飞机地面作业可分为低速（小于6 kn）、中速（6~14 kn）、高速（大于14 kn）3类（1 kn=1.852 km/h），相比于传统的低速飞机牵引作业，新一代无杆飞机牵引滑行模式下牵引速度可达到40 km/h，道面湿滑对高速飞机牵引滑行系统制动性能的影响不可忽视。采用伪流动动压轴承作用等效反映轮胎-水膜-道面相互作用，结合任意压力分布函数提出LuGre轮胎滑水动力学模型。针对AM210无杆飞机牵引车轮胎开展湿路面附着性能试验，对LuGre轮胎滑水动力学模型进行参数辨识。基于MATLAB/Simulink和Adams/View建立LuGre轮胎滑水动力学模型和无杆牵引滑行系统的动力学联合仿真模型。采用模糊PID最优滑移率控制方法并考虑道面振动激励，对比研究了湿滑和干燥道面下飞机牵引系统的制动性能。结果表明，湿滑道面轮胎动载荷小于干燥道面，轮胎抓地性能随水膜厚度增大而降低，在40 km/h的初始制动速度下A级、C级1 mm水膜厚度道面的制动距离比干燥道面分别增加了30.9%、31.3%，对应工况下1 mm水膜厚度道面的制动距离比0.5 mm水膜厚度道面分别增加了2.7%、2.5%。研究结果可为湿滑道面工况下飞机牵引滑行作业中的制动安全预测提供理论基础。

针对类平板式卫星的结构特点，利用李群上的Lagrange力学和Hamilton力学，分别建立了Euler-Lagrange形式和Hamilton形式的姿态-轨道-结构耦合动力学方程。该方法同时考虑了卫星在轨运行时姿态、轨道与板式结构附件振动间的相互耦合作用，其中板式结构附件的振动通过单自由度扭簧模型进行一阶近似，该描述方式一方面易于通过李群工具对振动现象进行描述，另一方面从Lagrange几何和Hamilton几何的角度推导的动力学方程是全局和无坐标的。此外系统动力学模型的建立考虑了整星质心的时变特性，更为精确。数值算例验证了该建模方法的有效性，通过与刚性模型的仿真对比，分析了类平板式卫星在激励作用下的姿态-轨道-结构耦合效应。结果表明，该模型具有良好的稳定性，能够准确预测激励作用下类平板式卫星在轨运行的动态响应。

垂直回收火箭返回着陆段发动机推力与气动力高度耦合，火箭着陆可行性与安全性不仅取决于轨迹终端位置、速度和姿态偏差，还取决于初始姿态偏差与着陆能量的控制能力。针对带有发动机起动段与喷流影响下气动力变化的复杂动态模型轨迹规划问题，通过在起动段采用多项式制导方法以及在推力节流调整段采用解析初值-序列凸优化方法进行分段轨迹在线规划；为消除分段求解模型差异带来的切换姿态角跳变，利用五次多项式形式推导得到含初始姿态角约束的解析初值参考剖面；然后通过对推力角与轨迹倾斜角度约束的动态调整，以及引入偏差松弛项，将终端质量约束添加到优化性能指标函数中，利用序列凸化迭代方法完成对具有终端位置、速度、姿态和指定质量约束的优化问题求解。结果表明： 所提方法相较于传统多项式或凸优化方法，在约束数量与精度指标方面具有优势，在组合偏差条件下能够满足准确的终端位置、速度和终端质量约束，终端姿态角偏差<1.5°，同时在线规划平均耗时<1 s，具有较好的工程应用前景，可为我国新一代可重复使用载人运载火箭的相关研制工作提供一定的参考。

民机可生存坠撞事故中的环境因素对乘员撤离具有重要影响。本文基于典型民机可生存坠撞事故场景特点，提出了可模拟典型坠撞事故环境的乘员应急撤离实验方法，介绍了机体姿态、环境声/光、客舱障碍物、舷窗视效环境的模拟方法以及人员撤离轨迹的高精度测量方法，并通过志愿者实验分别研究了机体倾斜姿态、事故声/光环境、过道障碍物等坠撞环境因素对民机乘员应急撤离的影响规律。结果表明：本文提出的考虑坠撞环境影响的应急撤离实验方法和坠撞环境模拟方案可行，获得了有效的实验数据；当机体姿态在俯仰角±5°以内变化时，对多乘员撤离的撤离总时间和撤离效率无显著影响，人群在过道区域上坡和下坡速度的差异随着俯仰角的增大而增大；坠撞事故声音和光照环境对乘员应急撤离有一定影响，事故背景声效会使撤离总时间减少，应急照明会使撤离总时间增加；客舱过道中存在障碍物时所需的撤离总时间总体增加，障碍物越靠近出口，撤离效率越低，而且相较于可移动型障碍物，固定型的障碍物会导致更低的撤离效率。

