作为仿射非线性系统更一般化的描述，非仿射非线性系统所对应的实际应用更加广泛，也更贴近实际。因此，研究非仿射非线性系统的控制问题十分重要。然而，非线性系统的非仿射特性会使控制信号以非线性函数形式出现在闭环系统中，从而带来诸如控制方向未知、奇异、过零等问题。由此，解决非仿射非线性系统的控制问题面临着巨大的挑战。基于此，介绍了仿射、严格反馈和高阶系统的相关背景知识，总结和分析了解决非仿射非线性系统控制的3种解决思路，包括函数变换法、参考模型法和数据驱动法。在已有的研究成果基础上，指出非仿射非线性系统研究领域所面临的挑战和发展趋势。

针对轴承故障诊断中存在训练样本和测试样本分布不同及各类故障数据不平衡导致故障识别率低的问题，设计了一种基于改进残差网络(ResNet)的领域自适应故障诊断方法。在诊断网络第1层使用多维度卷积结构进行特征提取，得到不同维度的故障特征信息；在领域自适应层采用局部最大平均差异(LMMD)对齐源域和目标域的分布，获取更多细粒度信息；使用类平衡损失函数(CBLoss)解决不平衡数据的训练问题，以Adam优化网络实现故障诊断。实验结果表明，所提方法可在故障样本类别不平衡下有较高的诊断结果。在2个轴承数据集和采集的风力发电机数据上进行实验验证，结果表明，所提方法具有一定的优越性，在数据样本不平衡情况下，诊断性能优于深度神经网络和领域自适应网络等深度迁移学习方法，可作为一种有效的跨工况故障分析方法。

在目标尺寸变化、遮挡和出视场等复杂长时视觉跟踪环境下，现有基于深度学习的视觉跟踪算法很难对目标进行实时准确的跟踪。针对该问题，提出一种快速的长时视觉跟踪算法，该算法由一个快速短时视觉跟踪算法和一个快速全局重检测模块组成。在基准算法SiamRPN中加入二阶通道与区域空间融合的注意力模块作为短时视觉跟踪算法，在保证快速性的同时，提高算法的短时视觉跟踪精确度和成功率；为使改进后的短时视觉跟踪算法具有快速的长时视觉跟踪能力，在算法中加入提出的基于模板匹配的全局重检测模块，该模块使用轻量级网络和快速的相似度判断方法，加快重检测速率。在OTB100、LaSOT、UAV20L、VOT2018-LT、VOT2020-LT 等5个数据集上进行测试，实验结果表明，所提算法在长时视觉跟踪中具有优越的跟踪性能，平均速度达104帧/s。

针对惯量不确定性和执行机构故障的航天器姿态控制问题，提出了一种基于强化学习的预设性能容错控制方法。采用预设性能方法设计航天器的姿态控制器，以保证控制过程的暂态响应。为在线补偿惯量不确定，在预设性能控制器的基础上引入强化学习算法，使用评判网络近似代价函数，用于评估系统性能，同时使用动作网络产生前馈补偿控制，用于处理惯量不确定；设计自适应补偿控制，补偿执行机构故障和外扰动对航天器姿态的影响。基于Lyapunov稳定性理论证明整个闭环系统的稳定性。仿真结果表明：所提容错控制方法能够实现航天器执行机构故障情况下的稳定控制。

针对飞行员操纵驾驶舱拨动开关的反应时问题，通过搭建飞行模拟实验舱，采集飞行员操纵驾驶舱拨动开关的反应时数据，应用多因素方差分析方法，研究在多因素影响下，影响飞行员反应时的因素。结果表明：驾驶舱拨动开关位于飞行员正前方左侧水平斜向下45°的面板，反应时最短；规定正确的操作开关方向为向前为正，相比方向为向后为正，飞行员的操纵反应时更短；高负荷因素下，飞行员反应时更长；有灯光引导条件下可以降低飞行员的反应时；面板位置、负荷处理、灯光引导3种因素主体之间的交互作用对飞行员操纵驾驶舱拨动开关的反应时的影响显著。通过实验研究与数据处理分析，结果客观真实，有助于提升飞行员的飞行安全水平，也为操纵器件设计问题提供了基础实验研究和建议。

