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。

内埋式舱门机构作为战斗机的主要部件，对战斗机舱门的隐身性能起到了很大影响。针对先进战斗机带有预变形舱门的内埋式弹舱机构在运动阶段可能产生的阶差问题，在建立了内埋式舱门刚柔耦合模型的基础上，对内埋式舱门机构受到的接触力和气动载荷进行分析。在此基础上，为了解决舱门机构精度可靠性分析问题，提出了一种混合不确定下基于符号误判概率的时变可靠性分析方法，进一步提升了舱门机构的可靠性分析效率。首先，推导了符号误判概率的公式，然后建立了一种符号误判概率函数作为学习函数，用于同时更新随机样本、区间样本以及时间节点，通过一个数值算例验证了该方法的准确性和高效性。最后采用该方法计算了内埋式舱门机构在整个运动过程中的时变失效概率的上下界，为舱门机构的安全裕度评估和可靠性设计优化提供了定量依据。

在自适应训练功能函数代理模型的基础上，元模型重要抽样方法可以逼近求解失效概率的最优重要抽样密度，因此其可以高效解决可靠性分析问题。然而，在面对极小失效概率时，元模型重要抽样密度中包含的归一化因子求解十分耗时。为此，提出极小失效概率估计的元模型二次重要抽样方法，设计分层加权聚类策略来二次构造归一化因子估计的重要抽样密度，并通过算例对所提方法的有效性进行验证。结果表明：在精度一致的条件下，所提方法的效率不低于已有的元模型重要抽样方法，且对于极小失效概率估计问题，所提方法的效率远高于已有的元模型重要抽样方法。

针对湍流边界层作用下正交各向异性圆柱壳的随机振动问题，提出基于辛空间波的随机振动分析方法。首先，根据湍流边界层半经验模型，将湍流边界层作用下正交各向异性圆柱壳的随机振动响应转化为简谐位移求解；其次，基于Kirchhoff-Love薄壳理论，并结合Legendre变换，将Lagrange体系下轴压正交各向异性圆柱壳的弹性力学三大方程导入到Hamilton体系，形成统一的控制方程；然后利用辛空间内的波传播分析求解正交各向异性圆柱壳的简谐位移；最后，利用线性微分方程解的叠加原理将状态向量和激励力展开，得到解的周向叠加形式，再结合辛正交关系和一阶线性微分方程的求解方式，求解得到简谐位移。相比于模态叠加法，本方法能够解析地处理任意边界条件，且具有较高的收敛速度和计算精度。通过数值算例验证了本方法的收敛性和有效性，并分析了轴压变化对正交各向异性圆柱壳随机振动响应的影响。

通过缩比模型试验预测大型结构在冲击载荷下的响应，具有低成本、高效率、可实现性高的优点，随着轻质、高强度复合材料的广泛应用，冲击相似理论和缩放方法的研究变得越来越重要。对于弹性冲击响应下的层合板相似缩放问题，传统相似律因几何缩放比例和层合板铺层匹配的严格限制而难以实现。基于定向量纲冲击相似律体系与弹性层合板本构方程，推导了弹性层合板的冲击相似律，得到了定向量纲描述的层合板刚度系数的相似比例关系，提出了一种通过调整缩比模型的铺层角度满足刚度协调、再通过调整冲击速度满足弹性层合板冲击响应相似的修正方法，突破了传统方法中的缩放限制，并能够处理材料畸变与宽度畸变问题。数值算例结果显示，提出的弹性层合板冲击相似的缩放方法，在厚度畸变、厚度-材料畸变、厚度-材料-宽度畸变的情况下，均能够有效预测原型结构的冲击动态响应。

