针对聚合物基复合材料力学性能的应变率依赖性问题，探讨、量化了复合材料静态和疲劳性能的应变率强化效应，提出了变频加载下复合材料剩余强度和疲劳损伤的评估方法。首先，分别对包含和不包含静强度的疲劳寿命数据执行幂律S-N曲线拟合，分析静强度和疲劳寿命的加载频率敏感性，进而通过引入应变率强化系数，量化了应变率对材料强度的强化程度，确保了复合材料力学性能表征数据的应变率一致性。其次，利用强度储备概念构建了独立于应力水平的概率型剩余强度模型，该模型能仅用一组模型参数预测任意应力水平下的强度退化过程。最后，基于所开发的模型和公开数据进行了变频加载的剩余强度预测，结果表明，升频加载和降频加载造成的累积损伤分别为0.323、0.493，与试验数据相差不超过5%，预测结果可靠。

针对运载火箭动力系统的推力偏移损失故障，提出基于自适应遗传算法反向传播（AGABP）神经网络的推力故障在线检测和诊断方法，仅依据箭载传感器测量得到的火箭运动信息，实现对推力损失故障的低延迟、高精度在线检测和诊断。首先根据我国运载火箭数据及推力故障类型进行六自由度建模，并将过载和视加速度等对故障敏感的历史状态信息作为输入进行网络训练；其次通过自适应遗传算法调整BP神经网络中初始权重，从而得到优化后的网络参数；最后对得到的运载火箭推力偏移损失故障在线诊断模型进行六自由度在线仿真验证。数值仿真结果表明，与传统BP网络相比，基于AGABP的方法收敛速度快，迭代次数少，故障定位准确率为96.51%，故障定位延迟在0.1~2 s之间，94.19%的样本预测推力下降程度与实际推力下降程度之差在20%范围内。

为了高效地开展结构可靠性分析，通过引入代理模型更新的误差停止准则，提出了改进的元模型重要抽样算法。首先，建立了元模型重要抽样算法中失效概率预测值与真实值之间相对误差的解析关系；其次，推导了失效概率预测值与真实值之间相对误差上限与Kriging代理模型预测精度之间的近似关系，通过失效概率预测值与真实值之间相对误差不大于预设精度，建立了基于失效概率预测误差指导的Kriging代理模型更新准则，提高了Kriging代理模型在元模型重要抽样算法中的更新效率；最后，将所提的改进元模型重要抽样算法应用至数值算例及涡轮轴疲劳寿命可靠性分析的工程算例中，计算结果验证了所提算法的高效性和准确性。

针对在轨服务卫星推力器故障诊断方法对观测噪声鲁棒性差的问题，提出基于服务星相对位姿信息的诊断方法。首先，基于推力器的工作原理构建了2类故障模型，采用基于后验协方差矩阵的数据融合方法处理相对位姿数据，防止相对位姿测量误差过大导致推力器误诊断。随后，采用自适应扩展卡尔曼滤波（EKF）解决推力器故障下所出现的预测步失准问题；分析了噪声对故障诊断算法的影响，并提出基于广义似然比（GLR）的故障诊断策略。仿真结果表明，在推力器故障时，所提出的自适应EKF相比EKF的滤波误差减小了约80%，故障量估计速度提升了34%；当故障下推力变化量较小时，卡死类故障的最快诊断速度为10步，最小诊断误差约为0.5%；效率下降类故障，最快诊断速度为38步，最小诊断误差为3%。最后，构建了在轨任务场景，采用线性二次型调节器（LQR）控制算法控制服务星在近场逼近目标星，过程中模拟了服务星推力器发生效率下降故障，故障发生后4 s发现并分离了故障，约50 s后获得了实际效率估计量，验证了所提出的方法的有效性。

为有效开展飞机系统可靠性评估，提出了一种机理与数据双驱的可靠性评估（MDRM）理念，在MDRM理念中，基于功能危险性分析（FHA）、故障模式及影响分析（FMEA）和故障树分析（FTA），从正向机理角度构建故障逻辑图，结合运行数据构建贝叶斯网络模型选取重要影响参数，将生成对抗理论引入代理模型，提出了生成对抗代理建模策略，用于建立影响参数与研究对象的关联模型，进而实现可靠性评估。基于MDRM理念，融合神经网络模型和紧支撑域思想，提出了生成对抗回归网络（GARN）方法用于飞机系统的可靠性评估。此外，运用数学案例证明所提出GARN的建模性能，通过某型国产民机1号液压系统低压和起落架刹车温度多失效案例验证所研究方法的工程适用性。通过多种方法对比表明，GARN具有突出的建模性能和仿真性能优势，所提出的理念和方法可为飞机系统可靠性评估提供有力的理论和技术支撑。

