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。

为提高复合材料加筋圆柱壳后屈曲分析和优化效率，提出了一种融合样本分簇和改进K折交叉验证的增广径向基函数（ARBF）快速近似建模方法。采用K-means聚类算法确定了样本最优分簇，基于样本局部密度确定了样本的基准形状参数，各分簇均引入缩放系数自适应调整形状参数，有效兼顾了优化形状参数的效率和精度。通过样本子集建立ARBF辅助近似模型，进而建立了基于偏差-方差分解的ARBF辅助近似模型泛化性能评估准则，解决了传统K折交叉验证样本信息利用不足的难题；基于分块矩阵求逆技术推导了ARBF辅助近似模型的高阶系数矩阵快速求逆方法，提出了基于改进K折交叉验证的缩放系数优化方法，大幅降低了确定最优形状参数的计算复杂度，提升了ARBF近似建模效率和精度。数值和工程算例表明，样本最优分簇和快速交叉验证对近似建模效率和精度有显著增益，降低了建模效率对样本规模和问题维度的敏感性，且相同训练样本数量下，该方法建模精度显著优于其他典型方法，验证了该方法的有效性和先进性，具有一定的工程应用价值。

水雷严重威胁海上安全，直升机扫雷相比传统船舶扫雷部署快、效率高、危险低，但目前仍缺乏公开适用的建模理论和分析方法。基于绝对节点坐标法建立了跨介质大柔性拖缆模型，发展了易于耦合集成的直升机和拖体的刚体动力学模型，构建并验证了直升机扫雷系统跨介质刚柔耦合模型，提出了耦合系统的分块配平方法，分析了关键设计参数和飞行参数对配平特性的影响，结果表明：飞行速度增大时，直升机低头姿态加重，将拖点位置布置在重心后上方可改善姿态；转弯时，拖缆拉力抑制直升机滚转运动，需增加横向操纵提供转弯向心力；飞行高度降低和拖缆长度增加难以有效增加拖体深度，必须在拖体上加装迫沉部件。

为了准确计算复合材料层合梁在静载条件下位移、应力，提出了一种新型的层合梁模型。该模型的初始位移场由整体、局部2部分组成，通过局部位移变量、形函数来描述每一层的位移趋势，并根据层间位移、剪切应力连续条件，剪切应力在层合梁上下表面自由条件，可获得由6个位移变量表示的该模型最终位移场。通过经典案例数值验证表明：该模型能够准确计算静载条件下层合梁的面内位移、应力，特别是可通过本构方程计算出准确的横向剪切应力，而且无需对该剪切应力进行任何处理，方便于工程应用。

空间引力波探测任务对航天器核心区域的环境洁净度提出了极高的要求，为此，提出一种双层序列优化方法（BSOA），解决航天器组件布局设计（SCLD）问题以实现电磁力和自引力噪声的有效抑制。SCLD是一个典型的混合整数规划问题，BSOA方法将其进一步建模为双层优化问题进行求解，上层优化定义为整数非线性规划问题，确定组件的方向和区域；下层优化定义为实数非线性规划问题，优化组件在选定区域内的具体位置。通过引入反馈迭代机制，下层优化的结果能够反作用于上层决策，实现布局方案的渐进优化。在双层序列优化框架内，采用精英遗传算法实现上层问题的全局优化，并结合差分进化算法完成下层问题的局部搜索。针对优化过程中的多种技术挑战，提出混合编码策略以满足进化算法的编码需求，区域划分策略以实现安装位置的离散化处理，以及碰撞检测方法以识别组件几何约束违反情况。实验结果表明，该方法在复杂多约束条件下可高效求解布局设计问题，生成符合科学任务要求的布局方案，并在均值和标准差等性能指标上显著优于传统单阶段优化方法和双阶段优化方法，具有重要的应用潜力和拓展价值，为未来的引力波探测任务奠定了技术基础。

