复合固体推进剂作为固体火箭发动机的重要能量来源，其力学性能一直是工程领域所关注的重点。聚焦推进剂力学性能表征中的宏观本构模型和细观力学模型，系统梳理了两类模型的发展脉络，明确了模型之间的差异，指出了各种模型的适用条件，分析了现阶段宏、细观力学模型在推进剂力学性能表征中的困难和挑战。以跨尺度力学模型为代表的力学模型的提出，将助力推进剂力学性能表征问题的解决。未来推进剂力学表征建模中的关键是复杂条件下试验研究，重点是发展高精度与高性能的多尺度数值计算方法，以及将以人工智能技术为代表的数据驱动技术融入模型创新中。

为研究固体推进剂在极端低温环境下的力学性能和失效机制，采用自研的宽温-围压加载试验系统，开展了三组元端羟基聚丁二烯推进剂在不同温度、围压值以及高应变率条件下的单轴拉伸试验，并对断口形貌进行了电镜扫描观测，分析了温度、拉伸速率及围压值对推进剂力学性能影响规律，探讨了推进剂在不同工况下的损伤破坏机理。结果表明：拉伸速率增大、围压值增大及温度降低时，推进剂脱湿点伸长率降低，脱湿点前移，推进剂内部发生脱湿存在围压和应变率阈值，超过该阈值时，推进剂更易发生脱湿行为。低温状态下，推进剂最大伸长率对高拉伸速率变化更为敏感，其最大抗拉强度和最大伸长率均随着围压值的增大而呈增大趋势，在-55 ℃、10 MPa、4 200 mm/min极端拉伸工况下最大伸长率为28.8%，仍具有良好的力学性能。该推进剂破坏形式随着温度的降低和拉伸速率的提高，表现为脱湿损伤、基体断裂和颗粒开裂三种模式综合作用。

为研究低频疲劳加载下硝酸酯增塑聚醚（nitrate ester plasticized polyether, NEPE）固体推进剂的损伤演化过程，获得疲劳加载历史对NEPE固体推进剂拉伸力学性能的影响规律，基于电子万能试验机开展了NEPE固体推进剂低频疲劳试验和定应变率单轴拉伸试验，并结合疲劳加载后试件的细观形貌图与试验曲线，进一步分析微细观结构损伤对NEPE固体推进剂宏观力学行为的作用机理。结果表明，低频疲劳载荷会使NEPE固体推进剂基体出现微裂纹，使其基体/颗粒界面出现空穴，进而产生不可忽视的应力软化行为与残余应变；疲劳加载过程中及疲劳加载后，NEPE固体推进剂宏观力学性能的衰减均与最大加载应变呈指数函数关系；低频疲劳载荷所造成的部分微观损伤可恢复，其余疲劳损伤能提升分子链取向重排能力，使材料出现疲劳强化现象。

为分析四组元HTPB推进剂不同拉伸速率组合对并行流变框架模型的精度影响，基于并行流变框架建立了推进剂的非线性黏弹性本构模型；通过对不同拉伸速率实验进行组合构建了本构模型，得到相应的模型参数。将有限元模型和数值计算结果与实验结果进行对比，将不同速率组别构建的本构模型误差进行了对比分析。结果表明当采用高速率与低速率组别相结合的方式即可精确建立本构模型，无须进行中间速率的大量实验。且高速率推进剂拉伸实验的速率可以截至3 000 mm/min，无须再增加速率。此分析为简化推进剂材料实验提供了合理建议，提高了实验效率。同时，为快速预测推进剂材料的力学性能开辟了一条有效途径。

为了研究HTPB推进剂拉伸、压缩蠕变变化规律，设计并分别开展了1 000 s拉伸、1 000 s压缩与28 d拉伸蠕变试验；同时，引入圣维南体与拉压不对称因子，建立了考虑拉压不对称的推进剂黏弹塑性本构模型；通过拟合与分析本构方程中的参数，得到了该方程的适用范围。结果表明：推进剂蠕变变形行为受应力水平影响较大；同一应力水平下，拉伸蠕变的黏弹性变形大小约为压缩蠕变的1.62倍；压缩屈服应力为拉伸屈服应力的3.82倍。因此，拉压不对称黏弹塑性本构模型可以较好地表征低应力水平下推进剂蠕变的响应行为。所得结论和研究方法为固体发动机结构完整性分析与贮存寿命评估提供了参考依据。

