复合材料在现代飞机结构中的应用越来越广泛，为了有效地对飞机机翼健康状态进行预测，提出了基于多元经验模态分解（MEMD）和极限学习机（ELM）的飞机机翼健康状态预测方法。以某型飞机复合材料机翼盒段为具体研究对象，对其进行冲击与疲劳加载试验，利用光纤传感器及其采集系统募集飞机复合材料机翼盒段的原始应变信息，对其健康状态予以表征。对所采集的原始应变信息进行MEMD分解，提取分解后各频带信号的能量熵作为表征飞机复合材料机翼盒段健康状态的特征信息，采用动态主元分析法（DPCA）将所提取的能量熵特征信息进行融合，采用融合后所得到的能量熵构建ELM预测模型，对某型飞机复合材料机翼盒段健康状态进行预测。试验研究表明，本文方法可以有效实现飞机机翼的健康状态预测，具有很好的应用前景。

针对线性Lamb波在监测闭合裂纹及微裂纹方面的不足，基于振动声调制理论，提出了一套板类结构中裂纹损伤定位方法。通过分析仅有高频（HF）激励和高低频（HF和LF）同时激励时，声波在含裂纹结构中的传播路径及其信号成分组成，提出了一种含损伤信息信号的提取技术，继而结合延时叠加算法，参考有基准的线性Lamb波损伤定位方法，对板类结构中的疲劳裂纹进行了定位成像。试验证明，该方法可在无需原始健康基准信号的前提下，有效定位出平板结构中的疲劳裂纹，为结构中接触类损伤的定位成像提供了思路。

研究了一种基于C-lens的光子带隙光纤准直器，由于光子带隙光纤准直器光纤端面没有反射，相比普通光纤准直器，其传输矩阵将发生变化。从高斯光束单透镜成像的一般模型出发，利用矩阵光学，在子午面和弧矢面推导了光线传输矩阵。结合实际应用中光子带隙光纤及C-lens透镜的参数，仿真分析了尾纤与C-lens透镜之间的间距及C-lens透镜的参数对工作距离和束腰直径大小的影响，理论得到了新模型下，光子带隙光纤准直器的出射光斑在子午面和弧矢面束腰直径和工作距离近似重合，相比普通光纤出射光斑的椭圆化程度小。研究结果对进行光子带隙光纤准直器及基于光纤准直器的光学器件设计与制作具有指导意义。

提出了一种变几何涡轮增压器用于发动机高空恢复功率的方法，并对其调节规律和相关特性进行研究。依据涡轮流动模型，分析了相同工况下不同喷嘴环开度对涡轮增压器工作的影响。在GT-POWER中建立了变几何涡轮增压发动机模型，通过全高度下不同工况的仿真分析，验证了变几何涡轮增压发动机恢复海平面功率的应用。结果表明，匹配了变几何涡轮增压器的发动机能够显著提高发动机高空可调范围，其使用升限从5 km提升到了6 km，对变几何涡轮增压器应用于恢复功率与喷嘴环开度的调节规律具有指导意义。

有效的再生制动策略能够增加电动汽车回收能量，提高其续航能力。通过汽车制动动力学以及相关法规的分析，提出了基于边界最大化的再生制动力分配策略，建立了基于制动踏板深度、车速、SOC的模糊制动意图识别模型，识别驾驶员制动意图；建立了基于电机效率曲线的电池充电保护模型，限制电池充电电流。通过对Cruise仿真平台的二次开发，研究本文提出的再生制动策略对于电动汽车续驶里程的影响。在新欧洲行驶循环（NEDC）条件下，该策略能够增加电动汽车续驶里程7.8%；在美国联邦环保局测试工况（FTP75）条件下，该策略能够增加电动汽车续驶里程27.3%。

