采用定容燃烧实验装置获得初始压力为0.1 MPa、初始温度为450 K、当量比为0.8～1.4工况下乙醇/RP-3航空煤油预混火焰和含水乙醇/RP-3航空煤油预混火焰的层流燃烧速度（LBVs），并分析了乙醇掺混比、乙醇含水量、当量比等因素对混合燃料层流燃烧速度的影响。研究表明：随着乙醇掺混比的增加，乙醇/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度增大；当RP-3航空煤油中乙醇掺混比一定时，随着乙醇含水量的增加，含水乙醇/RP-3混合燃料层流燃烧速度减小。由燃烧反应动力学分析可知，混合燃料的层流燃烧速度受动力学、热力学等的综合影响。本研究所获实验数据能够为生物乙醇燃料在航空发动机中的应用提供理论基础和技术支持。

为研究一、二级旋流器气量分配对燃烧室排放性能的影响，在总气量恒定条件下，针对配装气量比分别为0.85和1.1两种方案双级轴向旋流器的全环燃烧室开展了地面慢车、空中慢车和起飞状态下的排放试验。结果表明：气量比从0.85增加到1.1，空中慢车和起飞状态氮氧化物（NOx）排放分别降低33%～52%和14%～38%，地面慢车状态CO和未燃碳氢（UHC）排放分别降低23%～49%和32%～36%。地面慢车状态两方案旋流器对应的NOx排放差异不大，且排放值均较低。CO和UHC排放主要集中在地面慢车状态，随着状态增大，CO和UHC排放量逐渐降低，且空中慢车和起飞状态对应的CO和UHC排放量差异不大。在本文试验范围内，全环燃烧室CO排放指数随着NOx排放指数的增加呈现幂函数下降，随着UHC排放指数的增加呈现对数上升。

基于数值结果构建了有关X型桁架通道壁面平均努塞尔数、摩擦因数和综合热力系数的2阶响应面模型，分析了桁架杆直径比、桁架杆夹角和桁架杆倾角等对X型桁架通道冷却性能的影响规律，并优化得到了最佳参数。结果表明：增大桁架杆直径比和桁架杆夹角均可以快速地提高平均努塞尔数，但也相应地增大了摩擦因数；增大桁架杆倾角先提高后又降低了平均努塞尔数和摩擦因数；增大桁架杆直径比、桁架杆夹角和桁架杆倾角均会使综合热力系数先增大后减小。当桁架杆直径比为0.0750、桁架杆夹角为60°和桁架杆倾角为33.79°时通道的传热性能最优；当桁架杆直径比为0.067、桁架杆夹角为37.88°和桁架杆倾角为31.36°时通道的综合热力性能最优。

针对空气利用率用于描述对置活塞（OP2S）二冲程压燃式发动机油气相互作用规律时局限性较大的问题，给出过浓系数的定义并以之作为对置活塞二冲程压燃式发动机缸内油气混合效果的评价指标。在此基础上通过基于CONVERGE软件的数值模拟研究了初始涡流比和喷油器倾角对OP2S燃烧效率的影响规律。结果表明：过浓系数可以排除平均当量比的影响并有效反映喷油参数对油气混合效果的影响。提高涡流比可以强化喷油过程中的油气混合，同时改变喷油过程形成的燃油径向分布。过小或过大的涡流比使燃油过度集中于气缸轴线附近或气缸壁附近，造成局部过浓，喷油结束后的燃烧效率下降。整个循环的燃烧效率由喷油过程中及喷油结束后的燃烧放热过程共同决定。在所研究的范围内，涡流比对燃油径向分布的影响可以使燃烧效率在0.6～1.0的范围内变化。喷油器倾角同样可以改变燃油径向分布位置及燃烧效率，且这一影响可以与涡流对燃油径向分布规律的影响相叠加。

为了寻求更优的透平叶片前缘冷却结构，建立了条缝喷嘴旋流冷却结构，并选用标准k-ε湍流模型进行数值计算，探究了条缝喷嘴几何结构对旋流冷却流动与换热特性的影响。在所研究雷诺数范围内，条缝喷嘴旋流冷却靶面换热流向不均匀度比离散结构小67.8%～71.9%；条缝喷嘴旋流冷却靶面换热强度在喷嘴范围内沿流向呈上升趋势；通过改变条缝喷嘴截面斜度角可以有效影响靶面换热分布，当斜度角为0.24 rad时，换热强度沿流向基本呈均匀分布，超过此值，则呈下降趋势；条缝喷嘴高度对旋流冷却换热均匀性影响较为明显，当喷嘴高度是水力直径3.41倍时，综合性能最好；此外，还探究了条缝喷嘴宽度对旋流冷却的影响。

