针对空气深度预冷组合循环发动机——协同吸气式火箭发动机（Synergistic Air-Breathing Rocket Engine，SABRE），采用部件法对其进行建模，匹配计算得到吸气式模态下飞行走廊内其性能参数变化规律，并研究其高度速度特性。计算模型可信度较高，推力误差小于6%，能够较为准确地模拟SABRE吸气式模态的性能参数。结果表明： SABRE兼具火箭发动机大推力和航空发动机高比冲的特点，吸气式模态下比冲介于21 300~27 380 m/s，随着高度速度的增大，其推力比冲先增大后减小；SABRE利用预冷器将入口空气温度降低，可使其空域速域拓宽至25 km、5Ma，满足高超声速飞行的动力需求；发动机速度下限由压气机最大流量决定，速度上限则由氦气回路减压器工作限制条件决定。

高鲁棒性的动网格变形方法是求解包含运动边界的非定常流场问题的关键技术。基于经典的弹性体动网格方法，引入两种设计合理、评价效果较好的网格质量参数——Patrick参数和Baker参数，提出了一种基于网格质量反馈的改进弹性体动网格方法。结合二维NACA0012翼型、三维ONERA M6机翼大角度俯仰运动，对比研究改进方法与经典方法的变形能力，改进方法能够保持较好的网格质量，尤其在最大变形时，可以有效改善较差网格单元，具有更高的鲁棒性。计算了NACA0012翼型、ONERA M6机翼的俯仰振荡绕流，并与实验结果及文献进行对比，结果表明，基于网格质量反馈的改进弹性体法能够显著提高变形网格的鲁棒性，可为非定常流场问题的求解提供有力支撑。

为解决卫星上反作用飞轮存在安装偏差、故障及外部干扰情况下的姿态控制问题，提出了一种基于迭代学习观测器的姿态容错控制方法。该方法通过设计迭代学习观测器，以较小的计算量实现对执行机构发生的故障以及安装偏差进行精确的估计。并利用观测器的观测结果设计滑模控制器，使处于外部干扰条件下的卫星系统在执行机构发生故障的情况下可以快速稳定地完成姿态机动任务。进一步基于Lyapunov稳定性定理证明了迭代学习观测器及控制器的全局渐近稳定性。针对反作用飞轮存在不确定性及故障的情况下进行仿真，仿真结果表明，与同类容错控制方法相比，所提方法可以更加快速精确地对故障进行估计并完成姿态控制。

针对拦截临近空间高超声速飞行器的弹道跟踪过程，基于线性二次型调节器理论和高斯伪谱法设计一种跟踪制导律。为了对标称弹道进行精确跟踪，考虑线性二次型跟踪问题，应用最优控制理论推导最优解的充要条件，得到带时变增益的线性状态反馈控制量的表达式；基于高斯伪谱法，在离散的勒让德-高斯点上利用标称弹道数据计算差分矩阵和系数矩阵，求得状态扰动反馈控制律。仿真结果表明，与基于求解矩阵黎卡提方程的方法相比，该方法选取较少的节点即可获得高精度的反馈控制量，且运算效率大幅提高，满足在线实施要求。

对于单机多表斜置冗余捷联惯组的故障诊断、隔离和重构，提出无迹卡尔曼滤波结合三交叉容错融合方法。考虑各误差项，对不同的冗余配置建立统一数学模型。通过三交叉重构模型的设计可快速隔离一度故障并输出正确结果，对被隔离的故障表各误差系数采用无迹卡尔曼滤波方法标定，可辨识因误差系数改变而引起的软故障。以单机五陀螺的两种误差系数软故障为例仿真验证了冗余捷联惯组信息容错管理算法的正确性。

复合材料桁架结构以其轻质和优异的力学性能应用于大型航天航空飞行器结构，其承载能力和振动特性是决定其应用效果的关键因素。本文考察了大型碳纤维/环氧复合材料方形截面桁架结构段的自由振动特性。采用锤击法实验测试得到了复合材料桁架结构段自由振动的模态和频率，并与有限元数值模拟结果进行对比分析，论证了锤击法测试振动特性在复合材料桁架结构上应用的可行性和准确性。

基于改进的Newmark组合梁模型和平面应力模型分别建立考虑界面滑移的楔形变截面钢-混凝土组合梁的一维和二维求积元单元。对组合梁的弯曲、自由振动问题进行计算分析，将两类单元的计算结果进行比较和讨论。结果表明，对于工程结构中常见的楔形变截面组合梁的弯曲问题，可以采用自由度较少，计算成本较低的一维模型；对于自由振动问题，一维模型可以较为准确地描述一阶振动模态；若需对高阶振动模态进行分析，可选用更为准确的二维模型。

