柔性气动减速技术是航天器高速进入地外天体或再入地球大气安全着陆的关键核心技术，随着中国载人航天和深空探测等重大任务的持续推进，航天器更快的进入速度和更重的载荷对于高速柔性气动减速器的需求日益迫切。而高速柔性气动减速器的力学模型兼具强非线性和强耦合特性，且涉及研究领域极广，如需考虑钝性和多孔结构的气动特性、非线性结构动力学、可压缩湍流、结构气动热及其相互耦合等问题。因此，开展高速柔性气动减速器的基础理论和关键技术研究具有极大的难度和复杂性但意义重大。首先对高速柔性气动减速器进行分类；然后分析梳理了高速柔性气动减速技术的技术内涵，并系统地回顾和综述了其关键技术的发展历史和研究进展；最后，对高速柔性气动减速器关键技术的未来发展方向和亟需解决的关键问题进行了总结展望。

中国针对金星、木星等行星的星际探测新征程已经开启，且正在论证之中。然而，这些行星均具有稠密的大气和更高的大气压力，这与地球、火星的大气环境有较大区别。在以往成功的行星探测中发现，此类复杂的行星大气环境中的气动减速过程需要多级降落伞来完成，且需在跨/超声速条件下开伞和工作，同时第一级引导伞的名义直径会明显小于主伞，也小于前体直径，不同尺寸的两级伞与前体之间的流固耦合机理及其气动特性至今尚不明确，同时相关研究报道亦极少。本文基于稠密大气行星探测任务中适用的锥形带条伞和盘缝带伞，采用浸入边界方法研究不同行星大气环境中柔性降落伞工作过程的流固耦合机理，深入考察不同来流马赫数、伞型、大气成分及参数与直径比影响下的流固耦合特性。研究结果发现：土卫六大气环境中，盘缝带伞（直径比0.3）在跨声速时进行稳降，随着时间变化，伞衣的投影面积逐渐增大，阻力系数在马赫数1.5时达到最大，但其波动变化随着马赫数的增大而单调增大。另外，在马赫数为0.95、直径比0和1时伞衣均出现了极为剧烈的摆动现象。相比之下，木星大气环境中，跨声速条件下锥形带条伞伞衣随着时间推进，投影面积变化越来越小。阻力系数及其波动会随着马赫数增大而单调增大，横向力系数及其波动程度在马赫数1.5时出现最大。最后比较土卫六、金星和木星大气环境中的降落伞气动表现，发现木星大气环境中锥形带条伞性能最佳，阻力系数较大，且稳定性较好。

超声速降落伞是火星探测器成功实现软着陆的关键技术之一，然而，目前火星探测在着陆任务采用的主流伞型-盘缝带伞已达该类伞型减速能力的尺寸极限。为了应对未来更重载荷的火星探测任务，NASA已针对超声速盘帆伞开展了专项研究。但盘帆伞飞行试验均以失败告终，造成这一结果的原因很可能与伞衣的透气性（织物透气性和结构透气性）有关。采用流固耦合方法针对超声速盘帆伞设计不同的组合透气性方案，对比分析在总孔隙率相同的前提下盘帆伞衣采取不同的结构/织物分配比例对降落伞开伞过程中流场结构及气动特性的影响规律，并研究其作用机理。同时，设计了与G5F5、G7F3这2种伞衣结构孔隙率相同的盘缝带伞伞衣进行开伞特性对比分析。结果表明：对于总孔隙率12%的超声速盘帆伞，结构透气性与织物透气性的贡献比为5∶5时，降落伞前的脱体激波波动幅度较小，降落伞的稳定性能相较其他组合透气性有明显优势，同时在结构和织物透气性的共同作用下，充气时间最长；结构透气性与织物透气性的贡献比为7∶3时的阻力性能最佳，随着织物透气性的贡献由30%提高至70%，盘帆伞的阻力性能呈现下降趋势；结构透气性与织物透气性的贡献比为6∶4时的摆动角度最大，稳定性最差。另外，通过对比盘帆伞与盘缝带伞开伞过程发现：盘缝带伞呈现常见的“灯泡式”充气顺序，而盘帆伞则展现出一种“伞带式”充气顺序，即气流首先从伞带处开始充气，随后逐渐扩散至整个伞面。该研究结果可为新一代火星降落伞的设计提供一定的理论参考。

