随着纤维增强复合材料主承力结构在多领域内的广泛应用，疲劳成为复合材料结构设计必须面对的问题，出现了大量用于复合材料结构疲劳寿命预测及损伤演化的分析模型与方法。目前的复合材料疲劳性能分析模型可以分为疲劳寿命模型、唯象模型和渐进损伤模型。对这3类模型的发展情况进行了综述和对比分析。其中，疲劳寿命模型原理相对简单，适用于工程结构的寿命估算；唯象模型建立了材料剩余强度/刚度与循环数的数学关系，可以预测结构的寿命与材料剩余力学性能；渐进损伤模型不仅可以预测结构寿命和材料剩余力学性能，还能分析结构疲劳损伤机理。对各类疲劳性能分析模型的发展趋势进行了讨论。指出了降低实施成本和提高通用型是各类疲劳性能分析模型有待解决的问题。

为获取实时、精确的船舶升沉运动信息，根据船舶升沉运动模型和频谱分析方法，建立描述惯性测量单元（IMU）的加速度测量信息与船舶升沉运动状态量关系的解析模型。基于无迹卡尔曼滤波（UKF）算法非线性滤波的特点，进行升沉运动滤波解算。通过仿真分析证明了所提方法在船舶升沉运动测量中的有效性。利用三自由度平台升沉运动测量实验验证，结果表明，同一模型下，相比于扩展卡尔曼滤波（EKF）算法的解算结果，所提方法具有更快的收敛速度和更高的测量精度；对船舶升沉位移的估计精度达到最大升沉幅值的5%，可以得到精确、无时延的船舶升沉运动信息。

航天器的发电能力与太阳电池阵有效发电面积成正比。针对圆柱形载人航天器，提出了一种体装太阳电池阵有效发电面积计算方法。首先，将太阳电池阵沿圆周方向划分为多个子阵，通过坐标变换，计算太阳矢量与每个子阵法线的夹角（即太阳入射角）；然后，将每个子阵面积与对应太阳入射角的余弦相乘并求和，得到体装太阳电池阵的有效发电面积。对不同轨道日照角、不同飞行姿态下体装太阳电池阵有效发电面积进行仿真分析，仿真结果表明：三轴对地姿态下平均有效发电面积为安装面积的25%~32%，通过固定角度偏航可将有效发电面积提高至安装面积的30%~44%。

针对自重载荷悬臂梁结构拓扑优化末端区域材料分布不收敛的问题，提出了一种拓扑优化方法。根据虚功相等原理，利用四节点矩形单元的形函数、单元体积密度和质量的关系建立了载荷等效方法。根据优化模型的Kuhn-Tucker条件推导出了导重准则，以及目标函数的灵敏度公式和考虑自重载荷拓扑优化的迭代算法。针对自重载荷作用下悬臂梁结构拓扑优化存在的末端区域材料分布模糊问题，研究了变密度法和非结构质量相结合的求解策略，揭示了典型因素对拓扑结构的影响规律。结果表明：所提方法能够解决自重载荷下悬臂梁末端区域材料分布模糊问题。

针对标准遗传算法求解装载方案时存在收敛速度慢、易早熟、寻优结果欠佳的问题，基于拟人装载策略，提出了一种以集装箱空间利用率最大为目标，考虑货物装载顺序、体积、质量、重心、不重叠等多种实际约束的改进遗传算法。首先，采用与货物放置状态相结合的实数编码，随机产生初始种群；然后，在常规选择操作中加入最优解保存策略，并将稳定性、支撑限制、重心约束考虑到进行线性尺度变换后的适应度函数中，以此来计算每种装载方案的评估值；最后，输出评估值最高的方案作为最优装载方案。实验采用异构性不同的测试算例进行性能测试，结合3组具体货物装载数据证明算法的普适性与实用性。结果表明：所提算法在求解强异构货物装载过程中具有较好的优化效果，适用于求解集装箱装载问题。与标准遗传算法相比，收敛性与搜索速度有所提高，2种不同箱型的集装箱空间利用率分别提高了3.82%和3.66%，运行时间分别缩短了7.9 s和5.58 s，能快速找到最优装载方案，可有效解决规则、不规则集装箱的货物装箱问题。基于MATLAB软件实现装载方案的可视化，为集装箱的实时装载决策提供了理论基础。

