开展了矩形通道内微小狭缝肋的换热和流阻性能的多目标优化研究。选取缝宽、相邻缝间距、狭缝的前端面和后端面与壁面距离四个参数作为优化变量，采用非支配排序遗传算法（NSGA-Ⅱ）获得了Pareto 最优解。分析了Pareto最优前沿面上四种优化方案下微小狭缝肋的流动和传热热特性。结果表明：优化后的微小狭缝肋的换热能力与实心肋相当，而流动阻力有所降低，肋壁的换热均匀性得到显著提高。

为了准确掌握中心分级燃烧室火焰稳定边界的影响因素，建立中心分级燃烧室贫油熄火边界预测模型，对中心分级燃烧室的熄火过程进行了试验与理论研究。研究获取了燃烧室结构、雾化和工况参数对燃烧室贫油熄火边界的影响规律，建立并验证了中心分级燃烧室熄火半经验预测模型。结果表明：相比反向涡流器，同向涡流器下游具有更大的回流区、更低的回流速度和更长的停留时间，从而减弱了主燃级与值班级之间的湍流交换，导致同向旋流火焰的贫油熄火性能明显优于反向旋流火焰的熄火性能。中心分级燃烧室熄火边界预测模型对单头部和全环燃烧室熄火性能预测的最大误差为20%，满足燃烧室工程设计需要。

针对某风洞喷管提出了一种水冷结构，即在喷管前后段壁内设置了24组流道，而在喉部区域壁内错排布置扰流柱阵列。采用气热耦合-结构热分析的数值模拟方法对喷管整体结构的流动、换热、刚度性能进行了计算和分析。计算结果表明：冷却水量为1 kg/s时，与基础件相比，提出的冷却结构的概念件平均冷却效率提升0.68%，喉部等效应变减小5%左右。采用了响应面模型近似方法和多岛遗传算法对概念件进行了多目标优化计算，结果表明：冷却水量为2.1429 kg/s时，与概念件对比，优化件壁面最高温度可以降低1.6 K左右，喉部等效应变减小约10%。喷管冷却结构设计及其多目标优化方法为风洞喷管型面有效的热防护设计提供一定的参考。

为探究RP-5和RP-3燃油对双油路离心喷嘴雾化性能的影响，开展不同供油压力下两种燃油对双油路离心喷嘴的质量流量特性、雾化锥角、索太尔平均直径（SMD）及油滴速度等性能影响的研究，结果表明：在各供油压力下，RP-5燃油的喷嘴质量流量大于RP-3燃油，主油路质量流量相差约为5%，副油路质量流量相差约为2%；RP-5和RP-3燃油的喷嘴雾化锥角大小基本一致；当副油路供油质量流量小于8 kg/h时，RP-5燃油的SMD大于RP-3燃油，当副油路供油质量流量大于8 kg/h时，RP-5和RP-3燃油的SMD基本一致；主、副油路同时供油时，随着质量流量不断增加，RP-5燃油的SMD大于RP-3燃油且差值不断增大；随着供油压力升高，RP-5燃油的油滴速度要显著高于RP-3燃油，且都呈现出“M”形分布。

为明确飞机燃油箱惰能力降级指标，从点燃试验的试验设施、试验结果及不同试验之间结果差异的原因3个方面总结和分析了燃油箱点燃试验的文献，根据文献分析结果将燃油箱的惰化能力分为四个等级，分析发现：试验设施差异、点燃标准不同是不同试验结果存在差异的主要原因；高能点火源试验在燃爆标准、试验影响因素和试验结果方面存在特殊性，其对燃油箱混气惰化能力要求更高；飞机燃油箱的惰化能力会随着混气中氧气浓度的增加而降低，不同燃油箱惰化状态下燃油箱的安全性也存在差别，这种惰化能力的降级同时需要考虑点火源和混气气压的影响。

