机载射频（RF）线缆是传输信号的主要介质，其回波损耗等性能参数影响飞机通导系统的工作，目前存在多种非标准接口线缆，需采用精密的转接引线，但其对阻抗、传输损耗等参数要求较高，且易发生性能衰减，导致测试结果产生较大误差。因此，针对应用精密转接引线进行测试时存在的问题，提出了基于TRL的非标准接口机载射频线缆测试方法。利用级联传输参数矩阵的方法对转接引线与待测线缆进行建模；利用改进的TRL校准方法对转接引线的参数进行去嵌入获取待测线缆的散射参数，进而评估机载射频线缆的性能。应用所提方法进行机载射频线缆测试实验，结果表明：除个别谐振点外，回波损耗最大误差约为1 dB，传输损耗最大误差约为0.2 dB，验证了所提方法的可行性和有效性。

为应对新冠疫情影响背景下客机航线中断导致客机腹舱运力减少的风险，以最小的成本提升航空物流网络的鲁棒性，提出不确定客机腹舱运力情境下全货机航线配机及路径优化问题研究。以网络总成本最小化为目标，考虑“客机腹舱+全货机”的运输方式、城市间的航空货运需求、运输距离等因素，建立了客机腹舱运力不确定环境下航空物流网络鲁棒优化模型，并采用列与约束生成（C&CG）算法对模型进行有效求解。通过S货运航空公司案例数据，研究航空物流网络航线优化布局问题。通过案例分析证明，运用两阶段鲁棒优化方法，可有效降低航空物流网络受客机腹舱运力减少导致的成本变动；在客机航线完全中断的状况下，所提方案可以降低航空物流网络20.7%的成本。运用两阶段鲁棒优化方法有利于决策者灵活进行全货机配机选线，在客机腹舱运力不确定影响背景下兼顾航空物流网络的经济性和鲁棒性。

为实现对锂离子电池热失控气体成分及危险性进行快速分析，提出了一种基于激光拉曼光谱气体检测技术结合经验公式的分析方法。利用自主设计搭建的锂离子电池气体检测平台，使用不同荷电状态（75%、100%）和不同正极材料（LCO、NCM）的18650型锂离子电池对热失控气体成分及爆炸危险性分析方法进行验证。结果表明：相同荷电状态（SOC）下，NCM电池比LCO电池在热失控后释放的可燃气体量更多，100%荷电状态的NCM电池在热失控后容器内部CO占比高达22.02%，随着荷电状态的增加，锂离子电池热失控生成的可燃气体量增加。不同实验工况下，锂离子电池热失控后的气体仍具有较高的爆炸风险。研究结果证明了激光拉曼光谱气体检测技术检测锂离子电池热失控气体的可行性，为热失控气体成分和爆炸危险性的快速检测及分析提供了理论依据和技术支撑。

航班离港延误是民航界一致关注并希望解决的重点及难点问题。针对航班离港延误产生原因不明晰及因果影响强度不确定的问题，提出了BLCNS-LV-IDA因果分析框架，从因果推断的角度出发，在航班地面保障业务范畴领域内，从定性和定量2个层面对航班离港推出延误进行因果分析。以航班离港推出延误时长为目标变量，基于特征选择和极大祖先图贪婪搜索(GSMAG)算法结合的BLCNS局部因果网络结构发现算法，构建因果网络模型；根据得到的因果网络，基于LV-IDA算法对各等价网络中的边缘进行因果效应评估。实验结果表明：BLCNS局部因果网络结构发现算法在处理变量较多的大样本数据集时有一定的优势，在50节点集的1000、5000、10000样本量下，F₁值较基线算法分别提高了−0.303、0.008、0.132，呈明显上升趋势，且在运行时间方面至少缩短16.29%。节点间的因果效应明确了各节点对航班延误的具体影响强度，为航班保障的精细化管理、减少航班延误提供了指导。

