用数值模拟的方法，以承载和转运飞行器模型的模型车及其温度调节室为例，进行了大空间热循环系统带载降温工况入口参数的优化与分析。优化与分析的变量包括了低温流体的入口速度、入口温度和入口角度，优化目标为获得更高的模型车降温速率和温度均匀度。结果表明：模型车平均温度及温度标准差随入口速度的增大而逐渐减小，但变化率有所减缓。本研究所制定的降温策略1，即入口温度随降温时间的变化速率先快后慢，可获得最佳的降温速率和温度均匀度。入口角度对降温速率和温度均匀的影响相对较小。当入口角度变化范围处于−15°～15°时，模型车降温速率和温度均匀度基本维持不变，而在其他入口角度区间变化较大。

对一种生物燃油（FAME）和传统航油（Jet-A）掺混后的碳烟生成情况进行了研究，燃烧室采用贫油预混预蒸发（lean premixed prevaporized，LPP）低污染燃烧室设计，应用ANSYS fluent软件计算分析了在地面慢车，起飞工况下燃烧室内的冷态流场，热态燃烧和碳烟生成三方面内容。结果表明：FAME燃油的添加有助于降低燃烧室内生成的碳烟数量和质量，但会生成更为精细的碳烟颗粒。随着FAME掺混比的增加，燃烧场温度、碳烟前驱体含量的下降引起了碳烟生成速率的降低，主燃区中心氧化速率的上升使得碳烟初始颗粒的粒径更小，进而最终生成更为精细的碳烟颗粒。FAME燃油的添加能大幅降低慢车工况下的碳烟排放，但对起飞工况下碳烟排放的降低并不显著。

结冰厚度与气动噪声增量的关系为探索一种新型的结冰厚度探测方法提供了新思路。在英国南安普敦大学的低噪声航空声学风洞中开展了前缘带光滑霜冰模型的NACA0012翼型远场噪声特性实验，翼型的远场噪声信号采用环形麦克风阵列测量，远场声压信号利用快速傅里叶变换处理，得到了最大结冰厚度、来流速度和来流攻角对NACA0012翼型远场噪声声压级的影响。结果表明：光滑霜冰模型改变了翼型前缘的局部流场，流动分离导致了远场噪声特性的较大变化。在实验条件下，结冰翼型与基准翼型间远场声压级的最大增量超过9.5 dB，出现在频率8×10³～2×10⁴ Hz范围。最大结冰厚度、来流攻角、来流速度与结冰翼型的远场声压级呈正相关性，建立了一种飞行参数、总声压级增量等多变量输入的最大结冰厚度神经网络预测模型。

在采用NACA TN4007报告中的试验数据验证了CFD方法正确性的基础上，通过计算研究了不同来流马赫数、总压比、挡板开启角度对挡板排放特性的影响规律，并通过流场分析了形成这些规律的原因。结果表明：当总压比大于一定值后，相同总压比下排放系数（DFR）随来流马赫数的增加而下降，是因为在排放通道形成壅塞流量受限后所致。而在不同总压比下，排放系数随挡板阀开启角度增大而发生复杂变化趋势，究其原因是因为挡板阀开启角度变大造成排放通道实际最小喉道位置和型线发生变化，导致最小几何面积处的平均马赫数在不同速度区间调整变化，同时挡板上表面发生分离后的分离涡回流如果进入到最小截面处，还会造成排放流量的减小。

针对马赫数为8以上高超声速飞行器的应用问题，采用11组分-10反应步的煤油/空气化学反应动力学模型，对不同来流及燃料喷注条件下的斜爆轰模型发动机进行数值研究，获得其对燃烧室内起爆驻定、爆轰波波面结构及推进性能的影响规律。研究结果表明：燃烧室入口马赫数为4.3时，超声速来流与壁面边界层作用加速了点火起爆过程，爆轰波在短时间内驻定。随着来流速度增大，爆轰波驻定位置更靠近燃烧室下游，爆轰波与边界层相互作用产生分离泡导致斜爆轰发动机推力显著降低。燃料当量比的变化直接影响爆轰波波面结构，减小当量比使得斜爆轰波稳定性降低，光滑的波面转变为“锯齿”状结构，具有该结构的爆轰波流场会显著降低发动机推进性能。

为了定量研究隔板喷嘴对燃烧室声学脉动的抑制作用，基于线性声学理论，在喷嘴间隙大于声学层流边界层厚度的一般情况下，推导了双喷嘴单间隙模型的声学损耗理论计算模型。采用声学有限元方法（FEM）计算1阶声学扰动的衰减速率，与理论推导的相对误差仅为0.81%，并进一步揭示了隔板喷嘴壁面边界层黏性损耗和热损耗对声学脉动的抑制作用机理。在全尺寸发动机燃烧室中，当隔板喷嘴间隙不小于壁面两侧边界层厚度时，验证了燃烧室1阶切向声学模态损耗系数的变化趋势与理论模型一致。能为隔板喷嘴的设计提供一定的指导准则。