为解决高速飞行器飞行过程中剧烈的气动加热问题，以“高温防热层+隔热缓冲层+核心隔热层”顺序设计的一体化多层热防护结构的传热过程为研究对象，建立了高温环境下热防护结构内部一维非稳态导热-辐射耦合传热模型，通过数值模拟计算得到了高温环境下热防护结构各层的温度分布。利用不同热防护材料的隔热性能差异，针对构建的热防护结构，提出了在满足一定约束条件下，以轻质多层热防护结构总质量和总厚度为目标函数的优化设计方案，得到了多层结构的最优几何参数，并通过实验考核了优化后热防护结构的防隔热性能。实验表明：该结构可耐受1473 K的高温1800 s而背温不超过370 K。

加力燃烧室中流速高、压力低、含氧量低，燃油喷射以直射式为主，常用燃烧模型多会高估其反应速率。火焰面类模型采用查表法处理标量场，计算速度较快，但较难调整反应速率。在稳态层流火焰面模型基础上，添加了非定常化学动力学的影响因素来调整反应速率；在试验数据基础上，建立火焰面反应时间尺度，优化火焰面数据库，改善了该类方法在高速、低压、贫氧和雾化差下的数值仿真精度。结果表明：该优化方法形成的火焰面数据库能够较好模拟加力燃烧室中燃油复杂化学反应过程；在本文计算结果验证中，能将温度分布模拟误差控制在15%以内，平均温度模拟误差控制在5%以内。

在空桶燃烧室中开展了不同流量下（142.7～493.9 g/s）的连续旋转爆震试验。流量为493.9 g/s时，爆震波的传播速度接近Chapman-Jouguet（CJ）理论参考值。随着流量的减小，爆震波的传播速度和压力逐渐降低。当流量降至142.7 g/s，爆震波演化为双波模态，并伴有熄灭-再起爆现象。而且，爆震波的压力和速度周期性波动，平均传播速度仅为76.8%的CJ爆震速度。随后，采用非线性时间序列分析法讨论了不同工况下爆震波的稳定性。结果表明：流量大于300 g/s时，燃烧室的高频压力序列在相空间中的吸引子收敛为极限环模式。减小流量后导致吸引子趋于混乱，表明爆震传播稳定性降低，系统趋于无序状态。该研究讨论了流量对爆震波稳定性的影响，并探索了非线性时间序列分析在旋转爆震稳定性研究中的应用，为复杂工况下爆震波稳定性判断提供了方法参考。

在模型实验验证的基础上，采用数值模拟的方法，研究了一种红外抑制器二元混合管结构参数对红外抑制器整体气动性能和温度场的影响。研究结果表明：在研究参数范围内，随着二元混合管出口宽度的增大，二元引射喷管引射系数先上升后下降，弓形挡板冷端平均温度增幅为24%；随着二元混合管扩张角增大，引射系数下降，弓形挡板冷端平均温度增幅为3%；适当延长混合管直段长度，引射系数先缓慢上升而后下降，弓形挡板冷端温度变化较小。能否有效利用主流动量、抑制主流的流动分离是提高引射系数的关键。弓形挡板冷端表面温度受弓形挡板内部引射气流、弓形挡板冷端下游滞止涡和二元混合管窄边出口的回流冷气三者共同影响。

通过气动热力学方法建立了一种双外涵组合排气变循环发动机总体性能仿真模型，编制了相应总体性能仿真程序，模拟生成两种构型模式下节流状态和最大状态最佳变几何方案。研究表明，仅构型可变的条件下，节流过程中双外涵模式较单外涵模式耗油率降低0.7%～2.5%，推力降低3.1%～5.5%。仅部件几何可变的条件下，主喷管、混合器和高压涡轮导向器的组合变几何方案（方案4）性能收益相对最高。较主喷管几何单独可变方案（方案1），变几何方案4节流状态耗油率降低2.7%～3.2%，高空最大状态推力提高4.2%～5.2%。采用双外涵变构型和变几何方案4组合的变循环方案性能收益可进一步提高。以主喷管单独可调的单外涵发动机性能参数为基准，该变循环方案节流状态耗油率降低4%，高空最大状态推力提高5.2%；以主喷管单独可调的双外涵发动机性能参数为基准，该变循环方案节流状态耗油率降低3.2%，高空最大状态推力提高13.7%。

