为了应对商业卫星发射服务市场的蓬勃发展，同时有效利用国家卫星发射任务的运载余量和卫星整流罩内可用包络空间，为卫星用户提供更具性价比的发射服务，长征二号丁火箭针对微纳卫星搭载和多星拼箭任务研制了主星-圆盘搭载构型和串并联-侧挂混合式构型，并在羲和号和齐鲁二、三号卫星发射任务中得到应用。通过飞行试验验证了构型布局设计的可行性和高效性，实现了不同安装方式的卫星有效集成和灵活部署。作为一型成熟的常温液体运载火箭，共享火箭发射模式的应用使长征二号丁火箭的任务适应性进一步增强，且能降低单颗卫星的发射成本，目前已推广至国际发射服务项目中，具备较强的国际竞争力。

为了研究舱门燃气冲击展开-锁止过程中的锁止摆动现象及其抑制方法，针对某飞行器上的一种燃气作动器驱动的舱门展开-锁止机构，采用显式动力学有限元仿真分析方法，对舱门机构燃气展开-锁止过程分阶段进行仿真分析，与舱门冲击燃气展开试验对比验证建模合理性，揭示舱门锁止摆动现象和机理，进一步提出锁止摆动抑制方法。研究表明，仿真建模方法合理有效，复现了舱门锁止后大幅摆动的试验现象，锁止摆动过程中摆动角度与高速摄影基本一致；可采用单自由度扭转振动模型估计舱门锁止后的摆动特性；提高作动器、机身刚度或增强舱门鹅颈，对舱门锁止摆动的抑制效果较为有限；削弱舱门鹅颈，使其在舱门锁止后局部进入塑性，能够有效抑制舱门的锁止摆动，满足紧急情况下舱门燃气展开的需求。

在过载影响下，发动机内弹道与热防护结构烧蚀发生变化，提高了发动机设计与飞行弹道设计间的耦合度，传统的固体火箭总体-动力分立设计难以充分考虑该耦合关系。通过研究内外弹道与热防护结构烧蚀的耦合关系，形成考虑飞行过载的内弹道耦合模型、热防护结构烧蚀耦合模型，建立以内弹道计算、外弹道计算与热防护结构烧蚀计算为基础的联合计算模型，实现了过载下内外弹道与热防护结构烧蚀的正确预示。计算结果表明，低轨弹道下，过载使发动机内弹道压强上升，关机点的高度与当地速度倾角增加，飞行速度基本不变；热防护结构总质量上升，喷管热防护层厚度分布发生变化，需要加强热防护。内外弹道与热防护结构烧蚀联合计算正确预示了内外弹道在过载下的变化，为热防护结构设计与内外弹道设计联合奠定基础，可以提高固体火箭总体-动力设计一体化程度。

针对新一代运载火箭贮箱全搅拌摩擦焊接箱底采用的翻边法兰结构，对箱底法兰焊前装配、搅拌焊接、补焊及整底液压考核过程中的典型位置进行应变测量，同时，进行了箱底液压过程的有限元计算。测试结果表明，法兰焊接后在圆角区存在幅度较大的不均匀应力分布，而全搅拌补焊对法兰最终应力水平影响较小；法兰在内压承载时，存在因受力不均匀导致局部点进入屈服的状态。通过试验验证了有限元方法的准确性，可以用于后续法兰结构优化的有效性评估。

制导系统是运载火箭的核心子系统，是火箭成功发射的关键。摄动制导作为目前中国火箭在大气层内的主要制导方式，制导参数的设计效率与设计精度决定着制导系统的整体设计水平。传统的参数设计依赖于设计人员大量试算，凭经验进行调整，效率低且成本高。为此，提出一种基于伴随灵敏度与Adam梯度下降法的摄动制导参数自动优化方法。通过构建运载火箭质点动力学模型，将制导参数设计转化为含约束的优化问题，利用伴随灵敏度法高效计算目标函数对参数的梯度，结合Adam算法自适应调整学习率，实现参数自动调优，并以某二级光杆火箭为对象，引入随机风场干扰，以飞行轨迹跟踪误差和终端射程偏差为代价函数，对摄动制导控制参数进行优化。仿真试验表明，与传统人工调优的方法相比，此方法可以快速找到合适的控制参数，为运载火箭摄动制导参数设计提供了高效、精确的解决方案，可大幅缩短仿真时间并减少设计成本，对提升复杂动态系统优化效率具有工程参考价值。

低温连接器是箭地接口的关键设备，主要用于液氢、液氧、液甲烷等超低温推进剂的加注、泄出、排气，其可靠密封直接关系发射任务的成败。通过理论计算获得了金属波纹管的刚度、强度、疲劳寿命。开展仿真分析，获得金属波纹管在常温下的应力分布、接触状态、刚度与残余变形量，并分析了低温对波纹管应力及刚度的影响。开展刚度试验、寿命试验、整机性能试验，试验数据与理论计算、仿真分析较好吻合，验证了金属波纹管在低温连接器密封补偿中应用的可行性。

发射塔架和活动发射平台快速恢复能力是决定发射场年平均发射能力的关键因素。就某航天发射场历次任务射后恢复情况进行梳理，充分识别历次任务射后恢复项目内容和顺序，在此基础上利用“关键路径法+ECRS分析”方法对发射场射后恢复组织模式、工作流程、设备设施进行分析优化，提出具体改进措施和优化计划，更好地为射后恢复提质增效，有效提升发射场年发射能力。

