水下无人航行器（Unmanned Undersea Vehicle，UUV）的状态与控制量之间具有高度耦合性，经典降阶控制方法适用性有限。同时，考虑到控制量需满足UUV物理约束，为此提出一种分层式UUV模型预测控制方法。首先进行状态变换，将UUV被控系统逐级分解为中间系统与末端系统。其中，中间系统由控制量直接驱动，采用准无限时域模型预测控制方法设计控制律，保证控制量满足UUV物理约束；末端系统受中间系统状态驱动，直接展现UUV状态动态特性，并通过设计状态变换形式，保证末端系统的稳定性。最终，综合中间、末端两级系统，实现对UUV期望状态的稳定跟踪。为进一步提升控制方法的鲁棒性，采用长短期记忆网络（Long Short-Term Memory，LSTM）对扰动施加观测。数值仿真结果表明：所提出的UUV分层模型预测控制方法能够有效控制UUV跟踪期望状态，所设计的LSTM扰动观测器能够有效预示扰动，相较于无扰动观测的分层模型预测控制方法，基于LSTM扰动观测的分层模型预测控制方法能够显著增强控制过程的平稳性。

补燃循环发动机性能受多种不确定因素影响，微小的扰动也可能导致发动机实际工况偏离设计工况，影响系统稳定性。为探究加工散差、涡轮泵性能等不确定因素对补燃循环发动机性能的影响程度，以120吨级补燃循环液氧煤油发动机为研究对象，先采用一种单因素敏感性筛选，再基于蒙特卡罗的多因素敏感性耦合分析的方法进行扰动因素影响分析。结果表明：发生器、推力室等容积影响因素对发动机系统性能影响微弱，几乎可以忽略；涡轮效率、推力室喉部直径等因素对系统有一定影响；在多因素耦合的情况下，推力室喉部直径对系统性能参数影响相对较小；涡轮静子流通面积对发生器室压影响显著；涡轮效率及两泵的扬程对系统性能参数也有一定的影响，且影响规律不同。以上结果表明，这种单因素/多因素结合的敏感度分析方法具有一定工程指导意义，在设计加工过程中需要注意涡轮静子流通面积、涡轮泵效率等影响因素。

结合一箭多星的发展趋势，提出了串并联多星组合体在轨时序分离的概念，在充分利用运载整流罩包络的前提下设计了分离弹簧组件。通过动力学公式计算推导分离速度，根据分离速度的同步性设计弹簧组件参数。依据不同分离时序对串并联卫星分离过程进行刚柔耦合动力学分析，得到了分离过程中各个子星和上面级的相对运动情况，对不同时刻碰撞可能性进行了分析。

针对高超声速飞行器的不确定性问题，提出了一种强化学习与滑模自抗扰控制协同优化的智能控制方法。首先，将高超声速飞行器的数学模型解耦为速度和高度子系统。其次，为速度子系统设计自抗扰控制器以保证其跟踪性能，为高度子系统则设计滑模自抗扰控制器以提高其鲁棒性。最后，通过训练学习扩张状态观测器参数优化的确定性策略，并将其嵌入控制系统，实现模型驱动与数据驱动的协同优化。结果表明，所设计的飞行器控制系统实现了速度和高度的精准跟踪，与一般的滑模自抗扰控制系统相比，表现出更强的抗干扰能力，同时在响应时间和跟踪精度方面更具优势。

平台式惯性导航系统（Platform Inertial Navigation System，PINS）的主控计算机为硬实时多核嵌入式系统，其控制周期直接影响导航精度。针对传统集中式分区调度因装箱问题导致的资源利用率低、计算频率受限等问题，提出一种基于有向无环图（Directed Acyclic Graph，DAG）的自校正最长路径多核调度算法（Self-Correcting Longest-Path DAG Scheduling Algorithm，SLS）。该算法采用有向无环图对具有依赖关系的惯导任务进行建模，构建两阶段闭环结构：静态阶段基于最长路径优先级分配多核并行任务，动态阶段引入自校正机制，利用加权平均法持续修正节点执行时间估计，克服最坏情况执行时间估计误差对调度性能的累积影响。半实物仿真结果表明，相较于近几年惯导领域的其他算法，SLS算法缩短了任务执行时间，提高了多核资源利用率和负载均衡度，有效提升了PINS的系统精度与实时性能。