针对固体发动机药柱结构内部应变响应测量难题，提出了一种基于光纤光栅传感器的内埋式应变测量方法。设计了内埋光纤光栅应变传感器的试验器并对其开展了冷增压试验，获得了试验器药柱内部环向应变与轴向应变值。试验结果表明，提出的测试方法可以获取药柱内部的环向和轴向应变。研究成果可为光纤光栅传感器在固体发动机药柱结构测量中的进一步应用奠定基础，为固体发动机监测技术的发展与应用提供参考

离子液体电喷雾推力器是目前热点研究的一种静电式微电推进装置，影响该类推力器性能的核心部件之一是发射极，其制造技术已成为离子液体电喷雾推力器研制的关键技术之一。结合离子液体电喷雾推力器工作原理和发展历程，分析了毛细管型、外部浸润型和多孔材料型三类发射极的推进剂输运特点和制造需求；回顾和梳理了三类发射极的典型制造材料与相关制造技术，总结评述了离子刻蚀等不同制造技术的优缺点；针对较为成功的基于多孔材料的超快激光制造技术，从发射极设计、新型材料制备、超快激光与材料作用机理等角度提出了发展建议。

实现CFD计算流程中网格生成及计算流程的自动化，能显著提高CFD仿真效率，具有重要应用价值。以扎染算法为基础的全自动CFD模拟技术架构，实现输入实体模型后无须几何清理，即可自动生成网格、快速开始无黏超声速流场计算的功能。通过二维数值算例验证了该技术的计算精度和非结构有限体积法相当，但计算效率明显提升；开发出基于手绘模型实时开始计算的Auto-CFD软件，理论上能对二维任意外形进行全自动模拟计算；将该技术从二维空间推广到三维，以激光扫描汽车得到的不规则点云作为外形演示了本技术对复杂外形问题的适应能力。基于扎染算法发展的Auto-CFD技术架构，兼容主流差分格式，具有良好的网格适应性，有望解决现有Auto-CFD软件存在的技术问题。

为探究喉栓式固体姿轨控发动机推力动态性能可靠性，考虑燃气阀几何参数不确定性对固体姿轨控发动机变工况过程推力性能不确定性开展研究。结合固体姿轨控发动机工作原理、推力数学模型和零维内弹道方程构建发动机变工况过程推力计算模型。在此基础上，根据固体姿轨控发动机阀门几何参数不确定性模型，采用蒙特卡罗模拟法进行不确定性传递，获取喉栓瞬时运动后推力不确定性随时间的变化规律，实现变工况过程推力不确定性分析，并对不确定性变量进行重要度排序。量化评估固体姿轨控发动机实时调节过程中的推力不确定性，可以为固体姿轨控发动机控制系统提供更合理的设计要求，在满足设计需求的同时节省研制成本。

针对使用微波双向“Λ”方式实现近圆轨道低轨航天器星地高精度时频比对的问题，提出一种使用短期过境数据的统计学特性生成伪测量数据、填充不可见时段的缺失数据，并计算时频比对长期稳定性的新算法，使用仿真数据校验了算法的有效性。为分析航天器定轨误差对时频比对的影响，利用Hill方程，星地时间比对中的相对运动模型和相对论频移模型分析计算了不同天稳指标对轨道误差的要求，ps量级天稳指标对轨道误差的要求为，径向和切向误差在10 m左右，法向误差约1 200 m；亚ps量级天稳指标对轨道误差的要求为，径向和切向误差在1 m左右，法向误差约120 m。结果表明，航天器定轨精度不是星地双向时间比对性能达到0.01 ps量级短稳、亚ps量级天稳的限制性因素。

为精准计算包带装置的非线性承载能力，通过包带装置各组件间力学行为的分析，提出了一种考虑预紧力变化的装置轴向连接刚度计算方法；建立了考虑结构非线性的精细化有限元模型，并通过拉伸试验验证了有限元模型的准确性。结合有限元模型修正了装置连接刚度的理论计算，基于所建的有限元与理论模型，揭示了包带预紧力分布、变化及初始预紧载荷对装置强度及连接刚度的影响机理。结果表明：刚度计算理论模型可以准确计算装置的轴向连接刚度并预测连接失效载荷，具有重要的工程应用价值。