为探讨球头弹低速斜侵彻下靶板的破坏机理，通过系列弹道试验，对比分析不同初始速度下弹体的变形、靶板的破坏模式以及靶板的破口大小和形状；同时采用ANSYS/LS-DYNA对弹靶作用过程进行数值模拟。结果表明：低速斜侵彻下靶板响应非完全对称，根据受力特征可将靶板划分为四个不同区域，即接触区、弯曲区、拉伸区、对称区；薄板的穿甲破坏可分为四个不同的阶段，即隆起变形、碟形变形、弯曲变形、弹体贯穿阶段；不同初始速度下靶板出现四种典型的穿甲破坏模式，随着初始速度的增加依次为隆起—碟形变形、隆起—碟形变形—拉弯撕裂破坏、隆起—碟形变形—拉弯剪切破坏、隆起—拉弯剪切破坏。斜侵彻下靶板破口形状为椭圆形，随着初始速度的增加，破口长径不断减小，形状由椭圆形向卵形过渡。

可展开遮阳罩一般是由多层轻质柔性高精度无褶皱薄膜和展开支撑臂及其控制装置组成，在轨后展开支撑臂有序展开多层大面积薄膜实现光控制和热控制性能，能有效改善和防护空间航天器。针对可展开遮阳罩结构，依据一维轴向、二维平面与三维周向的展开方式分类总结国内外可展开遮阳罩技术的研究进展，并对不同遮阳罩结构形状、薄膜材料、层数与展开方式等进行对比分析；梳理出遮阳罩在杂光抑制、折叠与展开变形机理、极端环境下薄膜多场耦合、低温热控、太阳辐射光压力矩及其计算方法等方面的关键科学问题，并给出了中国研究遮阳罩的发展建议。

针对超大规模集成电路布局过程中时序优化问题, 提出一种时序驱动的详细布局方法。对设计进行时序分析并获取时序违反路径集合, 对路径上两个连续固定单元间的线网进行平滑处理，以减小路径曲折度以及减少线长。再针对每一个可移动单元与其相邻的线网建立二次规划时序模型，求解局部最优布局位置。对于给定的测试电路，实验结果表明，最差的时序违反与总的时序违反均有明显改善，采用ICCAD 2015竞赛的测试模板和评价方法，总的时序性能有45~350 min的提升。

针对晶体振荡器在振动下会发生输出频率漂移的问题，在分析声学有源降噪技术和加速度对晶体振荡器输出相位噪声的影响机理基础上，提出降低随机振动中晶体振荡器噪声的方法。在晶体振荡器外围电路中嵌入加速度传感器、模数转换器、数模转换器和数字处理器，构建对晶体振荡器相位噪声进行实时补偿的有源降噪系统。结果表明：设计的有源降噪系统在0.03g/Hz振动幅度、10～850 Hz频率范围的随机振动条件下，能达到20 dB的相位噪声补偿效果。

针对星上系统总线多元性导致的星载网络接口和协议不能标准化的发展瓶颈，基于SpaceWire总线协议，通过将静态路由（时间触发）与动态路由（事件触发）机制结合，实现了控制数据和载荷数据共用网络。静态路由完全遵循SpaceWire-D协议，在保证确定性传输的同时，通过启发式调度算法首次实现了多时间窗并行调度，并提出利用最大公约数法设计时间窗，以提高网络吞吐量；动态路由通过对随机事件和载荷数据分配优先级，实现传输路径冲突时对紧急任务的优先处理。在OPENT中搭建网络系统仿真模型，对所提出的路由机制进行了仿真。实验结果表明，静态路由时段网络吞吐量较现有调度算法有明显提高，动态路由实现了紧急事件优先传输。

运用卫星定轨软件工具包NUDTTK，分析了欧洲定轨中心扩展的经验光压模型（EECOM）对北斗二代混合导航星座精密轨道确定的影响。研究表明：对地球静止轨道卫星而言，EECOM能够明显改善定轨精度，相比于传统的ECOM-9和ECOM-5模型，卫星激光测距检核精度分别提高17.4%和35.1%。对倾斜地球同步轨道卫星和中轨道卫星而言，采用ECOM-5模型的定轨精度要优于采用EECOM和ECOM-9模型的，新光压模型EECOM并不能有效改善倾斜地球同步轨道卫星和中轨道卫星的定轨精度。与IGS数据分析中心WHU、GFZ和CODE的轨道产品相互比对的结果显示：目前，国防科技大学北斗精密轨道产品中，地球静止轨道卫星的定轨精度为1~4 m，倾斜地球同步轨道卫星的定轨精度为25~30 cm，中轨道卫星的定轨精度为10~20 cm。

