针对人工划分空域扇区耗时长且难以比较不同扇区划分方案优劣的问题，提出改进的快速非支配排序遗传算法(NSGA-II）. 以均衡管制员扇区内工作负荷和减少管制员扇区间工作负荷为目标，基于网格-区域块-扇区层级提出三维扇区划分多目标优化模型. 为了提高种群的可行解数量、多样性及算法的解算速度，在NSGA-II算法中引入适应度评估算子、变概率组合交叉算子和动态变异算子. 对西安高空空域进行三维扇区自动划设的仿真模拟. 结果表明，与实际划分构型相比，优化后的方案将扇区内工作负荷均衡性提高了37%，扇区间工作负荷减少了24%；与传统的加权多目标优化算法相比，基于改进的NSGA-II算法得到的扇区划分方案可以为不同偏好的决策者提供更广泛的选择.

以二维和三维圆柱涡致振动(VIV)系统为研究对象，通过非线性动力学稀疏辨识(SINDy)的方法，识别VIV系统的结构响应模型和尾流振荡模型. 对模型进行验证和分析, 得到VIV系统的流固耦合模型，实现不同缩减速度下圆柱VIV位移和速度响应的预测. 结果表明，采用SINDy算法，识别了带有附加阻尼的二维VIV系统的结构响应模型. 该模型与流固耦合系统的动力学特征表现出明显的规律：当涡致振动系统处于锁定(lock-in)区域时，附加阻尼随缩减速度变大而基本保持不变，结构的无量纲最大振幅保持在较高水平；当涡致振动系统处于非锁定区域时，附加阻尼随缩减速度变大而呈现线性下降的特征，结构的无量纲振幅保持在较低水平. 基于SINDy方法识别的二维VIV系统流固耦合模型和三维VIV系统结构响应模型有较好的预测能力，其中二维VIV系统流固耦合模型有一定的泛化能力. 模型预测值能够表征原系统的运动特征，对二维VIV系统结构位移响应预测的相对误差小于6%，结构速度响应预测的相对误差小于5%，对三维VIV系统结构位移和速度响应预测的相对误差小于4%.

基于重叠网格，构建适用于连续倾转过渡状态模拟的数值计算框架. 针对无人机中的2个重要部件——旋翼和机翼，模拟旋翼/机翼系统从固定翼模式倾转至直升机模式的过渡状态. 采用雷诺平均方程，比较不同前进比下的气动性能变化，分析侧风风速对过渡状态的气动性能影响. 结果表明，机翼升阻力系数随着倾转角的增大而减小，变化程度随着前进比的增大而减小；旋翼拉力随着倾转角的增大而增大，变化程度随着前进比的增大而增大. 当来流存在侧风情况时，机翼升阻力系数减小，在倾转角到65°后侧风风速较小时的机翼性能有一定提升. 旋翼的拉力系数大小受侧风影响不大，但振荡幅度会因此增大.

为了满足空天飞行器在初步设计阶段宽速域、大空域模型的需求，将传统工程估算方法和计算流体动力学（CFD）数值模拟方法分别作为低精度和高精度气动数据来源，基于高斯过程回归模型提出独立于构型的空天飞行器气动性能多精度气动建模方法. 在工程估算方法中，以面元法为基础，建立空天飞行器气动力快速估算模型. 在CFD数值模拟中通过求解三维可压缩Euler方程实现空天飞行器气动高精度计算. 将所提出的多精度气动建模方法应用于FTB外形的双参数气动建模问题中，通过对比分析，发现所提出的多精度气动模型的预测精度、稳定性均优于用同等数量高精度样本构建的单精度代理模型的，预测的相对误差小于1%. 将多精度气动模型作为该空天飞行器再入问题气动数据来源，对比分析单、多精度建模方法对再入轨迹仿真的影响，发现所提出的空天飞行器多精度气动建模方法能够更加快速、准确地给出轨迹仿真所需的气动数据.

为了解决微纳卫星编队执行姿态机动任务时，差分定位性能降低甚至不能定位的问题，提出基于全视角天线组件的GPS接收和差分定位系统方案. 针对星载高动态环境，改进基于几何无关(GF)差分组合和衰减窗口的伪距粗差探测方法. 采用抗差自适应扩展卡尔曼滤波算法，将基于新息向量的观测噪声协方差矩阵开窗估计法应用于实时差分定位. 建立半物理仿真平台，开展不同场景下的差分定位性能对比验证. 结果表明，在全弧段侧摆与区间“侧摆-回正”机动条件下，所提出的基于全视角方案的滤波和估计算法相比于常规方案的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法在定位星数、定位精度上均有大幅提升，在短、长基线情况下分别可以达到厘米、分米级的相对定位精度.