先进战斗机S型进气道的内流场分离使进气道薄壁结构承受严重的振动噪声载荷，对进气道蒙皮及支撑结构的声疲劳寿命影响极大，增加了战斗机的维护维修成本。因此，S型进气道结构抗声疲劳动强度设计是新一代先进战斗机的设计难点。针对战斗机进气道结构声疲劳问题，从气动噪声预计、声振耦合动响应分析方法、进气道有限元快速建模方法以及结构声疲劳寿命预计等方向开展了系统的研究，建立了进气道抗声疲劳设计方法，并通过试验验证，分析结果与试验一致性良好，为战斗机进气道结构强度设计提供了有效的技术手段。

针对混电垂直起降无人机货运任务降低能耗和任务成本的需求，提出了混电垂直起降无人机能量管理策略和任务路径综合优化方法。综合考虑垂起、前飞和转换模态下的功率需求、电池充放电特性、发动机燃油特性，搭建了垂直起降无人机混电推进系统能耗模型，提出了基于动态规划的垂直起降无人机混电系统能量管理策略，构建了能量管理策略和货运任务路径综合优化模型以及基于最短路径解算器和动态规划解算器的二级效用评价体系。利用该方法，对2个案例进行了整体运行路径及各架次的能量管理方案的优化。结果表明，相较于最短路径优化，所提方法能够综合考虑混电系统管理策略和运行路径对能耗的影响，在满足多种约束的前提下，可规划出合理的运行路径及对应的能量管理方案，实现了任务成本最小化。

为满足对空间目标的多重连续覆盖需求，提出一种基于大角度探测范围的偶数重连续覆盖星座设计方法。首先，由大角度探测范围确定圆环形探测区域，并依此给出覆盖带设计方法。然后，基于覆盖带拼接的方式提出了空间目标偶数重连续覆盖星座设计方法。所提出的星座设计方法具有两大优势：一是该方法对基于覆盖带拼接的星座设计方法引入了有约束条件的参数优化方法，能够用尽可能少的卫星快速设计出偶数重连续覆盖星座；二是传感器探测区域选为圆环形，可拓展所提星座设计方法的适用范围。当传感器指向天时，所设计星座可实现高、中、低轨空间目标偶数重连续覆盖。当传感器指向地时，所提星座设计方法适用于任意纬度地面目标偶数重连续覆盖问题。仿真结果表明，所提星座设计方法简单有效，可快速用较少的卫星实现空间或地面目标偶数重连续覆盖。

为了提高局部非线性结构的动响应计算效率，提出了一种考虑一般黏性阻尼的自由界面子结构模态综合法。首先，将整体系统按照局部非线性的位置划分为各个线性子结构。然后，利用一种不需要考虑子结构是否有刚体模态的剩余模态集构造方式，构造出用于降阶的缩减模态集。在降阶过程中，通过忽略与高阶模态相关的阻尼力和惯性力，建立了非线性界面力和模态位移、模态速度之间的近似关系式。基于此关系式，将非线性界面力、模态位移和模态速度作为变量放入状态空间，并利用界面协调关系进行子结构降阶模型综合。最后，通过一个含立方非线性弹簧与阻尼连接的弹簧质量块系统和一个含非线性中介支承的双转子系统对所提方法的有效性进行了验证。

为了满足承载及特殊的环境适应性需求，在临近空间服役的浮空器囊体蒙皮由高性能纤维织物、阻氦层、耐候层、粘接层等构成。由于囊体充压水平直接决定了浮空器的承载能力，因此有必要建立能够对蒙皮等效力学行为进行准确预测的本构模型，为浮空器强度和寿命设计奠定基础。考虑到蒙皮由多组分材料构成，通过试验分析了纤维织物和功能层对蒙皮等效力学性能的协同影响。根据试验研究结果，发展了能够描述蒙皮各向异性、非线性力学行为的等效本构模型，预测了蒙皮在正轴和偏轴拉伸过程中其宏观应力、纱线剪切角、试样截面收缩率的变化规律。浮空器蒙皮的本构模拟与试验结果取得了较好的吻合，二者相结合揭示了蒙皮宏观力学响应与微结构变形之间的联系。