采用NACA0014翼型设计了一种基于复合材料弹性周期结构和柔性蒙皮的变弦长机翼。根据结构刚度要求引入了预变体概念，在保证结构强度和刚度的前提下实现了非机构性高变弦长能力。避免了传统机构变体结构重量大、驱动复杂的缺点。建立了机翼的有限元模型，基于静强度分析给出了机翼弦向变体最大幅值。建立机翼的气动分析模型，计算了机翼在不同变体状态下的气动性能。根据机翼法向刚度要求完成了预变体分析，并校核了严酷工况和经济巡航工况下机翼结构的强度、刚度和稳定性。通过超载计算预测了结构初始损伤模式和极限载荷系数。开展了固有模态分析和瞬态分析，给出了变体机翼的基本动力学响应。分析表明，基于对称双波纹弹性周期结构设计的变弦长机翼，结构和驱动机构简单，变体时翼面较光顺，强度、刚度和稳定性满足设计要求。弹性周期结构最大伸展量为140 mm，为周期结构初始弦长的58.33%，为机翼原始弦长的23.33%。未变体状态和最大变体状态机翼的最大安全迎角均为12°，有利迎角均为8°。最大变体状态机翼升力比原始状态提高22.89%。预变体伸展量为16 mm时，硅橡胶柔性蒙皮预应力状态即可满足Y向刚度要求。气动载荷增大到静强度载荷1.96倍时，周期结构发生初始损伤，损伤模式为纤维拉伸破坏。最大变体状态一阶和二阶固有模态依次为竖直和水平弯曲振型。平飞中遭遇突风载荷时，变体机翼位移在2 s内基本收敛。

飞机起降系统的非线性动力学稳定性问题一直是飞机及起落架设计的难点问题，涉及复杂的几何非线性、物理非线性及其耦合。传统时域计算方法虽然能有效判定系统稳定性，但在参数影响分析和参数化快速设计等方面存在计算量大的局限性。近年来数值延拓法被广泛应用于起降系统的非线性动力学稳定性分析领域，该方法在设计初期就能够快速、准确地分析动力学模型的稳定性随参数的变化规律，从而可有效提高飞机及起落架的设计效率。首先阐述了动力学稳定性、分岔分析和延拓计算的方法。然后按照起降系统的功能分类，综述了起落架摆振稳定性、滑跑方向稳定性、收放机构稳定性的研究现状，重点论述了基于数值延拓法的稳定性分岔分析方法在起降系统的应用研究。最后对飞机起落架摆振稳定性、滑跑方向稳定性、收放机构稳定性研究进行了总结和展望。

加筋板结构在航空航天、船舶等工程领域中应用广泛，对其固有振动特性展开研究具有重要的理论价值和应用价值。针对矩形加筋板固有模态的求解问题，基于Rayleigh商和Rayleigh-Ritz法提出一种半解析分析方法。在该方法中，封闭形式的薄板模态函数作为加筋板模态函数的基函数，根据Rayleigh商得到加筋板频率方程和模态函数。此外，对于四边简支单筋加筋板的固有振动问题，由Rayleigh商得到其控制微分方程，采用分离变量方法求得其精确解。通过把所得结果与有限元结果和文献结果进行比较，验证了所提方法的有效性与精确性。所提方法可以用于加筋板的理论分析和参数化设计。

组建低轨卫星互联网星座用于通信，需要多星在轨互联，如何高效率地构建在轨星座并成功组网是一项复杂的系统工程问题。目前，普遍采用堆叠式一箭多星发射入轨，继而在轨自主分离的方式进行组网。为此，综述了堆叠式卫星的应用需求与发射优势，梳理了国内外堆叠式卫星的发射情况；针对堆叠式卫星在轨分离技术难点，概述了堆叠式卫星构型设计及锁紧分离机构设计优化；针对堆叠式卫星分离动力学问题，总结了分离前堆叠卫星组合体的动力学建模及分析方法、分离过程多刚体系统动力学建模与仿真手段，以及分离过程接触碰撞的检测算法；针对堆叠式卫星分离过程地面物理仿真问题，介绍了堆叠式卫星同层分离与层间分离地面试验方法。最后，总结了堆叠式卫星分离动力学关键技术，并指出若干值得深入研究的前沿方向。

