电动静液作动器（EHA）是一种起源于航空领域的新型高性能伺服作动装置，正逐渐成为各类大型装备的通用基础元部件，鉴于其机电液控热多学科耦合较大且要达到的综合指标又高，所以迫切需要一套高效科学的设计方法。从EHA完整设计过程的角度，综述其中的设计方法，为今后EHA产品的设计开发流程提供了基本支撑和多样化的技术手段。总结出基于自动化系统设计和多学科联合详细设计的EHA设计方法，并对其中的综合指标建立、建模仿真、优化设计、控制设计等关键技术进行了分析，给出适合不同设计任务特点的各步骤实现途径。展望了自动化详细设计、基于模型系统工程、3D打印等最新技术在EHA设计中的应用，为后续进一步提升EHA设计水平提供了参考。

提出了一种全新的脉冲熔化极气体保护焊（GMAW）方法，并研制出新型超音频复合脉冲GMAW电源，即在传统脉冲GMAW电流基础上复合叠加频率为20~80 kHz、电流幅值为0~100 A、占空比为0%~100%的连续可调的超音频脉冲电流。设计了并联结构的主电路拓扑及MCU+DSP双处理器数字化控制系统，通过软件编程实现了电流给定信号与PWM信号的同步输出及不同逻辑组合，可实现不同工作模式的焊接电流波形输出。对电源输出电流波形的测试结果表明：本文所设计的超音频复合脉冲GMAW电源输出电流波形满足不同工作模式的设计目标，超音频脉冲电流频率在80 kHz时，仍保持较快的电流上升沿与下降沿变化速率。初步进行了铝合金平板堆焊试验，焊缝成形良好。

针对敌方防御区域内各种威胁，为了实现隐蔽突防并实施对敌有效打击，在突防过程中多无人机（UAV）编队需要进行重构控制，并且编队内的相互避碰问题与通信约束问题也需考虑。通过建立无人机虚拟领航编队模型并引入邻居集，采用分布式模型预测控制（DMPC）同时构建多无人机编队的重构代价函数，提出采用改进量子粒子群优化（RQPSO）算法进行求解，并将求解结果与采用粒子群优化算法的结果进行对比。仿真结果表明，本文算法能够有效控制多无人机编队完成自主重构，实现安全隐蔽突防任务。

针对某些生产系统存在等待时间约束及设备劣化引起产品质量损失这2个问题，构建了系统的缓冲区控制和预防性维护的联合优化模型。首先，利用伽马过程对下游瓶颈工作站的劣化过程进行建模，并考虑由于其状态劣化引起的产品质量损失；其次，在此基础上，将工件的到达、中间缓冲区及下游工作站的加工过程视为一排队系统，引入M/G/1/K排队模型分别求解了在制品（WIP）被阻塞和超出等待时间约束的概率；最后，以最大化系统的“有效产出”为目标，对系统的预防性维护和缓冲区控制作了联合优化。数值实例表明：本文所提模型是切实、有效的，对带等待时间约束的生产系统的缓冲区控制、预防性维护以及产出提高具有一定的指导意义。

将分段线性逼近与迭代求解的思想扩展到对导弹的时变速度进行分段预测，给出了适用于反舰导弹速度时变情况的大前置角下比例导引律和偏置比例导引律的剩余时间估计算法。该算法在现有分段迭代算法的基础上，依据闭环形式的反舰导弹速度微分方程，分转弯平飞段和近似直线飞行段2种情况，对导弹未来速度的大小进行分段迭代预测并对剩余时间估计进行修正。算法中还给出了偏置比例导引律作用下近似直线飞行段剩余飞行航程的估计公式。仿真结果验证了本文算法的有效性。

