随着认知技术在军事领域的广泛应用，认知电子战已成为未来军事战争发展的必然趋势。针对电子战作战对象向认知方向发展导致传统电子战作战效能下降的问题，围绕认知电子战的认知侦察、认知干扰、干扰评估、动态知识库等关键技术进行了深入探析。通过分析传统电子战面临的诸多挑战，梳理认知电子战的基本概念，研究认知电子战系统架构及其组成，总结认知电子战的关键技术，从而依据认知电子战的特点对其发展方向进行展望。

针对多级火箭残骸定位精度不足的问题，提出一种融合粒子群算法与牛顿迭代-梯度下降法的时间差定位方法（Time Difference of Arrival，TDOA）联合优化模型，通过全局搜索与局部优化的协同机制提升定位性能，并构建多残骸信号分离约束模型与环境干扰补偿模型。试验表明，该模型在火箭残骸回收任务中，定位误差由传统单级优化算法的1~10 km降低至0.5 km以内，多残骸信号分离率达96.2%，山地及强风干扰下仍保持亚千米级精度。结合Chan-Taylor算法与最小二乘法的验证表明，其抗干扰性与定位可靠性显著优于现有方法。本算法可拓展至移动通信、无人驾驶等领域，兼具理论创新与工程应用价值。

国际空间站已在轨运营二十余年，形成了一套较为成熟的货运体系，探索出了低成本、高可靠的商业货物运输系统发展之路。随着中国空间站进入应用与发展阶段，物资上下行需求将明显增加，形成丰富稳健的货运系统体系、大幅降低常态化运营模式下的货运成本显得尤为重要。对国际空间站货物运输系统的发展与现状进行了分析，重点介绍了国际空间站货物运输系统构成、商业轨道运输服务计划和近年货物运输情况，并为中国空间站后续货运体系的建设提出了建议以供参考。

气动布局作为高超声速飞行器的重要支撑技术，是设计良好飞行性能指标、实现良好飞行品质的关键，也是其他各专业的重要基石。吸气式高超声速飞行器作为现代高超声速飞行器重要的研究领域，是实现可持续高超声速飞行的重要途径之一。通过对典型吸气式高超声速飞行器气动布局的梳理，分析气动布局的设计理念，从组合循环动力出发，着重分析动力和布局的关系，从而为气动布局工作提供设计参考。

针对战场环境下固体发动机绝热层与壳体脱粘缺陷的快速修复问题，通过试验对丁腈橡胶绝热层与钢壳体脱粘快速修复所需的粘接材料进行了性能对比分析，筛选出了适合相应条件和性能需求的胶粘剂。首先结合固体发动机绝热层与壳体脱粘快速修复需求，分析快速修复用胶粘剂所需的固化条件和性能指标；进一步对丙烯酸酯类、环氧树脂类和有机硅类三大类11种胶粘剂进行了胶粘剂力学性能和烧蚀性试验；最后设计了快速修复用灌浆机并进行了流动性试验。试验结果表明X701-1胶粘剂能够满足丁腈橡胶绝热层与钢壳体脱粘快速修复的固化条件和性能需求。

稀疏重构理论可以获取辐射源定位中的距离信息。针对传统辐射源定位稀疏重构算法性能差和离格问题，提出了一种基于广义双帕累托（Generalized Double Pareto，GDP）分布稀疏贝叶斯学习（Sparse Bayesian Learning，SBL）的离格多辐射源直接定位算法（GDP-SBL-DPD）。该算法假设辐射源信号服从GDP分布，并通过使用粗细搜索结合和信号超参数二次更新的方法，提升在离格场景下的直接定位性能。仿真结果表明，在多目标的网格失配场景下，相比基于正交匹配追踪（Orthogonal Matching Pursuit，OMP）、交替方向乘子法（Alternating Direction Method of Multipliers，ADMM）和SBL粗细搜索结合的直接定位离格算法，GDP-SBL-DPD算法具有更高的精度和更强的鲁棒性。

在各固体和液体型号的火箭总装过程中涉及大部段箭体对接及整箭体工位的转移等工作，目前此系列复杂工作的完成主要依靠人工，当操作人员技能不足时就无法保障箭体的出厂质量。近几年，随着更大量级吨位和直径火箭型号的新制，劳动者体能被大量消耗，而且还降低了劳动生产效率。通过长期的技术攻关和实物验证试验，最终研制了一款具有轻量化、超过载、无级调速、接口工装可调的大吨位电动助推装置，解决了航天总体装配中大部段箭体对接难度大、整箭体工位转移劳动强度高和火箭输送管穿舱工作间歇性过载大的问题。

