基于对重型越野车辆离合器工作特性及气助力液压操纵结构的分析，设计了一套离合器自动操纵系统。实现离合器的自动分离、接合和保持的功能需求。该系统同时保留离合器的手动应急操纵功能，从而保证重型越野车辆的战场生存能力。利用协同优化方法对该自动操纵机构的核心部件——操纵油缸进行设计。为获取所设计的自动离合器操纵系统的特性，设计台架试验，进行分离、接合、定点控制等试验。试验结果表明，该离合器自动操纵系统响应速度和控制精度均满足使用要求，为进行自动换挡系统中的离合器起步和换挡控制策略的研究奠定了良好的基础。

某大口径火炮实弹射击中，身管阳线起始段出现双侧棱边断裂损伤，为揭示阳线损伤故障原因，进而采取措施避免损伤复发，基于动态非线性有限元方法，建立了弹丸身管耦合系统非线性有限元分析模型，综合考虑了弹丸装填不到位、初始装填角、非均匀摩擦、弹炮间隙多因素对弹丸身管耦合系统动力响应的影响。在此基础上，研究了弹丸装填不到位造成的冲击加载对身管材料动态性能的效应。结果表明，弹丸挤进过程在阳线起始段引起的等效应力已接近身管材料动态屈服极限，同时，弹丸装填不到位使弹带与身管撞击力提高约3.7倍、身管材料动态断裂韧性降低35.6%，最终导致阳线起始段局部双侧棱边的断裂损伤。验证试验复现了阳线损伤现象，确认了阳线损伤机理理论分析的正确性。

基于射击时射手的感觉，对枪械后坐力、后坐压强、枪械对射手的作用冲量以及射手的加速度、速度、位移进行分析，确定枪械可感后坐的评价因素和评价函数，提出敏感阈值、敏感后坐冲量两个评价概念，提出一种新的多因素枪械可感后坐评价方法。以79式冲锋枪和85式冲锋枪的后坐特征物理量为例进行了对比分析。研究结果表明：该评价方法能较为全面、定量地描述枪械可感后坐的强弱。

以精制棉为原料，采用HNO₃/H₂SO₄/H₂O和HNO₃/CH₂Cl₂两种硝化剂体系制备硝化纤维素，通过偏光显微镜分析测试了硝化产品的氮量及氮量分布（硝化均匀性），系统研究了硝化体系组成及硝化温度对硝化棉氮量及均匀性影响规律。研究结果表明：HNO₃/H₂SO₄/H₂O体系中水含量的增加会显著降低硝化棉产物含氮量，但适当增加水含量有利于得到氮量分布更为均匀的硝化棉；硫酸含量高的体系，制得的硝化棉氮量高，但硝化的均匀性变差；硝化棉含氮量均匀性随HNO₃/CH₂Cl₂中HNO₃含量增加先升高、后下降直至保持不变；增加硝化温度，有利于酯化试剂扩散，硝化棉含氮量分布均匀性有所增强。

以富勒烯、水合肼为原料合成富勒烯肼，富勒烯肼再与浓硝酸反应得到一种新型含能燃烧催化剂—富勒烯肼硝酸盐，并采用红外、紫外、元素分析及X射线光电子能谱等现代分析测试技术对产物结构进行了表征。采用差热分析（DTA）法和热重分析（TGA）法对富勒烯肼硝酸盐的热稳定性进行了研究，结果表明，在动态空气气氛下，其具有一定的热稳定性。采用DTA法，对加入富勒烯肼硝酸盐前后硝胺炸药黑索今（RDX）和奥克托今（HMX）的热分解行为进行了研究，结果表明，加入富勒烯肼硝酸盐后，RDX和HMX在不同升温速率（2.5 ℃/min、5 ℃/min、10 ℃/min和20 ℃/min） 条件下的放热峰值温度均降低，RDX分解活化能降低了约17 kJ/mol，HMX分解活化能降低值大于20 kJ/mol，由此表明富勒烯肼硝酸盐对RDX和HMX的热分解均有一定的催化作用。