随着中国神舟飞船系列任务和空间站建设任务的稳步进行，中国航天员将面临频繁的在轨出舱作业任务，航天员出舱活动范围将逐渐增大，作业位置也将频繁变换，传统安全绳已无法满足使用要求。提出了一种基于恒力矩弹簧驱动的航天员出舱可伸缩安全系绳设计方案，并优化设计方法。对可伸缩安全系绳的核心部分——驱动单元进行设计，研制航天员出舱可伸缩安全系绳样机，并完成功能性能、环境适应性和驱动单元寿命试验验证。结果表明：所提方案可顺利完成钢丝绳收放，且实测收绳力、放绳力与理论值基本吻合。方案具有体积小、质量轻、可耐大量级振动和高低温环境等优点，其驱动单元满足10 000次的长寿命使用要求，可用于后续工程产品中。

用缩比模型测量结果预估是研制阶段获得大尺寸目标雷达散射截面（RCS）的常用方法，但根据经典电磁相似理论，严格满足缩比条件的涂覆吸波材料缩比目标测量难以实现。针对涂覆吸波材料缩比目标的RCS预估问题，提出了采用多元对数线性回归模型的预估方法。设计了2组圆柱模型，在微波暗室中对缩比因子分别为1、2、4、8的2组模型进行了测试。在完成角度矫正等数据预处理基础上，将缩比模型RCS数据作为训练集代入模型当中求得参数，对原模型的RCS进行预估并与实际实测数据进行对比分析。结果表明：所提方法预估数据与实测数据曲线拟合度较好，相较于传统平方率模型，误差下降了3~5 dB，在回归模型中加入吸波材料因子后误差进一步下降了0.3~0.8 dB。

抬升角的存在对昆虫飞行时的气动力会产生不同程度的影响，其对昆虫飞行动稳定性的影响也非常值得探索。首先，求解Navier-Stokes方程得到了有抬升角时食蚜蝇的纵向与横向稳定性导数；然后，用特征模态分析法研究其动稳定性。结果表明：有抬升角时，在侧向来流作用下食蚜蝇的滚转力矩对应的导数比无抬升角时明显减小，而其余导数无明显变化，导数减小是由于抬升角的存在使得有侧向来流时因左右翅举力不同产生的正向滚转力矩数值明显减小，而由侧向力产生的负向滚转力矩数值略有增大，从而使得其总的负向滚转力矩数值增大；但有侧向来流时滚转力矩所对应导数的减小并未引起食蚜蝇飞行动稳定性的改变，其纵向和横向的特征模态仍与无抬升角时相同。

一端固支、一端受集中载荷的欧拉梁受载问题是一种基础的力学模型，具有重要的理论研究意义。针对传统的线性求解方法在大变形分析中不适用及无法计算中心定向受压杆在载荷系数超过临界值后屈曲变形的问题，提出一种非线性精确解来进行受集中载荷梁的大变形计算方法。通过椭圆积分形式来推导受集中载荷梁的变形表达，考虑在固支梁自由端加载任意角度下的定向载荷及随动载荷，给出形式统一的梁大变形方程，求解一定载荷因子系数及载荷方位角组合下的变形结果；同时利用此形式对定向受压杆的平衡分支解问题进行了分析。所提方法计算结果准确，可以应用于弹性欧拉梁受定向及随动载荷的大变形分析。

针对现有的分组交织器识别算法计算复杂高且容错性差缺点，从分组交织后的同步码分布规律出发，提出了一种新的识别算法。首先，利用数据矩阵统计特性，给出了在任意矩阵列数下，同步码和随机业务数据位置上的概率密度分布函数，基于最小错误判决准则，设定了同步码检测门限，同时基于3倍标准差准则，求解出稳健的交织周期识别门限；其次，分析了数据矩阵中每一行与每一列累积量之间的对应关系，提出了一种快速交织周期遍历方法，使得数据矩阵的构建次数大大减少；最后，总结了4个分组交织后同步码分布规律，通过遍历同步码序列，利用同步码之间的位置关系，实现交织同步位置、分组交织列与交织行参数快速识别。仿真结果表明：所提算法具有较强的低信噪比容错性，在信噪比为-6 dB条件下，参数识别率能够达到98%以上，同时与现有的算法相比，其性能提升4~10 dB且计算效率明显提高。

滚动轴承的准确故障诊断是确保机械设备安全可靠运行的必要手段。针对多故障、长时间序列的滚动轴承振动信号，提出了一种基于深度残差收缩网络(DRSN)模型的故障诊断方法。首先，根据采集到的滚动轴承数据构造故障样本，针对多种故障类型下的长时间序列的振动信号，按照一定尺寸将长时间序列矩阵化，构成多故障类型的灰度图故障样本。从正常到故障的滚动轴承性能退化过程，通过多个采样点的随机采样，构造全寿命周期的故障样本用于故障诊断。其次，在多层深度学习模型基础上，将残差收缩网络模块加入到卷积神经网络(CNN)中构建深度残差收缩网络模型用于故障诊断，其中通过将残差项加入到网络中训练解决了多层网络模型的模型退化问题，利用软阈值化实现了样本降噪。最后，为了验证所提方法的有效性，采集了滚动轴承的多故障时间序列样本和全寿命周期故障样本用于故障诊断。实例验证的结果表明：所提深度残差收缩网络模型在处理含噪声样本时仍具有良好的鲁棒性，多层网络模型下没有明显的网络退化，能够保持较高的故障诊断正确率。在处理2种轴承故障数据集时，与其他模型相比，所提方法训练误差更低，平均故障诊断正确率提高1%~6%。

