基于中小发燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器，结合滑动弧的产生位置，开展了4种方案的旋转滑动弧涡流器设计及加工，并完成了冷态放电试验及点火试验验证。放电试验结果表明：4种方案的涡流器均能在预设位置产生稳定的旋转滑动弧。三头部点火试验结果表明：方案4的点火效果最好，其最小点火油气比低于常规点火方法。方案2次之，方案3仅能在较低的参考速度下实现燃烧室的点火，方案1的点火效果最差。滑动弧当地的气流速度及油气分布对点火效果影响显著，建议滑动弧处的气流速度不超过20 m/s。

针对涂层‒基体一体化的双层结构，为测试评估其中涂层材料的导热性能，提出基于瞬态平面热源法（transient plane source, TPS）的涂层材料导热系数反演辨识方法。根据Hot-Disk实验测试原理，建立基体‒涂层‒探头整体的二维非稳态传热模型；结合测量过程中的瞬时温升数据信息，采用粒子群优化算法反演辨识获得涂层材料的导热系数；并通过实验和数值模拟论证了上述方法的可靠性。结果表明：该测量方法能够有效获得涂层导热系数，测试反演的数值偏差小于4.0%。最后，实际测量和反演辨识获得了一种涂层材料常温至773 K的导热系数，随温度提高呈现增大趋势，数值范围为0.18～0.29 W/(m·K)。

采用红外热像测试技术对占空比（DC）恒定为0.5的冠齿脉冲射流冲击平直靶面，在不同雷诺数（5000～20000）、无量纲冲击间距（2～8）和工作频率（10～25 Hz）下进行了对流换热实验研究。结果表明：在小射流冲击间距下，冠齿脉冲射流冲击局部努塞尔数云图在射流驻点附近呈现较为明显波瓣状分布；冠齿喷管在脉冲射流冲击中依然体现出强化对流换热的作用机制，雷诺数和工作频率分别为10000和15 Hz工况下，射流冲击驻点附近的表面传热系数相对圆形脉冲射流提高幅度在20%～30%之间；在冠齿脉冲射流中，脉冲主动激励和冠齿被动诱导激励之间存在着内在的相干机制，导致其对流换热特性与冠齿连续射流和圆形脉冲射流有较大的差异。

为了获得天然气的预混湍流燃烧特性，在湍流燃烧弹中对天然气在当量比范围为0.7～1.4、初始压力范围为0.1～0.3 MPa、初始温度范围为300～400 K、湍流强度范围为1.0～2.7 m/s条件下的预混湍流燃烧火焰发展特性进行了试验测试，并分析了当量比、湍流强度、初始温度、初始压力对天然气湍流火焰传播速度、火焰褶皱比以及湍流燃烧速度的影响。结果表明：湍流火焰传播速度随着当量比的升高先增加再降低，在当量比为1.1时达到最大，并且随湍流强度与初始温度的升高而升高，但随初始压力的升高变化不明显。火焰褶皱程度随湍流强度与初始压力的升高或当量比与初始温度的降低而逐渐增强。湍流燃烧速度随当量比的升高先升高后下降，在当量比为1.1时达到最大，并且随湍流强度、初始温度与初始压力的升高而逐渐升高。

为准确得到超临界压力下RP-3的热物性，基于人工神经网络（ANN）方法建立超临界RP-3的密度、黏度、比定压热容和导热系数的计算模型。以广义对应态法则计算得到的RP-3热物性结果训练神经网络，并耦合了实验误差模型得到修正后的ANN模型。计算温度变化范围为300～800 K，压力变化范围为3～6 MPa。结果表明：ANN模型能准确地预测超临界RP-3的热物性，且计算精度比广义对应态法则计算得到的结果提高了16.3%。在压力为5 MPa的工况下，ANN模型预测的密度、黏度、比定压热容和导热系数的回归系数均大于0.99，与实验结果平均相对误差分别为1.5%、4.1%、0.9%和0.7%。