为提高自适应光学图像复原的效果，基于期望值最大化理论，提出了一种基于改进期望值最大化（EM）算法的自适应光学（AO）图像多帧联合去卷积算法。通过建立多帧AO图像退化的数学模型，推导出基于相位误差并随时间变化的点扩散函数(PSF)模型，根据图像功率谱密度及约束图像支持域的方法对AO图像进行去噪处理。应用AO成像系统参数与正则化技术相结合对EM算法进行改进，建立多帧AO图像联合去卷积的代价函数及其参数估计的优化模型。利用所建模型对模拟图像和实际观测的AO图像进行图像复原实验验证文中算法的复原效果。实验结果表明，与Wiener迭代盲去卷积、Richardson-Lucy迭代盲去卷积算法相比，文中算法迭代次数减少14.3%，估算精度有了明显提高，辨识出了AO图像的PSF，复原出了清晰的观测目标图像。研究结果对实际AO图像复原有一定的应用价值。

针对捷联成像导引头实际工程应用中的隔离度寄生回路问题，分析了隔离度寄生回路产生的原因，建立了可反映不同内部动力学结构的制导回路及其隔离度寄生回路模型。通过无量纲化法，研究了无量纲剩余制导时间、不同内部动力学和导引头延时对隔离度寄生回路稳定域的影响。利用无量纲伴随函数法，研究了隔离度及其不同内部动力学对比例导引制导系统的影响。研究表明，刻度尺系数误差引起隔离度寄生回路正反馈稳定域受制导剩余时间的影响，隔离度负反馈的稳定域受到制导系统内部动力学影响；相位滞后引起的隔离度寄生回路稳定性主要受导引头延时的影响。隔离度正反馈对比例导引制导系统影响大于负反馈，脱靶量随着隔离度水平的增大而加大。制导系统内部动力学结构影响制导系统精度。

针对影响聚乙烯（PE）在固体燃料冲压发动机燃烧室中的燃速因素，采用数值仿真与直连式实验相结合的方法，研究了空气质量通量和固体燃料内径对PE燃料平均燃速和当地燃速的影响，分析了无量纲回流区长度与突扩台阶高度的关系。研究表明，PE燃料平均燃速与空气质量通量呈幂函数递增关系，与固体燃料内径呈幂函数递减关系；点火过程的影响以及湍流燃烧模型对突扩台阶后回流区内传热的计算精度是引起回流区内计算结果与实验结果误差较大的重要原因；无量纲回流区长度与突扩台阶高度呈线性递增函数关系。研究结果对固体燃料冲压发动机燃烧室的设计具有一定的参考价值。

干扰力矩引起的平台导引头隔离度不仅会影响导引头输出精度，还会增加导弹制导系统脱靶量。针对隔离度对导弹制导精度带来的严重问题，设计了基于扰动观测器（DOB）的隔离度在线抑制算法，并分别研究了导引头建模误差、探测器输出频率以及测量噪声对隔离度抑制效果的影响。研究结果表明：基于DOB的隔离度抑制算法能够有效实现对隔离度的在线抑制，但导引头建模误差、探测器输出频率以及测量噪声会一定程度降低隔离度的抑制效果。

喷管不但可以增加脉冲爆轰发动机推力，而且对脉冲爆轰发动机噪声的形成与传播也具有重要作用。为探索脉冲爆轰发动机爆轰噪声形成机理及控制技术，搭建了脉冲爆轰发动机噪声测试实验系统，在不同位置不同角度对3种不同类型喷管的脉冲爆轰发动机爆轰噪声特性进行了研究。研究结果表明，收敛扩张喷管对于减小脉冲爆轰发动机爆轰噪声幅值作用最为明显，在0°方向3 000 mm处可以达到77.13%的降幅；对于收敛喷管，收敛角度越大指向性越明显，而扩张和收敛扩张喷管的喷管出口面积越大指向性越不明显；喉部直径48 mm的收敛扩张喷管与管口直径280 mm和320 mm的扩张喷管对参考半径影响最为显著，参考半径由1 600 mm减小至800 mm. 研究结果对于爆轰噪声机理研究以及脉冲爆轰发动机工程化应用具有重要参考意义。

利用初始冲击波超压完成前后盖开启过程的贮运发射箱已得到广泛应用。为研究含尾喷管堵盖的冲击波超压形成过程及对后易碎盖的作用效果，应用有限元方法并结合动网格技术建立了导弹点火后堵盖的运动模型，并通过实验方法对仿真结果进行了验证。结合计算结果可清晰地看到尾焰流场的形成过程，并得到了冲击波超压在后易碎盖表面的随时间变化曲线。研究表明：受堵盖的影响，冲击波超压首先形成并冲击后易碎盖，燃气由堵盖的边缘向中心汇聚形成主流，在对后易碎盖的冲击时间和作用位置上与冲击波作用有明显的不同；后易碎盖主要受到冲击波超压作用实现碎裂变形，在堵盖运动的投影区域首先达到最大受力，瞬时峰值达5×10⁵ Pa.