针对空间正则相关滤波(SRDCF)算法正则权重固定和模型退化等问题，提出了一种基于显著感知与一致性约束的目标跟踪算法。提取方向梯度直方图特征、浅层特征及中层特征进行融合，提升物体外观模型的表达能力；通过显著性检测算法获得初始帧的显著感知参考权重，建立正则权重在相邻2帧之间的关联；最小化实际一致性响应与理想一致性响应之间的差异，约束一致性水平防止滤波器模板退化；提出一种动态约束策略，进一步提高跟踪器在复杂场景下的适应性。在OTB2015、TempleColor128和UAV20L公开数据集上对所提算法进行测试，实验结果表明：相比于SRDCF算法，所提算法在OTB2015数据集上距离精度提高了0.108，AUC提高了0.077，速度为22.41帧/s，实时性较好。

为研究10 cm口径发散磁场离子推力器内部的放电过程并对后续工程改进提供参考，采用COMSOL多物理场耦合软件建立推力器放电模型，获得关键放电参数，并根据试验结果进行验证。模拟结果表明：放电室内部上游磁极和下游磁极之间形成具有强烈发散特性的磁场，并在正交电场的影响下，使电子发生以磁力线为导向中心的霍尔漂移运动；放电室内部气体压强分布均匀且基本在0.1~0.11 Pa范围内，大部分区域的中性原子密度约为1.5×10¹⁹ m⁻³，流体速度在0.2~0.9 m/s的范围内且呈现明显的黏滞流特性；电子密度峰值出现在阴极出口区域，约为8.57×10¹⁸ m⁻³，阳极壁面附近及栅极上游区域的等离子密度约为6.8×10¹⁷ m⁻³。试验结果显示：采用E×B探针测量得到双核离子占总束流离子比为14.1%，根据COMSOL计算值得到的0.353 mA束流理论值与0.323 mA的束流实测值比对误差为9%，误差主要来自于仿真条件设置及试验测量。研究结果可为离子推力器工程化改进提供快速的放电参数分析及优化设计参考。

超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰，且高速喷流会改变主流的激波系结构，进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象，对不同短舱布局开展数值模拟研究，揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的影响规律。数值模拟运用有限体积法在直角网格上求解流体控制方程进行，通过伴随自适应网格加密生成高分辨率网格以精确捕捉近场过压信号。结果表明：发动机进气道唇口激波、尾喷口后缘激波及尾喷流与机体机翼引起的激波系存在强烈的相互干扰，一定程度上增加了近场过压幅值，从而增强了声爆强度。短舱沿弦向前移及置于机翼上方可以有效降低声爆强度，沿展向外移通过抑制尾部各激波的合并也可有效降低声爆强度；在相同总推力前提下，相比三发构型，双发构型能有效降低后体激波强度，但较大尺寸的短舱引起较强的进气道唇口激波。综合考虑喷流噪声和气动阻力因素，翼下双发布局对于新一代超声速民机并非最佳选项。

在软件故障自动化定位过程中，如果在给定的测试用例集合情况下故障在故障疑似度列表种排名不高，比较有效的方法为补充新的测试用例。如何在较小的代价下提升故障的可疑度排名是一项具有挑战的工作。提出一种基于改进遗传算法(IGA)的测试用例生成方法，利用软件故障定位的疑似故障排名，来辅助生成软件故障定位过程中的测试用例。依次对所提方法进行阐述和分析，在6个C程序和2个Python程序上开展实验，实验结果表明：所提方法自动生成的测试用例能够有效地帮助提高故障定位的效率。

星基增强系统（SBAS）能为航空、航海等生命安全领域提供完好性增强服务，针对SBAS服务的欺骗风险，面向北斗星基增强系统（BDSBAS）发展，提出基于中国商用密码标准算法的时间效应流丢失容错认证机制（TESLA）电文认证方案。阐述SBAS电文认证架构与TESLA认证原理，开展基于中国商用密码标准算法的BDSABS认证电文编排及空中密钥更新（OTAR）的电文播发设计，针对L5I与L5Q开展认证时间间隔和最大认证延迟等指标的理论分析，进一步从OTAR信息权重和解调错误率2方面仿真首次认证时间指标。仿真结果能为基于TESLA协议的BDSBAS电文认证提供一定的理论支持。