航班着陆调度问题已被证明是NP难问题，综合考虑多种实际情况，建立了时间窗约束的航班着陆优化模型，定义了紧致子序列概念，论述了其性质及左移、分割和合并的条件。在此基础上，提出一种基于紧致子序列的算法(CSA)求解固定顺序下航班着陆调度问题。按照航班的最优着陆时间排序，运用CSA计算出该顺序下各航班着陆时间；采用循环线性交换和循环线性插空策略微调该固定顺序，不断迭代逼近模型的最优解；采用OR-Library数据集进行验证。实验结果表明，CSA结合启发式微调策略求解结果明显优于位移决策算法DALP和仿生算法(BA)，与CPLEX、混合粒子群优化-局部搜索算法RH-HPSO-LS、细胞自动机优化(CAO)算法相近，在时间效率上明显优于对比算法；在小规模数据集上，计算精度与速度优势更加明显。CSA是一种确定性算法，不依赖于先验参数，具有更高的鲁棒性，保证了启发式微调策略不断逼近最优解。

像素偏振相机与传统光弹方法相结合是近20年来发展起来的一种新型应力测试技术，其克服了传统光弹方法抗环境光干扰能力弱、定量测试操作复杂、很难实现实时测量等缺点。基于此，介绍了该方法的工作原理，并通过2个实例展示了该方法在适应复杂环境及高精度测试方面的巨大技术优势。给出了该新型光弹技术的若干前瞻性应用建议，包括玻璃幕墙安装应力的高效率检测及钢化玻璃内部缺陷的在线检测等。

为提高钢轨打磨车打磨钢轨的平顺性及稳定性，提出以电动静液作动器(EHA)代替传统液压作动系统作为钢轨打磨车的专用执行器，考虑柱塞泵的总效率波动和液压缸动静摩擦差异大2个非线性因素，建立非线性数学模型；建立EHA的MATLAB、AMESim联合仿真模型，对PID控制、滑模变结构控制、反演控制进行控制策略对比研究，仿真分析验证反演控制在响应快速性及稳定性方面具有良好的表现。搭建四象限平台对EHA进行反演控制负载试验，结果表明：其位移控制精度达0.21 mm，具有较好的控制性能。

针对折叠翼飞行器（FWV）模型误差和抗扰动能力较差及自抗扰控制器（ADRC）人工参数整定难的问题，提出一种基于莱维飞行的改进平衡优化（LEO）算法。给出典型FWV动力学模型，基于ADRC结构设计一种FWV的姿态控制器；在此基础上用所提算法整定了ADRC参数，并从控制性能和抗干扰的角度对经参数优化后的ADRC和传统ADRC进行仿真对比；将所提算法与经典平衡优化算法、粒子群优化（PSO）算法等进行仿真对比。仿真结果表明：所提算法优化的控制器能提高FWV的控制精度和扰动抑制性能，验证了所提算法在解决ADRC参数优化问题时的优越性。对搭载优化后ADRC的样机进行实飞验证，结果表明：在风扰之下，FWV样机仍具有较好的飞行性能指标，进一步验证了所提算法优化的ADRC对FWV抗扰能力的提升。

为提升电力系统故障文本在实际业务场景中的分析处理速度，提出基于预训练与多任务学习的电力故障文本信息自动抽取模型。利用预训练模型学习电力文本词语的上下文信息，挖掘词语的一阶和二阶融合特征，增强特征的表示能力，利用多任务学习框架结合命名实体识别和关系抽取2个任务的学习，实现实体识别和关系抽取的互相补充和互相促进，进而提高电力故障文本信息抽取的性能。通过对某电力网数据中心的日常业务数据进行模型验证，与其他模型相比，所提模型提高了电力故障文本实体识别和关系抽取的准确率和召回率。

