耐高温防热结构性能评估与设计是保障高速飞行器热安全的重要前提，精确预测真实飞行条件下防热结构非稳态热响应特性至关重要。以典型陶瓷基复合防热结构（CMC）为研究对象，分别基于有限体积法（FVM）和有限差分法（FDM）开展了飞行器前缘外流场计算以及对流辐射耦合条件下CMC材料代表单元体（REV）模型与等效模型热响应过程模拟，对比分析了瞬时气动热载荷条件下CMC材料非稳态热响应特性。研究表明：REV模型的热响应在流热耦合条件下反映出更为复杂的时空分布特性，在给定的高速飞行条件下，气动热载荷条件为150.34 kW/m²，相较于等效模型，其壁面最大温差可达21.78 K，且热流差极值延后温差极值2.39 s出现；结构内部温度分布与基体和纱线的空间分布及热物性强相关，沿厚度方向温度梯度呈逐渐衰减的“振荡”波形。相关研究结论可为飞行器热防护系统低冗余设计及热环境精确预测提供重要理论参考。

制备了30Ni4CrMoA高强度结构钢的光滑试样以及不同划痕深度缺陷的试验件，并对这些试验件进行了疲劳试验测试，获得了含不同深度划痕缺陷和不同应力水平下试验件的疲劳寿命。基于连续损伤力学理论，在原有高周疲劳损伤演化方程的基础上，根据划痕根部最大应力分析与划痕深度的关系，以及试样疲劳寿命随划痕深度和应力水平的变化规律，提出了一种综合考虑划痕深度和应力水平影响的划痕影响系数表达式，建立了一种新的考虑划痕影响的等效疲劳损伤演化方程。基于该方程，无需建立划痕的有限元模型，直接采用闭合解法根据积分形式的疲劳寿命表达式即可对含划痕的30Ni4CrMoA试样进行疲劳寿命预估，理论预测结果与试验结果吻合很好，验证了所提方法的有效性和适用性。最后，还讨论了划痕影响系数与缺口疲劳系数的关系，以及划痕根部应力梯度的影响。

战场环境下任务间隔时间有限，如何在较短时间内恢复装备战斗力、提高任务可靠度是装备维修决策的重要问题。以装备连续执行多个任务为背景，综合考虑任务可靠度要求、可用度要求、维修人员技能水平等因素，以多任务间隔时间之和最小化为优化目标，建立装备选择性维修决策模型，采用遗传算法进行优化求解。结合算例，分析了任务可靠度要求、可用度要求、维修人员技能水平等因素对优化结果的影响。研究结果表明，所建模型和求解算法有效，能够为战场环境下装备维修决策问题提供理论指导和技术支持。

组合动力飞机爬升段油耗占比高，亟需关注动力模态切换的安全性以及切换时机的选择，因此开展爬升轨迹优化研究具有重要意义。然而，因为模型非线性、非凸约束和强飞发耦合等因素的制约使得求解困难。首先，建立了体现飞发耦合特性的组合动力飞机模型。其次，为高效求解该问题，改进了经典鸡群优化算法的更新规则，进而与Gauss伪谱法融合形成混合优化算法。最后，对爬升段油耗与飞机关键参数进行了关联性分析。仿真结果表明，与单独使用鸡群算法或Gauss伪谱法相比，使用改进鸡群-Gauss伪谱法的油耗更低。此外，所提模型的爬升段油耗与飞机升阻比呈负相关；模态切换点的选取也对油耗有显著影响，但不呈现单调性。

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。

航空发动机转子非连续结构处多采用螺栓连接，其在热、力等多载荷作用下的动力学行为对整机振动具有重要影响，但相关研究鲜有开展。针对复杂热载荷与螺栓预紧力综合作用下连接界面滑移问题，首先建立基于单盘转子实验装置的有限元模型，进而设计实验，验证了该模型的有效性。然后以此建模方法，结合某型航空发动机涡轮盘与封严盘的连接特征，建立非连续转子双向热-固耦合模型，分析热载荷与非均匀螺栓预紧力对连接界面的影响。结果表明，周向非均匀的螺栓预紧力，在热载荷和离心力的共同作用下会导致连接界面出现周向非均匀变形，引起界面滑移，带来不平衡量。相较于受瞬时梯度热载荷作用，转子非连续结构处受均匀热载荷时上述不利影响更加显著。

针对目前国内外航空飞行器结构强度验证过程中所需的物理试验技术成熟度缺乏清晰、量化评价的问题，开展针对航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价体系研究。构建了航空飞行器结构强度物理试验技术成熟度评价体系框架，定义了航空飞行器结构强度物理试验关键/体系技术内涵、成熟度等级划分方法/确定方式、等级条件/评估方法以及评价流程等，并分别列举了典型应用案例。本文提出的技术体系及评价方法适用于航空飞行器各类结构强度验证过程中物理试验的成熟度定量评价，为航空飞行器结构强度专业清晰掌握相关技术成熟度等级、规划未来发展方向提供方法支持。