液体运载火箭作为目前和未来一段时间内人类进入太空的主要运载工具，其测试发射模式的研究关系到运载火箭技术状态管控、发射场条件建设和高效发射能力的达成。通过全面分析全球液体运载火箭测发模式发展各个阶段的主要特征，将发展分为可靠性和安全性主导、测试效率主导、灵活性和成本主导3个阶段，每个阶段的测发模式均在上一个阶段的基础上迭代改进，当前测发模式的发展同时强调安全、可靠、高效、低成本。同时分析了液体运载火箭测发模式选择的主要因素，包括技术可行性和继承性、发射场适应性、测试发射效率和灵活性、经济性等，并提出了未来测发模式发展的主要趋势，为未来航天发射场的建设提供有益借鉴。

为实现液氧甲烷发动机的多次可靠点火，设计了一种以气氧、气甲烷为工质的富燃火炬式电点火器，该点火器采用气甲烷对结构进行气膜冷却。通过CFD仿真计算和点火热试验对比3种点火器的点火可靠性和热防护效果，研究发现，点火混合比直接影响点火成败及热防护效果，甲烷喷嘴与氧喷嘴的相对位置是影响点火器工作特性的重要参数。经过优选的双排甲烷喷嘴点火器在混合比为0.6~1.3范围内实现可靠点火，在总流量25~50 g/s、混合比0.6~1.0的工况范围内连续11次成功点火且未出现结构烧蚀，验证了气膜冷却方案火炬点火器的可行性和可靠性。结合仿真计算结果对比发现，甲烷喷嘴与氧喷嘴的相对位置对气膜冷却效果影响显著，采用多排多喷嘴的甲烷喷嘴排布方案可兼顾点火可靠性和热防护效果。

为了满足运载火箭射前无人值守和提高地面供配气系统的工作效率的要求，箭上气瓶自动充放气技术成为运载火箭供气系统升级改造的重要方向。针对运载火箭气瓶充气和放气过程，设计出了基于孔板的气瓶自动充放气方案，并通过AMESim软件建模，对气瓶自动充气和放气过程进行研究。结果表明，合理选用孔板组合和设置手动充气阀件及气路，气瓶自动充放气方案可满足充气和放气技术要求，并具备测试和发射前不同气源介质的手动、自动充气功能。

适配器分离是冷弹射导弹出筒过程的重要环节，其工作状态影响适配器组间、适配器和导弹的相关位置，进而影响发射的安全性。针对适配器分离过程与状态研究不足的问题，以适配器分离时间和速度为研究目标，采用数值计算—动力学仿真—试验数据对比的方法，对适配器分离过程和受力状态开展分析。通过建立适配器分离理论模型，采用Runge-Kutta数值算法获得分离时间和横向速度的数值解，结合动力学仿真与试验数据解析，验证了理论模型的可行性。在此基础上，进一步分析了迎风角、横向风速、销钉组件弹簧初始安装力等分离参数对适配器分离时间和横向速度的影响，明确了影响适配器分离的主要因素，可为适配器的设计提供参考。

高精度的磁心损耗模型是伺服电源功率变换器损耗评估和效率优化的重要基础。针对修正的Steinmetz模型（Modified Steinmetz Equation，MSE）评估PWM波励磁磁心损耗误差较大的问题，提出了基于直流功率法的PWM波励磁磁心损耗建模方法。该方法以直流功率法获得的PWM波励磁磁心损耗测量结果直接建立损耗模型，避免了MSE模型在波形等效变换环节引入的误差，具有更好的模型精度。结果表明，在不同激励波形、不同频率、不同占空比、不同交流磁通密度峰值和不同温度下所提出模型损耗评估的最大相对误差为-5.029%，相对误差绝对值的平均值仅1.72%，远低于MSE的模型误差（最大相对误差：87.663%，相对误差绝对值的平均值：38.04%），验证了PWM波励磁磁心损耗模型在宽范围工况下的准确性，为功率变换器磁性元件PWM波励磁损耗评估提供了高精度的计算模型。