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。

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。