为保证在轨机动实时性和高精度的要求，提出了一种基于机器学习的在轨实时机动决策方法。通过优化算法离线获得摄动下的精确解，减去二体解得到速度增量差，将其投影到轨道坐标系获得速度增量摄动修正项，以此作为神经网络输出，设计网络参数并训练得到摄动修正网络、组合应用摄动修正网络和二体解实现高精度的在轨实时轨道机动决策。仿真结果表明：卫星按照该决策机动完成后的终端位置偏差与按照优化算法给出的决策机动完成后终端位置偏差精度一致，且前者决策耗时仅为后者决策耗时的0.01%左右。所提轨道机动决策方法兼顾了精度与实时性，适用于星上决策。

为研究多变量区间数据的降维和可视化，采用包含中心点和半长对数值的二维数组表征区间数据，建立了区间数据的代数运算法则，并在此基础上提出了一种新的区间数据主成分分析(PCA)方法。对区间半长取对数的处理保证了最终得到的区间主成分半长非负的合理性，计算过程简单、复杂度较低，并且使得降维前后样本集合中点点之间相对位置的改变尽可能小。通过对高维空间进行变量降维，从而多种经典的统计分析方法能够得到运用，同时能够在低维空间中描绘原始高维空间中的样本点，使得多变量区间数据的可视化成为可能。仿真实验结果表明了所提方法的有效性。

近年来，利用周期结构中弹性波禁带特性减振的研究思路受到了广泛关注。针对以往周期结构难以实现宽频且可调禁带的问题，设计了一种含电路网络的压电周期结构。该结构中的弯曲波和电路网络中的电波通过压电效应可以产生一个较宽的耦合禁带，且通过调整电路参数就可以达到调节禁带位置的目的。首先，为了高效计算该结构的波动特性，开发了适用于压电周期结构的减缩波有限元算法，该算法可以在保证结果准确性的基础上节约90%以上的计算时间。利用该算法研究了压电材料尺寸和形状对耦合禁带性能的影响。结果表明：相同电学参数下，随着压电片尺寸的增大，耦合禁带向低频移动，且禁带带宽增加；相同面积下含圆形和方形压电片的机电系统内耦合禁带差异较小，即形状对耦合禁带的分布影响不大。其次，针对不同尺寸和形状的机电系统，设计了电学参数使得在同一频率附近产生耦合禁带，并分析了其性能差异。最后，为了证明耦合禁带的减振效果，设计了一种有限压电周期板模型，其强迫响应的结果证明了耦合禁带对结构内弹性波可以进行有效调控。

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响，优化设计了旋流畸变网以模拟旋流，利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应，获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明：优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大，但会导致压气机效率下降，稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速，压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%，在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角，导致气流叶背分离、叶片通道堵塞，最终导致压气机失稳。

为了克服钟差和卫星位置误差对脉冲星方位误差估计的影响，设计了两步卡尔曼滤波（TSKF）算法。首先，介绍了脉冲星方位误差估计的传统模型，并通过分析和仿真验证了钟差、卫星位置误差以及2种误差同时存在时会使脉冲星方位误差估计结果产生较大偏差。其次，在传统的估计模型中加入了钟差和卫星位置误差，并将钟差和钟差变化率增广为新的状态量，从而推导出包含2种误差的新模型，并证明了该模型的完全可观测性；根据该模型并按照两步卡尔曼滤波原理，得到了TSKF算法的步骤。最后，通过仿真表明：在钟差和卫星位置误差同时影响下，传统脉冲星方位误差估计算法偏差较大且发散；TSKF算法则能够有效隔离2种误差的影响，使赤经和赤纬误差估计达到0.2 mas之内的精度。

