针对大尺度挠性空间结构姿态镇定控制问题，充分考虑振动模型参数未知、刚挠耦合关系未知等因素，提出了一种基于物理信息循环神经网络的（PI-RNN）的新型模型预测姿态控制方法。首先，通过将大尺度挠性空间结构的先验物理振动方程嵌入循环神经网络（RNN），构建了挠性附件振动的预测模型，实现了对大尺度空间结构振动模态的精准在线预测。而后，将所提出的PI-RNN振动预测模型与非线性模型预测控制（NMPC）相结合，克服了传统NMPC方法高度依赖精确系统动力学模型的问题，并基于Lyapunov理论分析了闭环控制系统的稳定性与可行性。与传统航天器姿态控制方法相比，所提方法在实现既定性能指标最优性的同时，还具备通过PI-RNN实时数据学习克服振动参数漂移问题的潜在能力。最后，数值仿真实验证明了所提方法的有效性和优越性。

针对载机挂飞过程中飞行器子母平台连接箍带受随机振动易引发共振的问题，开展了优化设计，综合运用参数化建模、有限元分析、响应面方法及改进差分进化算法，开展多目标协同优化研究。创新性地将响应面法与改进型差分进化算法相结合，通过构建高精度响应面模型，将复杂工程问题转化为可量化的数学模型，利用改进差分进化算法的全局寻优能力突破传统方法局限，显著提升优化效率与计算精度。优化结果显示，连接箍带的结构应力下降约15%，有效增强了结构的可靠性；箍带的模态偏移率提升近30%，大幅降低共振风险；箍带的质量减重达30%，实现了结构应力降低、共振抑制和结构轻量化的有机统一，最终获得了子母平台连接箍带的最优设计方案，且模型预测值与模拟试验值相对误差在6%以内。该研究为飞行器子母平台性能的提升提供了有效的技术路径，其方法及结论可为同类航空航天装备优化设计提供参考。

针对在进出地球阴影时，空间可展开天线支撑结构在循环动态温度载荷下产生热致变形，诱发结构振动问题，建立了结构动力学模型，给出了复合材料杆件等效热力学材料参数，开展了热致振动响应分析。给出了被动式非线性黏性阻尼器（PNVD）的设计和非线性流体阻尼表达式，提出了一种基于非线性流体阻尼的空间可展开天线支撑桁架结构热致振动抑制方法。空间可展开天线支撑结构模态阻尼试验结果表明，安装阻尼器前后，结构基频变化不大于1%，模态阻尼比提升大于2%。

分析概率输入和模糊状态条件下的广义失效概率函数对于掌握分布参数在其设计域内变化时影响结构可靠性水平的规律至关重要，现有的单层重要抽样算法虽然可以避免直接双层蒙特卡洛要求的重复分析以及高可靠时要求的大容量样本池而带来的高耗时问题，但这类方法仍没有解决高维高可靠场景下构造单层重要抽样密度耗时且抽样效率低的问题。为此，构造了一种显式且易于抽样的统一重要抽样密度，并提出了渐进分层聚类的策略，使得所构造的统一重要抽样密度的样本能够覆盖对广义失效概率函数估计贡献大的区域，从而通过降低广义失效概率函数估计的方差来提高计算效率。相对于已有的单层重要抽样法，所提方法的主要创新表现在构造统一重要抽样密度时采用了渐进分层聚类的策略，避免了对附加计算量高的优化算法的依赖，显著地提升了高维高可靠性时探索目标模糊失效域来构造统一重要抽样密度及估计广义失效概率函数的效率，该优越性得到了文中算例的充分验证。

针对目前国内基于用户的专项载荷谱实测开始晚、任务剖面依据当时的训练大纲确定，不能及时给出用于全机疲劳试验的实测载荷谱，且不能随飞机实际使用情况的变化适时调整载荷谱的不足，提出基于全包线型号试飞机动动作识别的飞机载荷谱编制方法。首先根据机动动作特征参数特点，对全包线试飞数据机动动作进行识别，构建全包线机动动作数据库；其次，根据飞机设计使用情况或训练大纲确定典型任务剖面，将任务剖面分解成机动动作；第三，依据每个任务剖面机动动作组成及关键参数范围，按照等损伤原则从全包线试飞构建的机动动作库中挑选合适的动作段组合成等效任务剖面起落；最后进行载荷谱编制。该方法是在型号试飞阶段完成的全包线实测，不仅可以为全机疲劳试验及时提供可靠度更高的实测载荷谱，还可以依据飞机使用情况的变化适时调整载荷谱。

