为了准确计算复合材料层合梁在静载条件下位移、应力，提出了一种新型的层合梁模型。该模型的初始位移场由整体、局部2部分组成，通过局部位移变量、形函数来描述每一层的位移趋势，并根据层间位移、剪切应力连续条件，剪切应力在层合梁上下表面自由条件，可获得由6个位移变量表示的该模型最终位移场。通过经典案例数值验证表明：该模型能够准确计算静载条件下层合梁的面内位移、应力，特别是可通过本构方程计算出准确的横向剪切应力，而且无需对该剪切应力进行任何处理，方便于工程应用。

空间引力波探测任务对航天器核心区域的环境洁净度提出了极高的要求，为此，提出一种双层序列优化方法（BSOA），解决航天器组件布局设计（SCLD）问题以实现电磁力和自引力噪声的有效抑制。SCLD是一个典型的混合整数规划问题，BSOA方法将其进一步建模为双层优化问题进行求解，上层优化定义为整数非线性规划问题，确定组件的方向和区域；下层优化定义为实数非线性规划问题，优化组件在选定区域内的具体位置。通过引入反馈迭代机制，下层优化的结果能够反作用于上层决策，实现布局方案的渐进优化。在双层序列优化框架内，采用精英遗传算法实现上层问题的全局优化，并结合差分进化算法完成下层问题的局部搜索。针对优化过程中的多种技术挑战，提出混合编码策略以满足进化算法的编码需求，区域划分策略以实现安装位置的离散化处理，以及碰撞检测方法以识别组件几何约束违反情况。实验结果表明，该方法在复杂多约束条件下可高效求解布局设计问题，生成符合科学任务要求的布局方案，并在均值和标准差等性能指标上显著优于传统单阶段优化方法和双阶段优化方法，具有重要的应用潜力和拓展价值，为未来的引力波探测任务奠定了技术基础。

针对火箭基组合循环（RBCC）动力飞行器上升段轨迹快速规划问题，提出了一种基于降阶模型燃耗最优推力近似解和高度-速度剖面解析设计跟踪的燃耗近最优轨迹快速规划方法。首先，基于奇异摄动和能态近似理论对上升段动力学模型进行降阶，给出了燃耗最优模态切换方程和推力近似解。随后，基于飞行机理分析，设计了三段解析形式的高度-速度剖面并给出了过程约束施加方法；考虑轨迹最优性，将燃耗最优模态切换方程作为分段参数求解依据，设计了基于多段轨迹序贯迭代的剖面参数求解策略以满足终端高度、速度约束；最终，设计了基于二分法的剖面参数闭环迭代校正算法以满足终端弹道倾角约束，进而实现燃耗近最优的上升段多约束轨迹快速规划。以空基发射RBCC概念飞行器为例开展上升段轨迹规划仿真，验证了本方法的有效性、快速性以及多任务适用性；且与传统优化方法相比，所提方法能够保持相近的燃料消耗并具备更高的计算效率。

氢燃料飞机在推进系统、燃料储运系统和机体结构等方面相比于传统飞机发生较大改变。首先，建立燃料电池混合动力系统模型，将燃料电池的极化损失与电驱动风扇发动机总体性能相集成；其次，建立了液氢储罐和供氢模型，评估了液氢供给过程中罐内压力和温度的变化规律；然后，进行了飞机三维几何建模和快速气动评估，分析了集成液氢储罐对全机气动特性的影响，得到了全机升阻特性随机身外形的变化规律。综合考虑了燃料储存能量、推进系统功率和储罐结构设计，随着飞机携带能量增加，液氢储罐质量效率最高可达80%。将燃料电池混合动力系统的耗油率与质量均考虑在内，优化氢燃料储罐布置，实现了液氢飞机的燃料储运系统、推进系统、飞机机体结构的多维度匹配，得到液氢飞机的飞发匹配方案。研究表明，仅增加机身长度时，飞机的升阻比变化较小；氢能飞机减少的碳排放量、氢罐的质量效率均与机身长度的加长量呈正相关；当机身长度加长5%时，碳排放量可减少714 kg，减碳比例为1.56%；当机身长度加长20%时，碳排放量可减少45 709 kg，减碳比例为100%，巡航时间超过传统飞机的10.04%。