星基增强系统（SBAS）是向用户提供完好性信息的广域增强系统，涉及生命安全领域。为了提高SBAS系统的抗欺骗能力，基于椭圆曲线数字签名算法（ECDSA）提出面向北斗星基增强系统（BDSBAS）的电文认证设计方案。根据国内商用密码标准椭圆曲线（SM2）算法进行相应参数设计和电文排布方案，并描述了空中密钥更新（OTAR）的电文播发策略。为了进一步对试验方案进行验证，采用蒙特卡罗OTAR仿真器，基于3种播发调度算法进行仿真试验，通过调整权重对不同情况下OTAR电文接收时间进行分析。仿真结果为具体情况下OTAR电文方案播发调度的选择提供了重要参考依据。

自适应噪声对消在很多领域有着重要应用。为了进行自适应噪声对消，提出了一种新的最速下降算法。该算法主要原理是对多元二次函数进行降维处理，使其变成一元二次函数，再应用抛物线的性质分别循环迭代地求解每一个维度上的极值。在自适应噪声对消应用中，所提算法与传统的自适应算法进行对比，具有收敛速度快，滤波效果好，滤波效果可调节，抗恶劣信噪比以及急剧变化信噪比，不需选择迭代步长，适合计算机和可编程硬件实现等优点。

卫星遥感监测器下的机场区域多类目标检测在实际生活中有着重大的军用和民用意义。为了有效提升机场区域遥感图片的检测精确率，以主流目标检测方法中更快的区域卷积神经网络（Faster R-CNN）为基础框架，针对数据侧提出了ReMD数据增强算法。同时使用更具深度的残差神经网络（ResNet）以及特征融合部件-特征金字塔网络（FPN）来提取机场区域目标更鲁棒的深层区分性特征。在末端检测网络添加新的全连接层并根据目标的类间关联性组合softmax分类器以及4个logistic regression分类器进行机场区域多类目标的精确分类。实验结果表明：相比原网络改进后的网络带来了11.6%的多类平均检测精确率的提升，达到了80.5%的mAP，与其他主流网络进行对比也有更好的精确率；同时通过适当减小建议区域的输入量，可以在降低3.2%精确率的前提下将0.512 s的检测时间提速3倍，至0.173 s，根据具体任务可以合理权衡精确率和检测速度，体现了该网络的有效性以及实用性。

针对无人机（UAV）的航迹规划问题，提出了一种基于混沌多精英鲸鱼优化算法（CML-WOA）的航迹规划方法。首先，在已知飞行环境下，建立3D飞行空间模型和航迹代价模型。通过引入罚函数，将有约束3D航迹规划问题转化为无约束多维函数优化问题，利用CML-WOA求解模型来获得最优航迹。其次，为克服WOA易陷入局部最优的缺陷，引入立方映射混沌算子改善初始种群，增强种群多样性，并通过自适应框架融入正余弦算法（SCA），利用多精英搜索策略有效地提高了算法开发能力和探索能力。最后，使用贪婪策略保证了收敛效率。通过20个基准函数测试和航迹规划仿真实验对提出的改进WOA进行验证。结果表明：所提算法相对其他算法，寻优性能明显提升，具有较强局部最优规避能力和更高的收敛精度与收敛速度；能够稳定快速地规划出代价最少、满足约束的安全可行的飞行航迹。

为了更好地了解细长旋成体背部绕流非对称涡的形成机理，研究了头部带扰动块对细长旋成体背部绕流结构的影响，通过雷诺平均Navier-Stokes（RANS）法对细长旋成体模型在攻角5°~60°范围内进行仿真。在攻角分别为20°和30°时对是否添加扰动块模型进行对比，分析了不同截面绕流沿轴向位置的发展，提出了验证拓扑结构的一种方法，找到了各流态下奇点的位置，通过涡核位置对模型背部绕流的发展进行了分析。研究表明：添加已知规则扰动块可以加快各绕流结构间的转换速度，使非对称涡产生的攻角减小。

以5A06-O/7A05-T6异种铝合金钨极氩弧焊（TIG）对接接头为对象，通过疲劳试验数据和断口形貌分析，研究了气孔缺陷和未熔合缺陷对焊接接头疲劳性能的影响规律及机理。结果表明：气孔缺陷和未熔合缺陷对5A06-O/7A05-T6对接接头的疲劳性能均产生不利影响，且缺陷的大小、位置与载荷的交互作用是影响疲劳裂纹提前萌生的主要因素，同一应力水平下，疲劳裂纹更易萌生于尺寸较大且位置更接近于材料表面的焊接缺陷处，而随着应力水平的降低，焊接缺陷对焊接接头疲劳性能的不利影响更为显著；与气孔缺陷相比，未熔合缺陷边缘的应力集中效应更明显，更易导致疲劳裂纹萌生，且焊接接头组织相较于焊接母材组织更脆，疲劳裂纹以穿晶和沿晶形式交替扩展，使疲劳寿命进一步缩短。