对航空装备结构进行及时有效的维修，是保障装备安全性、降低运营成本、提升服役寿命的重要手段。然而，当前航空装备结构维修普遍存在载荷数据缺失问题，导致服役飞机结构强度评估不准，严重制约后续的结构改装设计。为解决载荷预测这一反问题，提出了一种基于历史维修数据的飞机结构疲劳当量载荷极值反演方法。首先，统计分析飞机结构历史维修记录，结合置信度和可靠度方法确定统计寿命；然后，建立飞机结构的仿真模型，计算得到结构疲劳寿命预测值；最后，建立最小化疲劳寿命预测值与统计寿命的绝对差值为目标、结构疲劳当量载荷极值为设计变量的优化框架，通过优化迭代获得最匹配实际受载的结构疲劳当量载荷极值。为验证方法有效性，以飞机角片结构为例开展验证，并将反演结果与试验数据进行对比。结果表明，该方法预测值与试验结果的误差在10%以内，相比基于应变数据直接预测寿命的方法具有更高精度，表明提出方法可实现飞机结构疲劳当量载荷极值精准反演，对于航空装备结构改装设计具有指导意义。

为了探究波浪环境下水上飞机起降过程中气-水动力耦合作用对运动响应的影响，以水上飞机缩比模型为研究对象，结合背景域整体动网格与重叠网格的方法，采用SST k-ω模型、VOF自由液面模型及DFBI六自由度模型构建气-液两相流耦合数值仿真方法。首先，通过对比静水试验与数值结果，验证了该方法的准确性。然后，通过数值计算研究了静水与波浪环境下（波长5 m、波高0.07 m）飞机起降过程中的气-水耦合与运动响应特性。研究表明，水上飞机在运动过程中，气-水耦合作用主要体现为流场压力分布、触水时序及载荷响应的演化特征，起飞过程分为加速滑行、高速滑跳与离水起飞3个阶段，气-水耦合作用随速度呈现三阶段特征，低速滑行阶段水动力主导，中速阶段气-水动力协同作用，高速滑跳阶段气动力主导，且该阶段由于机翼尾流区涡团脱落引发俯仰力矩失稳，加剧了气-水动力耦合波动。降落过程中，静水环境首次触水垂向载荷为4g，舯部呈高-中-低压力梯度，高速滑跳阶段因机身不同部位先后触水，水平阻力与垂向载荷呈现双峰值；而波浪环境下首次触水位于波浪上升区附近，垂向载荷为6.5g，较静水提升62.5%，滑跳阶段因出现多次小幅冲击形成波浪缓冲效应，最大垂向受载为1.88g，冲击载荷降低。研究揭示了气-水耦合作用在不同环境工况、不同阶段对水上飞机运动特性的影响，为其在复杂环境下的性能优化提供了方法和数据支撑。

针对大型客机机体结构的预测性及视情维护需求，基于型号研制阶段飞行试验实测载荷、全机有限元内力、结构疲损评定、适航限制项目及其维护要求等多源工程数据，采用数据清洗、样本重构、数据建模、损伤累积及运维定制优化等方法，构建大型客机机体结构航线运维的多源数据融合驱动系统。通过国内某型大型客机实际应用，解决了机体结构航线视情维护相关数据建模精度及预测效率难点，实现机翼结构关重部位的单架次“飞参-载荷-应力-损伤”快速预测，通过单架次理论损伤与置信度95%实际损伤对比，初步评估可实现某机翼下壁板蒙皮对缝细节部位长桁孔边高频涡流重复检查间隔从5 000架次增加至8 091架次、蒙皮孔边高频涡流重复检查间隔从5 500架次增加至8 900架次。

橡胶隔振器是航空发动机辅助系统的重要连接与减振部件，其隔振性能易受材料老化及服役环境不确定性影响，亟需开展可靠性评估。然而，传统依赖大量随机样本的蒙特卡洛方法计算代价高昂，面对隔振器此类结构复杂、不确定因素多且试验代价高昂的典型航空部件，现有方法仍难以实现兼具计算效率与统计精度的可靠性评估。为此，提出一种基于矩积分与最大熵理论的不确定性量化方法，实现橡胶隔振器隔振性能的高效可靠性评估。首先，依据橡胶材料加速老化试验数据建立弹性模量退化模型，并通过矩积分构建 Hankel 矩阵求得关键采样点与权重，以少量关键样本代替大规模随机抽样。随后，将关键采样点对应的弹性模量输入随机振动有限元模型，获取隔振率响应及其统计矩，并利用最大熵原理在无需预设分布形式的条件下重构隔振率概率密度函数。本方法具有非采样、解析求积的显著优势，仅需少量最优关键采样点即可获得隔振性能的多阶统计特征，在保持精度的同时极大降低有限元调用次数，为复杂结构可靠性分析提供了一种高效的技术路径。

