通过模拟仿真的方法研究了涡轮叶片通道内部V型间断肋的传热特性。主要探究了各结构参数（间断位置，分离肋长度，分离肋后置距离）对通道的传热性能影响。结果表明：相对于传统的扰流肋结构（直肋，60°斜肋，60°V型肋），V型间断肋在壁面平均相对努塞尔数，综合传热系数以及温度分布均匀性上更具优势。通过改变间断参数，能大幅提高V型间断肋的综合传热系数。在研究的参数范围内，当间断位置为2.5 mm，分离肋长度为10.0 mm，分离肋后置距离为9.6 mm时，通道具有最佳的传热性能。在雷诺数为30000下，与带有直肋的通道相比，优化后的V型间断肋的平均努塞尔数提高了35.75%，综合传热系数上升了28.95%。

针对航空发动机热管理系统方案提出了基于㶲分析和当量质量分析的综合性能评价方法，从热力学性能和起飞总质量增加值两个角度对不同热管理系统方案的性能进行对比分析。根据建立的分析方法对某发动机两个舱内热管理系统方案（直接引气和泵后引气）进行了性能综合评价，结果表明：采用泵后引气热管理系统方案由于实现了功率提取和冷却的综合利用，同时减少了全程引气带来的气动阻力损失，相比直接引气方案，总的㶲效率最高提升12.3%，起飞总质量降低了233.7 kg，因此泵后引气热管理方案的综合性能优于直接引气方案。该方法对其他类似系统方案的性能评估具有参考价值。

在研究核磁共振成像测速（MRV）技术测速核心方法的基础上，成功实现了在10 min内对大宽高比肋柱通道200×100×25个空间点上三维全场速度的测量，并对流场结构进行了深入的解析。将MRV测得的通道中心截面速度分布与粒子成像测速（PIV）的实验结果进行了对比，两者吻合良好。利用MRV测得的空间三维速度分布解析了菱形肋柱与端壁附近复杂的三维流场与涡量场，发现端壁附近流体靠近肋柱时，先向下冲击端壁，仅在肋柱前缘两侧形成马蹄涡，随后绕过肋柱两侧尖角处向上抬升，端壁边界层内的涡，迅速演变为肋柱两侧尖角附近以及下游的剪切层涡。

为实现航空发动机内部热环境与热沉的有效交互，探究换热元件的流动换热特性。以航空发动机燃油系统回油冷却换热器为例，开展了小管径矩形翅片管式空气-燃油换热器流动换热性能试验研究。试验采用高温燃油与常温空气两股工质在换热器中进行能量交换，探究换热器在不同工况下的流动与换热性能，获取矩形翅片管式换热单元管外流动换热经验关联式。结果表明：矩形翅片管式换热单元的表面传热系数约为相同结构参数光滑管束换热单元的44%，且试验结构换热单元阻力系数高于光滑管束单元，在进行翅片管束换热器设计时应综合考虑翅片对流动换热性能的影响。试验获取的翅片管式换热单元管外努塞尔数经验关联式与阻力系数经验关联式拟合偏差均不超过5%，较为准确地反应了换热单元外侧的流动换热特性。

详细介绍了磷光测温技术的物理机制、测量方法、常用材料及制备工艺，并从磷光材料及其制备工艺、温度测试方法及系统、发动机环境下信号传输方案三个层面梳理了磷光测温技术在航空发动机热端部件表面温度测试领域的发展历程和研究动态。通过对航空发动机热端部件磷光测温技术研究进展的全面分析，充分验证了磷光测温技术与待测面发射率无关，受复杂燃气组分吸收散射影响小，可测量半透明介质内部温度场的独特优势，凸显了磷光测温技术在航空发动机极端环境下热端部件瞬态温度场测试中的应用潜力，有望实现更高的测温范围和测试精度，支撑新一代航空发动机的精细化设计。

提出一种具有强化散热结构的短测管型总压探针方案，建立了总压探针的多物理场数值模拟模型，提出一种基于数值模拟和改进粒子群算法的总压探针结构联合优化方法，采用混合网格划分技术减少网格数量，以正态分布初始化粒子位置，同时增加种群学习因子和自适应邻域比例，提高算法的优化效率。数值仿真结果表明，数值模拟模型中网格顶点数量减少了47%，改进后优化算法迭代代数减少了37%，优化效率高，获得的总压探针结构满足温度约束，且长度短、质量轻。

