轻质高刚高强结构是实现飞行器高速、远射程/长航程和强机动性的关键。对结构拓扑优化和仿生设计等进行基础研究和技术开发，为高速飞行器结构设计奠定基础。对高速飞行器结构的设计需求进行分析，从研究方法和分类应用的角度，综述国内外近年来在飞行器领域中结构拓扑优化、仿生设计与增材制造技术融合的相关研究成果，总结飞行器结构优化设计方法和应用中存在的主要问题，提出近期亟待突破和进一步完善的关键技术，以期为新一代高速飞行器的结构设计提供参考。

为了提升飞行器的综合性能，疏水、防冰、防腐、减阻及吸波等功能表面受到研究者的广泛关注。激光加工技术由于其材料适用范围广、加工精度高等特点，在材料加工、复杂形貌构建、微纳尺度制造等领域有着巨大的应用潜力。总结近年来采用激光制造技术在不同材料上制备功能性仿生表面的研究进展，包括疏水、防冰、综合防腐、抗菌、减阻以及吸波等仿生表面的研究。从仿生制造角度出发，展示了自然界中拥有独特功能特性的生物表面，介绍了其实现具体功能的内在原理，并列举了使用激光加工技术进行仿生表面制造的相关研究，然后对该领域所面临的挑战与发展趋势进行了讨论与展望。

针对大面积柔性太阳翼的结构优化设计问题，基于弹簧质量等效模型，采用试验设计法（DOE）构造数值代理模型，并对太阳翼一阶频率进行敏感性和主效应分析，得出影响太阳翼基频的主要变量因素。采用多岛遗传算法（MIGA）全局寻优和设计非线性序列二次规划（NLPQL）梯度算法，在满足总质量降低的约束条件下，提高柔性翼一阶频率。结果表明：该方法能够高效地实现太阳翼结构优化设计，在研制初期有助于快速确定太阳翼的结构方案，这对于中国空间站太阳翼的成功研制可起到重要的作用。

随着增材制造技术的发展和应用不断深入，创新导弹结构设计与增材制造技术的协同融合，必定是导弹研发领域发展突破的重要方向。从静力学设计、动态结构设计、耦合动力学3个方面，探讨了先进增材制造技术在导弹结构优化设计中的应用。导弹结构优化涉及动态特性、气动弹性、力热耦合等多个方面，增材制造凭借其独特优势，突破了传统的设计模式和加工瓶颈，进一步实现了航天武器装备结构的轻量化、体积小型化、功能集成化。

变体飞行器在不同的飞行任务或者同一任务的不同任务阶段，通过改变其气动外形来达到最优化的飞行效能，是飞行器设计的一个重要发展方向。伸缩翼设计是飞行器重要的变形方案之一。为了提高变体飞行器伸缩翼面设计的准确性和开发效率，采用联合仿真方法来辅助设计受到越来越多的重视。其方法可以在设计阶段用于验证参数对伸缩翼性能的影响。利用机械动力学分析软件ADAMS和控制仿真软件Simulink，分别建立飞行器伸缩翼的机械动力学模型和控制器模型，对不同材料翼面的影响进行仿真验证。将仿真结果与试验数据进行对比，验证此方法的可行性，并为后续的结构优化设计提供基础。

分离螺栓解锁时会产生较大的冲击，为了避免解锁冲击对飞行器结构产生破坏，需要对冲击能量进行缓冲吸收。基于薄壁圆筒吸能原理，在有限安装空间内设计缓冲吸能装置，利用有限元计算方法，对不同厚度、不同冲击速度条件下薄壁圆筒的缓冲性能进行数值分析，并通过缓冲试验进行验证。研究结果表明：薄壁圆筒具有良好的缓冲吸能效果，在结构未完全压溃的条件下，薄壁圆筒壁厚越小，缓冲效果越好；冲击速度与薄壁圆筒缓冲性能具有明显相关性，呈现出强非线性关系。

多应力条件下的加速试验中，利用仿真分析定量指导试验剖面的设计，可以大幅缩短试验周期。针对航天器舵机这一典型机电产品，通过有限元分析，得到舵机在不同载荷类型与量级的应力应变响应，进一步确定舵机的工作载荷极限，建立初始加速试验剖面。根据应力应变响应结果，计算得到对应的疲劳寿命，建立舵机在多应力下的加速因子模型。在此基础上，按照加速比≥5的要求，修正舵机的初始加速试验剖面，得到最终的多应力加速试验剖面，以此为后续开展此类航天器机电产品的多应力加速试验提供参考。

飞行器舵面为不规则薄壁结构，内部筋板骨架与蒙皮存在较大厚度差异。针对舵面结构分析对网格灵活性的要求，利用具有旋转自由度的膜元GQ12与剪应变混合插值板元MITC4，耦合构造了一种厚薄通用、准确度高的四边形平板壳元；基于此，利用自适应成长法对飞行器舵面结构进行加筋布局优化设计，获得了清晰的内部最优骨架布局。与传统骨架布局设计对比，本优化设计使整体结构刚度提升33%，结构减重29%，同时，验证了GQ12+MITC4耦合单元的准确性、实用性，以及舵面骨架自适应成长加筋拓扑优化设计的有效性，这为飞行器舵面骨架筋板布局设计提供了一种高效的设计方法。