针对飞机轮胎滑水行为的随机性和模糊性特征，提出基于正态云模型的滑水安全评价分析方法。引入变权理论动态调整权值，采用惩罚性变权函数降低常权权值对评价结果的主观影响。构建飞机轮胎滑水流固耦合仿真分析模型，选取飞机轮载、滑行速度、积水厚度、道面摩擦系数及刻槽深度作为风险影响因素，基于单因素云模型数字特征及变权向量求解综合隶属度，建立多元决策下的飞机滑水风险等级及划分标准。以某山区多雨机场轮胎滑水事件为实例进行验证，结果表明：以传统临界滑水速度指标进行条件判定仅得出允许起降的一般结论；对比常权和变权评价结果，工况1安全系数由1.09提高至1.17，工况2由2.09提高至2.94，可定量描述道面起降环境差异，滑水风险仍在可接受范围内，变权评价结果偏于保守；工况3安全系数由3.13提高至3.74，滑水风险上升至Ⅳ级，即使道面积水厚度符合上限要求，轮胎滑水发生几率仍有可能显著提高，与实际风险情况基本一致，对道面运行安全分级管理具备参照性。

航空机群保障涉及要素广、策略多、交互性强，仿真分析方法是开展飞机保障决策与评估研究的热点和难点。提出一种机群保障仿真评估方法，建立多智能体(Agent)功能类型与交互关系模型；对多Agent结构进行定义，并建立模型；以五型飞机构成的航空机群为仿真对象，以任务成功率为保障指标进行案例验证与仿真计算分析。结果表明：各型飞机平均故障间隔时间（MTBF）、设备故障平均修复时间（MTTR）对任务成功率的影响总体趋势相似，随着MTBF的增加任务成功率提升，随着MTTR的增加任务成功率降低。所提方法能够为航空机群维修保障智能决策提供一种可行、有效的方法手段，支撑基于模型的智能决策优化实现。

针对传统图像融合方法因分解工具的局限性使融合图像边缘出现伪影与亮度、对比度下降的问题，提出一种基于梯度保边多层级分解(GEMD)与改进脉冲耦合神经网络(PCNN)的红外与可见光图像融合方法。利用梯度双边滤波器(GBF)与梯度滤波器(GF)构造一种多层级分解模型，将源图像分解为3层特征图与1个基础层，且每层特征图有细、粗2个结构；根据各特征图所包含信息特点，分别采用在输入刺激中引入改进拉普拉斯算子来增强对图像中弱细节信息捕捉的PCNN、区域能量和对比度显著的融合规则进行子图融合，得到各子特征融合图像与基础层融合图像；将各子融合图像进行叠加，获得最终融合图像。实验结果表明：所提方法在视觉效果方面与定量评价方面均有所提高，提高了红外与可见光融合图像的亮度与对比度信息。

在推进剂储罐服役期内，准确地对裂纹缺陷进行分析，掌握储罐存在裂纹缺陷情况下的可靠状态，既可保证发射场的安全，亦可有效避免不必要的恐慌，为应急预案的制定提供参考。基于区间理论与失效评定图理论，提出一种非概率失效评定图（NFAD）可靠性分析方法。有效解决了工程实际中难以准确获得失效评定点与失效评定曲线情况下，推进剂储罐裂纹缺陷的可靠性分析问题。结合实例参数对所提方法进行验证，结果表明：无需精确失效评定图与失效评定曲线，所提方法可对储罐裂纹缺陷的任意状态进行分析，并可以充分考虑分析中的不确定性，将传统失效评定图方法失效或可靠的二元逻辑状态细化为3种情况，可靠性指标为0表示失效状态，可靠性指标大于0小于1表示可靠度，可靠性指标大于等于1表示安全裕度。

