析。研究结果表明：薄壁圆筒同阶固有频率的分离程度随着预紧失谐量的减小而增大，随着预紧失谐比例的增大呈现“双峰”特点；预紧失谐使得薄壁圆筒响应峰值对应的频率减小但幅值增大，随机预紧失谐使得响应峰值点的频带更宽，并且输入参数为指数分布时，输出参数为威布尔分布。