超声速降落伞作为提供气动阻力和稳定性的重要气动减速系统，其设计好坏直接影响着探测器着陆任务的成败。适应不同气动性能需求的降落伞结构参数通常是相互矛盾的，为了解决火星降落伞在外形设计时的结构参数矛盾，以及设计周期长、计算误差大的问题，本文提出了一种面向探测器-降落伞双体模型的融合代理优化策略。融合代理模型集成了插值型代理模型和回归型代理模型的优点，能够在相同样本的条件下具备更高的气动力系数预测精度。通过采用融合代理模型替代长耗时的计算流体力学（CFD）计算过程，能够缩短设计周期，提高设计效率。结合多目标遗传算法对探测器-盘缝带伞双体模型进行了优化设计，结果表明，采用融合代理优化策略能够平衡伞体的阻力性能及稳定性能，在满足结构及气动约束的前提下提升盘缝带伞的综合减速能力，具有良好的实用性和可行性。文章的研究结果可为未来新一代火星探测用超声速降落伞的设计研制提供一定的理论参考和技术储备。

在高超声速来流压力的作用下，充气式减速结构壁面在迎风面会发生变形，进而对流场产生影响。基于热化学非平衡反应模型，对充气式减速结构在壁面变形前后的流场进行了仿真计算，分析了在不同来流迎角下，壁面变形对流场特征、壁面热流及壁面压力的影响。充气式减速结构外形为球锥组合体，由刚性端面和6个充气环组成，半径为2.4 m，半锥角为60°。计算采用5组分双温度热化学反应模型，壁面催化条件包括非催化壁面和完全催化壁面。结果表明：壁面变形会导致充气式减速结构激波层内出现周期性的温度和压力波动，以及离解组分的非均匀分布；壁面变形对流场各参数的影响随着来流迎角增大而减弱；壁面变形后，流速的变化导致壁面在充气环处热流升高、压力降低，在充气环之间凹陷处热流降低、压力升高，壁面变形对压力造成的影响要弱于对热流的影响；壁面变形后充气减速结构前端面气动力系数无明显变化。

群伞减速系统被新一代可重复使用载人飞船普遍采用，对群伞系统进行动力学分析评估是航天器减速任务设计分析的重要环节。针对航天器群伞减速系统建立了多阶段、变结构、多维度刚柔耦合非线性多体动力学模型，分析了系统动力学模型的特点，指出群伞减速系统动力学具有复杂系统动力学的属性。通过仿真分析了航天器、减速伞和主伞在系统仿真中的动力学和运动参数，并对蒙特卡洛偏差仿真的结果进行了总结。仿真验证和分析结果表明，建立的刚柔耦合动力学模型能够准确模拟群伞减速系统工作过程和群伞碰撞等动力学行为。最后，针对降落伞减速系统动力学存在的问题和未来发展进行了分析和建议。

针对降落伞在展开后下降过程中，降落伞与空气流场之间的柔性结构流固耦合动力学问题，鉴于绝对节点坐标方法（ANCF）在描述柔性结构大变形问题时，克服了传统有限元建模方法带来的弹性变形与刚性变形强耦合问题，本文基于ANCF建立柔性伞绳和伞衣的力学模型。同时，考虑到光滑粒子流方法（SPH）在流场极大变形时，能够自然地捕获快速移动的界面和自由表面，本文采用SPH模拟空气流场，通过弹簧-阻尼模型描述流体粒子和柔性结构之间的耦合效应，对大柔性降落伞进行流固耦合动力学仿真研究。通过数值试验发现：随着流场速度的增大，降落伞有效面积平均值虽然只出现小幅下降，但随时间变化的幅度显著增加。本文研究结果将为柔性降落伞设计提供理论支撑。

增阻球是实现低轨航天器寿命末期离轨的主要装置之一，薄膜球体在使用之前需要长期封装在狭小的空间中，因此如何实现高密度低损伤折叠以及平滑充气展开是该装置使用的关键。考虑到增阻球大多是由一定数量的单瓣粘接而成，因此首先提出考虑形状稳定性和经济性的最优瓣数构型设计方法。进一步针对单瓣结构提出对称并联式z型折叠方案，并给出了该方案的折叠体积和损伤量化方法。然后，为增大折展比，降低折痕损伤，给出了增阻球优化折叠方案，并对直径6 m增阻球进行了仿真验证。基于此方案，分析了瓣数构型、充气速度以及球体内部初始压力和温度等因素对增阻球平滑展开的影响。结果表明，该折叠方案能够实现增阻球的高密度低损伤折叠，此外，通过增加瓣数构型、减缓充气速度、避免过度抽真空以及减少太阳光直射等方法，可以有效减缓增阻球展开过程中的姿态振荡，加快其达到稳定状态。