结构健康监测（SHM）方法的工程应用已越来越广泛，在航空航天领域的应用也逐步展开，但如何评价其可靠性仍然没有形成广泛认可的标准。近年来学术界和工业界围绕如何发展SHM可靠性评价方法方面做出了诸多探索，无损检测（NDT）可靠性评价方法已被用作SHM可靠性评价研究的起点，然而SHM无论是系统实现还是应用模式都和NDT具有明显区别，SHM的可靠性评价还有待深入研究。综述了从NDT到SHM的可靠性评价方法的研究及发展现状，结合研究现状讨论了NDT可靠性评价方法的发展、NDT可靠性评价方法在SHM上的应用，SHM和NDT可靠性评价的差异，SHM可靠性评价方法的发展，并在此基础上，提出了基于条件控制的SHM双可靠性评价方法，并进行了总结与展望。

针对传统动载荷识别方法中频响函数矩阵求逆运算导致的不适定性问题，以及深度学习方法缺乏物理可解释性的局限，提出了一种全新的物理嵌入式神经网络（PENN）动载荷识别模型与方法。通过将结构动力学参数（如模态质量、模态刚度、模态阻尼等）直接嵌入神经网络中，构建出具有物理可解释性的PENN动载荷识别模型。PENN模型能够以正向计算过程直接识别动载荷的功率谱密度，避免了传统方法的频响函数矩阵求逆运算，并能够对其内部的物理参数进行自适应修正，保证了在先验物理参数不准确时仍能实现动载荷的高精度识别。详细阐述了方法机理、PENN模型构建规则、参数设定及训练流程，并对多种工况下的动载荷进行了数值仿真与实验验证，结果表明，本方法在动力学系统先验参数不准确和仅有1组训练样本的情况下，识别动载荷的皮尔逊相关系数均不低于95%，展现出较好的鲁棒性和工程应用潜力。

在航空航天领域，飞行器在服役过程中难免遭受飞鸟的撞击，直接威胁着飞行安全，严重时甚至造成机毁人亡的灾难性事故。飞行器结构抗鸟撞设计时，冲击动力学问题的复杂性导致必须把设计、分析、数值仿真和试验验证有机结合起来。受结构材料动态性能及本构参数匮乏、试验方法及仪器装备能力不足等问题的制约，结构抗鸟撞设计周期长、效率低。近年来，西北工业大学冲击动力学研究团队围绕飞机结构抗鸟撞设计，基于积木式设计方法，在结构材料和鸟体动态性能及本构参数确定、连接结构动态失效行为、新概念抗鸟撞结构设计等方面开展了系列创新研究工作，并在国家重点型号飞机结构的抗鸟撞设计中得到了应用。

氢能源无人机作为新能源动力无人机中最具发展潜力的机型之一，其发展与绿色航空概念以及低空经济场景联系紧密。总结了氢能源无人机发展过程中涉及的关键领域和技术问题，并对相关研究进行了总结和梳理，旨在为氢能源无人机设计提供参考。首先对氢能源无人机的发展历史、技术优势、应用场景和常见机型进行了概述。然后以总体设计技术、结构设计技术、动力系统设计技术以及飞行控制技术4大技术领域中涉及氢能源无人机的关键问题进行了分类探讨，分析了每个领域中所面临的技术前沿问题和国内外研究人员目前的相关研究。最后结合相关技术进展，对氢能源无人机的发展提出了建议与展望。研究表明，氢能源无人机的发展潜力仍未被完全发掘，需要多学科、多领域共同发力，发挥氢能在无人机增加续航时间、降低机载质量和助力绿色航空发展等方面的关键作用。

通过追溯可靠性实验的发展起源，指出了现有以故障时间概率分布为核心的可靠性研究范式的历史局限性，即仅适用于有故障观测数据的情况，而对创新产品的研发束手无策。具体表现在，可靠性指标具有小样本、动态性、属人性特征，而质量特征却是大样本的、静态的、客观的，因此传统可靠性统计试验错误的使用了质量管理中概率抽样验收方法；而加速寿命试验和加速退化试验，由于采用基于微观失效物理构建的经验性加速模型使得试验方法并不适用于真正具有功能的系统级产品。为此，从可靠性科学原理的角度分析了以验证因果规律为目标的可靠性科学实验的存在性，进而定义了可靠性实验为旨在验证系统裕量与性能和性能要求之间的机会因果规律的受控实验，并分析了包括规律清晰性、黑箱认识论和机会因果律在内的可靠性实验的内涵，在此基础上给出了可靠性实验方法的基本原则：系统综合、分类判别和优化均衡。进一步的，基于可靠性实验原理，构建了以模型为核心的可靠性时空验证与测试体系，展示了该体系才是唯一能够从可靠性特征内涵出发，同时满足工程需求的可靠性验证与测试方法。最后，探讨了可靠性科学实验的使用范围，提出了可靠性时空验证与测试体系的发展设想。

