智能变体结构作为未来先进无人飞行器等装备研制的关键技术，其分布式主动变形结构可实现光滑连续与多自由度变形，是显著提升结构性能与任务适应性的有效手段。针对这一需求，提出了一种基于形状记忆合金驱动的智能点阵结构的创新设计与控制方案。首先，提出的拟热变形法可用于高效评估SMA 驱动器的变形性能，通过仿真与试验验证该方法对智能点阵结构的变形性能分析具有5% 以内的误差精度，并成功实现了其结构的多模式可控变形。进一步构建了以能耗优化为目标、变形精度为约束的分布式驱动设计模型，在翼型结构应用中仅需16.67%的全局能量即可实现8 个控制点400 mm 的高精度变形（误差<1%）。针对大规模结构的实时控制难题，采用BP神经网络实现了多自由度变形的精确预测与控制，该方法具有突出的普适性，可拓展至多种形式的SMA 驱动形式及复合翼面等智能结构设计，为兼具力学性能与智能变形的新一代智能变体结构系统提供了新的解决方案。

变体飞行器突破了传统固定构型限制，是飞行器发展的重要方向之一，核心在于通过机体构型调整达到多种服役环境的气动外形，以大幅提升飞行器性能。变体飞行器历经多年发展，在技术与应用层面呈现以下特征：变形方式从刚性/离散向柔性/连续转变；飞行速度从低速向高速扩展；飞行环境由单一介质向跨介质拓展；活动范围从单一空域延展至空天多域。其中，变体能力是其核心，关键技术涵盖蒙皮、支撑结构与驱动系统。蒙皮技术从刚性蒙皮向柔性蒙皮演进，从早期采用的金属蒙皮，到如今发展出的复合材料蒙皮、基于形状记忆聚合物及压电响应材料等智能蒙皮、多介质适配重构蒙皮、防隔热– 可变形蒙皮等柔性蒙皮体系，不仅赋予表面自适应变形能力，且可维持机体表面的连续性。结构设计正从铰链式机构到连续变形结构转变，柔性变形可实现大角度气动面调整，而连续变形结构不仅具备大变形能力，且能在保持机体连续的前提下实现气动外形的匹配，配合空间展开机构使飞行器具备水下航行与空中飞行的多介质切换能力。变体飞行器驱动系统由传统电机– 液压作动向智能驱动跃迁，通过介电弹性体、压电叠堆驱动器、形状记忆合金等驱动单元集成实现主动形变。本文梳理了无人机、跨介质飞行器、民用客机及空天飞行器的变体形式及其可变形结构的研究进展，并在此基础上展望了未来发展方向与面临的主要挑战，为变体飞行器技术的创新研究提供参考。

本文针对可悬停扑翼微型飞行器的柔性仿生翼存在质量与惯量过大、扑动效率低、使用寿命短等问题，提出了一种基于复合材料的新型制备工艺。该工艺采用一种轻质耐撕裂的粗苯面料作为翼膜，结合碳纤维预浸料固化成型翼脉，通过激光切割、自粘接技术和标准化热固化流程，显著提升了仿生翼的综合性能。试验结果表明，与传统工艺相比，采用本文工艺制备的仿生翼质量减轻了53.6%，扑动效率提高约1~2 gf/W（提升幅度约40%），且在高频长时间扑动中未出现明显破损，使用寿命显著延长。同时，对比试验表明，具有简化翼脉与仿昆虫翼脉的柔性仿生翼，在气动性能上无显著差异，这为仿生翼的优化设计提供了新的思路。此外，飞行试验进一步验证了本文工艺仿生翼的实用性，为可悬停扑翼微型飞行器的性能提升和实用化奠定了基础。

为提升某民用固定翼舰载无人机的气动性能，本文提出一种基于多段式驱动结构的变后缘弯度机翼设计方案，采用黏性流体k –ω湍流模型，对传统单段翼型与2 ~ 5 段式变形机翼开展跨迎角气动特性对比分析，通过升力系数、升阻比等关键参数的量化评估，确定3 段式变形机翼为最优气动方案。基于该方案开展机翼结构优化与仿真验证，结果表明，针对3 段式结构建立的运动学模型经仿真验证，可实现30° 目标变形角度的精准控制，各旋转肋协同运动良好，机翼外形连续光滑无卡滞。有限元强度分析显示，结构最大 Von-Mises 应力为287.12 MPa，安全裕度3.81（基于15 – 5PH 不锈钢屈服强度1093 MPa），满足设计载荷下的强度要求。