针对火箭基组合循环（RBCC）动力飞行器上升段轨迹快速规划问题，提出了一种基于降阶模型燃耗最优推力近似解和高度-速度剖面解析设计跟踪的燃耗近最优轨迹快速规划方法。首先，基于奇异摄动和能态近似理论对上升段动力学模型进行降阶，给出了燃耗最优模态切换方程和推力近似解。随后，基于飞行机理分析，设计了三段解析形式的高度-速度剖面并给出了过程约束施加方法；考虑轨迹最优性，将燃耗最优模态切换方程作为分段参数求解依据，设计了基于多段轨迹序贯迭代的剖面参数求解策略以满足终端高度、速度约束；最终，设计了基于二分法的剖面参数闭环迭代校正算法以满足终端弹道倾角约束，进而实现燃耗近最优的上升段多约束轨迹快速规划。以空基发射RBCC概念飞行器为例开展上升段轨迹规划仿真，验证了本方法的有效性、快速性以及多任务适用性；且与传统优化方法相比，所提方法能够保持相近的燃料消耗并具备更高的计算效率。

氢燃料飞机在推进系统、燃料储运系统和机体结构等方面相比于传统飞机发生较大改变。首先，建立燃料电池混合动力系统模型，将燃料电池的极化损失与电驱动风扇发动机总体性能相集成；其次，建立了液氢储罐和供氢模型，评估了液氢供给过程中罐内压力和温度的变化规律；然后，进行了飞机三维几何建模和快速气动评估，分析了集成液氢储罐对全机气动特性的影响，得到了全机升阻特性随机身外形的变化规律。综合考虑了燃料储存能量、推进系统功率和储罐结构设计，随着飞机携带能量增加，液氢储罐质量效率最高可达80%。将燃料电池混合动力系统的耗油率与质量均考虑在内，优化氢燃料储罐布置，实现了液氢飞机的燃料储运系统、推进系统、飞机机体结构的多维度匹配，得到液氢飞机的飞发匹配方案。研究表明，仅增加机身长度时，飞机的升阻比变化较小；氢能飞机减少的碳排放量、氢罐的质量效率均与机身长度的加长量呈正相关；当机身长度加长5%时，碳排放量可减少714 kg，减碳比例为1.56%；当机身长度加长20%时，碳排放量可减少45 709 kg，减碳比例为100%，巡航时间超过传统飞机的10.04%。

碳纤维增强树脂基（CFRP）复合材料凭借其优异的轻质高强特性，在航空发动机领域的应用日益受到重视。然而，纤维与树脂基体间的界面问题严重制约了其性能的充分发挥。围绕碳纤维/基体界面力学性能及研究方法、界面损伤机理及模拟方法、界面强化机制及策略3个方面，深入探讨了现有研究进展、存在的不足以及发展趋势。研究表明，通过试验测试、微观结构表征以及解析与仿真技术可有效揭示界面对CFRP复合材料宏观力学性能的影响；界面损伤呈现分层、脱粘、裂纹扩展等多模式特征，其演化过程受力学载荷、热-机械耦合及环境因素的协同作用，通过宏观有限元模拟、微细观力学模型和多尺度模拟等数值方法能够对其进行有效表征；界面改性、纳米增强及新型树脂基体开发等界面强化策略显著提升了界面粘附性能，进而提高了复合材料的力学性能。然而，CFRP复合材料在航空发动机极端服役环境下的应用仍面临以下挑战：现有界面力学性能表征技术存在局限性，多物理场多尺度耦合损伤机理研究不足，界面强化效果的长期稳定性有待提升。解决这些关键问题，将为提升CFRP复合材料在航空发动机等高端装备中的服役可靠性提供重要的理论指导和技术支持。

对复杂形貌叶端的整剖面间隙进行非接触、高精度的测量是保障航空发动机安全高效运行的关键。在利用120 GHz微波传感器进行叶端整剖面间隙测量中，静态回波信号受幅值调制干扰导致传统方法难以有效估计回波信号的不平衡参数，端面动态回波信号反映的间隙信息易出现临界相位突变现象，为叶端整剖面间隙的静动态测量带来极大挑战。为此，首先针对幅值调制下不平衡参数估计问题，提出了比值差分-频谱（RD-S）校正方法，利用I/Q信号的衰减一致性，通过比值差分过程消除静态回波信号中幅值调制项的干扰，随后通过主频和镜频分量实现了不平衡参数估计。其次针对临界相位突变现象，利用棣莫弗定理并结合幅-相信息，克服了临界相位突变的干扰并实现任意半波长内剖面间隙的测量。实验结果表明，在静态测量中所提RD-S校正方法较传统校正方法的解调位移误差平均降低79.2%，平均位移校正误差为1.31 μm，非线性度小于0.06%。进行叶端间隙动态测量时，在300 μm相对间隙变化内的平均测量误差小于2.5 μm，H形叶片凹腔深度的测量平均误差为2.09 μm。