以某航空发动机中央传动齿轮箱复杂油路结构为研究对象，分别对“双通道多喷嘴”和“单通道多喷嘴”油路模型进行三维流动仿真分析并建立压力-体积流量数学模型. 计算结果表明：Realizable k-ε湍流模型能够有效捕捉“双通道多喷嘴”复杂油路结构的三维流动特性，滑油喷嘴喷孔的外部流线喷射位置和试验现象较吻合，计算精度较高；对供油压力为0.05~0.25 MPa的压力-体积流量曲线采用“外延法”方式，能够较好地预测供油压力为0.30 MPa时的体积流量，该值与仿真计算结果和设计要求均较吻合；随着油路入口供油压力增加，所有滑油喷嘴体积流量系数也增加，滑油喷嘴体积流量系数和油路内滑油雷诺数呈正相关关系；当供油压力为0.05~0.30 MPa时，“单通道多喷嘴”复杂油路模型的供油压力和体积流量呈二次函数关系.

为了克服传统计算流体力学代理模型不能有效模拟流体力学高度非线性系统的困难，解决现有基于深度学习的代理模型难以有效处理时间顺序信息的问题，以扑翼飞行器的二维翼型为研究对象，基于门控循环单元（GRU）与多层感知机，建立扑翼非定常气动参数的快速预测模型，实现对扑翼扑动时高度非定常、非线性气动参数的实时预测. 使用计算流体力学方法获得扑翼二维翼型扑动时的气动参数，以该参数为样本训练预测模型. 将扑翼的扑动振幅、频率、摆动角度与运动时间输入预测模型，快速得到扑翼在对应扑动状态下的升力、阻力与力矩. 实验结果表明，所建立的预测模型精度高、计算速度快，能够实现对扑翼非定常气动参数变化的实时高精度预测.

升力体构型的尖锐边缘会产生恶劣的气动热环境，影响飞行器的结构强度并产生热应变和材料烧蚀现象，为此提出通过外切圆延伸钝化升力体的方法. 对钝化前后构型进行数值模拟，通过灵敏度分析，研究钝化前后各设计参数对升阻比、壁面最大热流、容积、容积率的影响规律. 以升阻比、容积、容积率的最大化为目标，优化未钝化外形. 采用一致钝化法、非一致钝化法钝化优化后外形的尖锐边缘，分析钝化对气动力热特性的影响，对比2种钝化方法生成外形的气动性能差异. 计算结果表明：钝化不会改变设计参数对气动性能的影响规律. 钝化半径越大，壁面最大热流密度越低，对热流的缓解能力越弱. 边缘一致钝化后，下表面高压气体泄漏至上表面，升阻比下降，容积率升高. 边缘非一致钝化后，相比未钝化外形，升力体下表面高压气体泄漏减少，升阻比略有升高，最大热流密度升高但远小于未钝化时的最大热流密度. 2种钝化方法均对热环境有明显的改善作用.

为了探究径向分级燃烧室燃料分配比例对燃烧室热声特性的影响，对工业级单筒4 MW功率等级径向分级燃烧室进行试验研究. 试验中通过改变径向上值班喷嘴和主燃喷嘴的燃料分配比例，分析燃料分配比例对动态压力特征频率和幅值的影响. 采用相空间重构方法和递归分析方法，探究燃料分配比例变化过程中燃烧室内热声状态的变化特征. 结果表明，燃烧室内整体存在低频（70~90 Hz）和高频（200~230 Hz）2个主导频率. 在燃料分配比例调节过程中，出现低频向高频跃迁现象. 相空间重构图和递归图显示，当燃料分配比例增大时，燃烧室内热声状态存在切换过程：由准周期状态过渡为混沌状态，最终切换至极限环状态.