为适应航空发动机涡轮冷却技术的发展趋势，在传统叶片温度评估模型的基础上加以改进，提出了适用于内外耦合涡轮叶片的温度评估模型。将改进后的温度评估模型嵌入到发动机整机热力性能计算模型中，对飞机/发动机系统耦合分析，研究了F-16战机在典型飞行任务和飞行包线内高压涡轮导叶的冷却性能。结果表明：在全飞行任务下进行分析时，叶片在实用升限、起飞及大爬升率工况下叶片工作热环境恶劣，叶片易超温；叶片表面温度沿径向为增长趋势，在叶顶处达到最大值。在全飞行包线内进行分析时，叶片表面温度随高度变化明显；包线内高空低马赫数区域叶片的最高温度和承受的热应力最大，叶片最高温度可达1342 K；高空低马赫数区域的综合冷却效率与包线内的最高冷却效率相比，降低了34.2%，叶片冷却性能下降明显。在进行模型参数敏感性分析时，与基准方案相比，当输入参数改变相同比例，改变冷气进口温度对叶片温度的影响最为显著。

为研究燃油喷雾特性对某小发环形回流燃烧室主燃区燃烧特性的影响，采用数值模拟的方法，对环涡形燃烧室内燃油喷嘴伸入火焰筒的深度和喷雾偏转角度对燃烧室内的三维两相喷雾、燃烧特性进行了研究。结果表明：喷嘴位置和角度的变化，会导致燃油雾化性能的变化，从而引起燃烧特性的变化；随着喷嘴伸入火焰筒的深度变短，会导致高温区变窄且靠近火焰筒外壁，深度变长则会导致主燃区高温区减小且燃烧不充分；喷雾偏转角度顺时针旋转可使燃油在主燃区燃烧得更加充分。

为解决航空发动机部件热防护以及热管理问题，针对CCA（cooled cooling air）技术，采用高孔隙率泡沫金属替代传统管翅式换热器金属翅片，设计一种轻质、高效、紧凑的小尺寸S型泡沫金属管翅式换热器。换热器芯体为3D打印的钛合金制作，重129 g，由S型管束以及泡沫金属翅片组成，翅片安装在管束直管段处。流动传热实验模拟航空发动机机匣外部的空-油换热器，冷侧为水，热侧为高温空气，测定两侧流体的流量、进出口温度及压力。结果表明：泡沫金属作为换热器的翅片，传热系数增大43.94%、换热量提升21.7%、综合换热性能增加25.43%，功重比平均提升17.26%，可达14.61 kW/kg。这说明泡沫金属能够提升换热器的整体性能，可用于未来航空发动机相似结构换热器的设计。

利用考虑行星际磁场作用的磁流体动力学模型，建立了磁帆三维数值模拟方法，对计算方法的可靠性进行了验证，发现了线圈尾部的磁重联现象，研究了太阳风来流速度、等离子体离子数密度以及攻角对磁帆推进性能的影响。得出以下结论：不同速度、不同离子数密度的太阳风主要通过改变z方向电流的大小改变洛伦兹力，进而影响磁帆的推进性能：太阳风离子数密度恒定时，随着来流速度由30 km/s逐渐增大至75 km/s，z方向电流最大值由4205 A/m²增至14709 A/m²，磁帆所受推力由3.39 N增至13.40 N；太阳风来流速度恒定时，随着离子数密度由1.8×10¹⁹ m⁻³增大至4.5×10¹⁹ m⁻³，z方向电流最大值由6039 A/m²增至10585 A/m²，磁帆所受推力由6.62 N增至12.27 N。磁帆攻角变化，主要通过磁场构型的变化影响磁帆推进性能：攻角为0°和90°时的磁层半径分别为0.14 m和0.18 m，磁帆所受推力分别为6.62 N和11.03 N，由此推测实际应用中保持线圈轴线与太阳风来流方向平行，可获得更大推力。系统研究了相关因素对磁帆推进性能的影响，可为磁帆的推力调节研究提供参考和支持，对未来磁帆的深入研究具有重要的参考价值。

以波箔型动压气体止推轴承为研究对象，建立变截面气膜间隙润滑模型，研究了有无黏性耗散时动压气体止推轴承间隙压力场及温度场分布，获得几何参数以及转速对轴承间隙气膜压力和温度的影响规律。结果表明：考虑黏性耗散时，在收敛段末端和平直段外缘形成高温区；无黏性耗散时，轴承气膜高温区位于收敛间隙末端；轴承气膜温升随转速线性增加；考虑黏性耗散时，气膜温升随楔形因子的增加而减小，无黏性耗散热时则与之相反；气膜厚度越大，温升越小，厚度对轴承气膜温度分布无影响。本文参数范围内，黏性耗散产生的温升占比达90%。该研究证实了黏性耗散对动压气体止推轴承热流动物理机制有重要的影响，可为动压气体轴承设计和高效运行提供理论基础。