碳纤维增强树脂基（CFRP）复合材料凭借其优异的轻质高强特性，在航空发动机领域的应用日益受到重视。然而，纤维与树脂基体间的界面问题严重制约了其性能的充分发挥。围绕碳纤维/基体界面力学性能及研究方法、界面损伤机理及模拟方法、界面强化机制及策略3个方面，深入探讨了现有研究进展、存在的不足以及发展趋势。研究表明，通过试验测试、微观结构表征以及解析与仿真技术可有效揭示界面对CFRP复合材料宏观力学性能的影响；界面损伤呈现分层、脱粘、裂纹扩展等多模式特征，其演化过程受力学载荷、热-机械耦合及环境因素的协同作用，通过宏观有限元模拟、微细观力学模型和多尺度模拟等数值方法能够对其进行有效表征；界面改性、纳米增强及新型树脂基体开发等界面强化策略显著提升了界面粘附性能，进而提高了复合材料的力学性能。然而，CFRP复合材料在航空发动机极端服役环境下的应用仍面临以下挑战：现有界面力学性能表征技术存在局限性，多物理场多尺度耦合损伤机理研究不足，界面强化效果的长期稳定性有待提升。解决这些关键问题，将为提升CFRP复合材料在航空发动机等高端装备中的服役可靠性提供重要的理论指导和技术支持。

对复杂形貌叶端的整剖面间隙进行非接触、高精度的测量是保障航空发动机安全高效运行的关键。在利用120 GHz微波传感器进行叶端整剖面间隙测量中，静态回波信号受幅值调制干扰导致传统方法难以有效估计回波信号的不平衡参数，端面动态回波信号反映的间隙信息易出现临界相位突变现象，为叶端整剖面间隙的静动态测量带来极大挑战。为此，首先针对幅值调制下不平衡参数估计问题，提出了比值差分-频谱（RD-S）校正方法，利用I/Q信号的衰减一致性，通过比值差分过程消除静态回波信号中幅值调制项的干扰，随后通过主频和镜频分量实现了不平衡参数估计。其次针对临界相位突变现象，利用棣莫弗定理并结合幅-相信息，克服了临界相位突变的干扰并实现任意半波长内剖面间隙的测量。实验结果表明，在静态测量中所提RD-S校正方法较传统校正方法的解调位移误差平均降低79.2%，平均位移校正误差为1.31 μm，非线性度小于0.06%。进行叶端间隙动态测量时，在300 μm相对间隙变化内的平均测量误差小于2.5 μm，H形叶片凹腔深度的测量平均误差为2.09 μm。

超声速民机因其在长距离、长航时航线运输方面所具有的明显优势，已成为未来民机的重要发展方向。“绿色航空”概念的提出使得节能减排和降噪越来越成为民机的重要优化设计目标之一，自然对其动力装置也提出了相应的要求。传统构型动力无法实现起飞低噪声、超巡高单位推力、低耗油率和低排放指标的兼顾。以带核心机驱动风扇级（CDFS）的双外涵变循环发动机（VCE）构型为研究对象，考虑发动机性能及喷流噪声、NO _x 排放等关键优化设计目标，开展稳态可调几何控制规律设计方法研究。研究表明，提高第1外涵分流比有助于降低NO _x 排放，提高内涵和第2外涵分流比有助于降低喷流噪声。将设计结果应用于第1代超声速客机“协和号”动力装置重优化设计，与基准方案相比，在满足飞机性能需求的前提下，超声速巡航工况耗油率降低了20.19%，起飞工况喷流速度实现了44.47%的降幅，使得起飞噪声指标满足适航要求。

为兼顾旋翼气弹耦合分析的计算精度和效率，发展了一种黏性涡粒子方法（VVPM）/几何精确梁理论（GEBT）紧耦合的气弹分析方法。在气动建模方面，采用VVPM方法和Leishman-Beddoes（L-B）动态失速模型来模拟旋翼的尾迹黏性流动和桨叶的非定常气动特性，能同时考虑弹性变形的影响；在结构方面，基于GEBT方法发展了能考虑旋翼总距突增运动的非线性动力学方程。通过开展悬停状态旋翼定常/非定常气动特性对比分析，验证了耦合方法的高效和高精度特性。以BO105旋翼为研究对象，分析了悬停状态总距突增过程中桨叶的弹性响应特性及其对旋翼气动特性的影响。结果表明：初始总距较大较易引发动态失速现象，导致桨叶低头力矩迅速增大、剖面翼型法向力系数减小，使旋翼的拉力超调现象减弱；在总距突增结束时刻，弹性桨叶相较刚性桨叶出现更大范围的拉力超调区域，从而导致弹性旋翼的拉力超调现象比刚性旋翼更为严重。通过旋翼涡流场分析捕捉到了尾迹的延迟脱落现象，揭示了桨盘平面诱导速度滞后造成的旋翼拉力超调现象。