针对混合翼身融合布局面临的三轴运动耦合和大迎角失稳等潜在操稳问题，研制三自由度虚拟飞行试验系统，基于动力学相似模型开展纵向和横航向开环虚拟飞行试验，对飞机的本体操稳特性进行研究。结果表明：该混合翼身融合布局飞机纵向和航向开环操纵均存在三轴运动耦合现象。纵向操纵会引起大迎角极限环失稳现象，迎角振荡平衡位置约为28°、振荡幅值约为2.56°、振荡主频率为0.55 Hz，振荡过程中气动力呈现非定常特性；V型尾翼偏航操纵响应呈现横向运动幅值最大、偏航运动次之、俯仰运动最小的特点。

在无自旋交换弛豫(SERF)原子自旋惯性测量装置中，检测系统的性能是决定输出信号灵敏度和稳定性极限的关键因素。为有效抑制SERF原子自旋惯性测量的低频随机噪声，在横向电子自旋极化率稳态解和旋光角表达式的基础上，建立检测相关的输出信号误差机理模型，明确了检测系统影响最终测量信号噪声的主要因素。研究结果表明：检测光入射气室时的初始光强作为信号背景直接引起刻度系数的波动而非作用于电子自旋，而检测光的非理想线偏振导致电子自旋产生横向抽运效果和横向光频移作用，从而引入测量误差。针对检测系统影响测量信号噪声的主要参数，设计了参数优化路径：先通过优化检测光频率，提高惯性测量刻度系数，后通过检测光功率的优化，减小横向抽运效应、横向光频移作用及检测光背景波动。实验表明：通过对比输出信号的Allan方差，优化后SERF原子自旋惯性测量的零偏不稳定性减小了1.8倍，速率斜坡噪声系数从0.124 (º)/h²减小至0.041 (º)/h²，达到了抑制测量信号低频随机噪声的效果。

旋转部件在高空低转速时，其工作状态受来流的吹动作用可能会发生变化，此时压气机处在特殊的“搅拌机”或“涡轮”工作状态，使得发动机的动态计算中效率插值出现不连续的问题。为解决此问题，采用美国国家航空航天局（NASA）和通用电气公司（GE）联合开发的针对旋转部件特性转化的脊背特征方法，通过分析低转速下旋转部件脊背特征及非脊背特征的变化趋势，提出基于脊背特征的旋转部件低转速范围特性的扩展方法，并有效规避了效率特性在低转速下插值的失效。以某型军用涡扇发动机为例，计算其处于不同飞行条件下的发动机风车工作状况，结果表明：所提方法能够反映出低转速下压气机压比小于1的特殊工作状态，且不同飞行条件下的风车特性计算合理。

间隙非线性环节广泛存在于飞行器的结构当中，由其引发的极限环振荡（LCO）往往造成结构的疲劳破坏，但目前关于全动舵面非线性颤振机理和被动抑制方法的研究相对较少。针对典型含扭转间隙小展弦比全动舵面开展分析，提出了2种典型的非线性颤振模式，并探索相应的非线性颤振被动抑制方法。基于描述函数法和活塞理论建立舵面的动力学模型，考虑到间隙非线性环节导致刚度降低的效果，计算对比了2种不同扭转刚度下全动舵面的非线性颤振特性，进而提出了2种不同的非线性颤振模式，其中，模式Ⅱ不存在稳定的极限环振荡过程，可以有效抑制低于线性颤振边界的极限环振荡问题；研究了舵面根部弯曲扭转刚度和质量特性对非线性颤振模式和极限环初始动压的影响，提出相应的非线性颤振被动抑制策略。针对所提算例，数值计算结果表明：通过调整舵面根部弯曲扭转刚度或质量特性可以提高极限环初始动压，甚至改变非线性颤振模式，从而达到非线性颤振抑制的目的。

