为得到现场参考气流高温传感器的高准确设计结果，从支撑外壳温度、外屏温度、内屏温度、偶丝温度的模型与求解入手，通过关键参数预设与迭代，研究了传感器最佳内流速度计算方法，提出差商偏差判定法，解决了计算中边界条件不充分的问题。结果表明：在来流总温1717.5 K、来流静压0.5 MPa的条件下，双屏蔽L型现场参考气流高温传感器的最佳内屏内流速度和最佳环道内流速度分别为146.1、544.9 m/s。研究结果可为双屏蔽式、单屏蔽式等类型气流高温传感器的优化设计、理论分析等提供必要的支撑。

采用数值模拟与试验的手段，研究了旋流数对贫预混燃烧室燃烧性能的影响。数值模拟结果表明：旋流数在0.56～0.73之间，火焰筒头部均能产生明显的回流区，随旋流数的增加，回流区增大，但燃料掺混均匀性变差，主燃区燃料不均匀度由0.00853增加到0.01047，不利于温度场均匀性的提升和氮氧化物（NOx）排放的降低。试验结果表明：随旋流数增加，贫油熄火燃空比减小，且随进口马赫数越小这种趋势越明显；随旋流数增加，燃烧室出口温度均匀性变差，温度分布系数由0.1640增加到0.1915，一氧化碳（CO）排放指数由26.23 g/kg减少到18.07 g/kg，未燃碳氢化合物（UHC）排放指数由12.55 g/kg减少到9.21 g/kg，而NOx排放指数由0.609 g/kg增大到0.850 g/kg。

对某型全环燃烧室进行了模拟地面起动和高空状态下的点火性能试验，研究表明：着火及联焰油气比均随燃烧室进口马赫数的增大而减小；随着模拟点火高度增加，点火变得越来越困难，特别是在试验工况中的低进口马赫数状态下；着火、联焰边界对应的油气比均随换算参考速度的增加而减小，且符合幂函数的函数形式，通过拟合得到着火、联焰边界对应的油气比与换算参考速度之间的函数关系式，经与试验值对比，着火、联焰边界预估值的误差大多分别不超过10%和15%。

为研究凹腔燃烧室对旋转爆震波模态和燃烧室推进性能的影响，分别基于凹腔燃烧室、宽度19 mm和宽度15 mm的环形燃烧室，以乙烯和富氧空气为推进剂，氧化剂流量范围为50～200 g/s，当量比为0.8，在未安装和安装塞式喷管条件下开展了对比实验。未安装塞式喷管条件下，凹腔燃烧室和环形燃烧室中均得到了双波对撞模态和单波模态，且分布规律基本相同，但凹腔燃烧室中旋转爆震波的传播速度明显高于环形燃烧室，推进剂供给流量越低趋势越明显，说明凹腔结构可以改善推进剂的混合效果，减小爆震波的速度亏损。安装塞式喷管后，爆震波的传播模态发生了变化，不同燃烧室构型中得到了缓燃模态、双波对撞模态、四波对撞模态、单波模态和双波模态。凹腔燃烧室中爆震波以单波或双波模态稳定传播的工况范围较宽，爆震波速度亏损更小，环形燃烧室中爆震波稳定传播的工况范围较窄，主要以双波对撞或者四波对撞模态传播。最后，对比不同燃烧室条件下的混合物比冲发现，凹腔燃烧室的混合物比冲低于环形燃烧室，与宽度为15 mm的环形燃烧室相比比冲下降了约10%，与宽度为19 mm的环形燃烧室相比比冲平均下降了约7%。上述研究表明凹腔燃烧室有利于旋转爆震波的稳定传播，减小爆震波的速度亏损，但凹腔结构会降低燃烧室的推进性能。