翼伞操纵力是精确空投系统伺服电机选取的关键指标。本文提出了一种基于任意拉格朗日欧拉（Arbitrary Lagrange Euler， ALE）的翼伞操纵力计算方法，以文献翼伞为例进行了不同操纵行程下操纵力计算，计算结果与试验结果规律一致，操纵力误差<5%。在此基础上，探究了空投工况下操纵力的耦合机理及动态变化规律，发现操纵绳下拉至目标操纵行程瞬间，操纵力最大，之后逐渐变小直至稳定。并考察了操纵参数对操纵力的影响，结果表明：操纵速率一定，随着操纵行程增加，最大操纵力及稳态操纵力增大，但增长率均减小；操纵行程一定，随着操纵速率增加，最大操纵力增大，稳态操纵力几乎不变；相比于操纵行程，操纵速率对最大操纵力的影响能力较弱。本文研究成果可为翼伞操纵绳设计及伺服电机选择提供理论依据。

增阻球离轨是一种处理低地球轨道（LEO）空间碎片问题的有效手段，采用高性能纤维一体化织造工艺制作增阻离轨球能够有效改善拼接结构的曲面不规整问题。在离轨周期中，高性能纤维材料将长期受到低地球轨道中高低温交变、原子氧（AO）辐照等环境因素的影响。为探究LEO环境中高低温交变和原子氧辐照两种主要的空间环境因素对高性能纤维结构和性能的影响，选择空间环境适应性好的纤维进行织造，测试研究了聚酰亚胺纤维、聚芳酯纤维Vectran、聚芳酯纤维Yokolar 3种有机高性能纤维经过高低温交变处理和原子氧辐照处理的力学性能、表面形貌及化学结构变化。高低温交变处理后3种纤维强力降低，但强力保持率均高于70%；纤维表面观察到轻微的颗粒、沟槽等缺陷；红外光谱特征峰形状无明显变化，化学结构基本稳定。原子氧辐照后3种纤维的力学性能损失幅度均高于40%，且发黏变硬、柔性变差；聚酰亚胺纤维表面存在大量凹凸起伏和粗细不匀且有明显的侵蚀孔洞，在两种聚芳酯纤维表面观察到原纤化劈裂和剥离；处理后纤维的红外光谱中出现新的特征峰，部分原有特征峰强度减弱或消失，3种纤维的化学结构均被破坏。3种高性能纤维均具有较好的耐高低温性能，但原子氧辐照对3种纤维的结构和性能均造成了严重破坏，需要进一步探究高性能纤维原子氧防护的处理方法。

风洞常规测力试验中经常会出现模型大幅度振动的问题，影响试验数据精度甚至威胁设备安全。深入认识模型振动的发生机理，结合有效的控制手段减小试验中的模型振动幅值，对风洞试验研究有重要意义。首先介绍了风洞模型振动的危害与减小模型振动的意义，分析了模型发生振动的机理，总结了常见的减小模型振动的方法及其研究进展，重点分析了主动振动控制方法涉及的内容与技术难点。已有的研究工作表明，在各种减缓模型振动的方法中，以压电堆作为作动器的主动控制方法最能符合工程实用要求，且减振效果较好。最后对大型风洞中模型振动控制需要研究的问题给出了若干建议。

弹上电子部件会随弹经历多个任务阶段，在加速寿命试验中各阶段独立设计，不考虑任务阶段间的影响，会给试验结果带来很大偏差。对此，提出一种Weibull分布下面向任务阶段的加速寿命试验综合设计方法。基于弹上部件在不同任务阶段的敏感应力分析，构建分段加速寿命模型；采用分层混合设计方法确定试验总体剖面，解决不同阶段应力水平的组合问题；采用基于失效率的变应力加速寿命试验模型进行整体设计，以正常应力条件下产品中位寿命估计的渐近方差最小为优化准则，采用极大似然估计理论，构建试验综合设计的数学模型，实现非恒定形状参数的Weibull分布下分阶段加速寿命试验的综合设计。对某型弹上电子部件的两阶段加速寿命试验进行综合设计，分析表明采用该方法得到的试验方案考虑了前一阶段试验对后一阶段的影响，比各阶段独立设计所得方案的寿命估计精度高。