为明确跨音涡轮叶尖泄漏流动机理，进一步提升涡轮效率，对跨音条件下叶顶喷气对平叶尖及凹槽叶尖性能的影响进行研究，并探讨跨音条件下平叶尖及凹槽叶尖间隙内部的流动状态。结果表明：跨音条件下，叶顶喷气可以增加平叶尖叶栅的气动效率，而刮削涡仍是凹槽内的主控流动结构；喷气流量的增加对平叶尖的总泄漏流量影响有限，但会增加凹槽叶尖的总泄漏流量。在更高负荷情况下，平叶尖间隙内呈跨音速流动特征，具体状态与叶片负荷、叶片厚度有关；凹槽叶尖条件下，泄漏流动在吸力侧肋条上方快速膨胀至超声速状态。基于此，建立可用于跨音条件下的泄漏流量预测模型。

为研究沥青混凝土路面的振动特性，采用滤波白噪声法拟合出路面平整度时域模型，基于1/4车辆模型，考虑车辆–道路的耦合作用，分析不同车辆速度、不同路面平整度等级时，车辆对路面的实时动荷载；建立道路三维有限元模型，研究车辆随机动荷载作用下道路的振动响应，分析道路各结构层参数对道路表面中心振动基频的影响。结果表明：路面平整度等级、车辆行驶速度对车–路耦合系统影响显著，当路面平整度等级由A级变化至C级时，同一行驶速度下的车辆动荷载增大了20%；道路振动基频随土基动模量呈对数关系增加，土基动模量由60 MPa增大至260 MPa，道路振动基频由5.61 Hz增大至10.80 Hz，振动基频增幅高达48.06%；在常用动模量变化范围内，面层、基层、垫层的动模量对基频的影响较小；随着面层、基层与垫层厚度的增加，道路基频呈线性减小的趋势，面层厚度对振动频率影响的敏感性大于基层厚度，基层厚度对振动频率影响的敏感性大于垫层厚度；在常用结构层厚度变化范围内，振动基频分别减小9.28%、18.05%与12.75%。试验结果证明：振动基频计算较正确，计算结果可为道路承载力快速测试提供理论支持。

针对四旋翼无人机执行器常见故障，提出一种基于自适应技术和观测器的鲁棒故障检测和估计（FDE）方法。在故障检测阶段，设计非线性诊断观测器，通过解析函数推导出阈值，确保所提检测方法的鲁棒性，并对所设计的观测器和残差评估函数进行证明。在故障估计阶段，提出基于切换ρ-修正的自适应律来准确估计检测到故障的方案。该方案不仅能够同时估计系统状态和残差信号，而且能估计未知故障的特征和大小。通过线性矩阵不等式进行设计参数的计算。利用2种故障场景分别进行仿真验证，同时在4种情况下讨论所提方法的有效性。基于四旋翼无人机硬件在环实验台验证了所提方法的可行性。

视网膜下注射人胚胎干细胞是治疗视网膜变性的一种有效术式，该术式对医生手术操作的精准性、稳定维持能力、安全性均提出了很高的要求。为此，提出一种基于主从式机器人的视网膜下注射系统，辅助医生完成视网膜下注射操作。构建从手机器人的正逆运动学模型，然后进行视网膜下注射手术运动分析，确定从手机器人的运动要求。建立主手和从手机器人之间的运动映射关系，依据运动映射关系推导建立远程运动中心（RCM）点位置调整运动、术中RCM运动的状态切换和分离过程的速度映射模型。通过离体猪眼球视网膜下穿刺注射实验对机器人的精确性和稳定维持能力进行验证，结果表明：机器人辅助操作系统末端注射针具有稳定维持能力和运动的精确性，机器人辅助操作比徒手操作对视网膜造成的创伤更小，注射更稳定。