实验研究了横流速度分布不均匀时液体射流的轨迹和穿透。利用多孔板实现速度分布不均匀，射流液体为水，用激光片光照相结合相位多普勒粒子分析仪进行研究。主要关注平均射流动量比、局部韦伯数和横流速度分布不均匀度等参数。不均匀横流对射流的影响主要体现为破碎模式沿射流流向的转变。提出表征射流受横流影响范围的无量纲数L，并构造常温常压下适用于不均匀度为−2～2且射流动量比为10～40的射流轨迹经验公式。以是否存在“初级抬升段”作为判定是否进行分段拟合的准则。对于不均匀度小于1，结合经验公式与不均匀度和L的线性函数图对射流轨迹进行预测；对于不均匀度大于1，以射流首次发展为复合式破碎的位置作为“抬升段”和“偏转段”的分界点对射流轨迹进行分段拟合。

为解决有涂层时多种因素导致气膜冷效优化计算成本增大的问题，通过Box-Behnken方法合理设计3个吹风比(0.5、1.0和1.5)下，气膜孔流向倾角、长径比和涂层厚度3种参数的耦合模型，利用Realizable k-ε湍流模型进行数值模拟，将模拟结果通过响应面分析法(RSM)得到响应方程，最终通过响应方程预测最优参数。结果表明：孔倾角和涂层厚度为影响有涂层（TBC）气膜孔冷效的主要因素，长径比为影响冷效的次要因素。通过响应方程预测能达到最优气膜冷效时的模型，结果显示优化模型在所研究吹风比范围内气膜冷效相对于参考提升了55.45%～90.95%，响应方程的预测误差范围为2.71%～13.42%，具有较高的准确性。

研究了旋转动叶前缘两侧区域双排孔的孔排布局对气膜冷却特性的影响。采用数值模拟方法获得前缘气膜冷却效率分布以及流动特性。在前缘滞止线每一侧布置两排气膜孔，第1排气膜孔与滞止线夹角为±10°，通过调整第2排孔的径向位置和流向位置实现不同的单侧双排孔布局。结果表明：在前缘两侧区域，双排气膜孔布局对气膜冷却特性的影响规律并不相同。在前缘偏吸力面侧区域，孔排布局对相邻孔排的射流掺混特征具有显著影响；而在前缘偏压力面侧区域，双排孔密布的布局形式可以获得更好的气膜冷却效果，这种效应在近孔区域更加明显。吸力面和压力面侧最佳布局的冷却效率提升分别为0.07和0.02。

设计了全尺寸大涵道比涡扇发动机核心机舱通风换热试验系统，通过改变冷却气流流量、核心机机匣表面发热量以及核心机舱外壳保温层来研究舱内对流换热特性。试验结果表明：引气流量增加，各段核心机机匣的表面传热系数均随之增大；因前/后舱间存在高阶法兰，前舱引气量增加对后舱机匣表面对流换热几乎没影响；引气流量达到单孔进气0.05 kg/s后，舱内空间温度的改善有限；空间上，前舱上部气流温度比下部高出10 K左右，后舱高出20 K左右；相同引气流量下，机匣表面发热量提高，各段机匣的表面传热系数略提高，差值约10 W/（m²·K）；保温层的存在导致核心机机匣通过辐射换热的方式向环境传递的热量减小，此时传热的方式主要依靠对流换热，因此表面传热系数相对提高，差值最大约60 W/（m²·K）。采用最小二乘法获得各段核心机机匣表面传热经验公式，可为大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却工程设计提供参考。

为了满足航空发动机畸变容限控制技术对发动机进气畸变解算的要求，根据插板扰流畸变模拟试验测得的稳、动态总压和静压数据，采用神经网络方法开展了基于壁面静压的发动机进口稳态总压流场和稳态周向畸变指数重构以及动态总压紊流度重构研究。结果表明：采用神经网络方法，可以较好地建立壁面稳态静压与流场稳态总压分布的相关关系，实现通过有限壁面静压测量数据重构稳态总压流场，重构流场高、低压区范围、总压数值以及稳态周向畸变指数与测量流场吻合良好；通过在神经网络输入参数中增加中心总压以及增加壁面稳态静压测点数量可以提高稳态总压流场的重构精度；根据壁面动态静压的紊流度和气流马赫数采用神经网络方法可以直接重构获得动态总压的紊流度，重构误差在±0.25%以内。

