针对航空拖曳式探测线圈阵列系统的非线性动力学与姿态稳定控制问题，提出了一套高保真动力学建模与“稳态设计-动力学”综合分析方法。该方法首先采用集中质量法离散缆绳系统，结合六自由度刚体理论描述探测线圈，构建了完整的刚柔耦合动力学模型；进一步基于静力学平衡理论设计了系统的稳态飞行构型，经实地飞行试验验证后，结合位移法与逐级分析思路反算出各缆绳原长，从而解决了复杂模型设计与仿真初始条件难以精确给定的问题。通过对3种典型强扰动工况进行仿真，结果表明：速度增量不变的前提下采用加速度峰值更低、作用时间更分散的加速策略能更有效地抑制系统姿态扰动与张力冲击；后置气动薄膜可增强系统动态机动稳定性，但受薄膜自重与环境气流扰动耦合影响，面临静态偏移与结构载荷增大的制约；系统的横向扰动剧烈程度主要由正侧风分量主导；转弯等复杂机动中塔式结构几何构型赋予系统自稳性，但高速机动仍会显著增加横向外摆幅度与结构载荷。

针对操纵状态下起落架摆振频发的工程问题，开展了高置信度模型与参数耦合影响规律研究。基于时滞轮胎动力学模型，构建了考虑轮胎侧向变形模式动态变化的起落架-轮胎耦合摆振动力学方程。通过Hopf分岔分析方法，计算起落架系统全局动力学特性的多维度投影，定量揭示了不同滑跑速度下起落架侧向弯曲刚度、扭转刚度等关键参数耦合效应对系统稳定性的影响规律与作用机制。计算结果与传统轮胎模型对比表明，二者既存在一致性，又凸显了传统轮胎模型在捕捉参数耦合作用方面的局限性。采用增强的贝叶斯优化方法优化起落架系统分岔特性，显著提升了系统稳定性。基于参数优化结果，结合Sobol全局灵敏度分析，量化揭示了多维参数对系统稳定性的影响对比，其结果与霍普分岔分析相互补充与验证。研究发现：当起落架扭转模态频率与侧向弯曲模态频率接近时，系统会产生显著的模态耦合效应，形成双稳态摆振边界，导致系统稳定性显著降低；低速滑跑时，侧向刚度不足易诱发摆振，而高速滑跑时，较高的起落架侧向弯曲刚度需要匹配更大的阻尼去抑制摆振；提升扭转刚度、降低轮胎侧向刚度在全速度域内均表现出显著的摆振抑制效果，可作为关键控制参数进行针对性设计与优化。

针对金属搭接结构隐藏裂纹难检、传统风险评估高度依赖离线无损检测的问题，基于数字孪生框架提出了一种诊断-预测一体的动态风险评估方法。该方法以实测应变驱动物理-数据融合的裂纹扩展模型，并建立动态贝叶斯网络实现虚实闭环；通过CUSUM检测裂纹存在、KNN定位裂纹位置、MOGPR识别裂纹尺寸，结合DBN实时更新裂纹扩展参数C和m。在此基础上，采用蒙特卡洛仿真计算SFPOF。试验结果表明：CUSUM-SFPOF联合判据能及时实现裂纹预警，降低对高精度EIFS的依赖；随着监测数据累积，参数C和m标准差逐渐降低，寿命预测不确定性降低。该方法可实现金属搭接结构持续在线风险量化评估，为结构视情维护提供可靠支撑。

变体飞行器作为下一代航空器的革命性范式，其动态气动外形重构能力可突破传统固定机翼飞行器的气动效率与任务适应性瓶颈。针对现有力学超材料机翼存在的变形自由度受限、难以实现分布式连续变形等问题，提出一种基于力学超材料的多模式变构机翼设计方案。首先，通过构建梯度力学性能的胞元体系，结合刚性承载单元与柔性变形单元的差异化设计，实现结构轻量化与大变形协同调控；其次，进一步开发主动驱动胞元与过渡变形胞元，建立面向气动轮廓的参数化空间排布策略，形成具备多模态协同变形能力的全点阵机翼架构；最后，基于有限元仿真与物理试验，验证了该机翼翼面整体扭转变形及局部厚度调节能力。研究表明，所提出的梯度超材料机翼可实现展向+12°/-9°连续扭转变形与弦向8%的厚度调节。研究成果为突破飞行器跨域气动性能优化与多任务自适应调控提供了新途径，对智能变形飞行器的发展具有重要工程价值。