激光诱导击穿光谱（LIBS）是监测燃烧过程关键参数的重要手段之一。为此搭建了LIBS三维可移动实验测量平台，结合等离子体能量和光谱研究了丙烷层流预混火焰的空间结构，得到了不同当量比和不同高度的温度趋势和当量比空间分布。结果表明：本生灯火焰预混燃烧区厚度随高度增加而增加；H、N、O的谱线强度和等离子体能量变化趋势一致，说明粒子体积分数是影响等离子体能量的主因。通过标定H656和N746的谱线强度比值与当量比的关系得到了局部当量比的空间分布。

针对着舰过程中航空发动机转子系统受到的突加基础冲击激励的问题， 基于典型小涵道比涡扇发动机结构特征相似原则设计转子-支承-机匣系统试验器，对突加基础冲击激励下转子系统振动特性进行试验研究。结果表明：突加基础冲击激励瞬时具有显著的冲击效应，转子系统瞬态振动响应加剧并激起转子的正反进动和横向振动模态。转子系统轮盘处振幅比随基础冲击速度的增加而非线性增长，突加纵向基础冲击激励比突加横向基础冲击激励更能影响转子系统的振动特性。

针对低信噪比（SNR），复杂噪声工况下，复合故障信号特征难以提取的问题。提出基于相空间重构融入最大相关雷尼熵解卷积的信号特征提取方法，该方法以雷尼熵为敏感特征范数，以最大相关雷尼熵解卷积为基本方法，并在其中融入具有噪声抑制特性和分解特性的相空间重构技术。结果表明：雷尼熵与峭度相比，在故障灵敏度相当并略好的情况下，对偶发噪声敏感度仅为峭度的18.4%。通过仿真验证，实验数据验证以及台架实验验证，证明了本文方法与现有的对比方法相比，在提取复合故障信号特征方面具有优势。

针对航空发动机转子复杂的结构特征及支承动力学设计问题，基于有限元 （FE）、分段线性拟合和自由度 （DOF）降维法，采用主子单元对复杂转子进行合理地等效，构建了航空发动机等复杂转子-支承系统的动力学模型，并对模型的有效性进行了试验验证。从转子固有特性、应变能分布、支承传递力和振动响应等方面对支承刚度进行了设计，并开展了弹性支承并联挤压油膜阻尼器 （SFD）非线性减振效率分析。结果表明：动力学模型能较好地反映复杂转子的动力学特性，支承刚度合适取值范围为1.5×10⁴～2.8×10⁴ N/mm，弹性支承并联SFD设计减振和降支承力效果显著，满足临界转速设计准则、应变能约束条件和变形要求，该研究为航空发动机支承刚度和SFD并联设计提供了定量的参考依据，具有重要的工程应用价值。

提出考虑喷丸残余应力及内部夹杂影响的随机内部小裂纹形核扩展概率模型，实现构件内部疲劳裂纹萌生过程的仿真。针对高温合金X，在开展试验的数据基础上，识别模型所需的残余应力分布参数、“形核相关”夹杂尺寸分布参数、微观结构相关塑性本构参数及小裂纹形核扩展参数。模型成功预测喷丸等直棒两种主要的形核方式：残余拉应力平衡层夹杂形核及无残余应力区夹杂形核。与试验对比，模型预测内部裂纹萌生寿命及其分散精度高，残余拉应力平衡层预测萌生寿命中值误差为2%，−3σ寿命误差为37%，无残余应力区预测萌生寿命中值误差为3%，−3σ寿命误差为3%；此外，模型仿真的内部裂纹形貌为“鱼眼形”，贴合试验件断口形貌。

综述了近年来SiC基复合材料的裂解碳（PyC）及其衍生物、BN及其衍生物、新型界面相和复合界面相的力学及抗氧化性能改性效果、相关影响因素及不足之处，比较了几类常见的界面相制备工艺。其中，PyC界面相力学改性效果好但抗氧化性差，添加B元素仍难以克服其本征不耐氧化性；BN界面相综合性能佳，但具有中温脆性且不防潮；复合界面相优势众多，但热膨胀系数失配、化学相容性差等问题不可忽视；新型界面相在性能或制备方式上难以兼顾。未来的发展方向为完善性能数据库和损伤机理、探索更多新型界面相类型，以及深入挖掘现有界面相制备工艺的潜力等。