复杂环境下，无人飞行器各节点快速机动、激烈对抗，存在位置变化、链路干扰压制等恶劣工况，为解决无线通信网络拓扑频繁变化、管控开销急剧增加带来的网络资源管理难题，实现特殊环境中无线通信业务稳健、及时、准确承载服务的目标，研究无线网络适配的鲁棒路由技术，构建了分层管控的轻量化混合路由方案，利用拓扑感知和故障检测技术，迅捷准确地发现网络变化，通过路由分层构建、段内路由修复和段间路由修复方式，快速对损毁剩余网络进行优化调度和补偿，提高被破坏网络的通信服务能力。

导弹舱体结构构成了导弹外形，用于安装各弹上分系统及舱段间连接，并承受各种飞行环境载荷作用。导弹在服役阶段中需要承受的载荷主要包括剪力载荷、弯矩载荷、轴向载荷、外压载荷、热载荷等。为验证导弹舱体结构在多载荷耦合作用下的结构稳定性以及强度性能是否满足设计要求，需要开展多载荷耦合作用下的导弹舱体结构强度试验技术研究。针对某型导弹舱体结构，从试验载荷等效处理方法和多载荷耦合加载方案设计两个方面对多载荷耦合作用下的导弹舱体结构强度试验方法进行研究，为舱体结构强度计算、优化与改型提供可靠的试验依据。

在飞行器设计过程中，建立准确的空气动力模型对分析飞行器气动特性、设计可靠的飞行控制系统具有重要意义。通过智能算法对地面风洞试验数据、飞行试验数据等不同来源的气动数据进行多源数据融合是目前较为热门的非定常气动力建模方法。但传统融合算法存在对飞行数据来源要求高、模型泛化能力弱等不足。基于物理信息神经网络原理，提出了一种改进的静态风洞试验数据与飞行数据智能融合建模方法。通过对传统PINN反向构建物理损失约束，使其具备对多段离散飞行数据进行特征提取的能力。通过在神经网络输入和损失函数中加入稳态气动数据构造残差估计，实现了天地气动数据差异的有效修正。对不同运动形式的气动特性进行预测验证，表明该方法不仅具有较高的气动力预测精度，还具有十分良好的泛化能力。

氢氧混合气作为推进剂广泛应用于航空航天领域，其热力学特性、输运特性和化学反应过程等远比纯空气复杂，对其流动过程的分析和预测也更加困难。利用高温燃气风洞产生高速氢氧燃气，结合数值计算，分析、比较了相同状态参数下的空气和燃气的流动和气动加热特性。发现在喷管中流动，燃气有更高的静温、速度和更小的马赫数；球头绕流时燃气的激波脱体距离和驻点压力小于空气；摩阻和壁面热流均大于空气；燃气中活跃的化学反应使气动加热更为严重，并基于对数据的分析，给出驻点热流预测公式。

为实现对迎风面沿飞行器周向位置的精确控制以减轻恶劣再入力热环境对飞行器的影响，提出一种基于气动系数拟合模型的再入飞行器主动持续滚转控制方法。首先建立结合二次项和负指数幂项的气动系数拟合模型，利用最小二乘法对气动系数进行拟合。其次基于坐标系转换关系建立迎风角模型和迎风误差角模型，描述迎风面在飞行器锥身的移动轨迹。然后基于BTT/STT复合控制方法设计匀速滚转控制指令，并比较加入不同滚转控制指令对飞行过程的影响。基于飞行器载荷设计非线性滚转控制指令，使得滚转速度与载荷的变化趋势保持一致。最后，进行六自由度仿真验证了该控制方法具有良好的滚转控制能力，可以使迎风面沿锥身均匀分布，有滚转条件下的飞行器各个子午线的载荷标准差是无滚转条件下的20%。

基于线性稳定性分析的e ^N 方法是目前应用最广泛的转捩预测方法之一，但在高马赫数下其转捩判据N_T值的选取散差较大。采用基于线性稳定性分析的e ^N 方法，针对马赫数5、8时的升力体标模和马赫数20时的Reentry F开展稳定性分析和N值包络计算，结合由风洞试验和飞行试验获取的转捩起始位置，开展了高马赫数下转捩判据N_T值的标定工作。结果表明，对于升力体标模，马赫数5时不同攻角下转捩判据N_T约为5.3~6.5，马赫数8时不同攻角下转捩判据N_T约为4.8~5.3；对于Reentry F，不同高度下转捩位置差异较大，转捩判据N_T无明显变化，约为9.55~9.73。