先进航空发动机中，往往采用带中介轴承的双转子支承方案以减少承力框架数目、降低整机重量。但是，中介轴承-支承结构系统具有典型非连续特征，工作时会受到双转子复杂运动状态影响，导致中介轴承-支承结构系统工作载荷环境恶劣多变，极易引发结构损伤。以中介轴承-支承结构系统为研究对象，分析了转子运动状态变化对轴承-支承结构系统载荷环境的影响，提出了面向结构完整性的轴承-支承结构设计要求。研究表明，不同转子运动状态下，轴承构件运动交互影响，使结构系统受到冲击激励、转子倍频激励、双转子转速组合频率激励、转子-保持架转速调制频率激励等复杂载荷激励作用，使支承结构约束特性偏离设计值直至发生失效，因此需要在结构设计中考虑不同转子运动状态影响，基于此对结构力学特性进行校核和优化设计。

起落架落震试验是关键的起落架动力学试验，但当前普遍仅关注轮胎接地点载荷的研究，对轮轴点载荷的关注非常少，两者之间的差异未得到详细的研究。轮轴点载荷作为直接向上传递给机体的载荷，对于起落架着陆载荷的验证以及飞机机体载荷设计而言都具有更大的价值，有必要开展考虑轮轴载荷测量的落震试验研究。为此，基于某大型民用飞机油气式双轮起落架的研制需求：首先，结合落震试验原理对起落架着陆载荷的特性进行研究，提出了在铰点布置三向力传感器进行轮轴点载荷等效测量的方法；其次，开展了垂向和水平加载的前置试验，对轮轴点载荷的测量效果进行了初步验证；最后，进行了不同转速工况的正式落震试验，并从轮轴点与接地点载荷差异的角度，对具体的动态载荷数据和其他动力学特性进行了详细的分析。可以为后续起落架系统设计与试验技术的提升提供参考。

应用光纤布拉格光栅（FBG）传感器表征旋翼桨叶结构载荷，设计FBG传感网络及其机载测试系统用于旋翼桨叶结构载荷飞行实测。在试飞工程中，基于FBG响应信息差分算法，提出获取载荷模型系数矩阵的单项加载校准试验方法，以及桨叶剖面实际安装角的确定方法。试验数据分析表明，载荷模型误差优于5%的飞行实测工程要求。将FBG传感飞行实测结果与应变计测量结果对比，表明旋翼桨叶结构载荷FBG传感同步动态飞行实测技术的可行性，为开展基于FBG传感的直升机强度试飞积累经验。

提出了一种基于深度学习的复合材料结构性能参数反演方法。传统的复合材料性能测试方法通常需要大量的实验资源，而本研究将有限元仿真与神经网络模型相结合，实现了复合材料层合板参数的高效准确识别。研究探索了2种深度学习模型在参数反演中的性能，并分析了模型超参数、特征类型、数量对反演精度的影响。结果表明，所提方法能够准确识别复合材料的弹性模量、泊松比、强度等参数，误差均小于10%，验证了基于深度学习的复合材料参数反演方法的有效性。此外，分析了数据集构成、铺层信息对参数反演精度的影响，为进一步优化复合材料结构设计提供了理论依据。

针对发动机复杂叶片开展碰摩仿真方法和动力学特性研究，考虑叶片局部接触与转子涡动影响，通过空间运动关系建立三维碰摩载荷与叶片惯性载荷模型；将上述载荷模型与降维后的叶片有限元模型进行组集，获得碰摩动力学方程；结合数值求解技术最终建立了发动机复杂叶片碰摩仿真方法。应用所提仿真方法开展某发动机压气机叶片碰摩分析，结果表明：叶尖碰摩可激发2种碰摩状态，其与碰摩位置有关，叶尖前缘碰摩时容易激发叶片间歇碰摩，此时叶片与机匣重复性的接触-分离，叶片呈现8 000 Hz的高频高幅模态振动；而叶尖尾缘碰摩则容易激发全周碰摩，此时叶片发生静变形。转子的非同步涡动则显著增加叶片碰摩行为的非线性程度，叶片振动频率将存在与涡动频率f_e、f_n相关的复杂组合频率。降低碰摩刚度、摩擦系数，能够有效抑制叶尖碰摩下叶片整体振动。本研究可为航空发动机叶片动力学分析与间隙设计提供必要的理论方法支撑。