针对宽速域飞机机体/推进的强耦合，提出一种在给定几何尺寸约束下面向推力优化的并联涡轮冲压组合发动机（TBCC）组合喷管设计方法。通过理论分析和数值模拟相结合的手段，实现了宽速域组合喷管在欠膨胀和过膨胀流动状态下涡轮/冲压流道面积膨胀比的优化分配。在研究的涡轮/冲压落压比范围内，相比基准组合喷管，面向推力优化设计得到的组合喷管均能具有更高的推力性能，两者综合推力系数的差异在涡轮单独工作的过膨胀流动状态尤为明显，通过推力优化可使得马赫数为0.2和3时的推力系数分别提高4.89%和4.14%。推力优化喷管的升力和俯仰力矩随飞行马赫数的变化幅度相比基准喷管分别减小了33%和47.3%，这可以有效减小机体/推进耦合下全机气动焦点的变化范围，有利于减小宽速域飞机配平阻力并降低飞行器操稳控制难度。

针对高马赫数涡轮发动机的涡轮部件热防护问题，以基于冷气预冷（CCA）技术的变循环涡扇（VCTF）发动机为例，建立燃油的热物性库，换热器、涡轮叶片冷却以及改进燃烧室的计算模型，发展VCTF发动机的设计点迭代计算模型，分析CCA技术对VCTF发动机循环性能的影响。结果表明：CCA技术能够在相同涡轮材料耐温的水平下进一步增大发动机净推力，但是耐高温涡轮叶片材料的应用仍是提升发动机的性能的关键。对于未采用耐高温涡轮叶片材料的低压涡轮（LPT），其导向器和转子的冷气量随着高压涡轮（HPT）材料耐温的水平提高而增大；采用CCA技术后，低压涡轮导向器的冷气量减少，但是未采用预冷引气的低压涡轮转子的冷气量进一步增大，耐高温涡轮叶片材料的应用能够明显降低这一不利影响。

提出一种基于降阶模型和光滑切换控制的非线性模型预测控制用于倾转旋翼机过渡机动。建立了倾转旋翼机的仿真模型和降阶的预测模型。在模型预测算法框架内采用降阶模型预测飞行器的后继状态，并结合速度和高度的光滑切换控制和分段短舱角速率控制策略推导了适用于倾转过渡的指令跟踪目标函数，在约束中考虑操纵行程、俯仰角速率和俯仰角限制。通过倾转走廊内的非动态倾转和动态倾转飞行仿真，分别验证该过渡控制对姿态、速率指令跟踪和动态倾转过渡的表现。结果表明：飞行器在不同短舱角的固有特性差异对控制器的跟踪性能影响小。在动态倾转飞行中，控制器辅以短舱控制策略让飞行器以较小的高度和光滑的俯仰姿态变化完成不同短舱速率的过渡过程，同时速度跟踪和横、航向姿态保持效果优。

在通过对离合器组件的动力学分析建立离合器动态性能计算模型的基础上，根据短距起飞/垂直降落（STOVL）推进系统各部件在不同工作状态下的耦合关系，建立了STOVL推进系统模式转换过程的共同工作方程组，即其动态性能仿真模型，并提出了STOVL推进系统短垂模式与常规模式相互转换的控制策略，对比了不同离合器接合速度下模式转换过程中的性能参数特点。结果表明：建立的仿真模型在模式转换过程中与国外文献数据相比最大误差为3.76%；提出的控制策略可保证模式转换过程中STOVL推进系统无超温、超转现象，且喘振裕度变化在0.1%以内；模式转换过程中离合器接合时间越短，其瞬时摩擦产热量越大，但总产热量越小。