氢动力飞机具有高质量能量密度和近零排放的优势，成为航空业绿色转型中的重要方向。液氢燃料储供系统作为氢动力飞机的核心系统之一，其关键核心技术突破直接影响到飞机的经济性和实用性。系统综述了氢动力飞机的发展现状，重点探讨了液氢储罐、液氢增压泵、换热器等机载液氢燃料储供系统关键部件的设计与集成挑战，并凝练出机载液氢燃料储供系统发展的6项关键核心技术，包括布局优化技术、系统轻量化技术、液氢储罐高质量储氢比与高效存储技术、供氢动态匹配控制技术、液氢冷能综合调控技术以及安全与风险控制技术。分析结果表明：机载液氢燃料储供系统布局优化是基础，依据不同飞机类型给出适用布局；液氢燃料储供系统的轻量化有助于提升飞机的航程和有效载荷，特别是液氢储罐高质量储氢比与高效存储尤其重要；供氢动态匹配控制和液氢冷能综合调控技术适用于飞机动态工作阶段；通过结合国际标准并采用多重安全设计以降低泄漏与火灾风险，保障氢动力飞机运行安全。以上机载液氢燃料储供系统的关键部件研制、关键核心技术突破与相关标准建立，不仅有效推动氢动力飞机的商业化进程，而且为低空经济及航空业碳中和目标提供了重要支撑。

电阻抗层析成像技术（EIT）作为一种新兴的损伤监测技术，以其非侵入、响应快、设备结构简单等优势而被认为在航空航天结构健康监测领域具有极高的应用潜力。首先对电阻抗成像算法的发展历程进行回顾，总结了国内外近年来EIT在正问题模型、正则化、逆问题求解等方面所取得的代表性成果。接着对EIT针对航空航天领域中常用的树脂基复合材料，陶瓷基复合材料以及其他功能性材料的损伤监测应用情况进行了系统性的归纳，并总结了EIT技术现有的针对三维结构可行的电极阵列排布以及激励方案。最后指出了电阻抗层析成像技术现存的关键问题，并对其未来的发展方向做出展望。

在直升机旋翼主动减振降噪技术中，基于压电纤维复合材料（MFC）的智能扭转旋翼因不需要任何额外的机械部件成为最有前景的方法之一。目前，大部分基于MFC的主动扭转旋翼（ATR）减振降噪技术仍处于理论研究阶段。选用MFC作为驱动器，基于NACA23012翼型的智能扭转旋翼，提出了一种简单双最小均方（LMS）频域自适应高阶谐波控制（HHC）方法，并在3.4 m×2.4 m开口风洞中进行了振动与噪声主动闭环控制试验。该算法相对于传统的频域HHC算法，单谐波控制时计算量降低了5.5~11倍； 在旋翼转速150~210 r/min、风速5~10 m/s、旋翼轴倾角0°和8°的不同工况下，控制器可以降低27.24%~58.55%的振动水平；在旋翼转速210 r/min、风速10 m/s、旋翼轴倾角0°时，控制器可以降低约2.5~3.2 dB的噪声水平。

飞机的坠撞性能是其结构安全性设计和评价的关注焦点，而机身框段与全机结构坠撞响应的关系是一直未厘清的问题之一。首先以典型民机全机和含舱门机身框段为对象，开展垂直坠撞实验研究，对实验结果进行对比分析。然后建立典型民机全机坠撞动力学模型，基于全机坠撞实验数据对模型进行验证。进一步通过模型剪裁方法获得含舱门机身框段、前机身等直段以及后机身等直段坠撞动力学模型，开展实验工况下的仿真分析，并基于仿真计算结果探讨不同机身框段坠撞响应与全机坠撞响应之间的差异性。结果表明：建立的全机坠撞动力学模型具有较高的预测精度，机体动响应和损伤预测结果与实验结果一致性较好，机身框段模型的剪裁方法准确；含舱门机身框段和后机身等直段的地板下部结构变形、地板加速度均小于全机结构，加速度峰值最大偏差达13.6%，破坏模式也相差较大。而前机身等直段的地板下部结构变形大于全机结构，但地板加速度仍小于全机结构，加速度峰值最大偏差达17.2%，揭示了全机与机身框段实验件的边界条件和能量输入差异是造成坠撞响应存在较大区别的本质原因；在飞机适坠性验证和评估中，针对不同的验证目标要采用不同的验证方法和对象，采用全机结构进行适坠性验证最为真实，采用框段结构可对坠撞仿真模型进行验证，可以支撑基于仿真分析的飞机适坠性评估；此外，含舱门机身段和后机身等直段在坠撞过程中受飞机机头和尾部收缩段的影响较大，不宜作为飞机适坠性的验证对象。采用前机身等直段作为飞机适坠性验证对象时，需要对实验件的端框进行加强，尽可能模拟实际的边界刚度条件。