考虑空间太阳能电站(SSPS)在轨运行时帆板旋转所导致的系统变构型特征，提出一种变遗忘因子广义子空间跟踪器(VFF-GYAST)递推辨识方法，在轨辨识该时变动力学系统的模态频率参数，以提高GYAST方法对于这类时变系统的跟踪能力。基于模态综合技术和子结构方法，建立多旋转关节构型SSPS(MJ-SSPS)的时变姿态-振动耦合动力学方程；根据投影子空间理论，通过计算系统均方差来确定递推过程中的时变遗忘因子，以提高GYAST方法的跟踪性能并辨识得到系统的时变伪模态频率参数。数值仿真结果表明：所提方法能够有效地识别该大型柔性系统的时变频率参数。与传统的递推子空间方法相比，所提方法具有较高的抗噪声干扰能力，在低量测信噪比时所提方法对于频率辨识结果的相对误差的平均值小于5%，且对时变系统的跟踪性能优于基于固定遗忘因子的原始方法。

针对一类参数严格反馈型不确定非线性系统，考虑存在外界干扰的情况下，设计一种基于反推方法的自适应滑模区域到达控制器，提高系统对非匹配不确定性及未知干扰的鲁棒性。与传统的设定点控制或位置控制不同，区域到达算法的控制目标是一个以期望点为中心的目标区域。所设计控制器综合了人工势场法、自适应控制、反推技术、滑模控制和Lyapunov方法。利用人工势场法设计目标势能函数，将区域误差引入势能函数中，结合Lyapunov方法，可以实现对目标区域的到达跟踪控制。采用基于反推的区域控制思想，将高阶整体模型分解为低阶子系统，并分别设计相应的滑模面，同时在前n-1步中结合自适应律，能够在线估计非线性系统的不确定参数项，增加所设计控制器的适用性。基于Lyapunov理论证明闭环系统的全局渐近稳定性，仿真结果表明：所设计控制器有效。

机翼滑流区面积计算是进行倾转旋翼飞行器旋翼与机翼气动干扰分析的关键，针对倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积计算，基于CATIA二次开发和参数化设计技术，结合气动计算和三维几何图形运算，提出一种可视化计算方法，其能够在考虑机翼和旋翼参数影响的情况下，准确计算机翼滑流区面积，并且能够直观地确定机翼滑流区区域及机翼滑流区随各项参数的动态变化过程。通过基于XV-15倾转旋翼飞行器参数进行实例计算和分析，结果表明：机翼安装角、后掠角、上反角等机翼参数在纵向和侧向分析时对机翼滑流区面积影响较小；旋翼后倒角、侧倒角及旋翼主轴侧倾角等旋翼参数对机翼滑流区面积影响较大；在不考虑旋翼后倒角和侧倒角的情况下，采用所提方法对XV-15倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积进行计算，计算精度最大可提升18.976%。

面向小样本条件下的遥感图像目标检测任务，提出一种基于元学习的小样本遥感图像目标检测算法。针对遥感图像中目标尺度变化大、小样本条件下目标与背景易混淆的问题，在特征提取部分将单尺度重加权拓展为多尺度重加权模块，充分引入支持样本的先验知识以适应不同目标的尺度变化；为解决遥感图像目标类间相似性和类内差异性的问题，利用目标对于场景的依赖性设计了场景修正模块，对检出目标类别进行修正，并引入边际损失对特征空间内不同目标的特征分布进行约束。实验结果表明：所提算法在10样本任务设定上获得了较高的检测性能，在NWPU VHR-10和DIOR数据集新类别上的平均精度（mAP）分别达到了64.18%和37.27%。