针对整体式惯性粒子分离器对小粒径砂尘分离效率低下的问题，提出了一种通过引入局部射流形成气动鼓包，以提升粒子分离器对小粒径砂尘分离效率的方法，并通过仿真验证了该方法的有效性。研究发现：气动鼓包的形成对小粒径砂尘的分离效率提升明显，在出口总压恢复下降不超过0.5%的前提下能将AC砂的分离效率提高3.6%，最高可提升7%；引入射流能有效提升粒径在9 μm及以下砂尘的分离效率，并且，砂尘粒径越小，其提升效果也越低，对于9 μm粒径砂尘，可将其分离效率提升至100%；射流引入位置应设置在中心体鼓包壁面上，且在一定范围内，射流角度与来流夹角越大、射流压强越大，对小粒径砂尘分离效率的提升效果也就越高。

为揭示叠层式箔片结构对动压气体推力轴承承载性能的强化机制，建立了该结构静力学有限元仿真模型及弹流润滑分析方法，研究了叠层式箔片结构刚度随载荷的变化及楔形气膜间隙特征参数的演化规律。结果表明：随着载荷升高，叠层式结构刚度增幅呈先小后大的非线性特征，且周向局部刚度大小交替变化。这导致轴承楔形气膜间隙特征参数随承载力增大而明显变化，承载力从15 N增大到75 N，楔形高度可从45 μm降低至16.8 μm，节距比则先增大后减小。与承载力相同条件下的波箔型轴承相比，叠层式箔片动压气体推力轴承气膜压力分布会出现承载力强化的双峰值，且最小气膜厚度可增大35%至50%，可有效降低转静子间的碰磨概率。

阀配流轴向柱塞泵滑靴受力状态及油膜动态边界值与端面配流泵不同，为研究其润滑特性，建立一种应用于阀配流轴向柱塞泵的滑靴副工况模拟和数值解析耦合求解模型，分析柱塞运动频率、系统负载及不同分级定流量对滑靴副润滑特性的影响。结果表明：阀配流滑靴副主要在摩擦力矩作用方向发生倾覆，高压区到低压区的过渡期及低压区更易发生偏磨磨损；柱塞运动频率增大会降低滑靴发生倾覆偏磨的危险性，但也会降低滑靴副稳定性；系统负载增大会使油膜厚度减小，且高压区滑靴倾覆角减小，而低压区滑靴倾覆角增大；不同分级定流量下，当柱塞数大于3时，奇数柱塞组合时滑靴不易发生倾覆，而偶数柱塞组合时滑靴易发生倾覆磨损且高低压区压力变化幅度增大。

针对滚动轴承在变工况和跨型号下故障诊断效果不佳、泛化能力较差，同时在实际训练中样本数量严重不足的问题，从振动信号序列特性出发，提出了一种基于改进傅里叶模态分解（MFMD）和Transformer convolutional neural network（Transformer-CNN）的故障诊断方法。设计了振动数据预处理模块，利用MFMD和位置编码对数据样本进行预处理并标记序列位置关系，随后设计了基于注意力机制的Transformer-CNN序列建模单元，利用最大值池化优化了缩放点积注意力机制的循环堆叠结构，减少了网络的待训练参数并提升了网络序列建模能力。采用预训练-微调的迁移学习方法，将预训练模型参数迁移至目标域并进行模型微调，可以避免数据不足导致的过拟合现象。实验结果表明：相较于基准算法，Transformer-CNN可以降低50%以上的故障诊断错误率。在变工况和跨型号的小样本迁移学习实验中，该算法可以提升8.75%的诊断准确率，同时可以提升收敛速度。