针对中心分级旋流模型燃烧室中出现的不稳定燃烧特征进行试验研究，在常压试验中同步采集了不同工况下燃烧室动态压力脉动信号、释热率脉动信号和高速火焰图像信号。通过经验模态分解（EMD）对压力脉动信号进行分析，发现脉动特征主要集中在前3阶本征模态（IMF）中。这些IMF通过快速傅里叶变换（FFT）进行主频分析后发现分别与释热率脉动、气流旋流脉动和火焰不稳定脉动特征频谱吻合。进而可以判断通过EMD可以从单一燃烧室压力脉动信号中分解出3个主要物理过程的脉动特征，为进一步分析工程级燃烧室试验中振荡燃烧的诱发机制和燃烧诊断提供了数据处理方法。

为得到准确的离心喷嘴气涡固有声学频率，通过renormalization group（RNG）$k{\text{-}}\varepsilon$湍流模型和volume of fluid（VOF）气液两相流模型进行数值仿真研究。仿真结果表明将离心喷嘴与喷嘴出口锥形液膜视为一个声学系统可准确预测固有声学频率，修正后离心喷嘴固有声学频率计算公式可准确计算气涡中不同气体介质的1、2阶声学频率，误差在3%以内。室压扰动频率等于离心喷嘴固有声学频率时两者发生耦合共振，气涡压力脉动振幅增加量约为室压扰动幅值的16倍，气涡声学压力脉动可能传入上游供应系统，引起喷注不稳定。

从燃料密度、显冷量和贮箱增压压力等方面阐述了采用过冷液氧推进剂的性能优势。以获取66 K过冷液氧为目标，从低温工质消耗、功率消耗、系统复杂性和安全性等多个方面对液氧抽空减压、负压液氮浴换热和氦制冷循环3种过冷方案进行了定量与定性对比。针对液氮浴过冷技术进一步对比了单级与两级过冷方案，最终建议采用常压+负压两级液氮浴过冷方案获取66 K深度过冷液氧，并基于该方案搭建了半工业级液氧深度过冷验证平台，成功将液氮过冷至66 K以下。试验表明在0～3 L/s的液氧流量范围内，由于管道漏热，液氧过冷加注过程中其温度随着流量增大而降低。本试验验证了两级液氮浴过冷方案的可行性，为低温火箭发射场推进剂加注系统升级提供了理论及技术参考。

含Al固体复合推进剂在燃烧过程中，燃烧表面存在Al颗粒团聚现象，其对火箭发动机性能产生重要影响。通过分子动力学算法建立固体复合推进剂三维颗粒微观模型，实现了模拟三维空间内AP颗粒和Al颗粒的随机分布特征。并建立了颗粒的团聚模型，分析研究Al颗粒在随机填充模型中的团聚现象，得到了不同的临界分离距离下Al颗粒粒径分布规律，并将之与实验数据进行对比，最终总结出了合适的临界分离距离与Al颗粒直径的经验公式。然后总结出了Al颗粒在气固交界面发生团聚后粒径的分布规律，设计了Al颗粒在气固交界面的Rosin-Rammler概率分布函数，分析得到其均匀性系数与特征系数分别为1.4453与86.49，可用于数值模拟计算固体燃料燃烧面退移过程中表面Al颗粒喷射的初始粒径。

针对液体火箭发动机中与阀门相关和与燃烧组件相关的两类重要振荡，阐述了发动机系统振荡现象、振荡模式以及稳定性的研究进展。结果表明，与阀门相关的振荡主要表现为阀门自身和与管路系统耦合的两种不稳定振荡模式；重点是振荡敏感参数分析，难点在于自激振荡临界稳定参数的获取和振荡频率的辨识。与燃烧组件相关的振荡表现为与供应系统耦合的燃烧不稳定、与喷注过程耦合的燃烧不稳定以及燃烧过程自身不稳定三种模式；流量型稳定性机理研究较成熟，内在稳定性机理准确建模相对匮乏；对时滞模型的进一步探究和对燃烧过程数学模型的深入完善是今后系统级燃烧不稳定振荡研究的重难点。

通过仿真研究了跨声速飞行状态下（Ma=1.2）一种带间隔式进气门的引射喷管流动特性，获得了二次流对三次流流动状态、喷管流动结构以及推力性能的影响规律。结果表明：带有间隔式辅助进气门的引射喷管内部存在显著的横向流动，诱导产生了多对流向涡结构，沿着流动方向流向涡的尺度逐渐减小。主流始终处于过膨胀状态，主导了引射喷管的内流流动，并和二次流之间形成了一道剪切层结构。随着二次流落压比的升高，二次流和三次流流量增加，其对主流的束缚作用增强，主流过膨胀现象得到有效抑制，推力性能从0.698增加至0.819。