再入飞行器的飞行过程需要跨越从临近空间到地面的广大区域。在此过程中，即便是微小的建模误差和外界扰动也有可能导致飞行器偏离原先目标点或超出约束边界。为使结果更加鲁棒，对一类不确定环境下的再入飞行器轨迹规划方法进行研究，并引入了数据驱动鲁棒优化的概念以处理不确定性，提出一种数据驱动鲁棒优化轨迹规划方法。所提方法的核心思想是利用不确定参数的历史数据，动态构造不确定集合，再用鲁棒优化的方法对包含该集合的问题进行求解。所提方法相比于传统的鲁棒优化或机会约束优化有两大优势：一是无须有关不确定参数分布或范围的先验知识，也无须其符合特定形式；二是通过在线构造数据驱动的支持向量簇，令优化结果不至于过于保守。为提高计算效率，根据再入优化问题的特点进一步对所提方法进行定制。给出了所提方法数值仿真结果与传统方法对比，以说明所提方法的有效性。

非均匀装药的复杂燃面退移与内弹道性能预示是固体火箭发动机设计的核心问题。建立非均匀装药燃烧的燃面退移数学模型，提出一种采用有限元法通过求解泊松方程逼近程函方程黏滞解的新方法（PEF）。所提方法可将燃面退移问题转化为特殊的稳态热传导问题，实现对几何形状不规则且燃速分布复杂的三维装药燃面退移的计算。考虑燃烧室压力变化等实际因素，在平衡压力假设下，形成了内弹道性能预示的4种计算模型。完成了二维星型装药、三维翼柱型装药和含金属丝的双推进剂装药的计算。计算结果表明：所提方法不仅可以高精度地适应多种推进剂构成的复杂交界面，而且可以直接在商业有限元软件的稳态热传导模块上应用和求解，充分利用商业有限元软件成熟的计算机辅助设计(CAD)建模、前处理、后处理及二次开发能力，实现了复杂燃面退移与内弹道性能预示方法的通用化和实用化。

将智能检测跟踪算法与无人机(UAV)的灵活性相结合是UAV应用的研究热点。针对UAV的视角及运动导致目标滑移和遮挡的问题，提出一种基于检测和重识别的UAV行人跟踪算法。对训练好的YOLOv5进行TensorRT加速，解决UAV计算资源有限的问题；以量化加速的目标检测算法与重识别算法为基础，构建行人跟踪算法框架；设计判定行人匹配度，完成行人匹配系统设计。仿真试验表明：训练后的YOLOv5和OSNet具备一定的精度，采用TensorRT加速后的YOLOv5网络在保证精度的情况下，帧率有了近50%的提升。飞行试验表明：所提算法在行人穿插及障碍物遮挡的情况下，可以实现对目标的稳定跟踪，具备一定的实用性和有效性。

针对缓冲行走一体式月面探测器将着陆缓冲与月面行走功能融为一体，导致设计优化困难的问题，提出一种综合考虑缓冲特性和行走特性的性能分析与优化方法。根据月面探测器着陆腿的功能需求，设计了构型为RUP-2RUPS的冗余自由度并联机构，并建立其参数化模型，该构型可通过运动副生效或失效实现缓冲和行走2种功能的构型切换。结合全因子实验方法分析月面探测器的两功能运动学特性与动力学特性，依据月面复杂着陆和行走工况，给出综合优化的目标函数和约束条件。在敏感度分析的基础上，利用随优化过程更新的全工况响应面模型与非劣排序遗传算法，完成月面探测器着陆腿构型参数的优化。所提方法在提高运算效率的同时，保证了每轮优化均能筛选出当前构型的最恶劣着陆工况，并计算其极限值。优化后，最大有效工作空间增加了8.7%，抗翻倒性能最小值提高了4.0%，抗底面触月性能最小值提高了0.2%，整体性能更优。