为了解决机翼/短舱一体化气动设计的高维非线性优化问题，基于高斯过程回归（GPR）模型提出新型优化设计方法. 采用类别形状函数变换（CST）方法对机翼/短舱一体化构型中的翼型进行几何参数化建模；通过控制机翼形状参数、短舱形状参数和短舱安装参数实现机翼/短舱构型变形，该参数化建模过程共计包含50个设计参数. 通过GPR模型构建机翼/短舱设计参数与气动性能之间的代理模型，并采用贝叶斯优化（BO）算法实现代理模型的自更新和最优气动外形的获取. 结果表明：优化后一体化构型的阻力系数下降了10.95%，通过流场分析发现机翼外形和短舱外形的优化改善了表面流场结构，短舱安装位置的优化减弱了机翼和短舱间的气动干扰.

研究头部构型、发射角度、发射速度对潜射航行器跨介质出水载荷及水流场演化特性的影响. 基于潜射航行器跨介质出水弹射试验及数值仿真数据，采用统计学相关分析与跨介质水动力、水流场演变特性相结合的方式，揭示各试验影响因素对航行器跨介质水流场特性的影响及机理. 研究结果表明，各因素影响航行器跨介质稳定性的程度关系为：头部构型 > 发射角度 > 发射速度. 影响潜射航行器跨介质出水载荷及水流场演化稳定特性的因素如下：1）头部构型差异引起流场脱落涡强度与脱落涡频率的不同，影响了湍动能耗散(最大耗散为0.075 J)；2）发射角度不同引起了航行器运动状态与分力的改变；3）发射速度不同引起的初始动能不同诱发跨介质动能耗散不一.

为了提高星敏感器的实时性能与解算精度，基于多矢量信息，提出四元数表示形式下的星敏感器三轴旋转角求解方法，从理论上对所提方法进行详细推导. 基于单个星光矢量在天球系与星敏系中的三维坐标，将方向余弦阵变换形式转变成四元数变换形式. 降次二次四元数变换形式，以便后续求解. 考虑不同星光矢量的权重，联立所有星光矢量的信息求解星敏感器三轴旋转角，给出解决三轴旋转角求解过程中的迭代不确定性和四元数矢量方向奇异性的具体方案. 将所提方法与传统方法的性能进行对比分析. 仿真结果表明，相比传统方法，所提方法具有更快的解算速度和更高的三轴旋转角求解精度.

针对人工调整机身筒段形状过程中存在的精度低、效率低以及局部过大应力的问题，提出基于数字孪生驱动的机身形状控制方法，搭建融合形状控制策略优化算法和虚拟调试技术的数字孪生系统. 在实时数据的驱动下，实现机身形状控制系统物理空间与虚拟空间的数据交互、动态映射. 研究结合遗传算法和深度学习的形状控制策略优化问题，通过ANSYS批处理多载荷步的方法，验证形状控制策略的可用性，在保持机身筒段应力均衡的状态下调整机身形状. 实验结果表明，利用构建的数字孪生系统和形状控制策略，可以有效地将筒段形状控制精度提高25.8%，将筒段形状控制效率提高414.3%，将局部最大应力减小42.5%.

针对无人机机动目标跟踪的自主运动控制问题，提出连续型动作输出的无人机端到端主动目标跟踪控制方法. 设计基于视觉感知和深度强化学习策略的端到端决策控制模型，将无人机观察的连续帧视觉图像作为输入状态，输出无人机飞行动作的连续型控制量. 为了提高控制模型的泛化能力，改进基于任务分解和预训练的高效迁移学习策略. 仿真结果表明，该方法能够在多种机动目标跟踪任务中实现无人机姿态的自适应调整，使得无人机在空中能够稳定跟踪移动目标，显著提高了无人机跟踪控制器在未知环境下的泛化能力和训练效率.

为了探究涡轮叶片内部肋通道的流场特性与换热机理，设计不同角度的带肋通道实验模型. 采用流动显示实验与粒子图像测速实验，对通道的典型截面流场进行统计平均特性分析与非定常分析. 结果表明，当扰流肋与流向的夹角为60°~90°时，减小夹角能够降低扰流肋对流体的阻挡作用，增大扰流肋后方旋涡的纵向范围与强度. 减小夹角使第1个肋区间的回流强度先增大后减小，第2个肋区间流体的纵向冲击强度增大. 斜肋结构能够提高主流流体与肋间流体的雷诺应力峰值，增强肋间扰动强度，提升通道的换热特性. 减小夹角可以提升流场的速度振荡幅值与振荡频率，提高通道的换热效率. 减小夹角可以增大流体沿肋向流动的能量与能量波动频率，使得旋涡在向后脱落的过程中更易于与靶面进行能量交换.