针对机载对地观测载机长时间匀速直线飞行时分布式位置姿态测量系统（POS）姿态误差随时间积累的问题，基于载机有效机动能够提高分布式POS系统可观测度进而提高系统估计精度的思想，设计并对比多种机动方式下分布式POS系统的估计精度，并对机动后分布式POS系统进入测区前的滤波估计稳定时间、直线飞行成像时长和全球定位系统（GPS）基线长度进行了测试。仿真结果表明，设计的飞行轨迹能够提高成像段运动参数的测量精度，可为机载对地观测最优飞行轨迹的选择和设计提供理论指导。

为了进一步提高电子束流发生系统工作的可靠性和稳定性，提高电子束加工质量，采用AC-DC-AC-DC-AC-DC的拓扑电路、新型功率变压器、高压脉冲检测技术、优化的束流反馈控制与灯丝加热电流闭环反馈控制技术等，分别优化了高压加速电源、偏压电源与灯丝加热电源。将所研制逆变电源与150 kV/30 kW电子枪、真空系统等组成了一套电子束流发生系统，测试了该电子束流发生系统输出的高压、最大束流以及灯丝加热电流、偏压变化对束流输出的影响。试验结果表明：经过优化的逆变电源高压输出达到-150 kV，高压输出线性度较好，最大束流达到200 mA；高压、灯丝加热电流给定时，随着偏压降低，束流输出逐渐增大；高压、偏压给定时，随着灯丝加热电流增大，束流输出存在死区、线性增大区和恒流区。

后缘连续变弯度机翼在提高民用客机气动特性方面有较大的潜力，近年来被广泛关注。基于建立的全局优化设计系统，研究了机翼后缘连续变弯度对宽体客机翼身组合体气动特性的影响。首先，采用自由型面变形（FFD）技术建立了后缘连续变弯度的参数化方法。然后，采用RANS方程作为流场评估方法，针对翼身组合体构型设计点附近升力系数开展了机翼后缘连续变弯度气动减阻优化设计。最后，探索了仅外翼段后缘连续变弯度和内外翼后缘均连续变弯度优化设计结果的异同。优化结果表明，升力系数小于设计升力系数时，在只考虑外翼段后缘连续变弯度的设计中，不易实现激波阻力和诱导阻力同时降低，考虑内翼段后缘连续变弯度后，减阻量较前者更为明显；升力系数大于设计升力系数时，外翼段和内外翼的后缘偏转均可实现诱导阻力和激波阻力的同时降低，且减阻量相差不大。

采用数值模拟和理论分析相结合的方法，对高空长航时（HALE）菱形连翼布局无人机（UAV）的俯仰力矩非线性特性进行了研究。研究结果显示菱形连翼布局飞机具有2个明显的俯仰力矩非线性区域并存在上仰现象。通过采用湍动能来表示后翼受前翼尾流直接扫掠而导致的流场结构改变的强度和影响范围来解释其中一个俯仰力矩非线性区域出现的原因。通过分析前后翼流场分离的特性来解释出现另一个俯仰力矩非线性区域和力矩上仰的原因。研究了总体布局参数变化对菱形连翼布局无人机俯仰力矩特性的影响，结果显示通过调整总体布局参数可以有效地缓解俯仰力矩特性曲线非线性对飞行性能带来的影响。

在时间触发以太网（TTE）中，TT消息优先级最高，RC消息只能在TT消息调度的离散时间片内传输，因此，TT消息离线调度表的设计会对RC消息调度产生一定影响。针对这一问题，提出了基于最优时间片的改进加权轮询（MWRR）调度算法。首先，通过TT消息约束条件限制获得TT消息离线调度表，进而得到保证RC消息较大资源利用率的时间片信息；其次，在离散时间片对不同类型RC消息进行调度，并运用网络演算方法对其最坏端到端延迟进行分析；最后，通过实验仿真证实了本文算法不仅具有较低的复杂度和较好的公平性，保证了实际应用中算法的可行性，而且在时延性方面均优于先到先得（FIFO）、优先级（PQ）和加权轮询（WRR）调度算法。