运用试验的方式在来流马赫数为2.5的条件下研究了气态燃料在直连式凹腔燃烧室内的燃烧过程，结合壁面压力测量以及OH-PLIF（OH-平面激光诱导荧光系统）方法分析了乙烯燃料在点火后1 ms内的燃烧反应区域发展过程和氢气燃料在稳焰时1 ms内的燃烧反应区域变化过程。结果表明凹腔后缘斜坡对于气态燃料的火焰传播起重要作用，初始燃烧区域在随来流到达后斜坡后会减速滞留，为附近的燃料提供适宜的点火环境。凹腔剪切层对气态燃料的稳焰燃烧起重要作用，剪切层内始终部分存在剧烈燃烧反应区域，这将为凹腔内部源源不断地提供点火能量，为维持凹腔内部燃料持续点火燃烧提供能源支撑。试验测得乙烯初始燃烧反应区域向凹腔上游的发展速度约为170 m/s。

针对一种螺线管线圈式MEMS（微机电系统）永磁电动机进行了热分析并给出了初步测温方案。介绍了此MEMS永磁电动机的总体设计方案，选用单晶硅衬底内二氧化硅绝缘的绕组达到散热性能优异的目的，利用ANSYS的稳态传热和静结构力学模块进行热固耦合模拟。在此基础上，通过数值模拟验证了电动机静子温度分布均匀，可将绕组和衬底视为无温度梯度。通过热固耦合模拟，得出不发生膨胀失配的最大工作温度为86 ℃和相应的最大发热损耗功率为2.83 W，据此预估电动机的额定工作性能，验证了本电动机的耐温能力和高功率密度潜力，最终设计的额定输出功率为0.362 W，计算的设计功率密度为0.117 W/g。

为了解决空载高能武器储能冷却设备出口温度的快速计算问题，提出了一种二维热网络模型，用于翅片管式储能换热器在储能阶段的温度响应预测。建立了等效热阻模型，并引入了等效导热系数来考虑自然对流对相变材料融化的影响。在不同体积流量、入口温度、翅片结构和相变材料下与焓-多孔介质法模拟结果进行了对比，验证了热网络模型的准确性，石蜡类相变材料平均出口温度最大误差为0.634 K。热网络模型相比焓-多孔介质法节约了99%的计算时间，可以有效地用于复杂翅片管式储能系统的设计和优化。

为了研究旁泄间隙（发射筒与隔板的间隙）对燃气弹射内外流场及内弹道特性参数的影响，采用Realizable$ \kappa {\text{-}} \varepsilon $湍流模型，结合动态分层动网格及用户自定义函数（user defined function，UDF）技术，对燃气弹射过程进行了数值模拟，分析了旁泄间隙大小对燃气弹射性能的影响，并进行了地面发射试验。通过与试验数据对比，验证了燃气弹射仿真模型的有效性。仿真结果表明，在旁泄间隙出口附近形成明显漩涡，旁泄间隙的增大会导致低压室压力与加速度峰值减小，并使试验弹出筒时间延长、出筒速度降低，但变化趋势呈现非线性特征。旁泄间隙从2 mm增大到6 mm时，出筒时间延长7.7%，出筒速度降低16.3%，可认为在此范围内旁泄间隙的影响幅度相对较小；但此后旁泄间隙的影响会显著增强，当旁泄间隙从6 mm增大到8 mm时，出筒时间延长20%，出筒速度降低35.8%，当旁泄间隙增大到10 mm时，试验弹到筒口速度甚至降为0 m/s。本文研究结果为燃气弹射装置的设计与优化提供参考借鉴。

为了研究火箭起飞时不同注水参数对火箭尾焰喷流流场的影响规律，以某火箭发动机缩比喷管为研究对象，基于计算流体力学（CFD）方法及Mixture多相流模型开展了注水时单喷管火箭喷流流场的数值计算研究。以注水速度、流量、位置等注水条件为变量，量化分析了注水对火箭喷流平均温度、压力、速度和湍动能场的影响。结果表明：注水速度大于30 m/s时，可有效降低喷管射流的温度和速度，当注水速度低于20 m/s时，注水对喷流轴线上物理量的影响变小；注水速度为30 m/s，且流量大于2.2倍喷管射流秒流量时，可以有效降低喷管射流温度和速度；注水与喷流作用点位于喷管射流前三个激波位置时，注水对喷流降温降速效果较好，且作用点越靠近上游，对喷管射流的影响越明显，但实际工程应用中应避免注水溅到喷管上。