机载电源线通信(PLC)技术可以减少机载设备间布线的数量和复杂度，但电源线中多径分量衰减小，信道持续时间长，采用常规循环前缀(CP)设计方法，使用长度不小于信道最大多径时延扩展的CP，会导致容量非最优，可通过选择非充分CP，并结合加窗技术进行优化。基于此，采用对内外侧的子载波施加不同长度CP的边窗技术，以提高通信容量为优化目标，提出一种综合分析通信窗函数和内外侧子载波CP长度的参数设计方法。根据分段机载PLC通信的互连拓扑和频变阻抗，利用传输线理论，建立PLC信道衰落模型；分三阶段调整CP和窗函数参数，进行设计优化，第1阶段得到满足邻道干扰(ACI)约束下的最小加窗扩展长度，第2阶段在该窗函数条件下，调整CP长度增大系统容量，第3阶段通过边窗技术分别优化内外侧子载波，得到最终的优选参数。仿真实验分析表明：所提方法能够在减小ACI的同时避免正交频分复用(OFDM)符号的过度时域扩展，使保守的CP和窗函数选择导致的波特率损失得到改善，最终提高OFDM系统容量；同时，所提方法可以接近或达到全空间枚举的优化效果，且使计算量可接受。

针对气流扰动下空基回收拖曳系统在直线-盘旋转接段飞行过程中的拖曳浮标稳定问题，提出一种基于微分平坦理论的拖曳系统转接段运动轨迹的设计方法，通过设计母机运动轨迹间接地控制拖曳浮标沿着预设的转接轨迹安全、平稳、精准地转接飞行。采用质点-弹簧离散缆绳模型构建母机-缆绳-浮标组合体多体动力学模型；在证明拖曳系统具备微分平坦特性的基础上，以拖曳浮标三轴位置为平坦输出，所提方法以期浮标沿着预设安全转接段轨迹飞行；结合拖曳浮标直线飞行状态与盘旋飞行状态设计拖曳浮标转接段飞行轨迹。通过平静大气、多种常值风及阵风气流扰动场景下的仿真算例结果表明，所提方法能够实现拖曳浮标在直线-盘旋转接段的稳定飞行。

与地面网络设施相比，卫星的机载资源十分有限，面对用户地理位置及流量需求分布的不均匀，传统的固定分组和固定资源分配方式缺乏灵活性，限制了系统容量。基于地理位置的用户分组，利用相控阵天线产生的具有灵活方向和波束宽度的动态波束和跳波的时间分片技术，可以实现对卫星资源的合理分配和高效利用。在低轨多波束卫星场景下，利用P中心问题模拟用户分组问题算法对卫星用户进行分组，实现用户平均信息速率的最大化。基于分组结果提出一套适用于用户分组方案的灵活资源分配算法，并在最后加入一个组间资源调配的过程，以避免空闲资源的浪费。经过实验数据模拟和性能评估，所提算法比传统的用户分组和资源分配算法更能够有效提升系统吞吐量，降低用户平均排队时延。

基于连续损伤力学理论，提出了考虑真空化学热处理工艺影响的疲劳损伤模型及数值计算方法，研究了M50NiL轴承钢的旋弯疲劳损伤分析及寿命预测方法。给出了本构模型、疲劳损伤演化方程和理论模型中的材料参数标定方法，基于ABAQUS平台，通过编写UMAT子程序，实现了基于硬化层影响的疲劳损伤分析的损伤力学-有限元数值计算方法；对淬火回火、渗碳及碳氮复渗2种真空化学热处理的M50NiL轴承钢，开展了旋弯疲劳试验，分析了热处理工艺对疲劳性能的影响；基于提出的疲劳损伤模型及数值计算方法，预测了M50NiL轴承钢的旋弯疲劳寿命，并与试验结果进行对比，验证了所提方法的适用性。