针对高速飞行器热振耦合环境下动态载荷识别精度受环境干扰的工程难题，搭建了一套考虑热振耦合效应的随机载荷识别试验平台。该平台集成激振器与石英灯阵列分别实现随机载荷和热载荷的精准加载，结合高温加速度传感器实现了地面热环境下动响应的测量。针对温度影响，提出基于Tikhonov正则化的热环境下随机载荷识别方法，通过考虑热效应的模型修正，并在Tikhonov正则化中引入频响函数变形矩阵考虑随机载荷的应用条件，利用基于Tikhonov正则化的热环境下随机载荷识别方法对结构动态响应数据进行反演分析。最后，开展20 ℃常温与500 ℃高温环境下的对比试验研究，结果表明：该平台可以有效模拟飞行器热振耦合试验工况，实现热振耦合状态下载荷反演的需求；通过载荷反演结果，得出结论：热环境对结构参数的影响以及热扰动噪声是影响载荷识别精度的关键因素，为发展复杂热振耦合环境下随机载荷识别技术提供了理论基础和试验支撑。

在氢能源长航时无人机领域，氢燃料电池动力系统相较于涡轮发动机动力系统展现出更显著的适用性。深入剖析了燃料电池长航时无人机的发展现状，分析总结了典型大型氢燃料电池无人机的特点与适用场景，对制约氢燃料电池长航时无人机发展的关键技术进行了研究，全面梳理了国内外发展现状。提出了一种以航时最大为优化目标的大型氢能源无人机设计方案，开展了总体布局设计，对比不同动力架构形式并选取氢燃料电池-锂电池混合动力系统结构，开展了动力系统方案设计、电机设计、液氢燃料存储设计及能量管理策略设计，基于有限状态机思想构建了能量管理控制策略，仿真结果显示，在典型定速巡航工况和两种变功率工况下，该策略均能在满足总体功率需求的情况下保证燃料电池始终以最佳功率输出，锂电池在负载需求功率较大时放电，在负载需求功率较小时充电，有效保障了动力系统的可靠性，为大型燃料电池-锂电池混合能源动力系统无人机设计提供参考。

跨声速抖振中由于激波振荡和流动分离，造成了升力脉动和结构动态响应增加，需要进行载荷减缓和响应控制。基于蒙皮微幅振动，设计具有时间延迟的闭环主动控制律，用于减小流固耦合下的沉浮-俯仰自由度的翼型升力脉动和结构响应。对比分析了不同控制参数的影响规律，从蒙皮运动与激波/分离区运动之间的相位关系角度分析了控制机理，并讨论了分别基于流固耦合模式和受迫振动响应模式下跨声速抖振响应及其控制效果的区别。结果表明，受迫振动模式下最佳控制效果为：控制律延迟时间0.25个周期、蒙皮振动中心位置位于0.55倍弦长处，此时，对于流动分离的抑制效果最好，有效减缓了激波运动，抖振载荷减缓率为94.5%。流固耦合下跨声速抖振载荷减缓率为91.8%，相比于受迫振动模式，控制前抖振载荷变大、抖振响应频率发生改变，流动分离更加明显。

针对航空拖曳式探测线圈阵列系统的非线性动力学与姿态稳定控制问题，提出了一套高保真动力学建模与“稳态设计-动力学”综合分析方法。该方法首先采用集中质量法离散缆绳系统，结合六自由度刚体理论描述探测线圈，构建了完整的刚柔耦合动力学模型；进一步基于静力学平衡理论设计了系统的稳态飞行构型，经实地飞行试验验证后，结合位移法与逐级分析思路反算出各缆绳原长，从而解决了复杂模型设计与仿真初始条件难以精确给定的问题。通过对3种典型强扰动工况进行仿真，结果表明：速度增量不变的前提下采用加速度峰值更低、作用时间更分散的加速策略能更有效地抑制系统姿态扰动与张力冲击；后置气动薄膜可增强系统动态机动稳定性，但受薄膜自重与环境气流扰动耦合影响，面临静态偏移与结构载荷增大的制约；系统的横向扰动剧烈程度主要由正侧风分量主导；转弯等复杂机动中塔式结构几何构型赋予系统自稳性，但高速机动仍会显著增加横向外摆幅度与结构载荷。