针对直升机尾传动系统高精度故障数据难获取和传统迁移学习对未知故障的知识泛化不足问题，提出了用于直升机尾传动系统的自适应权重多级融合图域泛化（AMFGDG）故障诊断框架。首先，结合集中质量法与有限元法，生成直升机尾传动系统不同健康状态下的多节点振动数据，并用实验验证了该方法的有效性。基于所生成数据方法构建多源域的带有限元节点的图样本，同时以不同传感器的测试数据作为目标域的图样本。然后，采用自注意力机制完成图网络边权重自适应更新，实现节点间影响强度精准表征。引入混合专家门控策略完成跨图层级的信息融合，缓解多层图网络堆叠导致的过平滑现象。最后，结合分类损失、深度聚类损失及局部分布对齐损失实现诊断模型更新，完成故障诊断分类。基于直升机尾传动实验台私有数据集和西储大学轴承公开数据集的诊断结果对比和消融实验，验证了提出方法具有低数据依赖性和高泛化能力，诊断精度高达95.4%。

变刚度（VS）复合材料的刚度和强度性能具有较强的可定制性，因此在航空航天结构中具有较大的应用潜力。VS薄壁结构在热环境下的失稳问题不可忽视，研究了在不同温度环境下直线铺层及可制造的最优曲线铺层层合板和圆柱壳结构的热屈曲性能及其缺陷敏感度。首先，利用变保真度Kriging代理模型优化算法求解得到考虑最小曲率半径的最优铺层角度。其次，通过热环境下的静力分析及考虑初始缺陷的非线性屈曲分析研究了VS层合板和圆柱壳的热屈曲问题，同时对直线铺层和曲线铺层层合板与VS圆柱壳的缺陷敏感度进行了比较。结果表明，优化后的VS结构的线性屈曲载荷均大于直线铺层层合板。热应力会导致VS层合板的失稳总载荷下降，而对常规直线铺层层合板的影响较小；对于VS圆柱壳结构，在热应力作用下，其屈曲总载荷有一定提升；温度对层合板的缺陷敏感度影响较小，但会使圆柱壳结构的抗压缺陷敏感度增加。

针对民用飞机失效样本不足和运行可靠性建模困难问题，结合系统失效机理与条件生成对抗网络提出了基于机理增强条件生成对抗（ME-CGAN）的民机运行可靠性评估方法。在ME-CGAN方法中，采用条件生成对抗网络（CGAN）生成运行数据失效样本；通过系统失效机理分析建立故障逻辑图，将故障关联至快速存取记录器（QAR）的监测参数，并采用多层感知机（MLP）建立运行数据的逻辑检验模型；将逻辑检验模型置于CGAN判别器后方，利用故障逻辑对网络生成样本开展异常检验验证，同时检验模型也为网络超参数优化提供了新的反向传播机制。ME-CGAN方法通过起落架手柄不在指定位置和1号电动泵失效2个案例说明了其工程适用性；并通过多种数学方法对比说明了ME-CGAN方法的建模与仿真性能。结果表明，ME-CGAN方法具有较优的失效样本生成效率，能有效提高民用飞机的运行可靠性建模和分析精度。

相场方法通过序参量的演化可以自动捕捉裂纹萌生、扩展、分叉汇合等行为，在模拟结构的疲劳断裂行为时具有明显的优势。然而，由于相场问题的高度非线性、疲劳计算的高昂时间成本，使得热力耦合相场疲劳分析的计算面临挑战。提出了一种基于流形自适应有限元的加速算法，基于热力学原理推导了热力耦合疲劳相场模型，并结合恒定载荷累计法研究了热力耦合疲劳载荷作用下狗骨棒试件、中心含孔板、含球形缺陷微观结构的行为。结果表明：所提出的流形自适应热力耦合疲劳相场模型能在网格细化过程中精确保持曲面几何形状，并将热力耦合疲劳问题的计算速度提升约90倍；仿真计算拟合出的应力-寿命曲线与试验数据进行对比，寿命预测误差在2倍分散带以内；热力耦合疲劳载荷的相位差对疲劳寿命影响显著，寿命随相位差减小而降低。