为探究滑移边界和轴承参数对轴承特性的影响，将考虑滑移边界的雷诺方程应用至具有波箔支撑的多叶式箔片轴承中。依次借助Newton-Raphson法和小扰动法线性化压力控制方程，并利用弯曲梁模型描述箔片径向变形，结合有限差分法建立该类型轴承的流-固耦合求解模型，数值结果与试验结果吻合较好。研究了轴承数、偏心率、长径比、间隙比、平箔片数目以及平箔片厚度对该类型轴承特性参数的影响规律，研究结果表明：对于八叶轴承，当轴承数或间隙比较小时，滑移边界会导致承载力普遍下降3%，此时应考虑其影响，但该影响对长径比和平箔片厚度的变化不敏感。此外，该类型轴承稳定性整体较好，当轴承数较小时滑移边界会导致轴承稳定性下降。

以国内某在研民用涡轴发动机为对象，系统开展基于适航要求的最大不平衡探索研究。统计分析同构型同量级某在役涡轴发动机首次翻修间隔期不平衡量恶化情况，得到该涡轴发动机正常服役不平衡量恶化分布于20～70 g·mm，极个别情况下达到80 g·mm以上，接近100 g·mm。在此基础上，基于短轴承半油膜模型进行该涡轴发动机转子不平衡响应计算分析，并在转子和整机平台上进行了最大不平衡探索试验。计算与试验结果均表明，在正常服役平衡恶化（70 g·mm）下，该发动机全转速范围振动平稳，能够稳定工作；特殊情况下，当不平衡量达到并超过100 g·mm时，发动机振动较大，尤其是不平衡呈反相位分布时，激起转子在第2阶临界转速区域剧烈振动，覆盖转速范围更宽，发动机无法正常工作。

针对涡轮榫连接结构微动疲劳行为及损伤表征开展了试验研究。设计了具有不同压力角、齿形角和齿距的7种榫连接结构，在高低周载荷下开展了疲劳试验，所有构型的榫头第2齿发生微动疲劳失效，并根据试验结果总结了榫连接结构几何参数对微动疲劳的影响规律：随着压力角、齿距的增大，微动疲劳寿命逐步降低；而随着齿形角增大，微动疲劳寿命先基本不变，后大幅增加。试验结果为揭示高低周复合疲劳载荷下的榫连接结构失效机理提供了重要依据，为榫连接结构微动疲劳损伤控制参量选取和模型验证提供了数据支撑。

针对于航空发动机机匣带有止口的螺栓连接结构的非线性刚度特征提出一种新的非线性模拟方法以及模型修正方法。首先提出了一种非线性薄层单元方法对螺栓连接结构的非线性刚度特征进行模拟，并对模拟结果进行评估；然后，提出一种新的双加权响应面修正方法；最后，使用该修正方法对螺栓连接结构静力学非线性模型修正：结果表明：本文建立的非线性薄层单元简化模型可以预测实际螺栓连接结构考虑止口接触面粗糙度的非线性刚度特征；提出双加权响应面修正方法修正前后的刚度误差维持在3.5%以内，验证了建模以及修正方法的可行性。

针对某型直升机桨叶疲劳断裂、压力传感器未报警故障，通过故障树分析法开展桨叶失效分析、压力信号器故障模式分析，在此基础上探明故障机理。宏、微观断口分析表明：剥落坑从大梁表面的非金属镶嵌物处起始，断口从疲劳剥落坑底部起源，具有明显高周疲劳断裂特征。能谱分析发现，大梁表面存在富Si、O镶嵌物。普查发现压力信号器存在手检功能正常、基准腔压力低的故障模式。综合分析认为，喷丸工艺参数不合理，大梁局部表面存在初始缺陷，在载荷作用下疲劳裂纹在缺陷部位萌生并扩展，大梁裂纹扩展贯穿至内腔时，大梁漏气压力下降，但压力信号器密封失效导致基准腔压力泄漏，告警功能丧失，桨叶监控安全机制失效，穿透裂纹沿大梁两侧方向扩展，23个起落后桨叶断裂。