机械结构在随机振动载荷的持续作用下易激起自身部分阶模态，从而引发共振导致疲劳破坏，而对其进行寿命估算分析可有效预防结构疲劳失效，具有重要的工程意义。本文区别于传统从概率密度函数出发建立经验模型的振动疲劳寿命估算方法，从功率谱密度分割角度着手，运用理论推导和数值仿真相结合的方法，探讨了功率谱密度共振与非共振区的划分依据，分割形式对损伤估算的影响，并研究了多模态响应之间的耦合效应。结果表明，仅考虑功率谱密度共振区能提高损伤的估算精度，其分割形式对损伤估算并无影响，相较于常用Dirlik法和T-B法，本文多模态耦合损伤估算表达式对随机振动疲劳的损伤估算具有更强的适用性。

提出了一种基于最优曲线概念的钉孔间隙参数优化方法，该方法可以实现对任意双搭接复合材料连接结构钉载均匀化的快速寻优。本文针对钉孔间隙，将最优拉丁超立方算法和NLPQL算法相结合，采用组合优化策略，实现了连接结构螺栓的均匀承载。之后基于最优钉孔间隙的分布，提出最优曲线概念。并基于最优曲线，实现了对双搭接复合材料连接结构钉载均匀化的快速寻优。然后，分别针对拧紧力矩、螺栓个数、结构参数对最优曲线的影响，设计了多种连接结构，通过数值仿真，对最优曲线的适用性进行研究。研究表明利用最优曲线均可以将连接结构螺栓载荷最大程度均匀分布，对于六排螺栓连接结构可将承载能力提升达15%以上。

提出了一种用于热弹性多构型梯度点阵结构设计的拓扑优化方法。假设结构由各种空间变化的点阵子结构组成。每个点阵子结构考虑2个设计变量，一个准离散变量决定其空间拓扑布局，另一个连续密度变量决定其材料用量。对于预定义几何拓扑的点阵子结构，通过改变其特征尺寸，获取一系列定构型、变密度的点阵子结构样本，并进行静态凝聚以降低自由度数目，依此建立相应的数据驱动插值模型，显式地关联点阵密度变量与其热弹性等效本构行为。进一步地，为实现多构型点阵的混杂布局设计，构建了准离散点阵选型变量的多材料插值模型。数值算例结果表明，设计方法能够利用梯度点阵材料平衡温度载荷作用下引起的机械变形，进而有效地提升结构的热-机械耦合承载能力。此外，由于基于子结构法进行梯度点阵结构建模，整体结构与点阵子结构的几何构型和热弹性性能均是耦合的。相较于基于均匀化理论的设计方法，本文设计方案无需额外的几何后处理，可有效避免设计与制造的性能偏差。

针对飞机折叠翼结构载荷测量应变电桥在载荷校准地面试验中出现的严重非线性响应问题，基于折叠区域结构传力特性和结构载荷测量机理，以折叠分界面弯矩为状态变量，并以折叠段重力引起的弯矩为分界点载荷，建立了分段多元线性模型，给出了利用分段模型确定飞行测量载荷的方法，在某型飞机折叠翼载荷测量飞行试验中进行了验证。结果表明，通过分段模型得到的载荷更接近于实际承受的载荷，能够显著降低应变电桥非线性响应对折叠区域载荷测量的影响，提高载荷测量的精准度。在对称拉起机动的最大正载荷系数处，通过向下载荷模型得到的剪力和弯矩分别比分段模型小8.48%和11.13%。在对称推杆机动的最大负载荷系数处，通过向上载荷模型得到的剪力和弯矩分别比分段模型大14.87%和12.83%。该研究为解决翼面结构载荷测量应变电桥非线性响应问题提供了理论依据和工程方法。

针对具有弹性基础的任意多开裂纹Timoshenko阻尼梁结构，基于分布传递函数法（DTFM）的基本形式，提出了一种用于振动分析的新颖的解析方法。对于弹性基础，采用了考虑剪切变形和转动变形的二参数连续弹簧模型；对于梁结构上的局部开裂纹，引入了一种描述裂纹处广义位移不连续的局部附加柔度矩阵，然后建立了弹性基础多裂纹阻尼梁的控制方程；采用增强型分布传递函数形式，对裂纹梁组件和非裂纹组件分别建立了局部边界矩阵，并在全局坐标系中组装成全局边界方程；最后，以积分的形式得到了多裂纹阻尼梁的封闭形式的解析解；应用解析表达式，对裂纹梁结构的模态频率、模态振型及频域响应进行分析。在数值仿真算例中，将本文方法得到的动力学响应结果与参考文献和用有限元方法得到的结果进行了对比，验证了提出方法的正确性。与有限元方法相比，提出的方法对于中、高频动力学响应计算具有更高的精度和效率，可以有效地应用于弹性基础梁的裂纹检测问题中。

