采用五阶精度显式混合加权紧致非线性格式求解雷诺平均NS方程; 利用多块对接结构网格技术，对30P-30N多段翼型进行网格收敛性研究。在不考虑转捩的情况下，采用SA一方程湍流模型研究混合加权紧致非线性格式与二阶精度MUSCL格式对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响，并与实验结果进行对比分析。采用混合加权紧致非线性格式和SA一方程湍流模型模拟梯形翼高升力构型低速复杂流场，通过对总体气动特性和压力分布的分析，探讨五阶精度显式混合加权紧致非线性格式在低速复杂外形流动中的应用能力。结果表明，对30P-30N三段翼型，采用全湍流模拟方法可以得到较好的压力分布；对梯形翼高升力构型，在附着流和边界层小分离情况下混合加权紧致非线性格式有较好的模拟能力。

为研究前缘转捩对钝前缘三角翼涡结构的影响，采用高阶精度加权紧致非线性格式和γ－Re_θ 转捩模型对VFE-2中等半径钝前缘三角翼进行数值模拟。将计算结果与试验结果进行详细对比，结果表明：钝前缘三角翼的前缘分离涡发生在翼尖下游，在特定雷诺数下其具体发生位置受转捩因素影响，采用全湍流模型计算会推迟分离，而耦合转捩模型后的计算结果和试验结果吻合良好。运用耦合转捩模型方法，对钝前缘三角翼涡结构随迎角变化进行模拟。计算结果与试验结果吻合，表明在较小的迎角下，前缘不会产生分离诱导涡；随迎角不断增大，分离诱导涡在三角翼后缘附近产生并向上游移动。

为准确模拟航空工程中的转捩问题，在高精度数值风洞平台上采用低速平板试验数据对基于高精度加权紧致非线性格式的γ－Re_θ转捩模型进行了标定，并在二维低速问题中进行了应用。计算结果与试验的对比表明：基于高精度加权紧致非线性格式的γ－Re_θ转捩模型可准确模拟自然转捩、旁路转捩及分离转捩的位置，并且具有较低的网格敏感性；在中等雷诺数范围，层流区域和湍流区域有相同量级时，计算必须采用转捩模型才能准确模拟阻力系数。

以某涵道风扇为原型，从理论上分析涵道扩张角对涵道风扇气动特性的影响。运用滑移网格模型，采用三维不可压黏性Navier-Stokes控制方程，利用SST k-ω湍流模型，计算两叶桨气动特性，并与试验结果对比，验证该方法的可行性。分别计算涵道风扇在悬停状态下，3000～8500 r/min转速范围内，涵道唇口外形、扩张角和涵道高度对气动特性的影响，并对流场进行分析。椭圆形唇口的涵道风扇总拉力系数小，气动效率低；当涵道扩张角在8.2°附近时，功率系数相对最小，随着扩张角增大，在桨盘下方靠近涵道壁面附近出现气流分离；涵道拉力系数对涵道风扇高度的变化敏感度低，随着高度增加功率系数略有下降。

为探索一种减弱扫掠激波/边界层干扰强度的侧压方式，采用数值计算方法研究两道同侧扫掠激波作用下形成的三维平板边界层。对三维边界层的流动机理进行研究，并与相同气流偏转角的一道扫掠激波作用下形成的三维边界层进行定量比较。研究表明，存在两道同侧扫掠激波时，第一道扫掠激波使侧壁附近边界层变薄，进而使第二道扫掠激波与再附形成的边界层的相互作用减弱，从而总的效果是两道扫掠激波与边界层的相互作用强度比一道扫掠激波的弱；两道扫掠激波的气流总偏转角与一道扫掠激波的相同，相交后汇聚成的激波强度与一道扫掠激波的基本相同，之前被两道扫掠激波“扫”起来的边界层在汇聚激波作用下还呈现锥形流动，分离线和来流的夹角也与一道扫掠激波的基本相同。

为了优化WENO格式计算性能，在对Jiang和Shu的经典WENO格式（记为WENO-JS）加权方法分析的基础上，通过引入间接光滑指数，构造出一种新的WENO格式——WENO-E格式，取得减小间断区耗散的效果。理论分析表明，该格式与WENO-JS格式计算效率基本相同，可达到相同阶的计算精度；但在相同网格下，较之WENO-JS格式，该格式对光滑区域的求解有更小的截断误差，对间断的捕捉有更高的分辨率。与WENO-JS格式相比，采用WENO-E格式进行线性迁移方程、非线性Burgers方程、欧拉方程等相关问题的数值实验，均能取得更好的数值结果。