采用数值模拟方法，对内吹式附面层控制方案（吹气襟翼）的全机带螺旋桨滑流影响的气动力特性进行仿真计算，并与风洞试验结果对比。将4个螺旋桨区域单独划分网格，在各个域之间通过面搭接网格进行数据传递。采用基于多重参考坐标系的准定常方法和螺旋桨真实旋转的非定常方法，对升阻特性进行计算，并与风洞试验结果进行了对比。结果表明：准定常方法可以大致捕捉到升力特性曲线的发展趋势，但所计算的固定迎角下的升力系数具体数值与试验测试结果存在较大差距，该方法所捕捉的失速迎角也普遍小于试验测试结果，阻力特性也差距较大；非定常方法可以比较准确地捕捉到升力特性曲线发展趋势，对失速迎角及固定迎角下的升力系数具体数值捕捉也比较准确，阻力平均误差控制在15%以内。

为提升短舱外罩层流区域面积以降低阻力，基于PARSEC（parametric section）曲线的型线参数化方法，同时采用遗传算法，以推后短舱外罩转捩位置为优化目标，对短舱特征型线进行优化。同时，研究不同来流马赫数下短舱型面优化结果；对比分析优化前后型面的气动性能与阻力发散特性。结果表明：优化后短舱型面较优化前在设计点阻力降低2.25×10⁻³，但在高来流马赫数的非设计点工况，阻力恶化现象较为严重，导致优化后短舱在较低马赫数即产生阻力发散。

针对串联混电飞机，首先在给定任务需求的飞行剖面内，结合动力学特性对整机的飞行性能进行分析，将总体设计参数与各飞行段的功率能耗需求相关联，进而开展各部分组件和全机的设计选型；然后对串联混电系统中的计算逻辑和各条工作路径进行梳理和总结，讨论分析能源管理策略对方案设计的潜在影响。基于搭建的设计系统，首先针对Dornier Do 228NG飞机构型，从3个设计方面，将该方法与国外两个团队各自开发的设计方法进行对比分析，结果表明，对设计点评估的相对误差均在1.5%以内，对传统动力方案设计的各项相对误差在6%以内，而串联混电方案设计中最大起飞质量的相对误差在4%以内，验证了本文方法的可行性和有效性。其次，分析讨论了4种能源管理策略的特点和优劣势，并基于一款国外现有的串联混电飞机Panthera Hybrid，研究了不同策略下的动力系统工作特征和各项设计参数差异。其中，Light策略下的飞机起飞总质量最小，收益来源主要是起飞阶段的最大需求功率由燃油和电池动力系统同时承担，直接优化了动力系统的总质量。

为了探究介质阻挡放电（dielectric barrier discharge, DBD）等离子体气动激励对平板湍流边界层的减阻情况，在控制来流速度为10.7 m/s的低速风洞中进行等离子体平板湍流边界层减阻控制实验。本实验重点研究了不同激励频率对湍流边界层的减阻控制效果，使用热线风速仪系统采集流向速度信号，获得边界层平均速度分布和脉动速度分布。对实验结果进行对比分析发现，在施加不同频率的等离子体激励之后，边界层内对数区速度明显减小；随着激励频率的增加，局部减阻率呈现出先增大后减小的趋势，在激励频率为200 Hz时，减阻率达到最大为7.4%。

针对一种带旁通的双S弯进气道开展了气动设计和性能仿真研究。探索了改变第一S弯长度对进气道的影响，通过流场流动和砂粒轨迹的分析，对初始设计的模型进行修正，然后在修正后的基准模型的基础上，采用数值模拟方法，重点研究了不同扫气比和过渡截面面积比对进气道管道内流动特性和排砂效率的影响。结果表明：第一S弯的长度过小则气动性能好但不利于排砂，过大则气动性能差但排砂效果好。过渡截面面积比在减小的过程中，进气道气动性能略微下降。当形成分离涡后，总压损失迅速增大，但出口总压畸变指数降低。面积比过大或者过小都不利于进气道排砂。随着扫气比增大，排砂性能提高，进气道出口总压恢复基本稳定，畸变增大。