确定顶层需求指标是民机设计流程之初的重要工作。针对民机顶层设计工作，提出一套民机顶层需求定量权衡方法。根据民机顶层需求与概念设计之间的关系，将概念设计方案的特性参数视为一组可行的顶层需求。将顶层需求的权衡分析问题转换为对飞机总体设计参数的优化问题。选择“经济性、舒适性、环保性、适应性、安全性/可靠性”这5条判断准则，建立民机顶层需求综合评价模型，评估顶层需求的综合竞争力。以竞争力最大为目标，优化概念方案，确定最优的顶层需求组合。在宽体客机案例中，得到了比初始需求更合理的顶层需求，验证了所提方法的可行性。

传统的复合材料结构设计方法未能有效利用复合材料的面内设计空间，变刚度结构的实用化为复合材料结构效能的提升提供了新的机会。使用制造工艺成本模型，以制造成本为目标函数，建立结构性能约束和制造约束，通过路径函数法和平移法对一型大展弦比机翼进行变刚度设计，建立了以制造成本为目标的变刚度复合材料结构设计优化方法，实现制造成本减少23.87%，结构减重35.58%，并分析了不同纤维路径对变刚度结构构型设计、性能、质量和制造过程的影响。

声爆预测是超声速民机设计关键技术之一，近场过压信号的精确计算是声爆预测的基础和重要环节。针对超声速民机声爆预测问题，发展了基于直角网格伴随自适应的超声速近场求解方法。运用有限体积法求解流体控制方程，以指定近场位置过压值平方的积分作为目标函数，通过求解离散伴随方程获得目标函数对流场残差的敏感度，评估和修正目标函数全局误差，并驱动网格自适应加密，通过局部加密逐渐减小各个网格单元的剩余误差，提高目标函数的计算精度。选取69°后掠三角翼翼身组合体和美国国家航空航天局（NASA）的C25D超声速民机模型进行算例验证并与试验数据对比，结果表明：与流场特征自适应网格方法相比，所提方法能够以更少的网格量，更精确地捕捉流场中的激波和膨胀波，得到更精确的近场过压信号分布，是一种可用于声爆预测的高精度、高效率的超声速近场求解方法。

针对无人机（UAV）目标跟踪过程中遇到目标被障碍物遮挡时跟踪效果不佳的问题，提出一种多重检测的抗遮挡目标跟踪算法。在基于时空正则化相关滤波算法的框架下通过融合多种置信度函数，设计了一种响应置信度判别方法；为了具体了解目标被遮挡情况，将响应差值变化和响应梯度变化结合在一起作为判断是否更新滤波模板参数的依据；设计了一种融合分块思想与金字塔尺度池的尺度估计方法来解决目标在图像中尺度大小变化问题。所提算法在UAV数据集上相较于其他7种算法有不错的表现，在跟踪过程中面对目标遮挡、尺度变化和快速移动问题的跟踪精度和成功率上都有明显的提升。结果表明：所提算法能够更好地应对UAV在目标跟踪过程中出现的目标遮挡和尺度变化的问题，具有良好的快速性、准确性和鲁棒性。

对中国进行科学的区域划分，是研究具有区域差异性与空间相关性航空器CO₂排放问题并提出差异化CO₂减排措施的重要基础。基于2007—2016年中国部分地区民用航空器运行数据，在构建CO₂减排潜力分类模型的基础上，通过Kruskal算法得到省域网络关系最小生成树；采用谱聚类算法，以“最大化区划优度”为目标，划分航空器CO₂减排潜力的不同区域。结果表明：最优区域划分为四分区，区划优度为0.35；航空器CO₂减排潜力高的区域主要分布于中国西南和中南地区，潜力低的区域主要分布于东北和华北地区；针对各区域CO₂减排特征，从民航局、机场和航空公司等不同主体提出了差异化的区域CO₂减排措施。