点阵材料是一类微结构可人为设计的工程材料，具有优异的力学、声学、热学等多物理场调控能力，在智能结构领域展现出广阔的应用前景。尽管增材制造技术的发展显著提升了点阵材料的形状复杂度，但该技术在构建尺寸和制造效率上仍存在限制，不仅阻碍了大尺度复杂结构的一体化成型，更成为其工程化应用的关键技术瓶颈。为此，本文提出了一种基于标准单胞的装配式构造方法，通过模块化构建与空间拼接，实现复杂结构中大尺寸点阵材料的构型自由与制造可行性。在结构构型方面，采用八面体点阵单胞作为基本构件，并针对柔性与刚性材料体系分别设计了螺栓连接与仿生插接两种连接策略，实现了面向不同应用需求的模块化装配；柔性结构中集成线性驱动器，构建主动变形的机翼结构，实现了最大厚度调节范围为25 mm，最大表面倾角达12° 的局部变形控制；刚性结构中构建点阵夹芯驾驶舱原型，建立均质化有限元模型进行静力学分析，获得的弯曲刚度为2564.1 N/mm，扭转刚度为1409 N·m/deg。研究结果表明，该装配式点阵结构体系在保持轻质高性能的同时具备良好的装配灵活性与跨尺度适应能力，可为智能结构与飞行器轻量化部件的工程化落地提供有效的构型与制造方案。

针对航空航天装备在极端温度与复杂载荷耦合作用下对高可靠性高弹性柔性构件的迫切需求，本研究通过真空熔炼– 冷拔– 退火协同控制技术制备出宽温域高超弹应力的Ni₅₁Ti₄₇Nb₂ 合金丝材，并采用模具热定型工艺成功研制出适用于航空航天领域的高弹柔性铰链。结果表明，经400 ℃、10 min 退火处理的合金丝材在–120~120 ℃温域内呈现1616.5 MPa 的高超弹应力和6% 的拉伸超弹应变，其超弹应力的温度依赖性（dσ/dT = 3.3 MPa/℃）较传统超弹NiTi 合金降低约50% ；所研制的柔性铰链在–120 ℃低温环境下经历70% 拉伸应变循环10 次后，形状回复率仍保持96%，且未出现力学性能衰减。该柔性铰链已成功应用于深空探测器的弹性展开机构，突破了传统金属材料在极端温度– 复杂载荷耦合工况下的超弹性能极限，为航空航天装备的轻量化设计与可靠性提升提供了创新性解决方案。

点阵结构具有质量轻、比强度/比刚度高、减振吸能效率高等优势，被广泛应用于航空航天及深海领域等高端装备关键承载部件设计。然而，传统点阵结构在微观尺度上，其单胞仅能通过单一参数描述；在宏观尺度上，单胞分布则局限于均布式假设，导致设计空间未被充分利用，制约了力学性能提升，难以满足关键承载部件极致轻量化设计的严苛需求。本文提出一种多参数点阵结构多尺度拓扑优化设计方法：在微观尺度上，采用近似模型辅助的粒子群优化算法实现多参数点阵单胞拓扑构型设计；在宏观尺度上，利用参数化水平集拓扑优化方法实现点阵单胞的拓扑分布优化。所提方法实现了微观点阵材料设计与宏观结构优化的耦合，最大限度挖掘材料潜力，提升点阵结构的力学性能。算例结果表明，与传统单参数点阵结构相比，所提方法优化后的结构力学性能提升53.42%；相较于仅经微观单尺度优化或宏观单尺度优化的点阵结构，其性能分别提升48.07% 和12.69%。这表明多尺度优化设计的点阵结构具有更优异的承载能力。本文方法显著拓展了点阵结构设计空间，能有效提升其力学性能，在航空航天等重点领域装备结构的轻量化设计中具有重要应用前景。

电子束焊接技术正向高压、大功率、长寿命、高稳定性及智能控制方向发展，已成为大厚度钛合金结构制造的理想焊接工艺选择。本文采用高压电子束，对20 mm 厚的TA15 钛合金进行焊接，系统分析了在相同热输入条件下，100 kV、120 kV 和150 kV 加速电压对焊接接头的组织与力学性能的影响，探讨了加速电压对焊接过程的热作用机制。结果显示，加速电压影响焊接接头的局部过冷度，随着加速电压的增加，过冷度降低，促进了TA15 钛合金中合金元素扩散转变，最终形成细针状α′ 相和少量片状α 相。在150 kV 下，TA15 钛合金室温塑性提升归因于β 相及焊缝大角度晶界含量的增加，增强了合金的塑性变形能力。本文研究结果可为高压大功率电子束焊接大厚度强韧钛合金的工程应用提供理论依据。

为提高树脂基碳纤维复合材料表面的耐热性能，采用等离子喷涂的方法在氰酸酯树脂基碳纤维基体上制备出Ni/NiCrAlY/8YSZ（ZrO₂–8%Y₂O₃）复合涂层，利用X 射线衍射仪（XRD）、扫描电子显微镜（SEM）分析了涂层的物相组成、微观组织结构。通过耐烧蚀试验对Ni/NiCrAlY/8YSZ 复合涂层的耐热性能进行研究。结果表明，通过等离子喷涂制备的Ni/NiCrAlY/8YSZ 复合涂层结构紧密，未出现明显的层隙和孔隙等缺陷，在经历烧蚀试验后，复合涂层可以很好地保护基体，在1000 ℃下，涂层内部出现孔隙，但与基体结合紧密，界面未发生破坏。

