采用直接最小二乘法和自由谐振法对大口径高刚度SiC主镜进行主动校正易引入较多解算误差, 故本文提出以主镜的本征模式进行主镜面型校正来优化解算校正力幅值, 以改进系统校正效果。该方法首先对主镜的响应矩阵进行一系列数学转换, 得到一组相互正交的主镜本征模式, 然后以各模式面形拟合校正目标, 解算校正力。对1.23 m SiC主镜和主动支撑系统进行了有限元建模, 通过仿真验证了提出方法的正确性。在此基础上, 在搭建的1.23 m SiC主镜主动光学实验系统上进行了主动光学校正实验, 并针对实验系统进一步优化了提出的方法。实验结果显示: 利用该方法可将实验系统主镜面形误差由0.23λRMS校正至0.048λRMS, 表明以主镜本征模式进行主动校正, 可有效抑制解算校正力幅值, 提高系统校正能力。该方法适用于大口径、高刚度SiC主镜的主动校正。

针对目前世界上最典型的两种舰载机弹射系统：蒸汽弹射系统和电磁弹射系统，对比研究了不同弹射系统的结构原理、数学模型、弹射性能等问题。分析了常用的蒸汽弹射装置和电磁装置的组成部件及其功用，给出对比分析结果；根据蒸汽弹射装置和电磁弹射装置的运动学特性，获得两种弹射装置的数学模型，推导出它们的非线性运动学方程，并给出对比分析结果；针对两种不同的弹射系统，构建了舰载机在舰面加速段的弹射过程的Matlab数值仿真模型，通过仿真研究，分析了不同弹射系统中对弹射性能起主要影响作用的关键因素，并根据仿真结果进行了对比分析。

针对舰载机的安全弹射起飞要求，研究了弹射起飞上升段控制律设计问题。分析了常用弹射装置原理以及弹射起飞的工作流程。构建了弹射起飞过程中的上升段相关数学模型，包括某型舰载机的纵向模型、前起落架突伸结构和阵风模型。设计了舰载机起飞离舰后上升段的飞行姿态控制律，在仿真中将加速滑跑阶段的各种因素转化成初始条件，同时分析了阵风干扰对上升段飞机飞行特性的影响。仿真结果表明：设计的姿态控制律可以改善舰载机在离舰上升段的姿态，抵抗气流干扰等因素的影响，提高弹射起飞的安全性。