为了提高跨媒体检索的效率，可行的方法是降低数据集中不相关内容的比例。采用局部敏感哈希算法将图像数据映射到汉明空间并利用神经网络学习将文本数据映射到汉明空间的哈希函数，提出一种可以显著提高数据集中相关文件比例的高效跨媒体检索方法。实验结果表明，提出的方法能够有效去除数据集中的不相关内容，相对于已有的跨媒体检索方法，其有效提高了检索效率与准确率。

针对传统的基于区域的主动轮廓模型在分割灰度不均匀图像和噪声图像存在效果不佳的问题，提出结合全局项与局部项的主动轮廓分割模型。全局项由CV（Chan-Vese）模型的保真项构成，局部项的构建考虑局部区域信息的同时引入反映图像灰度特性的局部熵信息。依据图像灰度的特点，选择合理的全局项和局部项参数，并加入正则项保证曲线在演化过程中保持平滑，保障分割结果的可靠性。通过变分水平集方法最小化能量泛函，依据梯度下降流迭代更新水平集，完成曲线演化。采用模拟图像和实际图像进行实验分析，结果表明，所提出的结合全局项和局部项的主动轮廓模型可以高效地分割噪声严重以及灰度分布不均匀的图像。

针对数字射频存储干扰机多通道宽带转发模式下的灵巧噪声干扰，提出了基于混沌调制信号、多谐波相位调制线性调频信号的正交分集抗干扰方法。混沌调制信号与多谐波相位调制线性调频信号具有“图钉”形模糊函数，除了具有良好的距离、多普勒分辨力，还对回波频率敏感，通过正交分集设计，能够更好地适应宽带转发灵巧噪声干扰。通过计算机仿真对新方法的抗干扰性能进行了分析和验证，结果表明：在多通道宽带转发灵巧噪声干扰环境下，新方法的抗干扰改善因子能够达到10 dB以上，抗干扰性能明显优于传统的频率捷变、斜率捷变方法。

针对传统的卡尔曼滤波方法对不确定因素不具备鲁棒性问题，在集合鲁棒滤波的基础上，提出一种从观测角度构建优化数据同化的方法，称之为放大观测协方差矩阵的集合时间局地化鲁棒滤波，并推导了新方法的算法准则和递归公式。利用非线性系统Lorenz-96模型，基于性能水平系数、驱动参数、观测数目和集合数目变化的条件，对新方法和集合卡尔曼滤波方法的鲁棒性和同化精度进行比较。结果表明：集合卡尔曼滤波方法的均方根误差大于时间局地化鲁棒滤波的；在观测数或集合数较少的情况下，集合卡尔曼滤波出现了滤波发散问题，而鲁棒滤波的均方根误差波动较小；相较于传统的集合卡尔曼滤波算法，观测角度构建的时间局地化的H∞滤波方法对系统参数的变化更具鲁棒性，滤波精度更高。

针对机载航电系统自身辐射源特性，提出一种不依赖敌方探测设备的机载航电系统射频隐身性能评估方法。分析机载航电系统设备在极化域、波形域、能量域中影响射频隐身性能的因素，构建极化域、能量域、波形域射频隐身指标，打破常规的 “辐射-接收”模型的隐身性能评估方法，建立基于机载航电系统自身辐射信号工作状态和工作参数的射频隐身定量评估方法。对机载雷达系统进行仿真评估，结果表明，该评估方法能正确反映机载雷达系统的射频隐身性能。

由于浅层地下目标与背景土壤的热物性不同，影响了整个区域表面的温度场分布，容易被敌方探测系统发现并击毁。针对这一问题，考虑太阳辐射、天空辐射以及风速的影响，建立了埋藏地下目标的区域温度分布传热模型，揭示了不同时段埋藏地下目标对区域表面温度场的影响。在变换热力学的基础上，通过坐标变换的方法，推导出球状瞬态热斗篷的导热系数的通解表达式。根据等效介质理论，对设计的热物性参数进行均质化，并通过数值实验方法验证了基于热斗篷地下目标红外隐身技术的可行性。

针对INS/GNSS组合导航仿真中捷联惯导系统陀螺、加速度计信号高精度模拟问题，提出基于实际飞行数据插值的动态轨迹解析生成仿真算法。对转换到地心惯性坐标系中的载体姿态、位置和重力场数据进行关于时间的样条函数插值，得到载体坐标系下陀螺角速率、角增量以及加速度计比力积分增量的高精度分段解析表达式。使生成的陀螺、加速度计信号符合载体运动学和动力学特性，反映杆臂效应影响，同时与经事后处理的实测GNSS伪距、伪距率等数据特征保持一致。提出四元数约束插值算法，其可满足四元数解析插值时范数为1的约束限制条件。基于某实际无人机飞行数据，验证了所提算法的有效性，其完全满足组合导航动态仿真精度要求。该算法也适用于其他高精度高动态导航系统和刚体运动控制仿真中的角运动、线运动传感器信号模拟。