装药、结构、流场域、声场域等多物理场模型是用于固体火箭发动机设计的重要仿真模型。构建大量不同燃面退移距离下的多物理场模型存在人工操作易错、效率低的问题。为快速批量化地获得不同燃面退移距离下固体火箭发动机的多物理场文件，基于Creo软件平台，采用自上而下的建模理念，对固体火箭发动机参数化建模，利用装药的特征造型方法，对燃面退移进行追踪；并对Creo平台进行二次开发，实现用户输入命令即可实现仿真模型的自动再生、导出等功能。利用所提出的仿真模型生成标准流程以及辅助设计应用程序，为火箭发动机设计人员提供了一种高效的建模思路，简化了烦琐的重复性工作，降低了人工操作错误的可能。

针对细长型飞行器双台振动试验开展仿真计算与控制效果分析。根据模态叠加原理，建立细长型飞行器多输入多输出（multi-input multi-output， MIMO）随机振动试验中的动力学模型；采用虚拟激励法和逆虚拟激励法计算方法，分析细长型飞行器MIMO随机振动试验中不同控制测点数量、控制谱矩阵设置的可实现性及影响效果，并以其模拟件为研究对象，完成其两点、多点控制试验方式下不同控制谱矩阵设置的振动试验的数值模拟。经分析，虚拟激励法大幅提升了振动仿真计算精度，且双台振动系统在不同控制点组合下振动响应差异性加大。

为研究带舵机状态的全尺寸舵超声速颤振特性，设计了基于FD-12暂冲式亚跨超三声速风洞的舵面气动弹性试验平台，并采用亚临界颤振试验方法，开展全尺寸舵面安装在真实舵机舱状态下的实物颤振特性研究。试验中，马赫数Ma=1.5，采用固定马赫数连续变动压的风洞开车方式，应用3种亚临界颤振边界预测方法计算颤振边界。对加速度传感器测量得到的舵面振动响应数据进行颤振边界预测。结果表明：采用Houbolt-Rainey、Peak-Hold、Zim-erman-Weissenburger方法预测得到的颤振动压分别为0.070、0.072、0.073 MPa，三者基本一致。

通过Simulink和Comsol软件联合仿真搭建虚拟热试验系统，实现热试验的完全虚拟化；利用联合仿真技术，实现对控制系统、电场、热场的综合仿真分析；可一次性直接观测各个观测点数据状态，包括功放输出状态信息、加热器输出状态信息及被试件热热状态信息。虚拟热试验系统对工程热试验具有预示和指导作用，可以实现超出现有热环境地面模拟能力的热环境模拟，为型号的研制提供依据。

针对高频振动试验仿真分析中面临的网格依赖性和不确定性因素敏感性等问题，以防空导弹典型舱体结构为对象，开展舱体结构与振动台的有限元-统计能量法（FE-SEA）耦合建模方法研究。通过分析频率特性，确定了舱体结构的子系统划分原则与方法，基于VA one软件平台建立了舱体结构的统计能量分析模型；采用基于波动耦合的混合模型法分析了有限元模型与统计能量法模型之间的能量传递关系，建立了舱体结构与振动台的FE-SEA耦合分析模型，对典型舱体结构的随机振动响应进行了仿真分析；开展了典型舱体的随机振动试验，舱体结构速度、加速度响应在各频段均方根（RMS）值的仿真结果与试验数据有较好的一致性。研究结果表明：FE-SEA分析方法突破了随机振动响应问题中的高频耦合建模难题，其高频振动试验的仿真预示精度达到±3 dB。

引入随动推力横向分量的细长体结构的振动模态特性与稳定性进行对比分析。分析结果表明：随动推力轴向分量作为保守力，引起细长体结构轴向刚度的削弱；随动推力横向分量为非保守力，使系统的动力学失稳临界值高于静态屈曲的临界值。在失稳临界点，细长体结构的1、2阶频率重合，说明随动推力横向分量引起细长体结构模态间的刚度耦合。因此，对于弯曲振动明显的细长体结构，随动推力横向分量的影响不可忽略。

为提升小展弦比后掠梯形蒙皮骨架结构空气舵面颤振临界动压，在舵面不同空腔位置填充配重，比较不同配重位置对舵面模态及颤振临界动压的影响。对比结果表明：对于小展弦比梯形舵面，在前缘与根弦交点位置添加配重能提升颤振临界动压，而在前缘与尖弦交点位置添加配重则起到反作用，所以盲目添加配重并不能降低舵面颤振发散风险。工程实际中，应结合舵面原有的模态特点，将配重填充位置选在能使舵面弯扭模态振型耦合程度减弱的位置。