以飞机复材副油箱为研究对象，发展“整体-局部”双尺度铺层设计方法，对具有多尺度特征的封闭椭球体飞机副油箱整体与局部铺层进行了优化设计和分析。首先，基于副油箱特征结构，发展了副油箱结构力学分析方法，构建了具备防雷击功能的碳纳米管复合材料力学求解模型，综合分析蒙皮-筋条铺层结构在等效静强度和冲击工况下的载荷响应，并针对最佳铺层方案提出一种铺层顺序优化方法完成初步铺层优化；然后，考虑局部变厚度插层区的应力不均匀和层间/富树脂区损伤失效，采用内聚力单元和分层建模策略建立了变厚度试样细观力学模型，基于“子模型”和“壳-固”耦合技术，建立了副油箱局部变厚度结构求解模型，并提出了协同改善局部变厚度区受力的整体结构铺层设计方案；最终，根据整体-局部铺层优化后的设计方案，进行静力学、模态、冲击动力学分析，完成对副油箱整体结构的强度校核和验证。

在航空运输中，2岁及以上儿童可以使用航空安全带进行约束，但航空安全带是为成年乘员设计的，对2岁及以上儿童的保护效果仍待研究。针对航空安全带、CARES和儿童座椅3种约束系统，通过滑台试验评估不同种类的约束系统对儿童的保护效果及后排乘员影响。结果表明：航空安全带保护效果较差，儿童假人头部会撞击前排椅背，颈、胸部具有损伤风险。CARES配合航空安全带使用，与航空座椅兼容性较高，头、颈、胸、腹部损伤数据均低于损伤判据。前向儿童座椅对儿童的保护效果优于航空安全带和CARES，但存在安装困难等问题；固定儿童座椅的安全带预紧力越大，对儿童的保护效果越好；后排乘员对前排儿童座椅的保护效果影响较小。另外，使用儿童座椅会提升航空座椅椅背刚度，增加后排乘员的头部损伤风险，而对颈部损伤影响较小。同时，使用儿童座椅对后排乘员头部损伤的影响与座椅间距有关。

运载火箭的减载控制通过减小攻角以降低气动载荷，然而，现有的减载自抗扰控制（ADRC）方法未充分考虑弹性影响，可能导致干扰估计精度下降，甚至降低控制系统的稳定性。为此，分析了弹性振动对干扰估计及观测器增益的影响，提出了一种抑制弹性振动的改进措施，通过隔离弹性运动与刚体运动，使扩张状态观测器（ESO）的量测输入与观测模型相匹配。基于此，推导了考虑弹性振动的自抗扰减载控制系统的开环传递函数，并给出一套参数整定规则，通过合理配置减载反馈控制带宽和扩张状态观测器带宽，在保证系统稳定裕度的基础上，简化了参数整定过程。仿真与实验结果表明，该方法提升了系统稳定性，同时实现了有效的干扰抑制和减载效果。最后，通过半实物仿真和火箭飞行试验验证了该算法的可行性。

针对调频连续波合成孔径雷达（FMCW SAR）对地面恒加速运动目标的运动参数估计及高分辨率成像问题展开研究。首先，建立FMCW SAR系统下的运动目标回波模型，提出自适应局部多项式傅里叶变换（ALPFT）对高达四阶的多普勒相位进行估计。其次，通过广义Keystone变换和Hough变换对距离徙动项进行校正，同时完成运动目标的速度信息估计。最后，通过补偿高阶多普勒相位以及方位重采样操作，实现对非中心目标的剩余空变相位的补偿，使场景中所有运动目标聚焦效果良好。仿真结果验证了所提方法的可行性和有效性。

未来城市低空或将面对大量电动垂直起降飞行器（electric Vertical Take-Off and Landing，eVTOL）的运行需求，将存在空域利用率低、碰撞风险高等潜在问题，保障飞行器运行的安全和高效需要合适的安全间隔标准。研究了城市低空下多机型eVTOL的安全间隔，为复合翼型eVTOL建立了经典Event纵向、侧向和垂直碰撞模型，为多旋翼型eVTOL建立了基于圆台体碰撞盒的改进Event模型。按照eVTOL的有效载荷与载客数，将eVTOL划分为轻型、中型和重型，选取主流机型进行分类统计并计算碰撞盒尺寸，考虑定位误差、借鉴所需导航性能（RNP）概念计算参数纵向、侧向和垂直重叠概率，并考虑航向角分布、俯仰角限制、速度误差分布等，建立仿真环境来计算相对速度这一参数。最后根据建立的碰撞模型计算不同类型eVTOL的侧向、纵向和垂直安全间隔，将轻型、中型和重型的安全目标水平分别设置为10^-7，10^-8，10^-9次/飞行小时，最终得出不同类型eVTOL之间的最小间隔，其中轻型多旋翼、轻型复合翼、中型复合翼、重型复合翼之间的最小安全间隔分别是82、83、93、102 m。研究结果可以为eVTOL间隔标准制定提供参考。