安装在高速滚转的常规炮弹上的被动式半捷联平台是基于重力作用下的复摆运动原理工作的装置。由于弹体在飞行时受到空气升力的作用，所以空气升力的变化会导致弹体在竖直方向上的加速度变化，而弹体在竖直方向的加速度变化会导致被动式半捷联平台的等效复摆回复力矩发生变化并影响平台的稳定性。为了研究空气升力对被动式半捷联平台稳定性的影响，对弹体和弹体内的被动式半捷联平台内筒进行了力学分析，建立了空气升力作用下的平台内筒的运动微分方程。通过对运动微分方程进行计算仿真，得到了不同空气升力作用时被动式半捷联平台内筒的滚转角度曲线和角速率曲线，并得到了平台保持稳定时空气升力所需满足的范围。仿真结果表明，弹体受到的空气升力越大，被动式半捷联平台的稳定性越高。当空气升力小于0.005 75 m_pg(m_p为弹体质量，g为重力加速度)时，被动式半捷联平台将失去稳定作用。在三轴高速转台上进行空气升力和重力相等时的被动式半捷联平台内筒运动状态的地面实验，实验结果验证了仿真结果的正确性。

针对巡航导弹作战区域广阔、航路规划效率低的问题，提出了基于改进量子进化算法(IQEA)的巡航导弹航路规划方法。首先分析并确定巡航导弹航路规划空间，建立航路评价的代价指标；针对实数编码量子进化算法容易早熟、陷入局部最优的缺点，引入染色体的概率表达特性，使得每条染色体均能以一定概率表达优化问题的所有可行解；借鉴遗传算法的思想，在IQEA中引入染色体繁殖机制，结合动态量子门实现染色体的进化，实现算法局部搜索和全局搜索的平衡。仿真实验结果表明，基于带繁殖机制的IQEA的航路规划算法能够快速、稳定地搜索到代价更低的航路，所规划航路能够有效进行威胁规避、地形回避和地形跟随。

大多数研究者利用声发射检测陶瓷损伤断裂现象时，主要通过声发射参数分析陶瓷破坏过程，但该方法无法对陶瓷内的裂纹位置进行定位。鉴于该情况，对Geiger算法的初值选择问题进行优化，将优化后的Geiger算法应用于二维平面定位、三维空间定位实验，并计算了该方法的定位精度，即：在200 mm×200 mm的平板上，声发射源定位平均误差为1.641 mm；在50 mm×50 mm× 100 mm的立方体上，声发射源定位平均误差为3.47 mm. 其中材料的性质，声发射检测系统精度以及定位算法本身都是产生的误差的原因。实验研究了AD95(95%)氧化铝陶瓷压缩破坏过程中的声发射特性，利用优化后的Geiger算法对材料压缩破坏过程中的声发射源进行空间定位，定位结果和陶瓷实际断裂位置一致，该方法可用于分析陶瓷内部裂纹扩展过程。

多无人水面艇（USV）协同导航定位技术是解决复杂作业环境下导航问题的重要途径。针对单主艇的主从式多USV的协同导航定位问题，建立了协同定位的状态空间模型，然后将非线性模型绕滤波值展开，得到非线性系统的线性化模型；利用扩展卡尔曼滤波算法进行信息融合；针对双艇间的距离、角度与协同定位精度的关系展开研究，对协同导航滤波算法使用李代数法进行了可观测性分析。研究表明，控制相邻两时刻主从艇之间距离和角度变化量是提高协同定位精度的有效措施。通过仿真和实验验证，为下一步深入研究和路径规划奠定了基础。

给出了一种可获得不同爆炸冲击波的方法。利用SolidWorks软件建立了冲击波生成区域与冲击波加载空气域的几何模型，采用Hypermesh软件对模型进行映射网格划分，并赋予材料参数和状态方程，通过设计Fortran程序，将所需冲击波的压力-时间曲线，转换为单位体积内能-时间的曲线，应用修正公式对曲线进行校正，然后加载到冲击波生成区域内，最后通过LS-DYNA有限元程序计算获得所需要的平面冲击波场。采用该计算方法可以模拟获得不同爆炸冲击波，误差范围在1.0%之内。该方法为深入研究爆炸冲击波创伤效应提供了一种有效的技术途径。