航行体在气、液混合相流场中运动，该现象在流动问题中广泛存在。为了深入研究航行体水中段的典型运动过程，采用非定常数值计算方法对其绕流流场和主动空泡过程进行了研究。计算结果表明，背景流场中航行体后缘区域形成高低压区切换的振荡流场，后缘区压力沿边界层前传显著影响壁面压力分布；主动空泡使流场区域分为主影响区、次影响区、无影响区和尾流区，主影响区压力分布基本保持恒定，次影响区压力保持阶梯增大，尾流区不稳定流场在一定程度上受到削弱；主动空泡使上下壁面压力变化趋于一致，削弱了流场对航行体的不对称作用力并改善了尾缘负压区的流场状态；主动空泡显著削弱水相边界层的影响作用，自肩部发展至尾缘，航行体总阻力降至最低。

贯彻中国商业航天发展战略，分析了国内外商业航天发展态势及中国商业航天发展对发射工位的建设需求，提出在酒泉卫星发射中心建设商业液氧甲烷发射工位的设想，涵盖商业液氧甲烷运载火箭动力系统试车、测试和发射等。提出商业液氧甲烷发射工位的总体设计方案，包括运载火箭的配套、总体技术指标、基本测发模式、发射工位选址、发射工位定点、发射综合安全和主要建设内容等。论证表明商业液氧甲烷发射工位总体方案符合任务实际、方案规模适度，可满足中国目前计划研发的商业液氧甲烷运载火箭的发射任务要求，可为同类商业发射工位的建设提供借鉴和参考。

在火箭跟踪测量过程中，手动移相操作仍然是单脉冲雷达规避同频干扰的主要应对措施。为了提高操作人员在目标跟踪过程中对干扰现象判断的准确度和处置的及时性，降低同频干扰不利影响，提出了一种基于雷达目标信号速度特征和火箭理论飞行弹道数据的它站雷达信号运动趋势分析方法。经与实际跟踪情况对比，在火箭正常飞行情况下，该方法能够准确预判各雷达信号的运动趋势，同时，该方法也为火箭发射测控领域单脉冲雷达实现自动目标识别提供了一种可行途径。

磁集成技术因其可以减小功率变换器中磁性元件的个数、体积和质量，是实现伺服电源高功率密度的重要技术途径。针对伺服电源CLLLC谐振变换器采用传统磁集成方案体积较大、漏感调节范围较小等不足，提出一种基于矩阵磁耦合集成的平面变压器结构及参数设计方法，该结构采用绕组组合放置的方式，将原边谐振电感、副边谐振电感、激磁电感和变压器集成在一个磁件中，通过对磁芯柱的截面积、绕组匝数组合和气隙的控制实现原副边谐振电感、激励电感和变压器变比的调节和控制。试验结果表明，与分立磁性元件相比，所提出的矩阵磁集成方法不仅具有相同的功能，而且有效减小了磁性元件的体积和质量，为伺服电源的轻小型化设计提供参考。

针对有贮存要求的润滑工况需求，开发了长寿命高稳定性润滑脂，并考察其理化性能、生物降解性、轴承寿命和流变学等性能。结果表明：与现用商品润滑脂相比，长寿命高稳定性润滑脂的钢网分油率更低、高温蒸发损失更小，说明其具有更好的胶体安定性和挥发性；SRV试验的磨斑直径更小，轮毂轴承寿命和FE9寿命更长，说明其具有更优的抗磨性能、润滑性能和氧化安定性；28天累计生物降解率为1.82%，远低于现用商品润滑脂的29.19%，说明其具有更好的贮存稳定性；流变学试验表明其具有更好结构保持能力。研制的长寿命高稳定性润滑脂综合性能优良，可用于有长期贮存要求且工况苛刻的长寿命应用环境。

为了研究长期贮存过程中润滑脂性能退化对伺服系统控制特性的影响，基于润滑脂在高温度加速应力条件下贮存试验的结果，研究了润滑脂黏度特性的变化，对滚珠丝杠传动过程中的摩擦力矩进行建模，进一步分析润滑脂退化对传动机构摩擦特性的影响，最后在伺服系统控制模型中引入不同润滑状态下的摩擦力矩模型，分析润滑退化对伺服系统控制特性的影响。结果表明，润滑脂的黏度特性与加速贮存时间之间并未表现出明显的相关性，选取黏度特性退化程度较大的一组润滑脂作为研究对象，发现润滑退化导致滚珠丝杠的摩擦力矩增大，伺服系统的控制特性中出现中高频段幅值的衰减和相位的滞后的现象，而且随着载荷的增加，幅值衰减和相位滞后的效应加剧。

偏导射流式伺服阀抗污染能力较强，广泛应用于航空航天领域。但由于偏导射流液压放大器内部几何形状复杂，为非节流式液压放大器，对输出特性的预估较为困难，设计分析中较为依赖计算流体力学仿真分析。由于加工及装配精度因素影响，试验中特性往往具有较大的散布，对流场仿真模型的验证造成了困难。对偏导射流液压放大器压力特性进行了试验及数据统计，分析了不同流体力学仿真模型对压力特性预估的准确性，验证了低雷诺数k-ε模型在偏导射流液压放大器性能预估中具有更好的计算精度。