针对带后缘襟翼智能旋翼系统的振动抑制问题进行计算分析。首先基于Hamilton原理采用几何精确梁模型建立系统气弹耦合模型，并在算例验证的基础上分析后缘襟翼单一和组合频率偏转参数对旋翼桨毂振动分量的影响，同时探究了旋翼桨叶刚度特性对后缘襟翼减振效果的影响。计算分析表明：襟翼以3/rev、4/rev、5/rev、6/rev单倍频偏转时，可对特定桨毂4/rev载荷减振60%以上，但难以对多个桨毂4/rev力和力矩分量同时抑制；襟翼以组合倍频偏转时桨毂振动分量随控制初相位变化呈现出对应单倍频成分的共同影响；改变偏转幅值时，最佳和最差减振点对应的襟翼控制初相位不会显著改变；襟翼偏转时弹性桨叶的弯-扭耦合对襟翼作动效果起主导作用，但同时也增加了系统非线性。

为研究长桁-蒙皮界面初始脱粘缺陷对复合材料加筋板压缩力学性能的影响，开展了试验和仿真分析研究。首先，通过数字图像相关技术（DIC）和电阻应变计测试了加筋板的屈曲及后屈曲行为，结果表明：初始脱粘缺陷对结构屈曲载荷影响较小，但会使得加筋板压缩过程中发生屈曲模态转换，初始脱粘区域附近界面提前破坏，导致结构承载能力显著降低（降幅达18.6%）。随后，采用考虑面外压缩应力抑制剪切失效的界面失效准则提出了一种基于组合本构的界面模拟新方法：采用Cohesive单元同时模拟完好界面（双线性损伤本构模型）和初始脱粘界面（接触本构模型）。在此基础上建立了复合材料加筋板渐进损伤有限元模型，分析了结构的后屈曲失效过程。数值模拟结果与试验数据高度吻合：屈曲载荷预测误差小于4%，破坏载荷误差小于7%，且准确再现了屈曲模态转换和失效演化过程。最后，通过参数化分析探讨了脱粘缺陷尺寸和位置对加筋板压缩屈曲与后屈曲性能的影响规律。研究成果可为复合材料加筋结构的损伤容限设计提供参考。

复合材料螺栓连接强度预测中，深度学习黑箱模型虽然能够快速准确地学习映射关系，但缺乏内在物理解释，难以理解模型的内部决策逻辑机制，可信度与普适性差。在融合复合材料物理规律约束与非线性辨识约束的基础上，提出一种多约束辨识的物理信息神经网络（MCI-PINN）。首先，物理规律的约束下使用复合材料螺栓连接挤压强度工程估算公式；其次，以线性、多项式、幂函数、指数、对数等作为基础函数形式，建立材料参数、力学参数、结构参数等与挤压强度的非线性关系，辨识出具有最优精度的映射关系作为非线性辨识约束；然后，将物理规律约束与非线性辨识约束以损失函数的形式嵌入神经网络中指导模型训练。在案例验证中开展X850材料两种铺层的单钉连接挤压强度预测，分析结果表明，两种铺层挤压强度的平均相对误差MRE分别为1.24%、1.27%。MCI-PINN在离散程度预测、可解释性、泛化能力等方面，与ANN、PINN相比表现出优异性。

功能梯度开孔板是工程中常见的承力结构，研究其动力行为具有重要意义。针对规则形状开孔板，通过辛叠加方法结合子域分解技术已能系统解析求解，但是当研究对象扩展至应用更加广泛的任意四边形开孔板时，解析求解因边界更加复杂而面临巨大挑战。尽管可以通过近似/数值方法进行求解，但存在计算耗时长、网格依赖性强等问题，导致结果精度不足。建立结合辛叠加方法与迁移学习技术的求解框架，利用可解析求解的功能梯度矩形开孔板自振频率进行知识迁移，从而高效高精度求解功能梯度任意四边形开孔板自由振动问题。首先，基于多层感知机神经网络对大样本解析解数据集进行预训练，提取不同几何形状间几何参数的复杂映射关系；其次，基于小样本有限元仿真数据对预训练模型进行迁移，将矩形开孔板自振频率数据集中的知识有效迁移至任意四边形开孔板自由振动问题；最后，利用均方误差和决定系数等指标，对所提求解框架用于功能梯度任意四边形开孔板自振频率预测的准确性及适用性进行验证。利用迁移学习技术，基于小样本数据与已有解析解，高效高精度求解了功能梯度任意四边形开孔板的自由振动问题，并且通过调整模型参数可适用于不同工况，为复杂形状板的力学分析提供了新思路。