针对膏体推进剂管道内流动与挤出胀大问题，开发了基于标志网格（MAC）法和压力耦合方程组的半隐式方法（SIMPLE）的非牛顿不可压流体求解器，膏体推进剂本构方程采用剪切稀化幂率（power-law）模型。通过膏体推进剂管道出口挤出形态数值仿真结果与实验结果的对比，验证了数值计算方法的可靠性和准确性。在此基础上，对膏体推进剂在管道内的流动与挤出过程进行数值计算，详细分析了不同时刻下膏体推进剂的流动过程与挤出胀大形态，研究了入口速度和管道直径对膏体推进剂管道流动特性的影响。结果表明: 膏体推进剂在挤出过程中，自由表面随时间变化，稳定阶段呈半球形，在管道出口存在明显的挤出胀大现象，当管道长度和直径不变时，压降和挤出胀大比都随入口速度的增加而增大；当入口速度相同时，压降和挤出胀大比随管径的增加而减小。

针对受执行器故障和外界干扰影响的集群无人机（UAV）协同编队控制问题，提出了一种自适应快速非奇异积分滑模（FNISM）容错控制（FTC）方法。为使集群无人机在执行任务时具有良好的协同跟踪性能，通过对无人机实际飞行情况的分析，考虑了无人机编队飞行时的执行器故障和尾涡扰动等对跟踪性能的不利影响。采用小脑模型关节控制器神经网络（CMANN）来估计并消除外部干扰的影响，同时运用CMANN逼近补偿执行器故障。研究表明：所提出的容错控制方案可以保证无人机编队闭环系统在故障情况下的最终一致有界稳定，并且可以通过减小滑模设计参数提高收敛速度，通过增大虚拟和实际控制器参数提高控制精度。4架无人机的集群编队在该方法、基于径向基神经网络（RBFNN）的鲁棒动态面容错控制、比例微分（PD）滑模容错控制3种方法下的对比仿真结果表明该方法在无人机集群编队出现故障时具有更优异的协同控制性能。

系绳张力的建立需要收绳与目标物拖曳之间存在速度差，针对传统PI控制难以在张力建立或释放等动态过程中获得平稳快速的控制效果问题，提出了一种将积分控制器分段组合的抗冲击策略，在张力建立过程中采用纯积分控制，当张力反馈接近参考值时，加入比例控制使张力值快速收敛，进而较为精确地建立张力，并有效抑制张力冲击，同时采用积分重置的方法使动态控制过程前后张力连续稳定。仿真和样机实验表明，该控制策略精度较高，张力突变过程响应平稳且迅速，且不需要引入额外的物理量，结构简单，占用硬件资源少，可靠性较高。

反推力装置负载特性是其运动机构及驱动作动器强度设计的基础, 其中阻流门所受气动载荷及其应力分布计算是核心。以叶栅式反推力装置为对象，采用重叠网格方法实现阻流门和滑动整流罩的旋转以及平移运动网格划分，在STAR-CCM+软件环境下确定了流固耦合交界面的数据映射与交换关系，由此建立了反推力装置流固耦合数值分析模型。对反推力装置在飞机降落时正常打开和起飞滑跑紧急终止时应急打开两种动态过程进行仿真，结果表明：随阻流门旋转，阻流门所受气动载荷与等效应力快速增加，并在旋转角度为50°附近达到最大，且在应急终止起飞状态下打开反推力装置，阻流门承受的最大气动载荷是正常打开过程的3倍以上。

对某高负荷扩压叶栅的叶顶间隙流动进行不同来流攻角和马赫数下的油流实验以及数值模拟，通过对油流图谱进行拓扑分析，同时辅以数值模拟结果，从近壁面和流场空间共同对叶顶区域的涡系结构及其随负荷变化的规律进行了研究。结果显示，高负荷压气机扩压叶栅叶顶区域存在6个关键的涡结构：叶尖泄漏涡、叶顶分离涡、叶尖二次涡、马蹄涡、通道涡和诱导涡；来流攻角的增加会导致叶片负荷增大以及负荷分布变化，引起最大压差位置提前，导致泄漏提前发生，对流场涡系结构影响较为明显；而来流马赫数的变化对涡系结构的影响较小。