高超声速飞行器热结构面临着复杂的服役环境，在其结构设计过程中，采用考虑多场耦合的多学科精细化优化设计方法可以确保飞行器结构在各种复杂工况下具有卓越的性能和可靠性。针对传统多学科优化算法和传统可靠性优化算法效率低下、收敛困难的问题，提出了一种考虑非概率情况的飞行器结构多学科可靠性优化双层序贯高效算法，通过将多学科优化分解为一个主优化问题以及多个子优化问题，实现多学科优化约束间解耦，从而降低了多学科耦合分析在设计优化过程中产生的巨大计算成本，提高了优化效率。接着，对多学科优化最优设计点进行可靠性优化，采用双层嵌套的方式，将确定性优化与可靠性分析解耦，实现大幅提高可靠性优化效率。双层序贯算法将多学科优化扩展到了飞行器结构的可靠性优化问题，不仅实现了加速优化过程，还增强了设计的实用性和效果。最后以高超声速翼面结构优化为例，验证了针对高超声速飞行器结构多学科可靠性优化所提方法的正确性以及优化效率提升。

陶瓷基复合材料（CMC）以其耐高温、低密度、高比刚度、高比强度的特点，已成为航空航天领域重要的结构材料，并逐步应用于航空航天热结构部件，而CMC与金属零部件的连接结构设计与性能考核是CMC实现广泛应用的关键。为研究CMC-金属柔性支承结构的高温回弹性能，根据支承结构的典型特征设计了CMC-金属柔性支承结构试验模拟件，对其在高温条件下开展压缩疲劳试验，并采用数字图像相关（DIC）方法对支承结构的疲劳变形行为和金属支承弹片的回弹性能进行原位在线观测和量化分析。结果表明：内支承与外支承金属弹片的回弹率受结构循环硬化和非弹性变形累积的影响，循环硬化提高弹性变形比例进而提高回弹率，而非弹性变形的变速累积使弹片回弹率不断下降。疲劳载荷水平越高，支承结构变形幅度越大，非弹性变形在弹片高变形区域的累积越显著，支承结构从而表现出越低的回弹率。高温疲劳结束后，外支承结构弹片回弹率在35%以下，内支承结构弹片回弹率在40%~60%。

载人飞船返回舱安全着陆技术是载人航天的关键技术之一。传统缓冲座椅系统能有效缓冲航天员胸背向的冲击载荷，但对水平方向冲击的缓冲能力较弱。为保障新一代载人飞船返回舱在故障着陆工况下航天员的生命安全，提出了一种新型并联式缓冲承载一体化系统，通过设计新型轻质变截面空心点阵作为能量吸收材料，使缓冲承载一体化系统具有多向缓冲和承载能力，省去了活塞及运动副等支撑机构，大大提升了系统重量利用效率。首先对点阵胞元及缓冲单元进行优化设计，通过准静态压缩试验及落锤冲击试验对其缓冲性能进行分析。其次，通过仿真分析方法讨论了不同斜冲击角度下空心点阵单元的变形模式，最后基于LS-DYNA有限元分析软件建立了飞船返回舱故障着陆工况下的有限元模型，分析了不同水平及竖直方向冲击的故障着陆工况下航天员过载曲线，初步验证了新一代载人飞船返回舱着陆缓冲设计方案的可行性。

叶端定时（BTT）方法能够以非接触测振的方式实现旋转叶片裂纹在线实时监测，欠采样叶端定时信号的重构是其核心问题之一。将聚类收缩正交匹配追踪（CS-OMP）算法引入叶端定时欠采样振动重构，建立了一种基于CS-OMP算法的航空发动机压气机叶片欠采样振动重构方法，以提高叶片振动信号重构的精度及实时性，并通过监测压气机旋转叶片一阶动频变化实现叶片裂纹识别。采用仿真分析验证了该方法能够准确辨识叶片单模态和多模态振动参数，进一步采用某型航空发动机压气机缩比试验件开展叶片裂纹识别实验，结果表明该方法对叶片振动的重构效果优于传统正交匹配追踪（OMP）算法，能够实现叶片裂纹的准确识别。