针对SSG/LRR-ω雷诺应力模型，选取NASA湍流资源网站上的四个典型算例，即湍流平板边界层流动、带凸起管道流动、翼型尾迹区流动和NACA0012不同攻角绕流，开展初步的验证与确认工作，将部分结果和CFL3D进行对比。对于NACA0012翼型绕流，对比雷诺应力模型和SA模型的升力系数，结果表明：在失速攻角附近，雷诺应力模型明显优于SA模型。在此基础上，将该模型应用于DLR-F6翼身组合体的数值模拟，计算得到的机翼表面典型站位压力分布和实验值吻合良好，同时该模型捕捉到翼身交汇位置的小范围分离。

以25°/55°尖双锥外形的高超声速低焓层流流动模拟为例，对高阶加权紧致非线性格式模拟激波/边界层干扰流动的能力进行验证和确认。空间离散采用二阶MUSCL和三阶、五阶加权紧致非线性格式，时间离散采用二阶精度双时间步方法，通量函数采用混合Roe-Rusanov，AUSMPW+，Van Leer等，对比了不同精度空间离散格式对时间、网格收敛特性和通量函数耗散特性的影响。数值模拟结果表明采用高精度空间离散格式能在较疏的网格上获得收敛解，并能消除结果对通量函数的敏感性，但收敛需要推进更久的计算时间。数值模拟结果与实验测量结果吻合良好，满足工程精度要求。

针对航行体尾空泡对流体阻尼力影响的问题，结合动坐标系技术和空泡多相流数值模拟方法，通过求解雷诺平均的纳维-斯托克斯方程组，进行阻尼力计算研究。试验数据对比结果表明，该方法具有较好的精度。数值计算研究表明，尾空泡会削弱航行体尾部压力的不对称性，使航行体尾部流体阻尼力减小。当尾空泡增加到一定尺寸时，流体阻尼力减小的幅度逐渐趋缓，同时尾空泡也改变了流体阻尼力随攻角的变化趋势。研究充分表明了航行体流体力设计中考虑尾空泡影响的必要性。

针对卫星动态扫描成像任务中的姿态控制问题，建立卫星姿态动力学模型，分析动态扫描成像任务对姿态控制的特殊需求。结合动态扫描成像任务需求提出一种典型的姿态机动方案，对姿态机动过程所需控制力矩进行估计。基于期望力矩和星体实时姿态设计一种俯仰机动控制律，并提出五棱锥构型陀螺群的操纵方案。针对某动态扫描成像任务卫星，对提出的控制律进行数值仿真。仿真结果证明所提方案可以满足卫星动态扫描成像的姿态控制要求。

针对目前电动舵机系统故障诊断方法不能有效预测缓变故障，提出基于舵机系统模型的状态变量检测法对飞行器常用的执行机构电动舵机系统进行健康分析与仿真评估。分析电动舵机系统子系统电机本体、控制器、传动机构的常见故障，对其中反映系统性能的关键参数进行数学建模；通过对系统注入不同的健康参数得到相关故障状态下的状态变量特征，进而作为定位故障源的知识库，引入健康因子评估故障参数的变化趋势；仿真算例选择电机本体的主要物理参数电机绕组阻值和反映永磁体性能的电机力矩常数作为健康因子，通过定位知识库建立的健康因子评估算法验证了方法的可行性。

针对高超声速滑翔飞行器复杂约束条件下多目标轨迹设计问题，基于边界交叉法和伪谱法提出多目标轨迹优化方法。分析高超声速滑翔飞行器复杂约束轨迹优化问题的特点，提出多目标轨迹优化问题。采用边界交叉法和伪谱法将多目标轨迹优化问题转化为一组单目标优化子问题，利用非线性规划算法分别求解。在优化过程中，将已求解子问题的解作为下一个子问题的初始值，求解最大横程和最小峰值热流轨迹优化问题。仿真结果表明：所提方法能够有效搜索到优化轨迹的Pareto前沿，可以为高超声速滑翔飞行器轨迹设计提供参考。