考虑航天器交会模型不确定性的问题，提出基于一般非线性相对运动方程的自适应控制策略. 针对复杂非线性系统中由外部扰动及目标星轨道参数引起的线性与非线性不确定性问题，通过自适应神经网络对模型结构进行参数化近似. 结合自适应反推技术和李雅普诺夫稳定方法进行自适应控制器设计，能够实现控制目标，保证所得闭环系统的渐近稳定性. 为了探究同时存在模型不确定性和输入约束的情况下航天器相对运动的自适应控制设计，提出辅助控制系统来分析和解决输入约束的影响. 针对相对运动提出的自适应控制策略保证了闭环系统的稳定性，使得模型未知参数的自适应估计满足最终一致有界性. 对不同案例分析比较的数值仿真结果验证了提出控制方法的有效性.

为了提高一维频率域航空电磁的反演精度，将机器学习方法应用于航空电磁数据的反演中，提出基于多输出最小二乘支持向量回归（MLS-SVR）的一维频率域航空电磁端到端反演方法. 对不同地电模型进行正演计算，获得样本数据集；搭建MLS-SVR模型框架，输入端为归一化后的垂直磁场分量，输出端为地电模型参数；利用网格寻优和K-折交叉验证进行调参；利用MLS-SVR模型进行反演. 试验结果表明，利用MLS-SVR可以准确地反演出各地电模型参数，与单输出支持向量回归(S-SVR)和多输出支持向量回归（M-SVR）算法相比，该反演方法的精度更高，实测数据反演表明了该方法的有效性.

为了提高小型超音速无人机的经济性能，针对配备加力燃烧室导致设计复杂、油耗过大的问题，提出小型无加力燃烧室的超音速无人机. 利用马赫俯冲机动突破音障，基于hp自适应伪谱法的最优控制轨迹规划方法，求解达到超音速巡航飞行的最小油耗和最小时间2种轨迹最优化问题. 该方法将控制与状态变量离散化，结合无人机飞行的物理过程，将多约束最优控制问题转化为非线性规划问题. 将本文与传统飞行方案所得的结果进行比较，分析重要设计参数对最优轨迹的影响. 仿真结果表明，利用该方法能够有效地规划出无人机从高亚音速到超音速飞行过程中的可行轨迹，得到的最小油耗、最小爬升时间均优于传统飞行方案，最小油耗降低约11%，最小爬升时间降低约46%.

为了延长微型涡喷发动机燃烧室的使用寿命，针对燃烧室壁面高温区进行全覆盖气膜冷却研究. 在KJ-66微型涡喷发动机试车实验的基础上，比较实际燃烧工况下，排布方式和燃烧室外环的扩张孔对气膜冷却效果及燃烧室整体性能的影响. 结果表明，在实际微型涡喷发动机模型中，顺排的平均综合冷却效率低于叉排，但对壁面的综合降温效果优于叉排. 随着扩张孔出口直径的增大，气膜冷却效果逐渐改善，但会影响燃烧室出口温度分布的均匀性. 由于燃烧室后排冷却孔的影响，二次流射入主流会发生偏转，提升了气膜的冷却效果. 整体而言，全覆盖气膜冷却在实际燃烧工况下对燃烧室壁面有着很好的冷却作用，扩张型气膜孔能够有效改善燃烧室外环的气膜冷却效果.

为了提高微纳卫星的定姿精度，针对四象限模拟太阳敏感器提出高精度误差补偿方法，设计完整的自动标定流程. 分析四象限硅光电池片光生电流的测量过程，将太阳光入射后的投影关系进行建模，提取主要误差源. 综合考虑各环节，对各路电流测量误差进行单独矫正，对机械加工与安装误差和忽略遮光罩厚度导致误差进行补偿，形成了完备的补偿方法. 实验结果表明，机械加工与安装误差为主要误差源，忽略遮光罩厚度导致误差的影响略大于电流测量误差的影响. 应用该方法在±40°视场范围内补偿前平均精度为3.072°（1σ），补偿后平均精度为0.177°（1σ），现有其他方法标定后精度为0.5°（1σ），提出方法的精度提升了约3倍. 针对标定测试工序，设计全流程自动化标定测试方法，效率明显提高，适合大批量应用.