超声速气膜冷却技术被广泛应用于高超声速飞行器主动热防护。针对平面和曲面，采用数值模拟方法研究了冷却气体入口马赫数、吹风比以及喷缝高度对于超声速气膜冷却特性的影响，并对气膜冷却效果进行了试验验证。结果表明，无论被冷却壁面是平面或曲面，超声速气膜均具有良好的壁面附着特性，可以对壁面进行有效冷却。相较而言，超声速气膜作用于曲面上的冷却效果优于平面。提高冷却气体入口马赫数及吹风比可以提高冷却效率。随着喷缝高度的增大，气膜冷却效率随之增大，并逐渐达到一个恒定值。即当喷缝高度足够大时，进一步增大喷缝高度的优势不大。

基于AUTODYN有限元软件，研究Ti/Mg厚度比值（简称Ti/Mg比值）、结构厚度/弹丸直径（t/D）比值和撞击角度θ对Ti/Al/Mg阻抗梯度结构超高速撞击特性的影响。结果表明，Ti/Mg厚度比值对外泡碎片云膨胀特性的影响在5%以内，但增加Ti/Mg比值能提高弹丸的破碎程度，Ti/Mg比值在0.625~1之间结构耗能特性最佳；随着t/D比值的增加，外泡碎片云膨胀速度和弹丸中心大碎片质量越小，而结构的单位面密度吸能量降低；斜撞击有利于阻抗梯度结构对弹丸动能的耗散，但会降低弹丸的破碎程度，θ大于40°或50°后，“滑弹效应”对阻抗梯度结构撞击特性的影响较为显著；阻抗梯度结构穿孔面积随Ti/Mg比值和t/D比值的增加而降低，随θ增加而增加，并基于量纲分析拟合出了阻抗梯度结构的无量纲穿孔面积经验计算公式。

为了解决军事物联网中传感数据在往返服务器应用层时的高通信时延消耗问题，提出一种面向低时延任务需求的多设备网内协同计算方法。该方法依托以P4交换机为核心的网络架构展开研究，采用基于P4程序的数据面编程策略来完成交换机内的数据包处理。设计了一种任务映射策略，将任务集映射至交换机网络拓扑，实现任务在网络拓扑路径上边传输边计算的协同作业模式。之后构建时延优化模型以找到最佳映射结果，并通过异构最早完成时间算法进一步对任务进行了最佳调度。实验结果表明，当单个数据包的数据大小为1 000 Byte时，该方法的输出时延与本地服务和云服务相比分别降低约54.2%和72.1%。因此，所提出的方法有效降低了时延，为满足任务的低时延需求提供了切实可行的解决方案。

针对经典的Cascade协议协商效率低、容易造成密钥泄露的问题，提出波动误差量化辅助的改进Cascade协议。在信息协商之前，分析合法节点的信道幅度特征波动差异的统计特征，利用统计特性提出了一种波动误差量化方法。基于所提量化方法，采用奇偶分组和分块协商的方式设计了一种改进的Cascade协议。仿真结果表明，所提改进Cascade协议以牺牲部分的协商成功率为代价有效提升了协商协议的协商效率，降低了信息协商所需的计算复杂度和密钥信息泄露的可能性。此外，与现有密钥生成方案相比，基于所提改进的Cascade协议的密钥生成方案具有较低的密钥不一致率和较高的密钥生成速率。

天基物联网是地基物联网的有效补充和延拓，是建设万物互联、泛在感知的基础性技术手段。以天拓五号卫星中集成的天基物联网系统为例，瞄准覆盖陆海空的多域多场景应用需求，重点解决船舶自动识别系统信号、广播式自动相关监视系统信号的高可靠侦收以及数据搜集系统的多址接入问题，实现航海目标、航空目标的实时监管以及极海量窄带物联传感终端的全球布局，为我国天基物联网的论证、建设、发展以及规模应用提供借鉴方案。

针对船舶电力网络漏电流光纤传感测量响应度低、测量能力弱等问题，提出了一种基于最优变分模态分解与形态学滤波组合的降噪方法，以提升微弱电流测量能力。以希尔伯特谱熵为适应度函数，利用捕食者优化算法搜寻分解模式数及二次惩罚因子的最优组合，并完成变分模态分解获取本征模态函数分量。设置相关系数阈值确定有效模态函数分量，完成信号重构。以信噪比为适应度函数，通过捕食者优化算法确定形态学滤波的结构因子及比例系数，对重构后的信号进行时域降噪处理，实现对漏电流信号进一步降噪。通过仿真分析以及实验验证，确定该方法相对于现有的滤波方法，改善了信号的信噪比，降低了最小均方误差，泄漏电流的分辨力可提升至3 mA。