DDES是广泛应用的一类RANS/LES混合方法，其通过引入延迟函数保证近壁区的RANS模化，对分离流动十分有效。目前DDES已发展了多种不同的延迟函数，但对各延迟函数的性能特点认识尚不够充分，尤其缺乏超声速流动中的相关研究。围绕DDES方法中不同延迟函数开展研究工作，选取超声速底部流动作为测试算例，通过与实验数据的系统对比分析，考察不同延迟函数在超声速分离流动中的分布规律、作用效果及模型求解能力。研究表明，不同延迟函数作用范围与求解能力存在差异，其中DDES-F₁能够在起到保护作用的同时不损害模型的求解精度，对该流动较为有效，所得结果与实验数据吻合较好。

针对考虑交会角约束的导引律在可用过载不足时将导致大的交会角误差问题，推导一种考虑时变过载约束的制导形式，而该导引律在实现较大机动的同时会带来较大能量损失，进而提出一种考虑导弹机动效率的多约束导引律。首先，应用最优二次型原理推导出一种时变控制项权系数的闭环制导形式；其次，将导弹机动时刻阻力系数引入时变权系数，并通过迭代分别确定可用过载与机动效率约束边界；最后，将时变过载约束表示成剩余时间的函数，代入制导指令，并进行弹道仿真。结果表明：推导的2种导引律均能较好地实现末端弹道成型要求，考虑机动效率的制导指令分配更为合理，并有效降低了拦截末端速度损耗，提高了制导精度与毁伤效果；且考虑机动效率的导引律中时变权系数无须配平求解，在保证精度的同时极大提高了迭代速度。

针对可压缩多尺度流动数值模拟特点，研究一种五阶高分辨率紧致型激波捕捉格式——紧致重构加权基本无振荡（CRWENO）格式。该格式利用非线性权系数将低阶紧致格式加权组合以达到高阶精度。在光滑区域蜕化成具有高分辨率的五阶线性紧致格式，在间断附近则能保持计算稳定无振荡。对CRWENO格式、目前广泛使用的加权基本无振荡（WENO）格式及两格式对应的线性格式（即五阶线性迎风格式和五阶紧致格式）进行数值性能研究，评估非线性权系数对格式耗散及频谱特性的影响。使用一维、二维、三维典型算例进行数值试验，探讨线性/非线性、紧致/非紧致格式在可压缩多尺度流动模拟中的优势和不足。结果表明，CRWENO格式在强压缩性流场模拟中能够稳定地捕捉激波，其紧致特性则改善了非线性格式普遍存在的耗散过大、分辨率较差的问题，使其能够清晰捕捉多尺度流动结构。因此，该格式在可压缩多尺度流动模拟中具有较大优势。

全球导航卫星系统反射（GNSS-R）技术应用过程中接收机的测试验证需要反射信号产生源，以降低成本。信号的模型是GNSS-R信号产生源中的核心。针对缺乏相应模型的问题，提出了一种根据双基雷达原理建立GNSS海面反射信号模型的方法。首先，在分析GNSS海面反射信号特征的基础上，选取了恰当的海面反射点。然后，计算了雷达方程中的散射系数和散射面积，从而得到相应反射点的反射信号功率。最后，对所求得的反射信号参数进行仿真验证。验证的结果表明，反射信号的相关功率曲线与ZV模型理论曲线的相关系数优于0.98，能够有效地用于GNSS海面反射信号的生成。因此，该方法可为GNSS-R信号产生源的研制提供一定的理论支撑。

针对超临界层流翼型设计问题，提出一种两轮优化策略。采用γ-Re_θt转捩模型耦合剪切应力输运（SST）模式的湍流模型对翼型边界层转捩进行预测。翼型几何参数化建模采用形状分类函数转换（CST）方法，设计变量为描述翼型几何特征的参数。第1轮优化的目的是尽量提高层流区域的比例，气动分析模型为基于Kriging模型的代理模型，优化算法为遗传算法，通过优化获得满足约束要求的层流翼型。第2轮优化目的是对第1轮优化获得的翼型进行微调，进一步提高翼型的升阻比，气动分析直接采用CFD程序，优化算法采用基于梯度的优化算法。算例表明，应用本文提出的两轮优化策略，可将超临界翼型NASA SC（2）0412优化设计成超临界层流翼型，翼型的上下表面层流区比例分别达到了55.5%和47.0%，升阻比提高了38.1%。