翼身融合（BWB）是一种非常规亚声速运输机布局形式。针对该布局下民机后压力框的设计问题，基于美国国家航空航天局（NASA）提出的拉挤杆缝合一体化（PRSEUS）结构，开展了中央机体球亏面框优化设计工作。分别建立了某型BWB民机铝合金平面框、PRSEUS球亏面框有限元模型，数值模拟结果显示，PRSEUS球亏面框具有更好的承载性能、更低的结构重量。在此基础上，进一步对PRSEUS球亏面框开展敏度分析，对其静强度、稳定性的影响参数进行了梳理，对影响规律进行了归纳。通过分析关键参数在协同优化过程中的影响，筛选得到了一种基于代理模型的协同优化策略，该协同优化策略适用性强、优化效率高。利用该协同优化方法，对PRSEUS球亏面框的尺寸参数进行了优化。通过对优化结果的最优性分析，获得了兼顾静强度、稳定性的优化方案，优化后的PRSEUS球亏面框重量减轻了10.6%。设计的PRSEUS球亏面框承载效率高、稳定性能好，可为相关领域设计与研究人员提供参考。

从解析分析角度，创建了考虑基础随机振动和流体压力脉动影响的多源激励下受卡箍约束的航空发动机L型管路的动力学模型。基于Timoshenko梁理论和传递矩阵法，推导获得了管路系统分别在轴向、横向以及轴向扭转方向对应的振动平衡方程，实现了充液后该管路系统固有特性的求解。提出了频域倍频能量法构造流体压力脉动函数的激振力，在采用虚拟激励法模拟基础随机振动载荷后，将2种激励方式同时加入到平衡方程中，在上述复杂的多源激励条件下，成功求解获得管路的振动响应。最后，组建了多源激励下航空发动机管路振动测试系统，在不同的激励条件下开展了验证测试，证明了所提出的理论模型及其分析结果的有效性，其对于复杂激励载荷下航空航天多种管路系统的动态响应预报与减振设计具有重要参考价值。

起落架磁流变缓冲器是根据磁流变效应设计的一种半主动式缓冲器，可以通过调节励磁线圈电流来改变缓冲器的阻尼，从而减缓起落架的着陆载荷。本文设计了一款带开关控制的起落架磁流变缓冲器，对磁流变缓冲器的电路动态响应进行测试。针对电路响应时间延迟问题，提出并设计出带局部负反馈的开关控制器，通过调节磁流变缓冲器励磁线圈电流，以减缓着陆载荷，并通过落震实验验证了对着陆载荷的减缓效果。落震实验结果表明，使用带局部负反馈的开关控制方法，与磁流变缓冲器励磁线圈未通电时（即常规油-气式缓冲器）相比，落震载荷峰值降低10.3%。

2024变形铝合金等轻质高强金属板材作为重要结构材料广泛应用于航空航天工业领域，其轧制生产过程引起的塑性各向异性和冲击载荷下表现出的应变率相关性显著影响着板材的变形行为，加大结构部件精确成形和极端工况服役行为准确预测的难度。当前，材料动态力学属性表征主要依赖于经典霍普金森压力杆法，该方法基于均匀变形和一维应力波假设前提，对于宽应变率范围各向异性动态力学属性，存在试验数量大、耦合效应表征难、部分参数难提取等缺点。针对此，提出一种基于高速冲击异形件诱导异质惯性场的金属各向异性-率相关塑性参数虚场同步表征新方法。通过设计开展双缺口异形试件高速冲击虚拟试验，实现试件非均匀应力应变状态调控，获取其惯性加速阶段的异质状态应变场、应变率场及加速度场；基于虚功原理构建动态本构参数识别算法，分析不同边界条件、冲击加载模式等状态条件变量对参数表征精度的影响规律，从单次冲击异质惯性场数据中实现试件动态各向异性-率相关塑性属性多参数一次准确表征，最大程度减少试验数量，简化测试过程，突破常规动态测试方法所受条件限制。

各向异性材料广泛存在于各种机械设备的承重构件中。与各向同性材料不同，各向异性材料中不同材料相的分布和方向，可以根据载荷条件调整承重构件的力学性能。本文提出了一种各向异性材料分布的优化方法，即等效变形模量（EDM）算法，以有效地优化各向异性薄板的承载能力。该算法实现了对薄板抗弯能力的多模态协同优化，解决了传统优化算法中特征值重叠的问题，在航空领域中将起到重要作用。以短纤维增强聚合物薄板的纤维取向优化为例，在不改变薄板质量和形状的前提下，与传统优化算法相比，EDM算法可以将临界屈曲载荷提高28.9%，将计算成本降低98.1%。此外，EDM算法还被应用于机身中形状不规则的承重构件设计中，并使其临界屈曲载荷提高27.2%~30.8%。