针对长短期记忆（LSTM）网络对于多维数据特征识别和提取上存在不足的问题，在其改进模型嵌套式长短期记忆（NLSTM）网络的基础上，提出了一种基于注意力机制和残差NLSTM网络的剩余使用寿命预测方法。该方法将双层NLSTM网络代替残差块中的主网络，保留捷径连接中的卷积神经网络结构，既能充分提取时序特征又能保证有用数据在网络层中的跳层传递，并融入注意力机制构建多层残差网络，注意力机制的使用能够选择出对预测结果有重要影响的信息，有效提高预测的准确率。在航空发动机退化实验数据集上进行实验分析，结果表明：所述方法能有效建立监测数据与发动机健康状态之间的关系，剩余使用寿命预测误差较未改进残差结构方法平均降低10.8%，比未融入注意力机制方法平均降低18.9%，有效提高了预测精度。

针对滚动轴承故障振动信号受背景噪声干扰大、故障特征不易提取的问题，提出了基于灰狼算法（GWO）优化的非局部均值去噪（NLM）和完全自适应噪声集合经验模态分解（CEEMDAN）相结合的轴承故障诊断方法。先将CEEMDAN和相关系数-能量比-峭度准则作为预处理手段，并进行信号重构；然后使用灰狼算法对NLM的参数进行优化，利用最优参数对重构信号进行降噪，将降噪后的信号通过SG（Savitzky-Golay）滤波进行二次降噪，得到最终去噪信号，对最终信号进行包络分析得到诊断结果。GWO-NLM去噪、CEEMDAN和包络分析的混合特征提取技术，由仿真信号可知去噪后的信噪比提高了9.31 dB，由实验信号可知能清晰地提取轴承的故障特征频率及倍频、转频以及故障特征频率与转频的系列调制频率。

针对当前国内气膜孔加工存在的几何精度偏低、质量不稳定现状，通过计算机断层成像技术利用气膜孔切片图像，在特征分割、点云拟合基础上对不同工艺参数激光加工的气膜孔孔径及几何特征质量进行检测与评价。结果表明：超快激光工艺参数的圆形气膜孔通孔入口直径略大于出口，锥度在0.005°～0.020°之间，位置度误差最大为ϕ0.072 mm，异型气膜孔入射角的范围在60°～70°之间。使用锥束CT（computed tomography）测量方法对气膜孔几何特征进行检测与评价是可靠的，具有重要工程应用价值。

为了研究GH4169电子束焊接头缺口疲劳寿命预测方法，设计并开展了其缺口件的疲劳试验，基于临界距离理论，提出了适用于不同缺口形状的电子束焊接头疲劳寿命预测方法。通过试验，获得了GH4169电子束焊接头U型、V-1型及V-2型3种缺口件的名义应力-寿命曲线。基于V-2型缺口件试验结果，提出了一种临界距离的反推方法，确定了GH4169电子束焊接头缺口件的特征尺寸。据此，分别采用临界距离点法和线法对缺口件疲劳寿命预测。结果表明：临界距离点法对文中缺口件的适应性更好。进一步分析发现，对于不同缺口形状，当其理论应力集中系数相近时，采用相同的特征尺寸可以获得较好的寿命预测结果，均在2倍分散带以内。

以某先进辅助动力装置用膨胀比5.0级向心涡轮跨声速导叶为研究对象，从消除几何喉部前局部超声区及削弱尾缘激波强度两方面着手，对导向叶片进行了优化改进及叶栅试验验证，结果表明：采用大正攻角、小安装角的设计思路，减小喉部前吸力面叶型曲率，降低进口段的通道面积，提高了叶型前段负荷，消除了喉部前的过膨胀区，喉部前气流加速更为均匀；在吸力面喉部后构建局部内凹结构，可将原方案中吸力面尾缘处一道较强的激波变为两道较弱的激波，峰值马赫数降低，尾缘逆压梯度减小，尾缘激波强度得以削弱。试验结果显示：在出口马赫数0.9～1.1范围内，优化后叶型能量损失系数均有所降低，在出口马赫数为1.1时，能量损失系数可降低近20%。