针对聚合物骨架镶嵌石蜡固体燃料在固-液混合火箭发动机中的燃烧问题，开展螺旋型和六角型骨架增强石蜡燃料在直/旋流喷注固-气掺混燃烧器中的燃烧试验，利用CFD软件对燃烧过程进行数值仿真研究。对四种工况燃烧过程进行比较，分析骨架结构和喷注方式对燃烧室内燃烧的影响。结果表明：骨架材料和石蜡基燃料退移速率差异较大，随着燃烧进行骨架结构逐渐凸显。湍流强度和燃料质量流量共同影响燃烧室温度，燃烧室温度随着燃烧进行呈波动下降趋势。旋流喷注工况的燃烧室温度高于直流喷注工况，燃烧室头部存在高温区，轴向温度分布较直流喷注更加均匀，而直流喷注中燃烧室中段存在温度激增。在直流喷注条件下，相较于六角型骨架，螺旋型骨架更能提高燃烧室湍流强度。在旋流喷注条件下，氧化剂旋流强度对湍流强度提升起主导作用，骨架结构影响较小。

以氧化剂预压泵入口压力作为监测对象，在氧化剂主泵汽蚀故障时通过动作流量调节器减少进入预燃室的燃料流量，进而稳定混合比、抑制燃气温升，达到避免过高燃气温度造成灾难性后果的目的。设置燃料路流量调控为98.8%、97.2%、89.5%和74.5%的额定流量和0、0.15、0.23 s和0.30 s四种调控延时的控制策略，通过仿真研究其有效性。结果表明：汽蚀故障下燃料最佳节流量是保持混合比为额定值的取值；最大允许时间延时随着汽蚀故障严重程度的增加而降低。当贮箱压力在0.10 s内降低至额定压力的53%、43%和33%时，最大允许动作延时分别为0.23、0.17 s和0.13 s；最佳控制时间延时参考值为0.09 s，增大延时导致部分组件参数出现超调，减小延时会存在发动机熄火的风险。

针对火箭弹自力弹射设计中降低低压室压强峰值与提高弹体出筒速度之间的矛盾，开展自力弹射的优化设计工作。建立自力弹射发动机-低压室耦合内弹道求解模型，并开展两种工况共4发实弹的验证试验；提出融合多种差分策略的多种群差分进化算法，并采用“剔除-补足”操作处理优化过程中的约束条件；考虑自力弹射的实际设计约束，以低压室压强峰值和弹体出筒速度为目标建立两目标约束优化模型，并采用多种群差分进化算法进行优化计算。结果表明：计算得到的Pareto前沿近似呈斜率不同的两段线性区间，随低压室压强峰值增大，相同压强增幅带来的出筒速度增量减小；在Pareto前沿上均匀选取12个优化方案并采用逼近理想解排序法进行排序，排序后得到的最终优化方案的低压室压强峰值降低16.11%，弹体出筒速度增加54.55%，自力弹射性能得到提升。

提出一种基于非线性模型预测的航空发动机性能寻优控制方法，以提升性能寻优控制的响应速度。基于风扇进口温度插值的复合推进系统动态模型建模方法建立全包线机载预测模型，以实时估计发动机性能参数及有限时域内的未来输出；基于非线性模型预测控制方法，将最大推力模式、最小油耗模式、最低涡轮温度模式3种性能寻优控制模式转化为实时动态性能寻优问题，并设计相应实时控制的性能指标，提升发动机响应速度。仿真结果表明：相比于传统方法，所提出方法建立的机载模型在3种性能寻优控制模式下有较好的控制效果且响应速度提升0.5～5 s，在高空巡航工作点，最大推力模式下推力提高19.8%，最小耗油模式下耗油率下降3.12%，最低涡轮前温度模式下涡轮前温度下降17 K，验证了控制方法的有效性。