针对操纵状态下起落架摆振频发的工程问题，开展了高置信度模型与参数耦合影响规律研究。基于时滞轮胎动力学模型，构建了考虑轮胎侧向变形模式动态变化的起落架-轮胎耦合摆振动力学方程。通过Hopf分岔分析方法，计算起落架系统全局动力学特性的多维度投影，定量揭示了不同滑跑速度下起落架侧向弯曲刚度、扭转刚度等关键参数耦合效应对系统稳定性的影响规律与作用机制。计算结果与传统轮胎模型对比表明，二者既存在一致性，又凸显了传统轮胎模型在捕捉参数耦合作用方面的局限性。采用增强的贝叶斯优化方法优化起落架系统分岔特性，显著提升了系统稳定性。基于参数优化结果，结合Sobol全局灵敏度分析，量化揭示了多维参数对系统稳定性的影响对比，其结果与霍普分岔分析相互补充与验证。研究发现：当起落架扭转模态频率与侧向弯曲模态频率接近时，系统会产生显著的模态耦合效应，形成双稳态摆振边界，导致系统稳定性显著降低；低速滑跑时，侧向刚度不足易诱发摆振，而高速滑跑时，较高的起落架侧向弯曲刚度需要匹配更大的阻尼去抑制摆振；提升扭转刚度、降低轮胎侧向刚度在全速度域内均表现出显著的摆振抑制效果，可作为关键控制参数进行针对性设计与优化。

针对金属搭接结构隐藏裂纹难检、传统风险评估高度依赖离线无损检测的问题，基于数字孪生框架提出了一种诊断-预测一体的动态风险评估方法。该方法以实测应变驱动物理-数据融合的裂纹扩展模型，并建立动态贝叶斯网络实现虚实闭环；通过CUSUM检测裂纹存在、KNN定位裂纹位置、MOGPR识别裂纹尺寸，结合DBN实时更新裂纹扩展参数C和m。在此基础上，采用蒙特卡洛仿真计算SFPOF。试验结果表明：CUSUM-SFPOF联合判据能及时实现裂纹预警，降低对高精度EIFS的依赖；随着监测数据累积，参数C和m标准差逐渐降低，寿命预测不确定性降低。该方法可实现金属搭接结构持续在线风险量化评估，为结构视情维护提供可靠支撑。

变体飞行器作为下一代航空器的革命性范式，其动态气动外形重构能力可突破传统固定机翼飞行器的气动效率与任务适应性瓶颈。针对现有力学超材料机翼存在的变形自由度受限、难以实现分布式连续变形等问题，提出一种基于力学超材料的多模式变构机翼设计方案。首先，通过构建梯度力学性能的胞元体系，结合刚性承载单元与柔性变形单元的差异化设计，实现结构轻量化与大变形协同调控；其次，进一步开发主动驱动胞元与过渡变形胞元，建立面向气动轮廓的参数化空间排布策略，形成具备多模态协同变形能力的全点阵机翼架构；最后，基于有限元仿真与物理试验，验证了该机翼翼面整体扭转变形及局部厚度调节能力。研究表明，所提出的梯度超材料机翼可实现展向+12°/-9°连续扭转变形与弦向8%的厚度调节。研究成果为突破飞行器跨域气动性能优化与多任务自适应调控提供了新途径，对智能变形飞行器的发展具有重要工程价值。

针对直升机尾传动系统高精度故障数据难获取和传统迁移学习对未知故障的知识泛化不足问题，提出了用于直升机尾传动系统的自适应权重多级融合图域泛化（AMFGDG）故障诊断框架。首先，结合集中质量法与有限元法，生成直升机尾传动系统不同健康状态下的多节点振动数据，并用实验验证了该方法的有效性。基于所生成数据方法构建多源域的带有限元节点的图样本，同时以不同传感器的测试数据作为目标域的图样本。然后，采用自注意力机制完成图网络边权重自适应更新，实现节点间影响强度精准表征。引入混合专家门控策略完成跨图层级的信息融合，缓解多层图网络堆叠导致的过平滑现象。最后，结合分类损失、深度聚类损失及局部分布对齐损失实现诊断模型更新，完成故障诊断分类。基于直升机尾传动实验台私有数据集和西储大学轴承公开数据集的诊断结果对比和消融实验，验证了提出方法具有低数据依赖性和高泛化能力，诊断精度高达95.4%。

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。