高温结构的长寿命安全运行与严苛服役环境之间的矛盾日益突出，蠕变-疲劳交互损伤日渐凸显导致航空发动机高温部件故障率居高不下。此外，在碳中和背景下对发电机组深度调峰的迫切需求，使得火电、燃机等高温关重件同样面临着缺乏精准的寿命评估方法的问题。基于单一尺度或单一参量的寿命设计方法无法同时考虑高温结构宏观多轴应力效应和微观组织演化历程，尤其对于微观组织不均匀的高温结构。因此，系统介绍了基于宏观连续介质—微观晶体塑性的双尺度建模方法，以含孔结构为例介绍了基于双尺度损伤理论的寿命预测方法，为了服务于双尺度理论体系的工程化应用，开发了一套考虑材料表面强化效应的蠕变-疲劳寿命预测软件，以实现表面强化高温结构的快速损伤评定及寿命预测。

地月三体系统中的周期轨道在深空探测中具有重要的理论价值和工程意义。太阳帆航天器不需要消耗推进剂，在长期的空间任务中具有很大的潜力。在地月三体系统中增加太阳帆推进，将在地月系统中开辟更多有应用价值的轨道。在太阳帆地月圆型限制性三体问题的简化非自治动力学模型下，引入了一种新的太阳帆指向律，使得太阳帆加速度与帆的状态向量相关，在此条件下，推导了系统的雅可比矩阵。将该指向律应用到近直线Halo轨道中，结合改进的微分修正法和太阳帆加速度延拓寻找新的轨道族。数值仿真验证了该指向律和该数值计算方法在非自治系统周期轨道设计中的有效性。分析表明，建立的新型太阳帆周期轨道族可用于月球照明和月球高纬度地区观测。最后，将周期轨道迁移到非共面双椭圆扰动模型中，通过二级微分修正方法得到了扰动下的拟周期轨道，分析表明其照明性能和覆盖性能可以保持。进一步计算了不同初始时刻对应的拟周期轨道，分析表明当地月质心和月球越接近其轨道的近心点时，扰动因素对轨道的影响越大。

在涵道螺旋桨的设计过程中，由于涵道与螺旋桨之间相互干扰问题的复杂性，桨盘处的诱导速度难以确定，导致涵道螺旋桨的设计难度相比孤立螺旋桨显著增大。建立了涵道螺旋桨的动量理论模型，推导了涵道螺旋桨的桨盘推力占总推力的比值k与桨盘处诱导速度的对应关系，并基于计算流体力学（CFD）仿真分析揭示了悬停和前飞状态下k值的变化规律。对于给定的涵道构型，相关规律具体表现为：在悬停状态下，k值几乎不随螺旋桨转速变化，基本保持为常数；而在前飞状态下，k值与涵道螺旋桨的推力系数之间存在线性关系，且该线性关系与转速和来流风速等工况参数无关，这十分有利于建立关于k值的工程模型，在此基础上还进一步探讨和揭示了叶片数不同涵道螺旋桨的k值统一规律。以上研究丰富了对涵道螺旋桨的理论认知，并对涵道螺旋桨设计理论的完善具有参考价值。

针对民用航空发动机传感器数量不足、难以实现有效故障诊断的问题，提出了融合先验信息的自适应气路分析模型（AGPAM-PI），提升了发动机故障诊断的准确性与效率。AGPAM-PI结合发动机指印图的先验信息和非线性气路故障诊断方法，首先通过指印图对故障信息进行有效补充，对故障因子求解范围约束限定，然后再利用非线性气路分析模型进行故障诊断。以一台在实际运营过程中发生故障的CFM56-7B发动机数据进行验证，结果表明模型对该发动机的故障进行了准确的定位并通过发动机故障诊断规则分析了发动机故障模式，证明了模型的有效性。相比传统的气路故障诊断方法，先验故障信息的引入增强了单元体故障的识别能力，提高了诊断精度。

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。