基于三维URANS（unsteady reynolds-averaged Navier-Stokes）模型对全尺寸液氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定开展了仿真计算。研究了3种隔板对高频切向燃烧不稳定的抑制效果，发现当隔板长度为30 mm时，喷嘴式隔板能有效抑制燃烧不稳定，而两种再生冷却肋片隔板未能完全抑制燃烧不稳定，增加隔板长度到50 mm后，燃烧趋于稳定。结果表明：较短隔板不能完全包络化学反应区域，推进剂纵向分布变化对燃烧不稳定的抑制作用相对较小；隔板增长后，能有效分割燃烧室头部化学反应区域，提升了燃烧稳定性裕度；喷嘴式隔板能抑制切向燃烧不稳定的机理在于隔板喷嘴壁面上存在一个大黏性、大剪切力的黏性影响区。研究结果可为液体火箭发动机隔板设计提供一定指导。

以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象，设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案，其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型，验证了重要部组件模型的准确性，并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定，最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明：在推力变比5∶1全工况范围内，双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制，系统不存在稳态误差，但是调节过程存在波动；针对调节过程而言，双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因，而积分输出造成了控制目标的稳态误差；相比阶跃信号调节，双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好，因此实际使用中，应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。

针对齿轮、轴承故障，提出了基于冲击特征提取胶囊网络的旋转机械智能故障诊断模型。在胶囊网络的构架基础上，将原始故障振动信号作为输入，通过构造首层小波核卷积层，针对性提取冲击故障特征，提高深度学习网络特征提取的可解释性。在小波核卷积层之后扩展一层卷积层，强化首层小波核卷积层提取的特征，将强化的特征经初级胶囊层、数字胶囊层输出分类结果，从而构造了“端到端”的小波卷积胶囊网络模型。通过对各层提取的特征可视化分析，证明了该模型对故障振动信号的冲击特征具有良好的提取能力。3个不同实验平台的数据集验证结果表明不同故障类型、不同故障程度的齿轮及轴承的识别精度最高可达到100%，并具有良好的泛化能力。

从ease-off差曲面拓扑修形出发，对变位斜齿轮啮合参数进行了解析，获得了齿面接触、运动与力学参数；应用离散接触线有限元，拟赫兹点接触仿真，解决了齿面边缘接触应力集中的求解问题；利用经典摩擦磨损计算模型，快捷求解了齿面瞬时接触线上的动态磨损系数，获得了两齿面磨损量三维分布云图。结果表明：主动轮齿根处磨损量远超齿顶处，从动轮齿顶处磨损略大于齿根处;主动轮啮入区磨损变化剧烈，啮出区磨损均匀，从动轮啮入区与啮出区磨损量无明显差异；抛物线修形，使齿面的磨损向齿宽中部集中，有利于改善齿面的磨损分布。选用合适的变位系数、修形量能够调整齿面的磨损分布，延长齿面的精度寿命。为变位、修形多变量耦合斜齿轮磨损计算、减摩设计提供了理论方法。

针对航空发动机圆柱滚子轴承在高速轻载条件下的打滑问题，开展试验与理论研究。基于滚动轴承打滑试验，探究内圈转速、径向载荷对轴承打滑特性的影响。同时考虑轴承工作径向游隙变化，求解滚子受力情况与轴承总力矩，并结合试验结果进行分析。研究表明，轴承内圈转速低于10 000 r/min时，径向载荷增大使轴承工作径向游隙增大，同时加剧轴承打滑程度。随着内圈转速升高，轴承工作径向游隙逐渐减小；存在内圈临界转速，此时轴承打滑率最大。不同径向载荷下内圈临界转速有所差别，本次试验所得内圈临界转速在7000～8 000 r/min之间。轴承整体滚子的总力矩直接影响轴承打滑程度。

为实现较少旋转圈数工况下的行星传动齿轮故障检测，本文提出一种基于局部同步拟合和窄带解调的行星传动齿根裂纹故障检测方法。该方法首先对行星齿轮箱振动信号进行角域重采样，再采用局部同步拟合方法估计出确定性分量；随后，由研究中提出的啮合谐波能量比最大准则自动选择包含齿轮故障信息最丰富的滤波阶次频带，并进行窄带解调；最后，通过幅值解调和相位解调揭示齿轮故障特征。实验和对比结果表明：该方法可以有效检测出齿根裂纹引起的周期性幅值和相位突变，且所需数据量较传统的加窗同步平均方法更少，在少转数工况下的齿根裂纹故障检测具有一定的优势。