针对飞机蒙皮对接时，因搅拌摩擦焊（FSW）工艺窗口狭窄易致底部虚焊、弱连接等缺陷问题，为了探索更适合大飞机蒙皮长程稳定焊接的新方法，设计了超声辅助搅拌摩擦焊（UAFSW）与FSW的蒙皮连接对比试验，采用1.8 mm厚度的2524-T3铝合金进行了同种工艺条件下的UAFSW与FSW焊接，对表面成形良好、内部无缺陷的FSW与UAFSW焊缝，进行了拉伸、金相、扫描电镜观察等对比分析试验。结果表明，与FSW焊缝相比，UAFSW焊缝缺陷率明显降低，工艺窗口扩大；UAFSW焊缝表面纹理更细密，层叠现象消失；UAFSW焊缝的平均抗拉强度略高于FSW焊缝，达到母材强度的90.7%；UAFSW焊缝的平均延伸率则比FSW焊缝高20%左右。研究发现，超声的加入使UAFSW焊缝微观组织更细更均匀，晶粒尺寸变细小，且晶粒沿轧制方向的规律性被打乱，呈现无明显方向的杂序排列。

针对直升机配平模型为多元且初始值难以确定的非线性方程组，以及全局最优解不唯一等问题，发展了一种基于遗传算法/拟牛顿法的高效混合迭代算法。介绍了直升机各个模块动力学方程。其中在旋翼建模中，考虑实际飞行环境下桨叶的运动和操纵特性，以动态入流和叶素法为理论基础，建立了具有配平特性的旋翼气动力模型。基于直升机飞行仿真动力学模型，详细推导了前推/后拉的配平变量和约束方程。通过构造目标函数，将全机配平问题转化为优化问题。通过计算UH-60A直升机在前推/后拉的配平解，并与飞行测试数据进行比较验证。结果表明，前推配平结果与飞行数据有偏差，后拉配平结果与飞行数据吻合。旋翼非定常气动特性是引起总距和脚蹬配平计算误差的主要原因。建立的配平算法适用于直升机不同稳定飞行条件下的仿真。

以某款自动变速器为研究对象，对齿轮振动机理和斜齿轮修形减振降噪方法开展深入研究。采用SimulationX仿真和试验方法，确定对系统振动贡献量最大的齿轮对；采用有限元法进行内部激励详细分析，包含传递误差、接触斑点、啮合冲击和轮齿的热变形；在考虑齿轮温度场影响前提下，以传递误差波动小、消除啮合冲击和齿面接触状态良好为优选目标，经大量仿真结果对比，确定修形方案。修形后试验结果表明，齿轮修形方案可行，改善了齿轮传动状态，有效地减小了变速器的振动噪声。

基于工业生产线实际需求，设计了新型2-2PRUR并联机构，进行运动学分析的同时基于散点图对工作空间进行了优化。提出了通过拆分动平台为两部分并加装行星轮系以解决四自由度并联机构过约束及增大转动自由度转角的方法；运用坐标法写出机构约束方程并求解位置正反解；利用位置反解方程解的散点画出机构工作空间，同时以散点数最大为原则运用遗传算法对工作空间进行优化，获得了合理的结构参数。为此类并联机构的研究和应用奠定了基础。

为了提高翼伞的飞行性能，需要研究伞衣织物透气性对翼伞气动特性的影响。使用不可压雷诺时均Navier-Stokes（RANS）方程模拟伞衣外部流场，建立了包含附加动量源项的多孔介质域控制方程模拟伞衣，对2种透气性材料模型和无透气性影响传统模型的气动特性和流场分布进行了二维和三维定常数值模拟。数值结果表明，求解多孔介质域控制方程可以得到较准确的伞衣透气速度，伞衣表面的湍流度急剧增加；使用较大透气量材料制作伞衣时，升力系数大幅下降，阻力系数大幅上升，同时会造成内腔泄压影响翼伞的外形保持；使用微透气量材料制作伞衣时，升力系数在小迎角时小于不透气模型，在大迎角时大于不透气模型，较小的透气速度能在大迎角时延缓边界层分离。

针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求，研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W（Clohessy-Wiltshire）方程的解析解，提出了双水滴拼接绕飞构型，并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计；推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系，得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞，比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明，双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论，为工程应用提供参考。