激光武器是现代战争中反导反无人机的重要手段，为了公平地评估激光武器联盟中各个装备的体系贡献率，考虑激光武器在打击目标过程中的毁伤效应，根据毁伤影响因子建立模糊系数矩阵。将激光武器视为合作博弈的参与者，利用模糊Shapley 值模型并给出计算公式，量化各参与方在作战任务中的分担程度。最后，通过计算得到典型激光武器作战场景下各激光武器的体系贡献率，为激光武器使用策略提供参考依据。

精确接触力感知是实现航空过盈孔轴零件温差法主动柔顺装配的关键，而由负载引起的非接触力（重力和惯性力）会对受力感知产生干扰，影响装配过程的精度与稳定性。针对此问题，提出了一种基于并联调姿机构关节力传感器的接触力感知方法。首先，针对调姿机构基座安装倾角，介绍了一种自标定策略。然后，阐述了主动柔顺装配过程中零件之间的接触力解算方法，并根据力的平移定理和刚体转动原理，建立负载动力学参数辨识模型。接着，通过Adams 和Simulink 联合仿真验证了参数辨识与接触力感知算法的可靠性。最后，在搭建的主动柔顺装配平台上进行了接触力感知精度验证试验。结果表明，所提方法能够实现负载动力学参数的辨识，精确地进行非接触力补偿，大幅减小了受力感知误差。

针对飞机蒙皮毛坯在成型、装夹以及加工过程中产生形变导致数控铣加工精度无法保证的问题，提出一种基于加工特征的飞机蒙皮表面在机测量方法。该方法通过获取待加工特征表面轮廓来保证蒙皮的加工精度。首先，根据飞机蒙皮的曲率分布特点提出了一种适用于加工特征的曲面拟合方法，为量化曲面拟合误差提出了曲率驱动的曲面拟合误差计算方法；其次，针对加工特征的测量点规划问题，提出了一种基于边界均分的网格划分方法；然后，根据曲面拟合误差提出了测量点密度自适应调整的优化策略；最后，以某大型飞机客舱蒙皮加工特征为对象，采用所提方法进行测量规划与加工验证。试验结果表明，所提方法能够在加工特征曲面上合理布设测量点位置，准确获取加工特征表面轮廓，保证蒙皮的加工精度满足公差设计要求。

航空航天大型薄壁件尺寸大、壁薄、刚性弱，其高精高效在机测量是评估加工精度和保证加工质量的前提。多传感器数据融合是实现大型薄壁件高精高效测量的重要手段，然而现有多传感器数据融合测量方法依赖曲面的显式函数重建，易受测量数据的不确定性影响，难以保证融合结果的稳定性。本文提出了基于加权残差模糊学习（Weighted residual fuzzy learning，WRFL）的大型薄壁件多传感器融合测量方法，将不同传感器测量数据间的残差进行分区表征，从而实现模糊加权融合。首先以高精度探针测量数据为基准，将低精度点云进行聚类分区；进而求解各分区中低精度点云数据的离散残差，并对其中位于聚类簇边界区域的残差进行加权得到残差集合；以残差集合为基准建立模糊集合，从而构建高精度融合点云并实现曲面重构。结果表明，相较于现有融合测量方法，本文所提方法能
够显著提升曲面测量精度，为大型薄壁件的高精高效测量提供了技术支撑。

工业CT 线阵扫描是获取航空发动机涡轮叶片内部特征结构的重要方法，提取重建断层灰度图像轮廓是测量叶片壁厚等尺寸的关键步骤。由于目前常用像素级无监督评价方法存在提取边缘模糊，以及尺寸测量精度不高的问题，本文提出一种基于智能参数优化的数模匹配亚像素级轮廓提取算法。首先采用LBF 几何活动轮廓模型提取边缘，在CAD 模型上获取对应截面点云；然后通过OBB 方向包围盒算法将两者坐标统一，以Hausdorff 距离建立评价函数；最后基于蜣螂智能优化算法，对LBF 模型中正则项系数等4 个参数寻优，使得轮廓提取达到最佳。叶片CT断层图像测试结果表明，相对误差小于1.6%，相比于传统的Canny、Ostu 以及Zernike 等边缘检测算法，本文算法可以显著提高测量精度。

基于复合材料/铝合金多螺栓连接结构的装配模型，针对无装配间隙、有间隙强迫装配、有间隙加垫补偿3种情况，采用试验与有限元相结合的方法，研究“顺序拧紧、交错拧紧、中间向两端拧紧、两端向中间拧紧”4种拧紧顺序下，复合材料/铝合金多螺栓预紧力的分布规律。研究发现，含装配间隙的情况下，螺栓预紧力变化量随着装配间隙的增大而增大； 4种拧紧顺序下，由两端向中间的拧紧顺序，螺栓预紧力分布一致性更优且各螺栓最终预紧力更接近目标预紧力。