过渡液相(TLP)扩散连接能够获得与母材组织性能相似的焊缝，因而成为航空发动机热端部件镍基高温合金结构的重要连接技术而被广泛应用。TLP扩散连接过程中液相的等温凝固形成不含析出物的固溶体组织是TLP扩散连接机制与过程动力学的核心环节，采用自行研制的镍基非晶态中间层针对GH3230合金的TLP扩散连接过程进行了研究试验，重点分析了不同连接时间条件下TLP扩散连接焊缝区域的元素扩散和分布特征，以中间层中Co元素为示踪原子，根据GH3230合金与中间层材料中的Co元素的含量分布状态判定等温凝固阶段前的液相最大宽度及等温凝固完成时间等重要参数，结果表明：液相最大宽度为72 μm，GH3230合金在1 180 ℃的焊接温度下TLP扩散连接等温凝固完成时间大于4 h。

翼型失速问题是风力机设计过程中需要重点考虑的气动现象，而引起失速的主要原因是附面层内流动能量不足，无法提供足够的附着力。利用翼型内部开槽，将大迎角状态时翼型下方的高动量气流引射进上部分离区可以有效解决这一问题。为了设计出具有更好气动特性的开槽翼型，研究了在不同宽度下2种不同形状的开槽对翼型气动特性的影响，通过观察不同开槽翼型的流场图和分析不同开槽翼型槽内、槽出口的气流流速，优化出具有更好气动特性的开槽翼型。经过优化设计的开槽翼型在深失速环境下，失速迎角增大了8°，相较于初始翼型，有了较大的气动性能的提升，并证明了开槽在较大迎角时有改善翼型气动特性的特征。

基于Tau-Omega模型提出一种涉及地面土壤湿度修正的星载全球导航卫星系统反射测量(GNSS-R)森林地上生物量反演方法。选择SMAP卫星的土壤湿度作为辅助数据，运用Tau-Omega模型对旋风卫星导航系统(CYGNSS)反射率做出改正，提高建模参数的准确性。将SMAP卫星提供的植被光学深度(VOD)和地上植被生物量(AGB)地图作为生物量参考数据，比较了改正前后观测值与参考数据的相关性变化。结果表明，改正后相关系数提升明显，改正后参数较反射率与VOD的相关系数从0.54提升到了0.67，与AGB的相关系数从0.46提升到了0.56。随后通过人工神经网络分别基于改正后的参数和反射率建立GNSS-R VOD和AGB反演模型。结果表明，所提方法能够有效提高VOD和AGB的反演精度，且在生物量水平较低的地区改进效果更优。对于VOD反演，改进后相关系数从0.70提升到了0.83，RMES从0.21降低到了0.17；对于AGB反演，改进后相关系数从0.61提升到了0.71，RMES从74 t/hm² 降低到了65 t/hm² 。

由于采用多个螺旋桨动力，旋转颤振成为分布式电推进飞机面临的重要气动弹性问题之一。基于机翼/短舱/桨耦合系统的运动关系及力作用关系，考虑机翼对螺旋桨的下洗和侧洗效应，推导出机翼、短舱和螺旋桨耦合系统的运动方程。将多套短舱/螺旋桨动力的陀螺力矩和螺旋桨非定常气动力引入机翼结构动力学模型，建立分布式电推进螺旋桨飞机颤振模型。通过对动力系统展向位置和动力系统数量的变参分析，研究分布式电推进螺旋桨飞机关键动力布局参数对旋转颤振特性的影响规律，并评估了2种典型的分布式电动螺旋桨飞机布局的颤振特性。结果表明：动力系统位于0.8倍翼展附近时，旋转颤振速度明显提高，而其他安装位置的参数不敏感。从翼根向翼梢逐渐增加动力数量的过程中，当动力个数少于5时，机翼的颤振速度对动力个数参数不敏感，而当动力个数增加至6时，机翼的经典颤振速度和旋转颤振速度均显著提高。在总刚度、总质惯量、总滑流效应和总功率等总体设计指标相当的前提下，动力系统相同分布式方案更佳，更有利于提高经典颤振速度和旋转颤振速度。