针对复合材料机翼随机固有频率可靠性分析复杂、高维、高度非线性和计算时间长的问题，本文提出了一种主动学习基自适应PC-Kriging模型的可靠度算法。在基自适应PC-Kriging模型中，采用一种基自适应策略来确定多项式混沌展开部分的正交多项式基，以近似数值模型的全局响应，Kriging用于高阶非线性插值以近似数值模型的局部响应。在主动学习可靠度计算框架中，引入加权K均值聚类，在一次迭代中添加K个对失效概率贡献较大的候选样本点以减少迭代次数和加快收敛速度。通过一个高度非线性的数值算例分析，证明了所提方法的有效性和准确性。将该方法应用于复合材料板和复合材料机翼的随机固有频率可靠性分析，获得了准确高效的可靠度计算结果。

在航空座椅的取证试验中，乘员腰椎载荷峰值水平可体现航空座椅对乘员的保护效果，同时也是判断其是否通过适航取证试验的重要指标。本文建立含座椅坐姿乘员一维集中参数模型，以数值假人模型和机身框段垂直坠撞试验为对象，使用综合评价指标和遗传算法，完成模型的参数识别和模型有效性验证。而后，基于经验证的模型，开展地板加速度的加载峰值、加载时间和加载波形对乘员腰椎载荷影响研究，结果表明乘员腰椎载荷峰值与速度变化量整体上呈正相关，与加载波形无关。根据速度变化量的不同，乘员腰椎峰值对加载时间和加载峰值的敏感性不同。研究提出了一种快速评估乘员腰椎载荷的手段，形成了基于地板加速度的乘员腰椎载荷峰值响应包面，可为运输类民机的适坠性设计提供支持。

基于连续损伤力学（CDM）理论与支持向量机（SVM）模型，建立了一种疲劳寿命预测的新方法，旨在提高2014-T6铝合金材料疲劳寿命预测的准确性。首先，通过采用连续损伤力学模型及基于ABAQUS的UMAT子程序的二次开发，建立了一种用于预测2014-T6铝合金疲劳寿命的损伤力学有限元数值实现方法，并提出了基于粒子群算法的材料参数的标定方法。然后，为了进一步优化预测结果，利用支持向量机模型对基于损伤力学的疲劳寿命预测结果的误差进行训练，从而修正数值预测结果。通过将损伤力学有限元的预测结果、支持向量机模型修正后的预测结果与实验结果进行对比，发现采用支持向量机模型修正后的预测结果的精度较高，验证了所提方法的适用性，为2014-T6铝合金疲劳寿命预测提供了一个有效的解决方案，有望在实际工程应用中发挥重要作用。

传统弹箭类飞行器由于机动能力限制，难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面，提出一种翼伞-导弹系统，实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模，给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真，对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况，结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析，研究了不同襟翼偏转角情况下，以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线，得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点，分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角，可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m，最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。

针对复杂机载系统中二元共载组件退化受退化进程相互作用与负载分担影响的问题，提出了一种考虑退化速率相互作用的两阶段退化模型。首先，研究基于退化速率相互作用的双组件退化依赖性表征方法，建立不考虑负载分担影响的双组件退化相关性模型。其次，考虑负载分担对退化速率的影响，以某一组件失效为变点，将系统退化进程分为2个阶段，构建考虑负载分担影响的双组件退化相关性模型。模型的参数采用极大似然估计法进行估计，并构建系统的可靠性模型与剩余寿命模型。最后，以一航空部件为例进行二元退化相关的共载系统可靠性计算，所提方法为复杂系统二元共载组件退化失效的可靠性分析问题提供支持。

长期贮存的多任务环境与复杂工况，对导弹装备的风险有效抑制与安全性准确评价提出了严格的要求。然而，导弹装备是典型的人-机-环耦合复杂系统，传统的安全性分析与评价方法无法满足其动态变化与准确量化的需求。为此，提出基于分层安全控制结构的导弹装备安全性动态评价方法，实现长期贮存任务情境下安全性的准确评价。首先，针对导弹装备的任务剖面特点，构建过程、任务、功能、信息和组织的多视图体系模型，实现任务过程与资源的准确描述。其次，构建分层安全控制结构模型，明确任务的事故致因因素与事故链。同时，针对导弹装备任务特点，构建面向长期贮存复杂多变环境下的人因绩效评价体系，实现人-机-环耦合条件下人因失误率的准确评价。然后，提出了一种融合STAMP和CREAM的安全动态反馈评价方法，以仿真的形式获得导弹任务的事故率。最后，对导弹测试任务进行案例分析，所提方法在人-机-环耦合情境下明确协调、控制和反馈共3类6个典型事故链，同时事故率精度提升70.08%，验证了所提方法的有效性与优越性。