由于制导炮弹由身管武器发射，其飞行控制能力和导引信息量有限，故基于预测落点位置偏差量来修正速度方向并在控制时间内连续分配导引指令的思想提出一种新的三维末制导方法。根据非线性弹道方程组的级数解预测弹丸落点位置，得到落点与目标的偏差，并提出两种通过此偏差解算当前速度方向修正量的方法。取剩余飞行时间为修正时间，通过将速度方向修正量分配到整个剩余导引段建立加速度修正公式，从而减小导引指令饱和的可能性。通过连续地预测落点和分配加速度指令来实时地导引飞行。仿真结果表明：该导引方法简单可行，精度高，对控制能力要求较低，且具备较好的制导效果和毁伤效果，可为该体制制导炮弹的应用提供参考依据。

为消除地球扰动引力的影响、提高弹道导弹的命中精度，根据地球扰动引力对弹道导弹运动影响的特性与控制系统理论，建立不直接补偿地球扰动引力对导弹运动参数的影响却能满足命中精度要求的等效补偿理论。根据不同补偿方式与补偿量的特点，提出嵌入式、分步式、分段式等补偿模式，为补偿地球扰动引力对导弹运动的影响提供了一个通用框架和理论基础。

针对脉冲修正弹自身控制离散不连续特征，开展脉冲修正弹脉冲控制参数优化设计方法研究。考虑到脉冲成本和精度的双重要求，选择以脉冲发动机工作次数和脱靶量最少为双目标的函数。在风干扰条件下，提出以脉冲控制时间间隔为离散脉冲控制参数设计变量建立优化模型，以此发展一种改进型递减惯性权重粒子群优化脉冲控制参数的方法，提高修正参数优化收敛速度。仿真结果表明：该算法能快速有效地获得最优解，为在干扰条件下寻找最优的脉冲修正参数和脉冲工作方式提供一种优化设计思路。

围绕超声速混合层标量混合在组合循环发动机中的应用，综述了超声速混合层以及超声速混合层标量混合过程的国内外研究进展，并针对高雷诺数超声速混合层标量输运与扩散特性研究中存在的不足提出解决办法，指出该领域值得深入开展的研究方向。

金属泡沫在其实际应用中，断裂性能和断裂韧性对于承载的多孔金属泡沫有着重要的意义。基于美国试验材料学会相关标准，采用三点弯曲试样测定了铝泡沫的I型断裂韧性。研究表明，金属泡沫的断裂为脆性断裂，在裂纹尖端附近，孔壁最薄弱的区域最容易发生变形；随着进一步加载，一些孔壁发生断裂，微裂纹在断裂尖端附近出现。随着载荷的增加，主裂纹在缺口根部形成或由微裂纹合并而成，并开始在多孔结构内传播。裂纹沿着结构最薄弱处传播，并产生次生裂纹和裂纹桥。裂纹总的扩展方式还是I型断裂。根据试验P-V曲线特点，取最大载荷点对应的力与位移求解出铝泡沫的裂纹尖端临界张开位移的平均值为 0.051 mm。

为研究空投任务中降落伞有限质量充气过程的动力学行为，基于罚函数耦合方法和网格自适应技术分析了降落伞柔性结构与周围不可压缩流场的流固耦合特性。数值模拟开伞过程伞衣三维外形变化，获得降落伞系统下落速度、阻力面积等参数；对比分析初始投放速度对降落伞开伞时间、伞衣阻力面积的影响；通过试验数据对比分析开伞力变化。计算结果表明，该方法可以有效模拟降落伞系统有限质量充气过程的动力学特性，仿真结果与试验结果相符。

针对传统欺骗干扰难以对调频斜率极性捷变SAR形成有效干扰的问题，研究了对调频斜率极性捷变SAR进行欠采样转发干扰的方法。通过建立调频斜率极性捷变SAR有限时长欠采样转发干扰信号模型，分析欠采样转发干扰对调频斜率极性捷变SAR的干扰效果。给出假目标数目、位置以及幅度的理论计算公式，在此基础上讨论欠采样周期对干扰效果的影响。利用数字仿真验证了理论分析的正确性。

在微波高频段，海面背景或海上船类目标往往具有电大尺寸和复杂精细的结构，这给船海复合场景的电磁建模带来巨大的计算负担。为简化计算，基于海面电磁散射模型面元化思想和图形电磁学，结合计算耦合场的四路径模型，提出一种电大尺寸船海复合场景电磁散射的快速计算方法。在保证海面与目标复合散射场的计算准确性前提下，提高计算效率。仿真并分析不同雷达参数下动态海面与目标的雷达散射截面，计算结果与实测数据以及精确数值方法结果的良好一致性验证了方法的准确性。将复合散射快速计算方法应用于合成孔径雷达成像仿真，仿真结果验证了方法的有效性。