针对双星对地面已知高度目标辐射源到达时间差（TDOA）和到达频率差（FDOA）无源定位过程中存在卫星1位置矢量、两卫星位置矢量差以及两卫星速度矢量差三者共面问题，提出了一种获得目标位置三维解析解的算法，并指出当且仅当两卫星位置矢量和速度矢量四者共线时才无解。分析了共面但不共线和共线2种情况，给出了不同情况下的解析解，并且当两卫星位置矢量共线时可以将定位问题化简为简单的一元二次方程求解问题，可以有效降低求解复杂度和减少虚根数量。此外，当三矢量共面时还可以改善星下点区域的定位精度。仿真实验验证了所提算法的有效性。

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型，以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象，分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果，提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标，并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求，并且能最多降低8%的直升机需用功率，为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。

针对高超声速飞行器强非线性，强耦合与高度不确定性的特点，提出一种基于高阶跟踪微分器的减步控制方案。将高超声速飞行器纵向模型表达为严反馈形式。在反步法设计框架中，引入跟踪微分器，利用其对给定信号任意阶导数精确估计的能力，计算第1步设计中产生的虚拟控制量的导数，并直接获得第2步实际控制量，从而将设计步骤从3步减少为2步。且在每步设计中将参数不确定性与外部扰动建模为等效干扰，设计扩张状态观测器获得等效干扰估计值，继而在控制器设计中进行补偿。利用Lyapunov方法证明闭环系统稳定性。仿真结果验证了所提控制方案对不确定及干扰的抑制作用，且跟踪精度优于传统动态面方法。

高超声速气动加热严重，考虑热化学非平衡对气动热环境影响，可以为热防护系统设计提供有效保障。采用Park和Gupta热化学非平衡模型，数值计算研究5组元（N₂，O₂，N，O，NO），17组化学反应的热化学非平衡效应对高超声速飞行器气动热环境影响，并与完全气体和热化学平衡模型进行对比分析。热化学非平衡模型流场温度及激波距离均比完全气体模型小。激波后气体密度因离解、化学反应而增大，且气体密度越大，激波距离越小，热化学平衡模型激波距离最小。完全气体和热化学平衡模型热流载荷计算值均比实验值偏大。Park和Gupta热化学非平衡模型数值计算激波距离及气动力载荷差别小。Park模型热流载荷计算值偏大，Gupta模型与实验结果相符，它可对气动热环境可靠预测。

变体飞行器可以在不同的飞行环境及飞行任务下自适应地进行结构变形，从而确保飞行过程中具有最优的气动性能。以一类翼展可变的飞行器模型为对象，研究了一种针对非仿射参数依赖结构的线性变参数（LPV）系统的控制问题。在Jacobian线性化基础上，将变体过程中的非线性模型精确拟合为以翼展变形率为时变参数的LPV系统。与大多数LPV控制不同的是，此系统为多项式参数依赖结构，不具有仿射参数依赖形式。利用线性分式表示（LFR）将具有非仿射参数依赖结构的LPV模型转换为等价的线性时不变（LTI）系统。为保证变体过程的稳定，针对此LFR形式的变体模型，在满足二次Lyapunov稳定的线性矩阵不等式（LMI）条件基础上，设计了一类基于状态反馈的H_∞控制器。仿真结果表明，上述控制器在外部存在干扰的情况下，能够保证变体过程的全局稳定性。因此基于LFR转换的控制器设计方法不再局限于仿射参数依赖形式，对于广泛LPV系统具有普遍适用性。

诱饵的检测是拖曳式诱饵（TRAD）干扰对抗的基础。对单脉冲雷达有无拖曳式诱饵干扰下平衡鉴相器（BPD）输出角误差信号进行了推导，根据平衡鉴相器的原理，得出了目标和诱饵干扰信号间的多普勒频率差会影响角误差信号的结论。当不存在拖曳式诱饵干扰时，经低通滤波器处理后角误差信号无变化；当存在拖曳式诱饵干扰时，经低通滤波器处理后角误差信号交流部分被滤除，角误差信号发生变化。根据诱饵存在与否时角误差信号的这一差异，利用门限检测实现对诱饵干扰的检测。仿真分析了不同干扰场景下的检测性能，验证了本文方法的有效性。