码载分歧（CCD）监测器是卫星导航地基增强系统（GBAS）引入的完好性监测器之一，用于监测码伪距与载波相位观测值之间的不一致性。双频平滑技术的引入改变了CCD监测器的检验统计量等参数，进而影响了监测性能。针对双频GBAS中存在的频间偏差（IFB），基于北斗双频观测数据，分析IFB不确定性对于双频码载分歧监测性能的影响。研究结果表明:在IFB不确定性的影响下，监测器的阈值增大了26.1%，导致其在发生CCD故障情况下的漏检率显著增大，最小可检测故障值增大了26.9%，监测器的灵敏度降低；最坏情况下系统完好性损失概率从低于10⁻¹⁴增大到接近10⁻⁸，同时机载端为满足漏检率性能安全要求所引入的延迟值更大，导致CCD监测器的故障响应变慢，双频GBAS的完好性受到影响。

抛物面天线作为卫星上重要的功能组件，是实现遥感测量和无线通信等功能的基础。为了解决模块化抛物面天线折展机构构型设计与刚度匹配困难的问题，提出一种基于剪刀机构的肋单元折展机构的构型方法，并设计了肋单元折展机构。通过运动学分析，验证了该机构通过参数的修改，可以实现同一折展机构展开状态包络不同抛物面拟合球面。给出一种包络锥法实现多模块折展机构展开过程的求解思路，为可转动肋单元的运动副配置提供依据。构建多模块折展机构的有限元模型，以提高固有频率和降低整体质量为优化目标，对肋单元折展机构的构型参数进行优化。采用非劣排序遗传算法完成优化迭代计算,得到具有高刚度、轻量化的折展机构设计参数，在相同条件下优化后调和平均固有频率提高了67.4%，天线整体质量下降了35.2%。

随着工程上流动结构的日益复杂，兼具雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方法高效率与大涡模拟（LES）高精度的分离涡模拟（DES）类混合方法成为现阶段工程中最有效的湍流模拟方法之一。围绕DES类混合方法中的DES与延迟分离涡模拟（DDES）方法开展工作，分析二者开关函数构造上的不同，研究延迟因子作用机理，并考察DES与DDES方法的求解能力。研究表明：DES与DDES方法在模拟表现上存在一定差异，DDES方法通过引入延迟因子，保护RANS求解区域，改善模化应力不足，降低了DDES方法对交界面系数C_DES敏感程度； DDES方法在计算过程中容易出现过度保护，导致求解瞬时涡结构能力不如DES方法，分析与延迟因子引入比重及开关函数构造形式有关。

基于深度学习的目标检测算法通常需要使用非极大值抑制等后处理方法对预测框进行筛选，无法在行人拥挤的场景下平衡模型的检测精度和召回率。虽然迭代检测的方法可以解决非极大值抑制等方法带来的问题，但是重复检测同样会限制模型的性能。提出了一种历史信息特征敏感的行人迭代检测方法。引入带权重的历史信息特征（WHIC），提高特征的区分度；利用历史信息特征提取模块（HIFEM）得到不同尺度的历史信息特征，并融合进主网络中进行多尺度检测，增强了模型对历史信息特征的敏感度，有效抑制重复检测框的产生。实验结果表明：所提方法在拥挤场景的行人检测数据集CrowdHuman和WiderPerson上取得了最优的检测精度和召回率。

针对尾座式无人机在垂直起降（VTOL）阶段对风干扰敏感的问题，提出了一种基于L₁-ITD的尾座式无人机姿态控制方法。建立了垂直起降阶段尾座式无人机六自由度非线性模型，设计了基于L₁自适应的无人机姿态控制器，可抑制扰动对系统性能的影响，实现垂直起降阶段存在风干扰和模型不确定时对无人机姿态的良好控制。在此基础上，针对L₁自适应控制方法对量测噪声敏感及无法直接获取有效微分信号的问题，引入改进跟踪微分器，在快速精确跟踪信号的同时抑制了量测噪声的影响。仿真结果验证了所提方法的有效性。