飞行器在服役时面临着复杂的动载荷环境，其测量成本较高且难以通过直接测量的方式获取。基于动响应信息来识别动载荷已成为获取结构输入的可行方案。从“认知、测量、识别”3方面系统性对飞行器动载荷识别问题进行整理。首先，分析了飞行器机翼、尾翼、舵面、机身、起落架典型位置处的载荷特征，为后续的响应测量技术选取和动载荷识别方法确定提供必要的先验信息。其次，总结了飞行器结构响应的主要测量技术、应用场景及其优缺点。然后，回顾了飞行器动载荷识别方法的研究进展。最后，探讨了飞行器结构动载荷特征、测量及识别领域面临的主要挑战及未来发展趋势。

针对飞机炮振环境筛选试验中通用谱与实测数据偏差显著的问题，通过实测飞机设备舱炮振响应，发现其采用随机振动形式无法表征真实冲击脉冲特性，且幅值偏差达5倍以上，导致能量匹配失准与结构累积损伤评估失效。基于炮振实测数据构建冲击响应谱（SRS），并在实测受限时结合扩展工况传递路径分析（OPAX）方法进行响应预计，通过有限元仿真与实验室试验验证，结果表明：SRS合成波形与实测数据在脉冲形态、幅值趋势上高度一致（能量误差<15%），且其应变响应可有效包络实测波动范围。研究表明，SRS通过多脉冲能量统计与结构动力学耦合，精准复现了真实炮振环境的动态特性，结合OPAX方法对炮振高影响区响应的预计能力，推进了国内炮振响应预计、谱编制的工程化应用发展，为飞机结构与机载设备提供了科学、标准化的炮振试验方法，显著提升了装备环境适应性试验的精准性和工程实用性。

针对空间发射装置管口冲击力强、管口振动大的问题，提出一种管口吸能结构，旨在降低发射体在管口产生的冲击力，并且减小管口振动，从而进一步提升发射精度。以内弹道模型为加载条件建立变化载荷下的发射动力学模型，仿真与试验中吸能环变形后状态均为花瓣形向内变形，且变形量误差为14.23%，后坐力峰值误差为0.30%，前冲力峰值误差为10.72%，速度误差为4.14%，加速度峰值误差为4.88%，验证了模型的准确性。在此基础上分析了关键结构参数对前冲力和俯仰位移的影响规律，结果表明，吸能环倾角为35°时吸能效果最优，此时前冲力峰值相比于优化之前降低了9.22%，发射管俯仰位移幅值最小为3.45 mm，降低了1.71%；吸能活塞与吸能环碰撞接触曲面半径为7.5 mm时，前冲力峰值较半径5.5 mm减少6.83%，且改变半径影响较小。研究结果为空间碎片高效清除载荷设计提供了理论支撑与工程实践参考。

过冷大液滴碰撞结冰的物理过程复杂，涉及液滴冲击动力学与凝固过程的耦合，其中温度、应力对冰形核、生长的影响引起了广泛的关注。采用分子动力学模拟方法，针对不同温度下过冷水结冰问题，建立了均匀形核、非均匀形核模型，研究了自然结冰、冰核结冰过程。分析了结冰比例达到70%后的径向分布函数特征，初步确定当研究对象的径向分布函数与立方冰一致，且在2.7×10^-10、4.4×10^-10 m 2个峰值处偏差分别小于10%、20%时可判断为结冰现象；计算了不同温度下非均匀形核模型的冰核临界数，在低于250 K温度下与经典形核理论给出的立方冰核临界数吻合；引入了载荷应力研究其对结冰过程的影响。结果表明，在剪切载荷、三向挤压载荷作用下，促进冰的形核、冰核生长的应变率不同，剪应变率为10⁷~10⁸ s^-1，三向压缩应变率为10⁵~10⁶ s^-1。冰的形核过程主要是由于成核势垒增大引起的阻碍效应与自扩散率增大引起的促进效应之间的竞争，冰核生长过程主要归因于自扩散率增大引起的促进效应。