为实现对机载设备工作状态的在线状态预测，提出了一种稀疏核增量超限学习机（ELM）算法。针对核在线学习中核矩阵膨胀问题，基于瞬时信息测量提出了一个融合构造与修剪策略的两步稀疏化方法。通过在构造阶段最小化字典冗余，在修剪阶段最大化字典元素的瞬时条件自信息量，选择一个具有固定记忆规模的稀疏字典。针对基于核的增量超限学习机核权重更新问题，提出改进的减样学习算法，其可以实现字典中任一个核函数删除后剩余核函数Gram矩阵的逆矩阵的前向递推更新。通过对某型飞机发动机的状态预测，在预测数据长度等于20的条件下，本文提出的算法将预测的整体平均误差率下降到2.18%，相比于3种流形的核超限学习机在线算法，预测精度分别提升了0.72%、0.14%和0.13%。

设计了一种腿臂融合的四足机器人，其具有腿臂功能复用的分支，不仅可以实现行走，还可以进行操作。对该机器人的行走模式和操作模式进行了研究，首先，建立了机器人单腿运动学模型，推导出机身整体的逆运动学；其次，对腿臂功能复用分支的5自由度操作臂模型进行了运动学分析，提出了欠自由度操作臂保证末端位置和末端姿态2种情况下的逆运动学最优求解方法，并分别给出了位置或姿态偏差；然后，建立了支撑面、支撑腿、本体、操作臂所组成的串并混联机构的运动学模型，利用本体位移补偿操作臂末端位置偏差，从而实现操作臂末端精确操作；最后，对机器人本体、操作臂以及串并混联机构的工作空间进行了仿真，并利用实验验证了该机器人腿行走和臂操作的功能。

压缩感知（CS）能够突破Nyquist采样定理的瓶颈，使得高分辨率信号采集成为可能。重构算法是压缩感知中最为关键的部分，迭代贪婪算法是其中比较重要的研究方向。对压缩感知理论进行了详细分析，并在现有重构算法的基础上提出了一种新的迭代贪婪算法——正则化稀疏度变步长自适应匹配追踪（RSVssAMP）算法，可在信号稀疏度未知的情况下，结合正则化和步长自适应变化思想，快速精确地进行重构。相比于传统迭代贪婪算法，本文算法不依赖于信号稀疏度，并且应用正则化以确保选取支撑集的正确性。此外，应用自适应变化步长代替固定步长，能够提高重构速率，而且达到更高的精度。为了验证本文算法的正确性，选取高斯稀疏信号和离散稀疏信号分别进行仿真，并与现有算法进行比较。仿真结果表明，本文算法相比于现有算法可以实现更加精确快速的重构。

采用数值模拟方法研究了蜻蜓双翼做间歇性拍动运动时的气动特征。计算结果表明，在所研究的雷诺数工况下（Re=157），模型翼的平均升力系数和平均推力系数随着间歇占比的增大而减小，前段下降较快，中段下降平缓，后段下降至零。其中平均推力系数受到的影响相对平均升力系数更大，当连续飞行转变为间歇性飞行时，短暂滑翔初期和短暂滑翔稳定阶段均大幅削弱推力系数，共占42.7%；而对于升力系数，短暂滑翔稳定期对升力系数的削弱作用很大，占41.4%，但短暂滑翔初期却对平均升力系数的提高贡献8%。间歇拍动飞行能够提高蜻蜓飞行的升推比，当滑翔时长占间歇飞行周期之比为0.3时，平均升推比接近为1。

为扩展4轴机床的加工能力，使4轴机床具有使用鼓形刀具加工叶轮类零件的能力，将4轴机床扩展至4+2轴机床。从机构学角度对4+2轴机床进行运动学分析，证明了4+2轴加工方法的刀具姿态具有一个可优化的角度。根据机床运动链模型，推导了机床半联动轴参数与刀具姿态角度、联动轴运动参数之间的运动变换关系，得到了求解切触点处刀位信息的方法。根据对复杂曲面的几何分析、刀具干涉和机床运动范围，给出了一种4+2轴加工叶片的2个半联动轴参数选择方法。推导了4+2轴加工方法的刀轨生成算法。通过4+2轴叶轮加工实验，验证了4+2轴加工方法的可行性。实验结果表明，4+2轴加工方法生成的刀轨可用，使用4+2轴加工方法加工叶轮叶片的方案是可行的，具有生产应用价值。