针对飞机空调系统健康状态评价中物理信息、任务过程和环境应力关联弱导致的参数表征不完整、特征提取不完善和健康评价不准确问题，提出一种融合任务剖面与主成分分析-马氏距离（PCA-MD）的智能健康评价与退化预警方法，为航空装备复杂系统的智能健康评价提供一套通用的解决方案。首先，分析空调系统的功能结构与典型故障，构建包含整机级和系统级的健康表征参数体系，捕捉系统间的耦合失效特点；其次，分析飞行任务对空调系统的影响，设计基于任务剖面的健康参数谱，充分表达不同任务阶段健康参数的差异；再次，构建基于欧几里得范数的健康基线模型，综合考虑维修定检与环境变化对健康基线的影响；然后，提出基于PCA-MD的健康评价与退化预警方法，通过引入PCA解决健康指标构建中协方差矩阵不可逆和基于健康参数谱矩阵维度不一致的问题，实现健康指标的高效构建、健康状态的准确评价和性能退化的预警识别；最后，针对1 474个实际A320飞机空调系统的数据样本开展应用验证研究，比较结果验证了所提方法的有效性、实用性与优越性。

为研究组合式飞行器协调机动操纵能力，从连接数量和飞行构型2个角度出发探索了组合式飞行器的机动能力变化问题。首先采用CFD方法建立组合体飞行器气动力数据库，导入采用准坐标形式的拉格朗日多体动力学关系得到翼尖铰接链式组合飞行器动力学模型并在各类代表性构型下求解配平问题。然后提出姿态等效体和三轴等效加速度的定义并说明其描述组合体飞行器操纵性的合理性。最后构建最优化问题，在避免诱发相对运动的约束下计算2/3/4/5机组合体，各自在3类飞行构型（水平构型、上下反构型、手风琴构型）下分别计算纵向、横向、航向三轴最大可达加速度。从本质上，构型变化改变惯量分布矩阵和操纵效能矩阵从而影响操纵性能；体数增加影响飞行器展向尺度和相对运动自由度，在避免诱发相对运动的约束下影响执行机构最大可用操纵量。所得到的操纵性结论能为组合式飞行器飞行构型选择和控制方案设计提供理论依据。

内齿圈的轮缘柔性会显著影响行星传动在轮齿啮合层面和系统功率分流层面上的力学性能，是决定大型航空行星系统服役可靠性水平的关键设计因素之一。为了分析内齿圈的轮缘柔性对行星系统疲劳可靠性的影响方式及程度，在应力-强度干涉理论框架下，基于全概率公式计算原理构建了行星系统可靠性评估模型，并利用集中质量有限元法和轮齿概率寿命转化试验分别为可靠性模型提供载荷和强度输入变量。最终，建立了从轮缘厚度到行星系统可靠性指标的映射关系，准确地确定了在质量约束下可靠性增益效果最优的内齿圈轮缘厚度尺寸，为大型航空行星系统的疲劳可靠性设计提供了技术储备。

针对随机载荷作用下结构疲劳寿命高效预示这一工程问题，构造了量化模态响应对结构总疲劳损伤贡献的疲劳损伤反应谱，推导了结构疲劳寿命与固有频率、应力振型等结构特征间的显式关系，建立并梳理了疲劳反应谱法这一高效求解体系。首先基于随机振动理论，从频域疲劳寿命评估的单矩法与功率谱密度函数分解策略这2个方面，对疲劳反应谱法的建立进行论述，给出了3种疲劳反应谱法的计算格式。其次，从模态响应对结构总疲劳损伤贡献中分离反映结构空间特征的应力振型以及振型参与系数，构造无量纲疲劳损伤反应谱，并提出可行的数据库建立策略。最后，基于疲劳反应谱法在振动疲劳与声疲劳问题中的应用开展算例分析，论证了疲劳反应谱法解决大规模工程问题的能力。结果表明了疲劳反应谱法与雨流计数法、Dirlik法、T-B法等经典方法在精度方面的一致性，并且，由于避免了功率谱密度函数与谱矩等中间变量的计算，疲劳反应谱法能够将随机疲劳评估效率提升2~3个量级不等。