针对无人飞行器视觉导航系统的需求，提出一种基于直线稀疏光流场的微小型无人机姿态信息估计方法。研究了图像直线稀疏光流场的概念，并推导出该种稀疏光流场的计算方法；在直线稀疏光流场的基础上，建立了地平线投影模型，并提出一种基于直线稀疏光流场的飞行器俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度等姿态信息的估计方法；分别使用文中提出的直线稀疏光流场的计算方法和Horn算法对一组测试图像进行数值仿真，仿真结果显示在图像边缘附近，直线稀疏光流场的计算方法与经典的Horn算法具有相近的精度，但时间开销减小到后者的6%；使用无人机航拍图像序列对于基于直线稀疏光流场的飞行器姿态信息算法进行离线仿真，并对比同时搭载的角速度陀螺的测量结果，结果显示，使用文中所述的基于直线稀疏光流场的无人机姿态提取方法可以估计飞行器的俯仰、偏航、滚转三通道角速度信息，其最大绝对估计误差除滚转通道小于±10°/s外， 其余两通道均小于±5°/s，并对于误差产生的原因进行了进一步讨论。

针对特殊场合的高g值加速度测试需求，提出了一种叉齿电容式高量程微机械加速度计的结构形式，采用面内敏感的变面积差动电容变化方式，并针对传感器固有频率、横向效应、量程和加速度灵敏度进行了设计分析。仿真结果表明：该加速度计量程200 000 g，固有频率266.2 kHz，模态分离比大于2.5，0~10 kHz通频带内加速度分辨率优于60 g. 基于硅-玻璃微机械工艺进行了加速度计微结构的流片加工、镜检测试和传感器的初步冲击实验验证。相比已有的高量程微机械加速度计，该设计具有线性度好、横向效应小、加速度灵敏度高和抗高过载能力强等特点。

以上单翼布局无人机为对象，建立软着陆气囊缓冲系统的简化解析模型，开展了气囊软着陆系统缓冲特性的研究。在此基础上，进一步确定气囊设计参数的可行取值域，选取气囊初始设计参数。之后，构建缓冲系统的动力学有限元模型，分析了气囊设计参数及着陆姿态对于缓冲效果的影响。研究结果表明，正常着陆工况下，解析模型得到的气囊设计参数对无人机质心过载峰值的影响规律与有限元分析结果基本一致，不过由于解析模型中引入了多个假设，两种方法得到的过载峰值大小存在差异。当着陆存在初始姿态角时，会加重无人机缓冲过程中的俯仰与滚转运动，易造成机体的损坏。为了避免二次硬冲击带来的局部意外损害，提出一种组合型气囊设计方案。仿真分析表明，应用组合型气囊可以在缓冲后段提供有效的软支撑作用，避免无人机发生二次硬冲击和反弹翻覆。

针对多维隐式结构可靠性问题，应用降维可视化技术进行可靠性灵敏度分析。基于iHLRF法求解设计点，根据模型计算精度确定有限差分步长。用一条直线将平面分为安全域和失效域两部分，通过计算直线初始位置附近数据点对应的响应量，来调整并确定直线的最终位置，根据直线上方数据点提供的信息计算可靠性灵敏度。提出的可靠性灵敏度分析方法的准确性不受维度以及非线性的影响，且效率较高。最后计算了两个结构系统的可靠度及各个变量的可靠性灵敏度，为结构设计提供了理论依据。算例表明了文中所给出的计算公式的正确性和有效性。

针对目前状态评估方法多重视状态特征参数的静态观测值，对时序状态数据所蕴含的趋势信息关注较少的缺点，提出了静态评估与动态评估相结合的状态评估方法。针对多维状态特征条件下赋权难度大的问题，采用变尺度混沌算法进行客观赋权，建立了状态静态评估模型。在静态评估的基础上，提出运用劣化速度间的“距离”修正静态评估结果来进行动态评估。运用近邻样本密度加权的核模糊C均值聚类算法对劣化速度标准向量进行求解，提出了动态调整函数优化算法，建立了完整的装备状态动态评估模型。通过案例分析验证了该方法的有效性。

