以弹性理论为基础，建立考虑非局部效应和轴向非线性伸长的两端固支纳米梁物理模型，推导其动力学方程，计算得到考虑非局部效应和轴向非线性纳米梁的固有频率，研究考虑非局部效应的纳米梁主谐波共振响应。数值结果表明，非局部效应对两端固支纳米梁固有频率和幅频关系均有影响。

压电智能结构的模型难以精确建立,且存在外界环境激励干扰和内部参数不确定等问题,从而影响闭环结构的振动控制性能。基于此,将结构的内部干扰和外界激励的影响归结为系统的集总干扰,并利用扩张状态观测器（Extended state observer,ESO）设计不依赖于模型的自抗扰振动控制器。然而当外界扰动激励变化时,扩张状态观测器对扰动和各阶状态的估计不可避免存在偏差,难以保证振动控制的效果。为克服二阶自抗扰策略在振动主动控制中的不足,提出一种基于压电智能板结构的状态估计误差补偿自抗扰振动控制方案。利用状态观测误差信息,对二阶自抗扰控制器进行补偿,从而减小ESO对扰动和各阶状态估计的压力,提高振动控制效果。利用dSPACE实时仿真系统,搭建四面固支压电智能板结构的振动主动试验平台。四种干扰激励的试验结果验证该方法的有效性、实用

针对加筋壁板结构中存在的模型难以精确确定和多模态外界干扰等问题,基于加速度传感器,提出了一种不依赖结构精确数学模型的多模态线性自抗扰振动主动控制（Linear Active Disturbance Rejection Control）策略。由于加速度传感器和压电驱动器的异位配置不可避免地使得整个控制系统存在时延。为解决该问题,利用Smith预估器的原理,引入输出预估器来补偿时延,这样设计的自抗扰振动主动控制器能够很好地解决时延对结构振动性能的影响。基于dSPACE实时仿真平台、利用加速度传感器、压电片驱动器,设计并建立四面固支压电加筋壁板结构实验系统,对提出的控制方法进行试验比较研究。最后的试验结果表明,采用提出的具有输出预估功能的自抗扰振动控制器,能够快速有效地抑制结构的多模态振动。

四面固支加筋壁板结构中存在的模型难以确定等多种不确定因素，影响了闭环结构的振动控制性能。针对这一问题设计了一种不依赖结构数学模型的加速度传感信号反馈和二阶线性自抗扰复合振动主动控制策略，并在理论上分析其稳定性和优越性。首先，采用二阶线性自抗扰控制器实时估计对象模型变化及其外扰组成的广义干扰，并将估计值作为补偿信号前馈到控制信号中消除广义干扰对系统的影响；然后，设计加速度传感信号和线性状态误差反馈的自抗扰复合振动控制器；最后，基于dSPACE实时仿真系统，建立了四面固支加筋壁板结构的主动振动试验平台。利用加速度传感器和压电片驱动器抑制加筋壁板结构振动，并对提出的控制方法进行对比试验。几种外界干扰激励的试验结果表明，该方法不仅能有效抑制由于正弦激励和外界冲击引起的振荡，而

含金属芯压电纤维（Metal-core Piezoelectric Ceramic Fiber,MPF）是一种新型压电功能器件。介绍了MPF的结构及其对圆形压电片激励Lamb波的传感响应模型。利用Gabor小波变换计算损伤反射信号到达时间延迟的原理,把MPF传感单一模式Lamb波在一维结构中进行了损伤定位研究。研究结果表明：MPF可以进行Lamb波的单一模式传感,采用Gabor小波变换计算损伤反射信号到达时间延迟效果较好,损伤定位精度较高。

变体飞机能够改变自身外形适应不同的飞行状态,为了提升某高超声速飞行器的气动性,研究机翼变后掠方案和延伸机翼后缘变形方案对该飞行器气动性的影响。获得不同变形机翼的高超声速飞行器三维模型,基于k-ε湍流模型,对高超声速飞行器三种外形情况分别进行外部绕流流场的数值模拟,分析其在不同攻角下、不同机翼变形方案下的气动特性。结果表明变后掠机翼方案在该高超声速飞行器设计工况下无法实现提高整机升阻比的目标,而直接延伸机翼的变形设计可以在设计工况下提高高超声速飞行器的气动特性。