为了研究跨声速压气机转子的气动性能对不同类型几何误差的敏感性，以NASA Rotor 37为研究对象，采用非均匀有理B样条（NURBS）曲面及遗传算法实现三维叶型曲面重构。考虑了26个几何误差模型。采用拉丁超立方结合蒙特卡洛模拟生成了800个样本，通过定常CFD数值计算获得叶型气动特性及流场结构，采用Spearman秩相关及期望值分析不同工况下几何误差与气动性能之间的非线性关系。对不同工况下效率最敏感的几何误差模型进行了流动机理分析。统计分析结果表明：堵塞工况下，叶中前缘轮廓度对效率有最显著的消极影响，叶尖吸力面轮廓度对压比有最显著的消极影响。最高效率工况下，叶中吸力面轮廓度对效率和压比都有着最显著的消极影响。近失速工况下，叶尖前缘轮廓度对效率有最显著的消极影响，而叶中尾缘轮廓度对压比有着最显著的积极影响。

为真实有效地评估航空排放污染物对机场及其周边环境的影响，构建了多因素融合下的飞机LTO（landing and take-off, 起飞降落着陆）循环排放污染物扩散评估模型。依据机载QAR（quick access recorder，快速存取记录器）数据中表征发动机实际运行的诸多参数，准确获取污染物排放量，进而确定实时排放源强；建立飞行坐标系，结合飞机实际运行状况及机场周边环境因素对Gaussian puff模型进行修正。依据飞机不同飞行阶段下排放污染物质量浓度分布，确定了污染物扩散趋势，进而完成：①排放污染物扩散质量浓度超标地理范围确定；②排放污染物对常见区域影响分析；③多架次飞机排放污染物叠加扩散影响分析；④排放污染物质量浓度监测点设置。通过计算得出装配GE90-115B型发动机的B777-300ER飞机LTO循环中排放污染物扩散峰值质量浓度主要集中在26.05～576 mg/m³范围内，进近阶段污染物排放高度集中在446.49～593.67 m，下风向污染物质量浓度超标地理范围为0～647 m；起飞爬升阶段污染物排放高度集中在起飞前期1.34～96.03 m，下风向污染物质量浓度超标地理范围为0～127 m。下风向管制区域647～1000 m污染物扩散质量浓度未超标，但对环境造成的影响不可忽视。

针对动力装置危险因素众多、风险数据繁杂且利用率不高等问题，以故障模式、影响及危害性分析等数据为基础，提出基于知识图谱和图神经网络的系统风险分析方法及算法，利用事件的知识完成链接预测，推理出引发事件的原因及影响等，以实现其精准的统计分析。本文以某型发动机为对象，对其进行风险分析和推理。结果表明：该方法有效解决了传统方法存在的表单繁琐、分析单一等问题，结果更加准确和全面，可使分析效率提升60%以上；并可及时开展风险推理和预测，实现从事后分析向主动预防的转变，为动力装置的智能运维提供了有力支持。

针对具有不确定性的转子系统，提出了基于非参数建模和矩阵极分解理论的不确定动力学建模方法，并提出了适用于不确定转子系统非参数动力学模型散度参数识别的方法。利用所搭建的转子实验台对该方法进行了实验验证。结果表明：在转子系统的4个观测点处，转子转速不超过3 000 r/min时，非参数模型结果的均值和确定性模型几乎重合；但转速接近1阶临界转速时，采用非参数不确定动力学计算模型所得到的结果均值与实测结果更为接近。该研究可为研究具有模型不确定性的双转子或多转子系统的非参数建模方法及对应的散度参数识别方法研究提供参考。

针对球铰熔断结构分析了其工作机理，提取了关键尺寸，设计了模拟球铰熔断机构，并完成了实验验证。研究发现：球铰熔断装置的关键参数包括熔断销钉减薄面、销钉材料以及销钉位置。其主要作用应侧重于在大不平衡量下，通过内轴承座的内外环相对滑移减小2号轴承的偏角，保护2号轴承。球铰结构熔断后，会进一步弱化刚度，降低转子的临界转速，这会使得发动机减速至风车转速时通过的临界转速降低，进一步减小过临界时的不平衡载荷。

利用递归Gibbs-Appell方法研究了多重柔性的空间机器人动力学建模与特性分析。首先，根据Timoshenko beam theory与集中刚度分别对连杆与关节进行柔性描述，其次，利用旋转矩阵R_3×3与平移向量L_1×3的简化了齐次变换矩阵T_4×4以降低递推运动学难度，利用递归Gibbs函数与势能函数推导了柔性空间机器人的逆向动力学模型，再次，利用反向递归法获取了惯量矩阵与耦合矩阵，并构建了正向动力学模型。最后数值仿真结果表明，Matlab与Adams的仿真结果相对偏差不超过0.1%，Z弯曲变形相对于X剪切变形与Y扭转变形数量级超过了10³，这验证所建模型的正确性。在一定范围内，关节刚度增加50 N·m/rad时，连杆最大变形增量不超过1.5×10⁻³ m，关节摩擦成5倍增长时，连杆最大变形增量不超过2×10⁻³ m，帆板的增量变形具有相同变化趋势。