水空跨介质航行器具备在水空2种介质中的运动能力，因此可在海洋领域的监测、救援、资源勘探、环境保护等方面发挥重要作用，具有广泛的应用前景。设计了具有可折叠机臂的回转体结构旋翼航行器——代号为“飞翊”，其拥有水下潜行、水面航行和空中飞行3种工作模式，并能进行多次水空跨越。在总体设计方面，“飞翊”采用回转体设计，以减少其在水中运动阻力和缩小回收储藏空间；采用头部四旋翼和尾部四推进器的动力布局分别实现控制和水下的姿态和运动控制；为了同时保证水中航行效率及空中飞行效率，“飞翊”在水中呈水平姿态航行，在空中呈直立姿态飞行，介质跨越过程采用推进器组合控制进行姿态调整。最后，研制原理样机并进行了水下航行、水面航行、跨介质、空中飞行等多模态验证。试验表明“飞翊”飞行高度为30 m，高度控制精度为±0.1 m，角度控制精度为±0.5°，相较于已有的航行器，在高度与控制精度方面达到了较高的水平。

飞翼布局飞机因具有强隐身、高气动效率等优势，受到了国内外的广泛关注。但由于其机身转动惯量小、机翼低阶弯曲模态频率低等因素，因此极易在飞行包线范围内发生刚-弹耦合颤振、气动弹性振动等复杂气动弹性问题。针对柔性飞翼布局飞机的气动弹性振动抑制问题，提出了一种基于试验频响函数估计和鲁棒控制理论的主动气动弹性控制方法，旨通过主动控制降低飞机结构的气动弹性振动并使飞机对外部未知扰动具有较强的鲁棒性。首先，通过开环扫频试验，结合气动伺服弹性动力学建模理论，对试验频响函数进行估计，获取了与试验条件更加贴合的受控系统传递函数。随后，采用鲁棒控制理论设计了气动弹性响应控制器，通过优化其加权参数，使闭环系统的H_{\mathrm{\infty }}范数最小化，以提高系统的鲁棒性和稳定性。其次，为了验证控制方法的有效性，开展了风洞试验验证。风洞试验结果表明，在开启鲁棒控制器的情况下，气动弹性响应控制器在一定风速范围内均可显著降低飞机翼尖加速度响应的均方根值，最高降幅可达35%，进而验证了鲁棒气动弹性控制器的有效性和鲁棒性。

针对航空发动机剩余使用寿命（RUL）在线准确预测问题，提出一种基于多源传感器时序特征增强的航空发动机RUL预测方法。首先，集成自注意力机制与双向长短期记忆网络建立RUL预测网络框架，用于捕捉航空发动机多源传感器信号的长时序依赖关系及多源传感器时变性能之间的耦合关系，提取影响RUL的时序特征；在此基础上，引入残差模块解决预测网络在训练过程中潜在的梯度消失问题，提升模型训练的稳定性，同时结合多头自注意力机制从特征中提取和增强关键特征，实现RUL在线预测精度和稳定性的双重提升。最后，利用NASA的C-MAPSS航空发动机数据集进行对比实验，结果表明，所提出的方法可充分利用传感器时序信息，在大范围时空尺度上实现精确的航空发动机剩余寿命预测和退化趋势预测，RUL预测的均方根误差（RMSE）相较于其他深度学习模型平均下降了21.74%，决定系数（R²）平均提升了15.81%，可为航空发动机健康管理系统的发展应用以及航空发动机预测性维护提供有效的技术支撑。

发动机性能退化往往引起性能参数发生改变，进而导致完成相同飞行任务时载荷谱发生变化，对发动机结构寿命预测造成影响。目前，整机寿命试车载荷谱编制过程中尚未考虑性能退化因素影响，导致寿命试车结果与外场存在较大误差。针对这一问题，构建了综合整机性能退化与动态性能修正的涡扇发动机模型，重点研究了考虑磨损、蠕变的叶尖间隙预测方法对发动机性能的动态修正，提出了一种考虑性能退化的涡扇发动机载荷谱修正方法。同时对典型飞行任务剖面下的载荷谱进行了计算，结果表明：发动机在运行3 000循环后，动态性能修正模型的高压涡轮进口温度较传统模型升高0.69%；修正后的载荷谱与原谱相比，其最大状态的高压轴转速降低4.90%、高压涡轮进口温度上升2.95%，最大状态持续时间增加21.05%，实现了考虑性能退化的载荷谱修正目标。