为保证乘客舒适环境与电子设备等正常工作，采用计算流体力学（CFD）方法，对民用飞机座舱内流场进行模拟，通过改变回风和新风温度、巡航高度及回风比，得到不同工况下舱内CO₂体积分数、温度场及速度场分布，并与已有数据对比，验证了计算模型的正确性。研究结果显示：地面标准天及巡航状态舱内流场基本符合要求，冬天供风50 ℃及回风比0.5时，舱内部分区域温度较高，且CO₂体积分数升高并接近标准值，可根据实际需要确定环控系统方案。

遥感图像镶嵌是遥感图像解译的一项重要研究内容，然而受成像时间、角度及地物纹理的影响，镶嵌图像经常会有颜色不一致、地物结构错位等情况。针对遥感图像镶嵌缝两侧出现的颜色差异、地物结构错位等质量问题，设计了双分支网络进行遥感图像镶嵌质量的盲评价，2个分支网络分别用于镶嵌缝两侧颜色差异评价和结构错位评价，综合2个网络的输出实现遥感图像镶嵌质量的综合评价。由于获得图像的质量真值需要耗费大量的人力物力，为了减少训练卷积网络所需要的数据量，提出了一种基于两阶段训练的弱监督学习策略，第1阶段在仿真的镶嵌数据集上以颜色差异量和结构错位量为客观真值对网络进行预训练，学习与质量评价有关的先验知识，第2阶段在有主观质量真值的数据集上进行微调。在建立的带有质量真值的仿真数据集和真实数据集上的实验结果表明：所提方法能够有效评价遥感图像镶嵌的质量，性能优于对比方法。

相较于轮式起落架，结构轻巧紧凑的滑橇式起落架更适用于扁平化的高超声速飞行器，然而前轮后橇布局所固有的地面力学特性使得飞行器在中速滑跑阶段存在严重的航向失稳问题。针对滑橇式飞行器滑跑航向稳定性较差的问题，提出了一种具备航向增稳功能的新型变摩擦滑橇式起落架。建立了滑橇式飞行器的非线性地面滑跑动力学模型，考虑了气动载荷、地面载荷和纠偏机构模型；基于摩擦特性试验结果得到了滑橇及摩擦材料摩擦系数的多参数拟合公式，并将其代入所提滑跑模型以提高精度；引入积分视线（ILOS）法建立了滑橇式飞行器滑跑纠偏控制系统，并采用粒子群算法优化控制参数。试验结果表明：滑橇及摩擦材料的摩擦系数均随速度和压强的增加先增大后减小；典型初始工况下的滑跑仿真结果验证了基于变摩擦滑橇纠偏控制的有效性；当摩擦材料摩擦系数从0.3增至0.4时，飞行器地面滑跑安全边界提升16.6%。

为提高射弹尾拍载荷的预测精度，建立了一套基于计算流体动力学（CFD）/计算结构动力学（CSD）双向耦合分析的计算方法和程序。射弹流体计算主控方程采用耦合SSTk-ω湍流模型和Schnerr-Sauer空化模型的Navier-Stokes方程，射弹结构计算采用基于模态叠加法简化的结构动力学方程，流固耦合界面插值采用径向基函数法，网格变形采用弹簧网格法。分别对泡型计算方法和流固耦合方法进行验证，在此基础上，计算对比1 000 m/s速度下射弹刚体和弹性体的尾拍泡型、结构变形和尾拍流体载荷特性差异。计算表明：弹性体尾拍过程，射弹泡型会产生弹身“二次拍击”、“局部沾湿”和沾湿面积增大等特殊现象，结构变形由弹性一弯模态主导，较大的变形引起流体载荷增大27%~105%，尾拍姿态角增大13%，尾拍频率增加20%，流固耦合效应对尾拍泡型、尾拍载荷和尾拍弹道均产生了较强的影响。