就建模层面而言备件相关的现有研究在考虑横向保障时存在一定的不足。本文选取三站点组成的备件供应保障系统作为研究对象，通过引入站点间的备件供应保障关系实现了将站点间备件纵向保障和横向保障的综合考虑。运用定量化的概率值表征站点间的备件需求关系，基于库存平衡理论建立了应得备件数量、初始库存量、可用库存量和备件短缺数之间的关系表达式。在建立单站点库存平衡方程的基础上，又依据三站点间的供应保障关系联立得到了三站点备件延期交货量方程组。对方程组解的情况进行了分析，在确定其解唯一性的基础上基于压缩映射原理给出了方程组的迭代求解方法。对于简单示例进行了计算，验证了模型的正确性和求解方法的有效性。

为保持飞行器在稀薄大气中的机动性，通常采用喷流反控制作用（RCS），但在超声速来流中，这会导致飞行器表面出现复杂的喷流干扰流场，对飞行控制造成了巨大影响。为提高对超声速条件下的侧向喷流控制作用的规律性认识，应用数值模拟方法，研究了超声速条件下的无舵光滑弹体和带尾舵的弹-翼组合体上的声速侧向喷流控制问题。开展了关于喷口布局对侧向喷流控制效果影响规律的研究工作，并通过引入法向干扰力沿程增长系数从定量角度加以分析。计算结果表明：在有尾舵的情况下，喷口位置的后移和马赫数的增加能够显著增强侧向喷流控制效果；当喷口位置位于舵面之前时，喷流干扰力放大系数随迎角增大而增大，随来流静压增大而减小；当喷流位置后移至舵面之后时，规律相反；在某些喷口位置和来流条件下，弹-翼组合体的侧向控制效果与无舵光滑弹体相比并不具备优势。

单模型在处理不等长序列数据关联时不能兼顾计算精度、复杂度和抗扰性，为此提出了基于多模型（MM）的不等长序列数据关联算法。将基于滑动窗口和动态时间弯曲（DTW）的不等长序列相似度度量模型作为MM的输入模型，以2种模型计算得到的时似变化比作为模型判断指标进行模型转换，实现了2种模型的优势互补，并得到模型的应用条件，最后输出MM作用后的不等长序列相似度，以此作为关联指标进行关联判定。仿真实验验证了MM关联算法在处理不等长序列数据关联的有效性，并对序列长度和突变率变化对关联效果的影响进行了分析。

介绍三相异步电机-轴向柱塞式电液泵（EHP）的集成结构与工作原理，计算电液泵机械损耗，在Ansoft软件中建立电液泵电机模型，仿真分析电液泵的电磁损耗，并在此基础上建立有限元耦合模型，借助Fluent软件仿真分析液压油在壳体内腔的流动与温度分布状态，以及关键零部件的温度分布。有限元分析结果表明，液压油可以在流道内充分流动，并且额定工作状态下，当进口液压油温度为35℃时，电机定子最高温度不超过58℃，转子最高温度不超过40℃，散热效果好于传统电动机-泵组。针对定子内部温度较高的现象，研究了定子四周打4个直径10 mm的通孔后的温度分布情况，并与打孔前进行了对比，结果表明，打孔后电机定子最高温度降低了0.6℃，局部区域温度降低超过3℃，散热效果改善明显。

介绍了光纤法布里-珀罗（F-P）传感器的传统解调方法，系统地推导了针对非本征法布里-珀罗干涉型（EFPI）传感器解调的三波长数字相位解调法的解调原理，仿真和实验分析了三波长数字相位解调法的解调误差。仿真分析结果表明，相位偏离正交关系是限制解调的最主要因素，要保证解调误差在15 nm以内，腔长变化应小于在正交腔长处2 μm的范围。采用3个独立的激光光源进行实验，实验结果表明，在正交腔长附近1 μm范围内变化，解调腔长误差小于12 nm，重复性误差小于10 nm，解调具有良好的稳定性。