针对目标散射特性空变效应以及多方位角图像信息冗余的问题，提出了一种基于小波变换和边缘检测的多方位角SAR图像融合方法。首先，将图像进行小波变换，完成低频信息和高频信息的分离，实现图像的多分辨表征及序贯图像多方位角信息的融合；然后，利用改进的Robinson算子增强图像的轮廓特征；最后，融合实验和定量评估结果证明了本文所提融合方法的有效性。

针对传统预测校正算法在再入过程中弹道性能与约束无法保障等问题，提出了一种基于倾侧角参数化的离线弹道优化与在线预测校正相结合的再入制导方法。基于平衡滑翔条件对过程约束进行分析，并证明了倾侧角剖面对射程的单调性。离线部分通过控制量参数化（CVP）方法构建控制模型，并使用序列二次规划（SQP）方法对弹道进行优化，从而大幅度提高弹道性能。在线部分利用Gauss-Newton法实时对弹道进行迭代求解，得出满足终端约束的倾侧角剖面，引导飞行器平稳、精确地飞向末端能量段并满足射程约束，Gauss-Newton法求解弹道具有收敛速度快、精度高的特点。针对高升阻比飞行器导致平衡滑翔条件难以成立以及飞行过程中的强干扰使约束超出的问题，提出了一种约束限制方法，对再入时的过程约束进行了有效的保障。仿真结果表明，本文方法对投放偏差、飞行器参数与大气模型等不确定因素具有良好的鲁棒性，对弹道性能的保障具有工程应用价值。

通过引入一致性理论针对电磁航天器编队相对位置协同控制问题设计了自适应协同控制器。分析了电磁航天器编队的基本原理，建立了电磁航天器编队相对运动精确的非线性动力学方程。基于电磁力远场计算模型的不确定性，对相对运动动力学模型进行了修正。在电磁力计算模型不确定和航天器间存在通信时延的条件下，对位置跟踪控制的目标设计了自适应协同控制器。考虑到电磁航天器磁矩产生能力的不同，给出了通过优化进行磁矩分配的方案。通过仿真表明：所设计的自适应协同控制器不仅实现了对期望轨迹的准确跟踪，而且相比人工势函数法，暂态维持编队构型的能力提高了4.9倍，并且所给出的磁矩分配方案实现了磁矩的合理分配。

为提高调频多普勒引信抗调幅干扰性能，定量研究了调幅干扰对其作用机理，以信干比（SJR）增益作为表征参量定量研究了不同调幅干扰作用下调频多普勒引信的抗干扰性能。详细推导了正弦波调幅、方波调幅和三角波调幅干扰作用下调频多普勒引信的信干比增益，并对其进行了仿真验证。定量分析、仿真与引信实验测试结果表明：在调幅干扰下调频多普勒引信总信干比增益在10 dB量级；调频多普勒引信抗各种调制样式调幅干扰能力相当，对调幅干扰调制样式不敏感；调幅指数对调频多普勒引信抗干扰性能基本无影响；减小多普勒滤波器带宽可以一定程度提高调频多普勒引信系统抗干扰性能。

针对传统识别模型存在的参数规律描述不全面的问题，提出一种适用于多功能雷达（MFR）的层级模型，该模型通过任务、状态、参数3个层级反映了MFR系统的运行机制，并依据不同的参数变化规律，设定多种函数进行描述，能够反映信号的联合变化和统计信息，较统计和脉冲样本图模型具备更好的识别效果。在层级模型基础上，针对MFR状态转移估计方法存在的鲁棒性、估计准确率不佳的问题，引入目标运动状态信息，构建双链隐马尔可夫模型（HMM），进而利用D-S（Dempster-Shafer）证据理论优化估计结果，提出一种基于HMM的雷达状态转移估计方法，实验结果表明，提出的方法较改进前具备更优异的鲁棒性和估计准确率。