针对哈里斯鹰优化算法在求解多目标优化问题时种群多样性差导致算法容易陷入局部最优的问题，提出一种基于自适应高斯变异的多目标哈里斯鹰优化算法。为使解决方案更好地向Pareto前沿收缩，提出基于网格划分法的猎物位置定位方法；为提升算法收敛性能，将超出区间的种群个体位置更新为猎物位置；采用自适应高斯变异策略提高算法多样性和Pareto前沿种群粒子的均匀性。仿真结果表明：所提算法在求解多目标优化问题时，与多目标遗传算法(NSGA-Ⅱ)、多目标粒子群算法(MOPSO)、多目标灰狼算法(MOGWO)和多目标哈里斯鹰优化算法(MOHHO)比较，寻优精度增加了8.02%～51.34%，收敛速度增加了16.67%～40.74%，显著提升了所提算法的收敛速度和精度。

为了探究伴侧支血管的髂静脉压迫综合征出现典型症状的原因，对一典型伴侧支血管的髂静脉血流场进行了数值研究。通过调节多孔介质模型的黏性阻力系数模拟髂静脉压迫综合征发展阶段中的第二阶段和第三阶段，分析和对比了两个阶段的压力梯度、血液螺旋度和壁面切应力等血流动力学特征。研究结果表明，第三阶段的左髂静脉和下腔静脉之间的压力梯度为107 Pa，远大于第二阶段的31 Pa，但小于髂静脉压迫综合征的判断标准266 Pa。在第三阶段，侧支血管代替了左髂静脉进行回流。随着血流路径的改变，侧支血管和右髂静脉的血液螺旋度和壁面切应力远大于第二阶段。左髂静脉的长期堵塞，改变了红细胞的输运路径，延长了输运时间。尽管伴侧支血管的髂静脉压迫综合征能够进行下肢回流，患者仍呈现典型症状的原因可能是较大的压力梯度、较大的血液螺旋度、异常壁面切应力以及红细胞的输运迟滞长期的共同作用。

针对卫星星座自主导航系统中存在的模型不确定性及难以准确获取的时变系统噪声统计特性影响导航精度的问题，提出了一种系统噪声在线自适应调整的UKF算法。基于所提出的自适应UKF算法设计了一种基于星间相对测量的卫星星座自主导航方法，该方法结合奇异值分解和比例修正的采样策略，解决了应用UKF时易出现状态误差方差阵丧失正定性而导致的Cholesky分解无法进行的问题。通过在低轨区域星座和中轨全球星座上的仿真实验，验证了该算法在提高滤波精度以及改善状态估计置信度方面的有效性，所提算法的定轨精度优于EKF算法、自适应EKF算法以及基于对称采样策略的UKF算法。采用CRLB分析法对导航算法的估计性能进行了分析验证。

在大涡模拟中，研究了亚格子湍流辐射交互作用(SGS-TRI)对Sandia Flame D和Flame 4D(Scaled Sandia flame D)辐射源项的影响。模拟中，采用概率密度函数输运方程(TPDF)湍流燃烧模型模拟湍流燃烧过程，球谐函数(P1近似)法、灰气体加权和模型(WSGGM)模拟辐射换热。采用湍流涡团光学薄脉动近似(OTFA)处理滤波吸收项，分别采用考虑和忽略SGS-TRI的方法求解滤波发射项。结果显示，SGS-TRI仅在辐射源项本身数值较小的区域对时均辐射源项有相对较大的影响(最大为25%)；考虑和忽略SGS-TRI计算得到的时均温度以及CO₂浓度等径向分布基本重合(相对差别小于3%)。因此，亚格子湍流辐射交互作用对无碳烟湍流射流火焰(Flame D和Flame 4D)的影响较小。