针对运行态智能电表难以实现可靠寿命准确预估的问题，基于广义多应力加速模型，利用加速退化的试验数据研究并确定了智能电表的寿命分布规律，首先通过分析环境应力与Weibull分布模型参数的关系，建立了新的基于对数线性回归模型的多应力退化模型；之后提出了对该新模型的参数校正的方法，实现了正常应力水平下寿命分布模型参数的求解，获得了正常应力水平下智能电表的可靠寿命及其剩余寿命的预测结果；最后设置了正常应力条件，验证了该方法的可行性，为智能电表可靠寿命的综合评估提供了一种研究方法。

以氢动力超长航时无人机（UAV）为背景，针对其大展弦比轻质复合材料机翼，采用强耦合方法求解了几何非线性变形下的静气弹特性，对比了弹性机翼与刚性机翼的气动性能，并在此基础上，给出了一种刚性机翼的弹性气动力修正方法。结果表明：相比刚性机翼，弹性机翼巡航状态下的升阻比降低3.2%，滚转力矩导数和偏航力矩导数显著增大，对飞机的气动性能产生不利影响；基于刚性计算结果，对大展弦比机翼进行气动修正，是一种有效的大展弦比轻质机翼气动分析思路。

针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要，研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理，建立了支承松动转子系统动力学模型，分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件，即当转子动力特性对支承刚度变化敏感时，受支承刚度阶跃影响，支承松动转子系统会产生混沌运动。根据多支点转子系统动力学特性与支承结构位置、刚度的相关性，采用优化支承位置和支承刚度的方法，使转子动力特性对支承刚度非连续变化不敏感，为多支点高速柔性转子系统的动力学优化设计提供了设计途径。

根据瞬态通信信号和非高斯噪声的特点，建立了相应的信号模型，并利用希尔伯特-黄变换（HHT）处理非线性非平稳信号的优势，提出了基于改进HHT的非高斯噪声中瞬态通信信号的检测算法。该检测算法分为集合经验模式分解（EEMD）和固有模态函数（IMF）分量筛选两部分，首先经过加入随机白噪声多次试验取均值得到待检测信号的IMF分量，再结合各个分量与原信号的能量差异和相关性剔除虚假IMF分量，从而实现对混叠在非高斯噪声中的瞬态通信信号的有效检测。仿真在不同的条件下对比了本文算法与其他算法对信号的检测效果，结果证明本文算法能够有效克服HHT中存在的缺陷，实现对瞬态信号更为准确的分析和检测。

针对拦截空中飞行目标需要满足零脱靶量和攻击角约束提高导弹制导性能等问题，首先，利用考虑噪声干扰的扩张状态观测器对目标加速度进行估计，其次，改进一种非奇异终端滑模面，将自动驾驶仪视为理想环节，然后，基于终端滑模控制理论和有限时间收敛理论推导一种滑模制导律，最后，考虑自动驾驶仪二阶动态特性，将得到的滑模制导律结合动态面控制法提出一种新型制导律。分别以不同的攻击角对机动飞行和匀速飞行的目标进行拦截，大量仿真表明，所提制导律具有良好的制导性能，能够保证导弹在零脱靶量击中目标的同时达到期望攻击角。

在同时包含随机不确定性和模糊不确定性结构系统中，为了分别度量随机输入变量和模糊输入变量对输出响应的统计特征的影响，提出了随机输入变量和模糊输入变量的全局灵敏度新指标。在模糊变量可能性矩定义的基础上，分析了混合不确定性下输出响应的特征。从输出响应可能性矩的角度出发，以输出响应的可能性期望为例，通过比较输出响应有条件和无条件可能性期望的概率密度函数（PDF）的平均差异，分别建立了随机输入变量和模糊输入变量关于输出响应的可能性期望的灵敏度指标。讨论了所提指标的性质，并采用Kriging代理模型来提高混合不确定性全局灵敏度指标的计算效率。最后通过算例验证了本文所提方法的准确性和高效性。