针对折叠翼插-拔式锁紧机构建模问题，采用平面应变假设和叠加原理对模型简化降维，构建了考虑间隙效应的连接刚度解析模型。首先，采用能量法求解接触摩擦引起的非静定问题，获得法向和切向接触力；其次，基于Hertz基本解计算出等效接触刚度，并采用梁模型计算弹性销的弯曲变形；通过将解析解与文献试验值进行对比，对方法的适用性进行验证，并进一步针对不同接触模式开展参数影响分析，最终给出了载荷和间隙对连接刚度的影响规律。结果表明：当载荷由20 N·m变为50 N·m时，锁紧机构的连接刚度增大约3%～5%，存在刚度渐硬非线性效应；而随间隙增大，连接刚度呈现下降趋势，其原因为配合尺寸影响弹性销与孔壁的相对姿态。

为探究拉杆转子在考虑接触面力学特性下预紧力失谐诱发振动的机理，从弹塑性理论及接触面微观角度，详细分析了单个微凸体在接触过程中的变形规律和力学特性，并通过高斯分布得到接触面宏观的力学接触模型。结合接触面力学特性，建立了一种保证其原始模型主要特征参数不变且能够确定其厚度的等效接触层；进一步通过这种等效接触层模型分析了拉杆预紧力降低和周向失谐时临界转速和固有频率的变化规律；利用波的传递揭示了预紧力周向失谐诱发拉杆转子振动模态局部化的机理。结果表明：预紧力减弱后，等效接触层刚度减小，临界转速和固有频率降低；随着预紧力失谐拉杆数量的增加，转子的临界转速和固有频率降低。当外部激励的频率处于拉杆转子的频率禁带时，振动能量无法传遍整体结构而积聚在局部区域，从而诱发了振动局部化现象。论文研究结果能够为复杂拉杆转子的动力学分析和优化设计提供参考方法。

针对风扇管道宽频噪声，利用两传声器模态分解方法对风扇宽频噪声模态分解、声功率测量以及远场辐射特性进行了研究，与需要较多数量的传声器阵列测量方法相比，这种优势在高频管道宽频噪声测量上尤为突出。本文针对该方法的有效性和准确性进行了数值研究，并基于轴流风扇试验台实验验证了该方法的精确性。该方法预测出的声功率与理论值完全吻合。风扇噪声实验结果表明两传声器方法在声功率方面有较高的准确性，最大误差为3 dB，其预测的远程辐射指向性在20°～60°范围内能较为准确地捕捉风扇进口端远场噪声辐射特征，但需要指出的是其预测精度对传声器间距非常敏感，小间距麦克风测量的相关性特征更加稳定，促使其预测精度比间距更大的结果更高。

针对重型燃气轮机压气机部件质量重、空气流量大、转速高、试验风险高等特点，开展重型燃气轮机压气机部件试验状态双余度模式在线检测技术研究。通过分析压气机试验不稳定工作状态参数特征，设计基于时频-小波辨识算法，研制出具有国内自主知识产权的重型燃气轮机压气机部件试验状态双余度模式在线检测系统，解决试验过程缺乏有效安全自动检测的技术难题。该系统相对于国内同类产品，能够更可靠、准确、及时地检测到压气机试验不稳定工作状态动态特征信号，辨识系统响应时间优于50 ms，具备对重型燃气轮机压气机部件试验状态在线预警能力。

压力-温度组合畸变由于其复杂的非线性作用机制，对稳定性审定工作造成了极大的挑战。通过对某单级轴流压气机进行数值模拟，探究了不同组合畸变强度和组合相位角下压力-温度组合畸变对压气机稳定性的影响。结果表明：相位角越小稳定裕度损失越大，0°相位角时喘振裕度损失最大；改变总压畸变强度影响了气动测量截面相对马赫数分布和进气攻角，总压畸变强度增大导致前缘溢流推迟，所以不同总压畸变强度下失稳点流量差异较小。最终结合相关条款的要求，建立了压力-温度组合畸变下航空发动机失速/喘振的符合性验证流程。

针对高速飞行器减阻防热问题，提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆槽道组合构型。基于SST k-ω湍流模型，采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程，对组合构型的流场进行了数值模拟，并分析了减阻防热特性以及其影响因素。数值结果表明：相较于单一减阻杆，引入槽道后，侧向排气将分离激波推离减阻杆，飞行器主体再附激波强度明显减弱，组合构型减阻防热特性显著提高；槽道收敛半角越大，侧向排气孔位置越靠近减阻杆中部，构型减阻防热效果越好；随着飞行动压的增加，构型减阻防热性能不断提高。在研究范围内，收敛半角为60°，侧向排气孔位于减阻杆中部的组合构型减阻防热总体效果最好，并且在动压在30.15 kPa时达到最佳，相比单一减阻杆，飞行器主体壁面热流峰值降低33.84%，总阻力降低14.44%。