陆基车载无人机电磁弹射器是一种新型的弹射起飞装置。为了实现高机动性，提出双边动圈式永磁直流直线电机和定子磁钢轨道分段拼接结构方案。为了评估定子磁钢轨道拼接可能对电机性能的影响，建立了永磁直线电机模型。利用有限元分析软件，分析研究了轨道分段拼接上下错位、左右错位以及倾斜错位可能造成的影响，根据分析结果给出了磁钢轨道拼接错位所允许的偏移范围大小。

为研究某型旋转自稳定末敏子弹运动特性，充分考虑末敏子弹的结构强非对称特点和其初始抛撒条件，引入动不平衡弹体模型，推导超大攻角条件下子弹的空间6自由度弹道方程，计算分析子弹的稳态扫描运动特性。结果表明：子弹体的质量分布非对称和初始抛撒角速度是子弹药实现稳态扫描运动的必要条件；子弹扫描频率只由抛撒角速度ω_σ0决定，且和ω_σ0正相关；初始俯仰角φ_a0≥0°时，扫描角整体呈增大趋势，初始俯仰角φ_a0＜0°时，扫描角整体变化趋势为先减小后增大；扫描面积与配重-全弹质量比、初始俯仰角、初始偏航角和初始角速度呈正相关，与均质圆柱体转动惯量比呈负相关。

针对无人机自主着陆过程中卫星导航系统易被干扰的问题，提出了一种基于地基多传感器融合的无人机自主着陆引导方法。采用主动式激光照射的方式，获取机载反射棱镜的近红外成像，在红外图像中对无人机目标进行识别；通过坐标转换将识别结果映射到可见光图像中，在可见光图像中选择的感兴趣区域进行可见光目标识别，从而在降低计算量的基础上获得更加精确的无人机相对角度信息；利用距离测量信息和引导系统角度信息可以获得精确的无人机相对位置。无人机着陆引导试验结果表明，该方法能够提供精确的无人机位置信息，能有效适应于复杂背景下的无人机自主着陆引导。

为解决磁力仪三轴非正交的问题，建立了三轴磁力仪误差补偿模型，提出了基于旋转数据正弦曲线拟合的方法，对三轴磁力仪的非正交性进行标定。利用正弦曲线的初始相位角求解标定参数，实现了对三轴磁力仪的非正交标定及输出补偿。结果表明：该方法对磁力仪非正交参数的求解精度高，标定后的磁力仪的磁测准确性改善明显；该方法不需要利用高精度光泵磁强计测量磁场的强度，为三轴磁力仪的非正交参数标定提供了一个新的有效的途径。

柔性结构广泛应用于航空航天等领域，为了获得结构的最佳动力学性能，在主动振动控制中作动器或传感器位置优化成为关键。基于结构有限元动力学方程，在状态空间利用系统可控和可观Gramian矩阵考虑结构剩余模态的影响,推导一种新的作动器/传感器优化准则。根据优化准则结合非线性整数规划遗传算法对作动器的位置进行配置。以悬臂板为研究对象，采用基于状态反馈的线性二次型调节器研究悬臂板的振动控制效果。与其他配置方法进行比较，验证了新方法的优越性。

针对扭转导波对小管径弯管的检测问题，分别采用数值模拟和实验方法进行研究。使用ANSYS软件模拟扭转导波在弯管中的传播；设计一种针对小管径管道的磁致伸缩扭转导波检测传感器，并对弯管进行检测，建立该传感器的导波激发和接收模型，利用理论模型对实验信号进行解读。研究结果表明：T(0,1)模态导波在小管径管道弯头处发生模态转换，部分T(0,1)模态转换成F(1,1)模态，F(1,1)模态具有方向性，垂直于弯头拱背-拱腹方向；模态转换会造成检测信号的双端面反射现象，第二个端面回波与第一个端面回波幅值比随频率的增大呈减小趋势；传感器激发出的纵向磁致伸缩力会导致实验信号中出现少量纵向模态导波。研究结论为磁致伸缩扭转导波对小管径弯管的检测提供理论指导。

对于远距离拦截高速、大机动目标，不仅拦截弧段长，拦截飞行时间也更久。拦截弹在飞行过程中的能量管理与优化问题，也是在拦截制导律设计时必须要考虑的问题。将非线性弹目运动关系降阶简化后，运用最优控制理论，将能量管理纳入考虑中，得出针对高速、机动目标的最优制导律，且可以满足终端碰撞角约束。通过引入分段线性和指数两种形式的阻尼，使得导弹在拦截高速高加速目标时，对目标机动的敏感度随弹目距离变化，从而达到能量管理的目的。通过二维非线性仿真验证了制导律的性能。