针对航空领域中钛合金薄壁件在铣削过程中存在切削力大、加工精度低等问题，提出了超声椭圆振动铣削方法进行钛合金薄壁件的加工。超声椭圆振动铣削时，刀尖的特殊运动轨迹使刀尖具有高线速度特性和高频断续切削特性，平均切削力大为降低，从而增强了铣刀的切削能力，提高了切削加工精度。利用自制的超声铣削刀柄系统，对钛合金试件进行铣削实验，结果表明与普通铣削相比，超声椭圆振动铣削的切削力可降低达50%，零件的形位精度得到了显著提高。

在滚动轴承动力学理论基础上，建立了双列圆锥滚子轴承非线性动力学微分方程及其摩擦功耗数学模型，采用精细积分法和预估-校正Adams-Bashforth-Moulton多步法相结合的方法进行求解，分析了轴承不同工况参数、结构参数及工艺参数对轴承摩擦功耗的影响。研究结果表明：轴承摩擦功耗随倾覆力矩及转速的增加先缓慢增加然后近似线性增加，转速对轴承摩擦功耗的影响比较明显，在满足使用要求下应尽量选取低转速；侧向载荷比的增加使“压紧侧”轴承摩擦功耗增加，“放松侧”减小，两侧摩擦功耗差值增加；轴承摩擦功耗随大挡边倾角的增加而增加，随滚子球基面半径的增加而减小；滚子波纹度为奇数阶次时，轴承摩擦功耗随波纹度幅值的增加呈先升高后降低的趋势；偶数阶次时，轴承摩擦功耗随波纹度幅值的增加而增加。

空间技术的迅猛发展对电连接器可靠性提出了更高的要求，主要研究温度循环条件下电连接器的可靠性问题。结合加速寿命试验理论，设计了一种电连接器热循环加速试验方案并进行了试验。在试验中，试品接触件的接触电阻值随循环次数的增加而缓慢增长，利用灰色模型预测出了试品的热循环寿命。此外，对试验后试品插孔的分析发现：插孔的晶粒尺寸增大且不均匀，亚结构的碎化程度、位错密度及有序的β′相均有增加。由此可知，连接器插孔中微观结构的变化是引发其综合力学性能下降，插孔出现应力松弛现象，而导致接触可靠性逐步蜕化的根本原因。

针对倾转旋翼机飞控系统的故障诊断问题，提出一种改进的离散小波-优化极限学习机（OMELM）的故障诊断算法。提出自适应启发式小波去噪方法对采集的信号进行消噪，定义了帕塞瓦尔能量用来提取测量信号经离散小波变换分解后的特征，并对OMELM进行了改进。将提取的故障能量特征进行归一化后输入到改进的OMELM多分类器中进行分类，以美国XV-15倾转旋翼机为例进行仿真验证。结果表明文中方法平均辨识率高，诊断时间短，对未来我国进行倾转旋翼机故障诊断的研究有一定参考价值。

针对链式回转弹仓的精确定位控制问题，提出了一种带有积分型滑模面的自适应鲁棒控制算法。在常规自适应鲁棒控制的基础上引入积分型滑模面，减小了稳态位置误差；采用非线性鲁棒反馈增益代替常规的定常鲁棒反馈增益，改善了系统的动态性能；理论上证明了文中提出的控制算法具有更好的动态性能以及稳态性能。空载、半载和满载3种情况下的仿真结果表明，文中提出的控制算法对系统参数变化和外部扰动不敏感，与常规自适应鲁棒控制相比，具有更高的控制精度以及更好的控制性能。

为了弥补当前拟人机器人结构的不足之处和改善拟人机械腿的通用性和适应性，对一种3自由度并联拟人机械腿的动力学性能进行了研究。基于该机械腿的结构布局特点，推导出其运动学反解方程，研究了各输入速度的变化规律，利用拉格朗日方法建立该机械腿的动力学模型。在该模型的基础上建立伺服电机的预估模型，主要包括对伺服电机转速的预估和对电机转矩的预估，分析了机械腿伺服电机驱动的角速度、驱动力矩的变化规律，得到了机械腿的动力学特性，并对机械腿伺服电机峰值力矩预估模型进行了验证，得到最大预估峰值力矩值为3.195 N·m. 分析结果表明，该机械腿机构的驱动角速度和驱动力矩呈周期性变化。伺服电机峰值力矩预估模型为机械腿伺服电机的选型提供了理论参考依据。