推导出检测噪声传递函数和驱动噪声传递函数，并分析检测噪声传递函数幅频曲线转折频率、直流增益、单位增益频率和高频增益. 结果表明，检测噪声传递函数具有低频衰减、高频放大的特征. 以石英挠性加速度计为例，分析摆性、检测结构增益、检测电路增益和转动弹性系数对检测噪声传递函数的影响. 结果表明，增大摆性、检测结构增益以及检测电路增益可以在全频段减小检测噪声传递函数的幅值，减小转动弹性系数可以在低频段减小检测噪声传递函数的幅值. 仿真分析结果验证了石英挠性加速度计检测噪声传递函数和驱动噪声传递函数的频谱特征，验证了摆性、检测结构增益、检测电路增益和转动弹性系数对检测噪声传递函数的作用机理，说明通过优化噪声传递函数可以减少惯性传感器的噪声.

建立单机滑行、离轴无杆牵引、离轴有杆牵引3类舰载机调运模式下的运动学模型. 考虑到有杆牵引系统运动学模型的强非线性，将其转化为一个更加简单的虚拟在轴无杆牵引系统，以便于轨迹的求解. 综合考虑调运效率和安全性，将3类调运模式的轨迹规划问题转化为时间-能量混合最优问题. 为了实现对非线性最优控制问题的高效求解，基于第三类生成函数、辛理论和伪谱离散提出保辛伪谱方法（SPM），并根据终端横截条件采用牛顿迭代和SPM确定终端时间. 将提出的方法应用于3类调运模式的轨迹规划问题，并将所得结果与直接伪谱法进行对比. 仿真结果表明：所提算法能够以更高的精度和效率规划出平滑的舰载机路径，且不会出现非可行解，具有更强的可操作性和适用性.

在空气静止、气压为12 kPa（对应超声速风洞试验段的气压）条件下，研究射频放电等离子体的光谱特性；在马赫数为2的超声速来流中，研究射频放电等离子体激励对激波/边界层干扰非定常性的控制效果. 实验结果表明：在相同的激励频率下，随着加载功率的增大，表征电子温度的相对光谱强度增大，而表征振动温度和电子密度的相对光谱强度基本保持不变；保持加载功率不变，随着激励频率的增大，表征电子温度的相对光谱强度先增大后减小，而表征振动温度和电子密度的相对光谱强度没有明显变化. 在未施加激励时，激波振荡的主导频率为低频；在施加射频放电等离子体激励后，激波低频振荡减弱，高频振荡增强，激波特征频率从低频转向高频，再附边界层出现高能量漩涡结构.

卫星通信系统中码分多址的接入方式会引起远近效应问题，针对此问题提出基于模糊逻辑控制的功率控制方法.在内环功率控制中控制各从星的发射功率，使各从星到达主星的接收功率平衡；在外环功率控制中，模糊逻辑控制器通过动态调节目标功率为最佳的方式，提高总体测距精度. 在Matlab仿真中将该功率控制方法与传统的固定步长功率控制方法进行对比，仿真结果表明，2种方法均能使各从星到达主星的功率趋于相等，并追踪最小的从星功率，但是基于模糊逻辑控制的功率控制方法的响应速度更快. 在测控应答机上，搭建1颗主星与3颗从星之间通信的实验平台. 实验结果表明，使用功率控制后，卫星编队的总体测距精度从60 cm提高到20 cm，各从星到达主星的功率平衡.

为了实现皮纳卫星的多故障在线检测，提出针对姿控系统的分层故障检测方案. 该方案将系统划分为系统层和器件层，系统层基于卫星动力学与运动学模型设计非线性观测器，实现姿控分系统故障的全局监测；器件层利用动力学模型设计数字动力学陀螺，结合卡尔曼算法新息以及小波分析，实现故障的定位. 通过分层检测，可以支持多器件故障的实时检测，能够检测常见的在轨姿态控制系统故障. 仿真结果表明，该方案能够实现多器件同时故障的检测，适应突变、偏差、恒增益、输出卡死等故障类型，检测准确率达到92%，误检率低于2%；由于采用假设检验取代阈值判断，相对于常规小波阈值检测方法，故障检测结果的可靠性更高，适应更多的故障类型，避免了阈值的选取问题，且节省计算资源，无需大量的历史信息，能够满足在线实时检测要求.