超声速民机因其在长距离、长航时航线运输方面所具有的明显优势，已成为未来民机的重要发展方向。“绿色航空”概念的提出使得节能减排和降噪越来越成为民机的重要优化设计目标之一，自然对其动力装置也提出了相应的要求。传统构型动力无法实现起飞低噪声、超巡高单位推力、低耗油率和低排放指标的兼顾。以带核心机驱动风扇级（CDFS）的双外涵变循环发动机（VCE）构型为研究对象，考虑发动机性能及喷流噪声、NO _x 排放等关键优化设计目标，开展稳态可调几何控制规律设计方法研究。研究表明，提高第1外涵分流比有助于降低NO _x 排放，提高内涵和第2外涵分流比有助于降低喷流噪声。将设计结果应用于第1代超声速客机“协和号”动力装置重优化设计，与基准方案相比，在满足飞机性能需求的前提下，超声速巡航工况耗油率降低了20.19%，起飞工况喷流速度实现了44.47%的降幅，使得起飞噪声指标满足适航要求。

为兼顾旋翼气弹耦合分析的计算精度和效率，发展了一种黏性涡粒子方法（VVPM）/几何精确梁理论（GEBT）紧耦合的气弹分析方法。在气动建模方面，采用VVPM方法和Leishman-Beddoes（L-B）动态失速模型来模拟旋翼的尾迹黏性流动和桨叶的非定常气动特性，能同时考虑弹性变形的影响；在结构方面，基于GEBT方法发展了能考虑旋翼总距突增运动的非线性动力学方程。通过开展悬停状态旋翼定常/非定常气动特性对比分析，验证了耦合方法的高效和高精度特性。以BO105旋翼为研究对象，分析了悬停状态总距突增过程中桨叶的弹性响应特性及其对旋翼气动特性的影响。结果表明：初始总距较大较易引发动态失速现象，导致桨叶低头力矩迅速增大、剖面翼型法向力系数减小，使旋翼的拉力超调现象减弱；在总距突增结束时刻，弹性桨叶相较刚性桨叶出现更大范围的拉力超调区域，从而导致弹性旋翼的拉力超调现象比刚性旋翼更为严重。通过旋翼涡流场分析捕捉到了尾迹的延迟脱落现象，揭示了桨盘平面诱导速度滞后造成的旋翼拉力超调现象。

氢动力飞机具有高质量能量密度和近零排放的优势，成为航空业绿色转型中的重要方向。液氢燃料储供系统作为氢动力飞机的核心系统之一，其关键核心技术突破直接影响到飞机的经济性和实用性。系统综述了氢动力飞机的发展现状，重点探讨了液氢储罐、液氢增压泵、换热器等机载液氢燃料储供系统关键部件的设计与集成挑战，并凝练出机载液氢燃料储供系统发展的6项关键核心技术，包括布局优化技术、系统轻量化技术、液氢储罐高质量储氢比与高效存储技术、供氢动态匹配控制技术、液氢冷能综合调控技术以及安全与风险控制技术。分析结果表明：机载液氢燃料储供系统布局优化是基础，依据不同飞机类型给出适用布局；液氢燃料储供系统的轻量化有助于提升飞机的航程和有效载荷，特别是液氢储罐高质量储氢比与高效存储尤其重要；供氢动态匹配控制和液氢冷能综合调控技术适用于飞机动态工作阶段；通过结合国际标准并采用多重安全设计以降低泄漏与火灾风险，保障氢动力飞机运行安全。以上机载液氢燃料储供系统的关键部件研制、关键核心技术突破与相关标准建立，不仅有效推动氢动力飞机的商业化进程，而且为低空经济及航空业碳中和目标提供了重要支撑。

电阻抗层析成像技术（EIT）作为一种新兴的损伤监测技术，以其非侵入、响应快、设备结构简单等优势而被认为在航空航天结构健康监测领域具有极高的应用潜力。首先对电阻抗成像算法的发展历程进行回顾，总结了国内外近年来EIT在正问题模型、正则化、逆问题求解等方面所取得的代表性成果。接着对EIT针对航空航天领域中常用的树脂基复合材料，陶瓷基复合材料以及其他功能性材料的损伤监测应用情况进行了系统性的归纳，并总结了EIT技术现有的针对三维结构可行的电极阵列排布以及激励方案。最后指出了电阻抗层析成像技术现存的关键问题，并对其未来的发展方向做出展望。