由于航空发动机监测变量众多，传统方法直接选取性能退化趋势明显的变量进行寿命预测，所以提出一种基于LASSO（least absolute shrinkage and selection operator）的变量选取方法，结合相似性寿命预测方法有效提高了预测精度。基于K-means聚类区分不同工况，对航空发动机多个监测变量根据聚类结果进行变量转换。基于LASSO方法选取最优传感器变量。基于相似性方法进行航空发动机剩余寿命预测。将基于LASSO的变量选取方法与传统的根据退化趋势大小进行选择的方法进行剩余使用寿命预测的结果进行了对比研究。结果表明：基于LASSO选取变量的相似性寿命预测误差的标准差在3种运行周期下分别减少了约1.84、3.46、4.23。

结合三维流场数值模拟方法和声学Ffowcs Williams-Hawkings方程声类比方法，对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析，研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明：对转桨扇桨叶后掠角从0°增加至40°，高速巡航状态推进效率可提高接近1.5个百分点，起飞状态推进效率提升不大；桨扇噪声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系，增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度，从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小；在噪声最大的75°角向位置，后掠角从0°增至40°声压级降低达3 dB以上。

为了验证旋转桨叶表面压力的反演计算方法，搭建了旋转桨叶表面压力反演试验平台，对一套二叶螺旋桨的表面压力开展了反演试验。通过传声器阵列测量螺旋桨的远场噪声，利用Kulite压力传感器和离线式采集器测量桨叶表面的静压，并与计算结果进行对比。结果表明：在所研究的工况范围内，计算结果与试验结果吻合较好，趋势基本一致；其中两个测点的试验结果与计算结果误差在1%以内，精度很高；另两个测点的对比差值较大，主要是压力传感器安装工艺误差所导致的。

根据接触刚度在锯齿形叶冠结合面上非均匀分布的特性，提出一种基于定义和有限元计算相结合的接触刚度计算方法。在此基础上，将微-宏滑动摩擦模型作为叶冠结合面处的摩擦模型，推导微滑动和宏滑动状态下摩擦力表达式。利用谐波平衡法将非线性摩擦力转化为等效刚度和等效阻尼进行振动特性分析。针对叶冠结合面相对位移幅值动态变化的特点，提出了一种迭代求解的振动响应分析方法。与文献提供的带摩擦阻尼结构悬臂梁振动响应实验数据相比，共振峰附近的振幅误差为1.99 mm，相对误差为3.9%。振幅的最大误差为5.53 mm，出现在远离共振峰的位置，验证了响应分析方法的可行性。将该方法应用于带冠叶片上，结果表明当激振力频率为812.3 Hz时，振幅为0.56 mm。

针对薄壁轴承在制造、安装过程中套圈变形引起的轴承摩擦力矩变化机理不明的问题，基于滚动轴承动力学理论，构建了计入套圈变形时变表征的薄壁角接触球轴承动力学分析模型与摩擦力矩数学模型，研究了套圈沟曲率半径、变形相位角、半幅值及工况条件对轴承摩擦特性的影响规律。结果表明：沟曲率半径系数对轴承摩擦力矩的影响随转速临界值变化而发生改变，该转速值在计入套圈变形时较理想套圈会出现超前或滞后。优化配置套圈变形相位角可降低变形对摩擦力矩的作用。载荷比会影响形成轴承摩擦力矩最小的套圈变形相位角，其对套圈两瓣波相位角变化的影响小于三瓣波变形。合理控制套圈变形半振幅可降低对轴承摩擦力矩波动性的影响。