针对欺骗干扰信号难以有效实时模拟真实卫星信号空间分布特性的特点，提出利用双天线载波相位差进行欺骗信号检测的方法。分析载波相位差计算的各种误差源，并在此基础上建立针对欺骗信号的二元假设检验。通过理论分析和仿真实验，验证了所提欺骗信号检测技术的有效性，并得出了天线阵基线越长、入射方位角越小，载波相位差检测技术对欺骗信号的检测性能越优的结论。

根据缩比模型，建立缩比红外成像实验测试系统，对水下航行体的体积、航行深度、运动速度、尾流排放等进行缩比设计，设计多种实验工况，可实现缩比目标模型红外尾流的静态和动态测试。一方面明确红外尾流的可探测性，另一方面掌握红外尾流可探测性的影响因素以及红外尾流的变化规律，为下一步工作奠定基础。缩比实验结果表明，利用区域灰度均值和均方差的起伏变化可有效探测水下航行体水面尾迹。

针对多指数连续相位调制信号提出基于序列检测的早迟环定时同步，利用维特比算法的幸存度量构造定时误差估计器。根据误差估计的S曲线和方差，优化定时误差捕获范围和估计精度、消除环路假锁点，同时利用多指数连续相位调制的脉冲幅度调制分解对定时误差估计器进行简化。仿真结果表明，优化后的早迟环定时误差捕获范围最大可达±0.5个符号周期，估计精度在中低信噪比下能够接近修正的克拉美罗界，在高信噪比下也有较好的估计性能；当早迟环定时支路的分支度量简化至最大似然序列检测的1/8时，对多进制、部分响应的多指数连续相位调制信号，造成的解调性能损失小于0.5 dB。

针对仿生自修复硬件细胞间信号传输复杂、效率低等问题，借鉴内分泌系统中激素的传输方式，提出基于片上网络和近邻连接的4层仿生自修复硬件结构模型，并以实现有限脉冲响应滤波器为例，对模型进行详细论述。基于该模型的自修复硬件，具有灵活的布线能力与良好的容错能力，表明该模型为高可靠性自修复硬件设计提供了新途径。

针对复杂激励条件下的振动控制，对Jiles-atherton模型的磁致伸缩作动器在双层隔振系统中的主动控制进行了研究。以传统滑模控制为基础，提出一种柔性神经网络滑模控制算法。用正则化方法设计控制器的切换矩阵，建立神经网络权值和柔性映射参数更新学习公式，并将该控制策略应用于双层隔振系统的振动主动控制中。通过单频、多频及随机信号激励进行仿真研究，结果表明：柔性神经网络滑模控制器具有较强的鲁棒性，具有较好的控制效果。

为了研究磁浮轨道不平顺对悬浮系统的影响，介绍了轨枕铺设、轨道梁距离这两个轨道周期性不平顺的主要来源，建立带轨道周期性不平顺的悬浮模块模型。在此基础上，从干扰输入和系统输出的角度探究轨道不平顺对悬浮系统的影响。以数值仿真的方式，分析系统在额定车速下，受到不同轨道波长激励时的悬浮间隙波动输出。结合唐山轨道不平顺功率谱，指出车辆运行时的敏感波长区域，从轨枕铺设和轨道梁架设距离两个方面提出改进意见。针对现有的磁浮轨道工况，从控制器设计角度研究调整控制参数对抑制轨道周期性不平顺干扰的影响。

为提高大型平底气泡船底部凹槽设计的有效性，基于RANS方程及VOF两相流模型构建了大型平板船凹槽气层数值计算模型。研究气层在凹槽中的动态发展过程，分析速度对气层波动的影响规律，并阐述三维凹槽气层的波形特性及其与二维气层波动的区别，揭示气层波动的相似律。数值结果表明：气层在凹槽中呈现波动形态，气层波长随速度的增加而增大，波长等于速度平方的0.64倍；气层在凹槽侧壁的干扰及反射下呈现相干波系，从而其波高及局部厚度也随之改变；气层波动满足傅汝德相似。