为克服超紧凑齿轮传动涡扇（GTF）发动机增压级优化设计面临的高维、耗时、黑箱三大难题，发展了一套精准高效可靠的优化设计方法，运用多目标粒子群算法结合下降单纯形算法的多层次优化策略，具有优化变量少、求解速度快、寻优能力强的优势。优化设计后，GTF增压级在100%设计转速下的峰值效率和失速裕度分别提升0.27%和1.31%。相比于复合弯掠高负荷静子原型，高负荷静子优化构型通过改变整个展向的叶型特征和三维积叠规律，使得自20%叶展至叶尖的流动分离向下游移动，减少由叶尖向轮毂的径向迁移和吸力面尾缘附近低速回流区域的范围，延缓了GTF增压级失速的发生，提升了GTF增压级的效率。

为了探索转/静干涉纯音噪声与静子前缘上洗速度之间的对应关系，使用已发展的风扇纯音噪声混合预测方法对一台单级、低速压气机实验台（TA36）节流过程中的转/静干涉纯音噪声进行了预测，并与实验结果进行了对比验证。为了准确获取作为转/静干涉纯音噪声声源的静子叶片表面非定常压力脉动，首先比较了不同计算网格与时间步长设置对叶片表面非定常压力脉动计算的影响。随后，比较了静子叶片来流上洗速度和纯音噪声随质量流量的变化规律。研究表明：设计转速下，静子前缘70%、80%以及90%叶高的3阶叶片通过频率处的上洗速度幅值随质量流量的变化规律与混合预测方法估计的进气管道壁面声压级的变化趋势一致，并且与实验测量值的变化规律也保持了良好的一致性。此外，管道外远场声压级指向性的结果也表明：该实验台远场声辐射具有明显的指向性，并且不会随着节流过程产生明显的变化。

传统的C4.5分类决策树作为数据分类算法具有计算简单、准确率高的优势，由于飞机具有参数多和数据量大的因素，C4.5算法需要对连续属性值进行多次顺序扫描，分类时间效率较低。针对此问题，提出近似粗糙集和决策分辨力分类算法，利用粗糙集近似度来判断属性划分样本数据能力，并将其代入到决策分辨力算法中，以决策分辨力最大的属性作为分裂特征建立分类决策树。算法在保证分类决策准确率的同时，提高计算效率并减少过拟合问题的产生。通过对UCI（University of California, Irvine）数据集上多组数据样本的对比实验分析，验证了本文提出PSRP（rough set and resolving power）的算法在保证相同准确率的情况下，平均计算时间效率提升约10%，可靠性提升2%。

为了减小气流等其他因素对分布式电推进飞机中各推进电动机带来的负载扰动导致的转速突变，使得总推力突变或机身左右两侧推力不一致而导致飞机偏航，需要保证各推进电动机具有良好的抗干扰能力和转速同步性。针对此问题，提出了一种针对双永磁电机系统的改进交叉耦合控制策略，采用了改进趋近律的滑模同步控制器。同时设计了一种负载观测器，该观测器以可直接通过位置传感器测得的电机转子位置信号为已知量，避免了微分突变的引入。对所提出的双永磁电机系统控制策略进行了一系列仿真及实验验证，仿真与实验结果发现：在转矩突变时，该控制策略与传统交叉耦合控制策略相比，转速突变减小约50%，同步误差减小约18%，证明了该控制策略与传统交叉耦合控制策略相比具有更高的同步性能和更强的抗干扰能力。

针对精密铣磨床的电主轴的使用需求，分析了动静压轴承的基本结构和使用工况，建立了动静压轴承静动特性参数的计算模型，静特性参数包括温升、流量、承载力和功耗，动特性参数为刚度。计算分析了结构参数半径间隙、节流孔径、宽径比和工况参数供油压力和工作转速对动静压轴承静动特性参数的影响，并将计算结果与层流模型结果和试验结果进行了对比。研究表明：半径间隙是一个较为敏感的变量，对温升的影响较大，使温升降低了约77.6%，和节流孔径、宽径比相比半径间隙对动静压轴承性能的影响程度最大；转速对动静压轴承的静动特性均有较为明显的影响，特别是对温升和功耗的影响幅度较大，分别增长了初值的17.8倍和18.1倍，电主轴在高速工况下需有较好的降温措施。