利用代理模型方法取代计算流体动力学（CFD）方法，开展旋翼翼型的动态失速特性优化设计. 建立基于动网格技术的旋翼翼型非定常气动特性求解方法，获得旋翼翼型在不同外形下的升阻力和力矩气动特性参数. 利用类型转换（CST）翼型参数化方法，对初始翼型进行拟合重构；选取12个设计参数，利用基于自然启发的全局优化差分进化算法，优化目标是降低旋翼翼型的力矩和阻力特性，主要限制条件是保证升力特性不降低和翼型厚度增幅不明显. 将本文的优化设计结果与基于伴随方法和CFD方法的优化结果进行对比. 结果表明，基于Kriging模型的动态失速特性优化方法与伴随方法相比，在二维翼型优化设计上具有更好的寻优性能，优化翼型气动特性的表现更好；该方法与CFD方法相比，在利用全局优化算法的优势下，减少了过早陷入局部最优点的可能性，对比优化结果表明，在力矩和阻力特性相差无几的情况下，升力特性的表现更优.

通过在无源器件后置有源增益器件提高被测件整体的增益，抑制系统中非零误差对噪声测试结果的影响；结合单一有源器件及级联有源-无源器件的2次噪声测试结果，采用噪声系数直减法，将系统测量评估精度的表征参数由噪声系数转化为级联无源器件的插损值；并以具有更高插损测量精度的矢量网络分析仪插损测试结果作为参考基准，定量评估噪声测试系统的精度. 经与传统无源测量评估方法的实测对比验证得，在2~40 GHz频段内，所提方法对基于Y因子法的噪声测试系统的评估精度为–0.5~0.5 dB，对基于矢量冷源法的噪声测试系统的评估精度为–0.3~0.3 dB，评估精度波动范围均小于被测系统的2倍测试不确定度，较传统无源测量评估方法评估精度提升了3倍以上.

针对多传感器系统的观测噪声为非高斯噪声的问题，通过Student’s t滤波框架和四元数特性相结合，以无迹变换计算Student’s t加权积分函数，设计基于Student’s t分布的无迹四元数滤波算法，作为局部滤波算法. 利用拉格朗日乘子法计算最优融合权重系数，通过线性加权融合的方式，对各局部滤波结果进行融合. 采用基于四元数的目标姿态运动模型进行仿真，利用3个星敏感器同时对同一目标进行观测，通过与已有的鲁棒无迹Student’s t滤波（RSTUF）算法对比，验证所提算法的有效性. 仿真结果表明：所提算法在对目标姿态的估计精度、滤波收敛速度及收敛后的数值稳定性方面均高于RSTUF算法；通过多个观测信息互补，提高了估计精度及容错性.

基于自主研制的搭载于浙江大学皮星三号（ZDPS-3）任务的星载GPS/北斗双模接收机，在北斗B3频点上开展低轨卫星实时定轨仿真试验，对基于北斗（特别是B3频点）的实时定轨性能进行评估. 结果表明：B3频点的测距伪码码速率高，其抗噪声性能优于B1频点，有利于提升北斗导航系统下的低轨卫星定轨精度. 在建立观测模型和定轨算法模型并检验接收机实测数据质量的基础上，利用导航信号模拟器建立半物理仿真实验平台. 实验结果表明，在仅使用北斗二号14颗导航卫星的条件下，利用B3频点能获得明显优于B1频点的实时定轨精度，并且与基于处于完全运行状态的GPS的定轨精度相当.

提出由气动自折叠机械臂和气动关节构成的全软体空间捕获机器人方案. 基于折纸理论设计气动自折叠机械臂结构初始构型，研究气动自折叠机械臂的驱动特性和负载性能；进行气动机械臂的充气驱动试验，得到气压-伸长量关系曲线；基于非线性有限元法，分析气动机械臂驱动过程的大变形和应力应变分布. 结果表明，充气段和排气段的曲线均呈非线性变化，整个驱动过程的滞回曲线明显，验证了其充气驱动-排气自折叠的驱动特性. 通过负载能力试验和仿真分析，评估气动机械臂的负载能力. 随着设计气压不断变大，拉伸负载能力变小，滞回环变大，而抗压负载能力变大，滞回环变小. 所研究的气动自折叠机械臂为实现全软体空间捕获机器人提供技术支撑.