随着先进工艺和技术的不断进步，要想保证数据在高速传输中的正确性，均衡器需要有更高的补偿和更低的功耗，才能实现高效通信。基于12 nm 互补金属氧化物半导体工艺，设计了一种高增益、低功耗的自适应连续时间线性均衡器（continuous time linear equalizer, CTLE），该均衡器采用2级级联结构来补偿信道衰减，并提高接收信号的质量。此外，自适应模块通过采用符号-符号最小均方误差(sign-sign least mean square, SS-LMS)算法，使抽头系数加快了收敛速度。仿真结果表明，当传输速率为16 Gbit/s时，均衡器可以补偿-15.53 dB的半波特率通道衰减，均衡器系数在16×104个单元间隔数据内收敛，并且收敛之后接收误码率低于10^-12。

为解决无人机集群混合合作定位中高精度、高实时性的节点筛选问题，提出了一种高效节点筛选算法。该算法将定位方差作为评估定位精度的依据，利用减少一个节点导致定位方差变化的递推关系，筛选出指定数目的定位节点参与定位解算。与此同时，该算法增加了运算量调节因子，解决了传统节点筛选算法在较多节点数情况下计算量大、实时性差的问题。通过仿真实验，将该算法得到的方差和运算耗时与其他优化算法进行了实验对比，实验结果表明，该算法在大大减小计算量的同时保证了定位精度，具有良好的实时性和可行性。

针对运载火箭小子样条件，结合序贯验后加权检验(sequential posterior odd test, SPOT)和Bayes递推估计法，分别从假设检验和参数估计两方面，对传统试验样本量评估方法进行改进。在对运载火箭服从正态分布的性能指标进行评估时，引入复合等效系数来有效融合多源数据，弥补真实试验数据或现场数据的不足。综合考虑两类风险和置信度要求，制定合理的评估方案，有效减少所需试验样本数量，从而控制试验成本。通过算例分析发现，提出样本量评估方法结果真实可信，能够有效降低样本量需求，可较好用于小子样条件下的运载火箭样本量试验设计。

为了解决结构不变性补偿方法抑制多余力的实时调参问题，建立了伺服作动系统性能测试平台的数学模型和仿真模型，提出了速度前馈补偿器的解耦控制方法，设计了模糊控制器以抑制多余力。对比了传统比例-积分（proportional-integral，PI）控制、传统PI前馈补偿控制和模糊PI前馈补偿控制三种控制方法对测试平台多余力的抑制效果。仿真结果表明，模糊PI前馈补偿控制方法可以提高测试平台的加载精度，对多余力的抑制效果最为显著。通过试验与仿真的对比，验证了该控制方法的有效性，为伺服作动系统测试平台实现大推力、高精度加载提供理论参考。

针对星钟异常跳变引起的星上时间与整网星座时间偏离的问题，设计了一种针对星钟跳变的北斗三号卫星自主时间同步算法。通过引入抗差最小二乘估计，对分布式星座时间同步算法进行改进，使其具有快速检测钟差异常跳变并具有自主时间同步的能力。采用与北斗三号卫星一致的仿真环境，并引入实际在轨测试数据，对算法进行了准确评估。结果表明在60 d内，星座各星时间同步误差不超过3.68 ns，且当卫星产生跳变异常后，该算法可在1 h内恢复时间同步，提高了算法在钟跳下的可靠性。

为获取精确的产品寿命预测结果，在可靠性模型中引入服从非共轭分布的随机参数以描述产品的个体差异。针对单调退化的长寿命产品，提出了采用非共轭分布随机参数Gamma过程的可靠性模型；将传统的随机参数共轭分布扩展到非共轭分布，得到不同参数分布下统一的寿命分布函数表达式，利用蒙特卡罗算法计算寿命预测值；利用马尔可夫链蒙特卡罗算法估计模型参数，提出不同分布下似然函数值计算方法及参数分布的选取准则，分析不同随机参数分布对产品可靠性的影响。仿真算例和应用实例表明，该方法能够选择合适的参数分布。同时，验证了该方法参数估计及寿命预测的精确性。