基于CFD理论，利用Fluent求解软件，借助超级计算机强大的并行运算能力对航空弧齿锥齿轮副风阻功率损失进行仿真计算。采用局部综合法建立弧齿锥齿轮副三维模型，选用RNG k-ε湍流模型，考虑平均流动中的旋流流动情况，与标准k-ε模型相比，RNG通过修正湍流黏度并很好地处理了高应变率以及流线弯曲程度较大的流动。齿轮边界运动通过UDF（user-defined functions）函数驱动，同时采用动网格模拟流场形状由于边界运动而随时间改变问题。最后得出无挡风罩和不同挡风罩配置下的齿轮副风阻功率损失，证实了合理安装挡风罩能够有效降低齿轮风阻损失，并分析多组仿真实验间的减速器内流场压力、速度、湍流动能云图变化，得出了最优化的挡风罩配置，以求最小化风阻功率损失，文中减阻效果最好的挡风罩能降低55.3%的齿轮风阻损失，此时挡风罩间隙为1 mm，为工程实际应用挡风罩的设计提供了参考。

针对目前对航空发动机叶片进排气边缘形状的评价主要依赖人工目测，主观性强、效率低等问题。提出一种叶片进排气边缘形状自动评价方法，通过非均匀有理B样条（NURBS）曲线拟合、最小二乘椭圆拟合、等半径法等算法拟合叶型并提取相关型面参数，针对5类叶片进排气边缘不合格形状给出了定性的定义，根据叶片进排气边缘在不同形状时的曲率特征以及偏差值变化特征对其形状做出评价。通过实例验证表明：该方法能够实现对尖头、钝头、歪头、缩颈及大小大/小大小（LSL/SLS）5类叶片进排气边缘形状的自动判读，对于不同叶片型号和验收标准的应用场景具有较好的通用性，有效提高了叶片进排气边缘形状评价的效率。

基于动网格方法数值模拟并分析来流马赫数为6，二元进气道/隔离段构型在频率为50～500 Hz周期节流下的激波串振荡流动。结果表明：当节流比在0.2～0.32范围内周期变化时，隔离段出现与节流频率相同的激波串振荡现象。节流频率会影响激波串振荡幅度和壁面压强波动特性。50 Hz与100 Hz工况的激波串流向振幅相近，100～500 Hz范围内随频率增加，流向振幅从15.5 mm减小至10.8 mm。壁面压强随频率的变化规律更加复杂，以凹腔中部为界，其上游壁面压强时均值、均方差峰值整体随频率增加而降低，其中50 Hz工况唇口侧壁面压强均方差峰值可达21倍来流静压，但其下游壁面压强无明显规律。分析表明节流频率对激波串振荡的影响与节流扰动的传播时间相关，工程设计中需综合考虑构型与反压参数对激波串振荡的影响。

基于振动监测数据的航空发动机滚动轴承损伤大小识别，对于研究滚动轴承故障演化、故障预测和故障诊断具有重要意义。针对传统模型对先验知识依赖性高、特征提取不充分、故障尺寸训练类别有限等问题，提出了一种基于深度学习的滚动轴承损伤尺寸预计方法，能够对训练过程中未出现的中间尺寸进行准确识别。在经典模型的基础上，搭建了一种深度卷积网络与长短期记忆网络组合模型，该模型可对轴承振动信号的多维特征与时序特征进行充分提取，实现轴承故障的智能和高效诊断。最后，利用滚动轴承加速疲劳试验机，进行了多种转速与损伤尺寸下的滚动轴承故障试验，基于试验数据进行了方法的比较，结果表明，该组合网络的在正常和加噪的情况下预测精度分别达到99.94%和98.67%，较单独的深度卷积网络、长短期记忆网络及其他模型精度更高，比较结果充分表明了本文所提方法的优越性。

研究涡扇发动机核心流道吸鸟对发动机的影响，分析核心流道吸鸟与风扇叶片鸟击的损伤模式及关键要素的差异。采用光滑粒子流体动力学方法开展某发动机风扇增压级内涵的吸鸟数值模拟，研究吸鸟位置、鸟速和风扇转速等关键参数对鸟体碎片轨迹及质量分布的影响，确定核心流道吸鸟最严苛工况条件。结果显示：鸟撞击进口导流叶片中心位置时鸟体切片质量较大；在较高鸟速和较低风扇转速下进入内涵的鸟体切片质量较大。研究结果支撑了某型涡扇发动机核心流道吸鸟专用条件的制定，要求在典型的爬升阶段允许的最大爬升速度以及最小风扇转速条件下开展吸鸟试验，同时试验用到的这只鸟的撞击位置应该使吸入核心流道的鸟的质量最大。