随着航空产品可靠性不断提高，正常试验条件下难以收集到大样本的失效数据，导致仅依靠单一数据源进行可靠性分析的精度较低。对此，提出考虑双层变权的异构数据融合及可靠性分析方法。首先，通过异构数据的标准差度量其自身可信度，同时，引入基于模糊面积的支持度函数度量异构数据之间的相似度，从两方面确定异构先验数据的融合权重。进一步，建立双参数威布尔分布分析模型，利用Bayes理论融合异构数据，最终采用分步采样法对目标产品进行可靠性分析。结果表明：利用双层变权分析法确定融合权重，可有效缩减单一数据源存在的不确定性，提高可靠性评估的精度，具有重要的工程应用价值。

本文针对航空发动机风扇叶片鸟撞问题的数值模拟方法研究，提出了一种考虑有限单元自适应生成的多分辨率SPH-FEM耦合方法。首先，新方法通过在FEM单元内部插值点处设置一组背景粒子，克服了传统SPH-FEM耦合方法在耦合界面处对模型离散尺度的一致性要求；其次，新方法在传统有限元算法的基础上加入单元自适应生成算法和无反射边界条件，将计算过程中对模型所有单元的求解转变为对关键区域的部分单元进行求解，降低了计算成本。文章应用所建立的新耦合方法开展了多结构鸟体撞击航空发动机风扇叶片的数值模拟研究，分析了撞击的动态响应，揭示了叶片受鸟撞过程的损伤机理，对航空发动机风扇叶片抗鸟撞设计和提高飞行安全性具有重要意义。

在轨卫星解体是空间碎片的主要来源之一。精确模拟卫星解体碎片云的动态演化可避免解体碎片与其余在轨卫星发生碰撞。针对解体碎片云复杂的中期演化阶段，提出了一种基于摄动轨道可达域理论的碎片云建模方法。该方法用可达域包络描述碎片云的空间分布，计算出可达域的体积用于表征均匀分布的碎片密度。然后，为提升表征精度，对卫星解体碎片按解体速度增量大小进行分层，并针对不同解体速度增量的碎片群进行分组模拟，实现对非均匀分布碎片密度的精确计算。仿真结果表明，与数值计算方法的结果相比，本文所提方法给出的中期碎片云在空间分布和密度量级方面均满足一致性，验证了本文方法的有效性。

作为固定翼无人机（UAV）轮式起降的关键环节，地面滑跑过程的安全性直接决定了起降阶段的成功率。模型准确性及纠偏控制方式对仿真结果的可信度至关重要，直接影响实际飞行安全。本文围绕前三点式起落架固定翼无人机地面滑跑过程的三维动力学与纠偏控制约束特性开展研究，首先，提出了轮胎摩擦力连续函数近似模型和基于速度的侧力分析方法，满足无人机滑跑全过程模拟与实时仿真测试需求；其次，充分考虑起落架三维效应，建立了相对准确的滑跑过程三维动力学模型；再次，以滑跑纠偏所需向心力为突破点，建立了滑跑纠偏约束分析方法，并以试验无人机为例，分析并建立了前轮和方向舵可控性边界；最后，通过仿真测试验证了所提模型和约束分析方法的准确性及可行性。

在实际工程中，有时很难明确判断结构所处的状态是安全的还是失效的，基于传统二元状态假设进行的非概率可靠性分析忽略了这种模糊性的存在，过于理想化。针对这一问题，以椭球模型量化不确定变量，引入模糊状态假设代替二元状态假设，开展了考虑状态模糊性的结构非概率可靠性分析研究：根据模糊状态假设，对结构所处的状态进行模糊描述，在此基础上结合无差别原则，发展了非概率模糊可靠度作为考虑状态模糊性时结构非概率可靠性的度量，同时开发出相应的Monte Carlo模拟方法对所提非概率模糊可靠度进行求解；为了克服Monte Carlo方法需要大量调用真实模型而导致的求解效率低下的问题，提出了一种基于主动学习Kriging的求解算法，从而建立了一套高效的能够考虑状态模糊性的结构非概率可靠性分析方法，通过算例和工程实例验证了所提可靠性分析方法的工程实用性。

针对燃气轮机动叶片断裂故障难以及时、有效告警与识别的技术难关开展了研究。从叶片断裂故障机理出发，分析了不平衡转子对尾流压力的调制作用，建立了叶片激振力模型和激振力作用下机匣的强迫振动响应模型，求解了动叶片断裂激励下的宽频振动响应规律。在此基础上，构建了叶片断裂故障敏感特征并提出了基于改进K近邻（O-KNN）的故障告警模型，实现叶片断裂故障的及时告警分析。进一步提出了叶片断裂故障定位参数，通过各级叶片特征参数的对比实现断裂故障的精准定位。综合以上研究，构建了宽频振动特征驱动的燃气轮机叶片断裂故障辨识方法，并通过某型燃气轮机实测案例验证了故障敏感特征及辨识方法的有效性。