针对航空器货舱下部碳纤维增强复合材料（CFRP）薄壁C柱在准静态轴压下的力-位移响应预测问题，提出了一种融合鲸鱼优化算法（WOA）、反向传播（BP）神经网络和长短期记忆（LSTM）自编码器的智能预测模型（WOA-BP-LSTM自编码器模型）。通过CFRP薄壁C柱准静态轴压试验验证了有限元模型可靠性，其轴压响应评价指标误差均小于10%，基于该模型构建了包含700组变截面几何参数的力-位移响应数据集。采用LSTM自编码器实现力-位移响应特征降维与重建，随后采用BP神经网络对力-位移响应进行预测，并采用WOA进行神经网络参数优化。结果表明，LSTM自编码器实现了力-位移响应的高精度重建，测试集初始峰值压溃力和能量吸收的重建误差均小于3%，80%样本误差小于1%；优化后预测模型的力-位移响应预测精度显著提升，测试集平均绝对误差（MAE）降低17.55%，均方误差（MSE）降低31.77%，均方根误差（RMSE）降低17.47%，初始峰值压溃力和能量吸收的预测误差均小于8%，80%样本误差小于5%。该智能预测模型实现了变截面CFRP薄壁C柱轴压响应的快速精准预测并降低了计算成本，为其轴压响应研究提供了一种高效的参数-性能映射工具。

板壳结构作为航空航天、船舶、建筑等工程领域的关键承载组件，其屈曲稳定性直接决定整体结构的安全性与可靠性。然而，材料属性离散性等因素显著影响屈曲临界载荷的分布特性，传统确定性分析方法难以准确量化此类随机影响。为此，提出一种径向基函数（RBF）增强的直接概率积分法（DPIM），用于高效求解板壳结构在多重随机变量作用下的屈曲临界载荷概率特性，为随机屈曲不确定性量化评估提供理论依据。通过RBF构建屈曲临界载荷与随机变量之间的高精度显式代理模型，有效减少原始直接概率积分法中实施耗时的屈曲有限元分析的计算代价。数值算例中将径向基函数增强的直接概率积分法与原始直接概率积分法、蒙特卡洛模拟方法进行对比，结果表明提出的方法在保持精度损失可控的同时，能显著提升计算效率。

一子级可重复使用火箭上升和返回轨迹联合优化涉及多阶段非线性轨迹优化，直接求解难度大。为提高上升和返回轨迹联合优化的可靠性和最优性，提出一种由内层轨迹优化和外层任务参数优化组成的双层优化框架，结合轨迹优化方法易于处理约束和基于代理模型的优化方法能求解黑箱函数最小值的优势，显著降低轨迹优化的非线性和任务参数优化问题的复杂度。内层轨迹优化中，上升段采用已有基于凸优化的轨迹优化方法，而一子级返回段因包含动力减速、大气再入、动力着陆3个过程，轨迹优化难度大。为确保内层轨迹优化可靠高效，设计了能够保证收敛的返回段轨迹优化算法。该算法通过分析最优控制剖面的特征并将其参数化，设计解析的参数迭代方程，仅求解2个参数即可得到最优轨迹，理论保证轨迹优化的可靠性。外层任务参数优化中，采用基于代理模型的优化方法求解最优任务参数（包括各阶段交接班参数和火箭各部分质量），得到最大化有效载荷质量的最优飞行方案。仿真结果表明，相比于现有方法，所提出的双层优化框架将有效载荷质量提升约25%；一子级返回段轨迹优化算法计算耗时<50 ms，算法可靠高效。

针对具有非规则几何形状的薄板结构，提出了一种无网格变分微分求积方法（VDQ），通过融合微分再生核（DRK）插值与径向基函数近似，构建了适用于非结构化节点的微分算子；同时基于Voronoi图理论获得了自适应积分算子，实现了非规则计算域的精确数值积分。通过对方形板、圆角缺损板、方角缺损板、含圆洞板及含方洞板等典型边界形状的单层板与功能梯度板（FGM）开展热致振动特性研究，验证了该方法的有效性。数值结果表明：与传统网格方法相比，无网格VDQ方法减少了节点数量且仍能保持工程精度要求；热致振动分析中，2类薄板的最大挠度均呈现显著递减趋势：方形板>圆角缺损板>方角缺损板>圆洞板>方洞板，揭示了非规则几何形状边界对薄板结构热振动响应的影响规律。本研究为航空航天、精密机械等领域的复杂薄板结构热振动分析提供了高效可靠的数值工具。