衡量航空母舰作战性能的关键指标是舰载机出动架次率，其高低取决于舰载机的保障阵位匹配策略。现有工作主要采用序列匹配和批量匹配方法为舰载机匹配保障阵位，但均存在一定的局限性，难以兼顾保障作业阵位匹配的实时性和质量。面对复杂时变的作业环境，确定合理的保障作业匹配策略变得十分困难。因此，在批量匹配方法的基础上，提出了一种新的舰载机保障作业自适应批量匹配决策方法。首先，通过构建多维环境状态编码的强化学习方法求解较优的时间窗划分策略。然后，在每个时间窗内应用高效率的批量匹配算法，以求解保障作业与保障阵位的最佳匹配方案。基于公开的尼米兹号航母数据进行的多组模拟实验结果表明，本文方法能够有效应对保障环境的动态变化，在满足实时性需求的前提下能够快速求解出高质量的保障作业阵位分配方案。

航天器在传统连续偏航模式下，绕偏航轴在一定角度范围内来回摆动，使航天器头部或尾部始终受到阳光直射，导致舱外设备的热设计需要花费额外的重量功耗代价。提出了头尾交替对日连续偏航的姿态控制策略，为航天器提供了受晒均匀的热环境，不仅简化了舱外设备的热设计，还有利于提高对温度范围波动敏感的设备在轨工作的可靠性。从发电量与推进剂消耗量两方面，比较了3种头尾交替对日连续偏航的姿态控制策略，将综合指标最优的余角偏航控制策略成功应用在了天舟一号货运飞船上。

宽带吸收是吸波体向实际应用发展亟须解决的难题。基于熔融沉积成型（FDM）技术制备吸波体壳体，以自制的石墨烯（rGO）-Fe₃O₄/乙基纤维素（EC）复合微球为吸波剂，研究单元结构几何参数和材料层间分布对吸波性能的影响，通过归一化处理，分析等效阻抗匹配的变化特性。研究结果表明，该吸波体具有宽带吸收、极化无关特性和大角度吸收特性：该吸波体实物测试结果实现了2~18 GHz频段内99%带宽（2.1~18.0 GHz）的有效吸收（反射损耗低于-10 dB），两个反射损耗峰值的测试强度依次为-21.9、-24.1 dB，与CST仿真的2~18 GHz全频段有效吸收、峰值强度-20.6 dB和-20.1 dB的模拟结果相吻合；对于横电波（TE）极化而言，当入射角度为40°时仍然能维持15 GHz的有效吸收带宽，在50°时还能保持X、Ku波段的有效吸收。吸波体表现出的吸波性能归因于其合理的等效阻抗匹配调控，与此同时，其结构中梯度参数可显著增加电磁波的反射次数，充分利用了电磁波的衍射能力。

超低温流体迷宫密封过程中，密封间隙节流压降引发的流体空化现象致使超低温流体动密封性能变化规律和物理机理十分复杂，但目前尚缺乏可预测动密封参数的数学模型，为此开展超低温流体迷宫密封理论与实验研究具有重要意义。为揭示空化作用下的迷宫密封机理，以直通型迷宫结构为研究对象，构建考虑相间热质传递的两相流控制方程，建立迷宫齿隙微小空间内两相流流场变量稳态解析模型，提出超低温流体空化起始位置判别依据，形成空化前后多相态流体齿隙压力与泄漏率解析计算方法，实现超低温流体迷宫密封齿隙流场演变规律的定量描述。结果表明，该解析模型依赖于各级齿隙中两相流含气率，稳态时超低温流体被空化起始齿隙分割成液相流与两相流两部分，其中两相流压力变化趋势与流体饱和压力曲线一致，压降很小；与仿真和实验数据相比，中低转速和压力条件下解析模型预测精度高于85%，空化现象可降低超低温流体质量泄漏率，文中工况下最大降幅达到19.43%。本文研究工作改善了超低温环形动密封缺乏预测模型的现状，可为超低温流体迷宫密封机理揭示、结构设计与性能研究提供理论依据。