为解决目前绝大多数神经网络冰形预测方法只能针对特定翼型且不具备面向多翼型特征的普适性的问题，采用基于多模态融合的深度神经网络方法，以翼型截面图像与结冰工况参数作为输入，以二维冰形曲线傅里叶级数拟合参数作为输出，建立深度神经网络预测模型，实现了对任意对称翼型结冰特征的预测能力。结果表明：提出的模型可以准确地预测任意对称翼型几何特征条件下的结冰外形，冰形面积与最大冰厚等冰形主要参数预测误差均保持在10%以下。

针对侧壁开孔蜂窝夹芯结构，建立了蜂窝单元高温辐射-导热耦合传热模型，采用有限元方法分析了内部传热机制，获得了其高温等效导热系数。讨论了开孔形状、开孔参数、孔排布形式等结构参数对等效导热系数的影响，拟合得到了等效导热系数的计算关联式。研究表明：开孔形状对蜂窝单元等效导热系数几乎无影响；等效导热系数随孔隙率增大而减小，受开孔数影响较小。并联开孔相对于串联开孔时等效导热系数更低，孔隙率14%、孔数为4时等效导热系数比串联时小8.4%，相较于未开孔时降低16.1%。

结合平行平板流动理论，结合流量因子法和粗糙面接触压力与接触间隙的关系，提出了一种基于等效间隙、能够考虑微观粗糙形貌及受不均匀分布载荷的机匣安装边泄漏量定量计算方法；采用有限元计算方法，研究了内部气体压力和轴向力对机匣安装边气体泄漏量的影响规律；研究表明，随着内部气体压力的增加，泄漏量增大，随着轴向力的增加，泄漏量略微减小；最后将计算结果与泄漏量实验结果进行对比，在内部气体压力和轴向力作用下的泄漏量最大误差分别为3.5%和3.6%，证明了本文计算方法的有效性。

采用高精度数值模拟技术对开盖前发射箱内冲击波演化规律、后盖不同开盖时刻前箱盖载荷分布以及不同载荷加载方式下前盖承压变形进行了计算分析。研究结果表明：冲击波以约450 m/s的速度在箱内沿轴向传播，棱台箱盖中心区域压力大于斜面区域。后盖开盖时间距离发动机点火时间越长，燃气到达前盖的压力峰值越大，综合考虑箱内设备的安全与开盖可靠性，在0.95 ms时刻开盖时性能最优。通过对棱台型易碎前盖燃气载荷分布研究，应按照平台区域和斜面区域进行分区域变形预测，相比较平均载荷加载更有利于盖体薄弱部位设计。

针对高温振动环境下钛合金声衬动响应变化规律及疲劳失效问题，以仿真分析和试验相结合的方法开展钛合金声衬高温环境下的振动特性研究。研究结果表明：200 ℃下钛合金声衬1阶固有频率计算结果和试验值吻合较好，误差在8%以内。在40g振动激励下，通过对比仿真结果与试验结果发现速度响应的误差在26%以内，验证了仿真分析方法的可用性与准确性。使用该数值方法计算了热振环境下声衬的应力分布，发现声衬应力最大位置出现在蜂窝芯上，面板的应力水平整体相对较低；随着蜂窝芯高度和厚度的增大，声衬的应力水平会下降，而声衬的应力水平会随着面板厚度得增大而升高；孔径的大小对声衬强度影响可以忽略。

采用计算流体力学方法建立贯通式袋型阻尼密封（FPDS）三维数值计算模型，基于多频椭圆涡动轨迹的密封动力特性求解方法研究了高进口压力、转速及预旋比对FPDS动力特性的影响。结果表明：保持进口压力为7 MPa不变，随压比的增加，有效阻尼增加，穿越频率逐渐减小；压比为7时，有效阻尼随进口压力增加而急剧增大，进口压力为7 MPa时有效阻尼约为进口压力为0.69 MPa的10.26倍，系统稳定性增强显著。当转子转速为25 000 r/min时，较转速为5 000 r/min，穿越频率可增加约62.2 Hz，有效阻尼约降低28.5%，交叉刚度增长约6.94倍，高转速严重影响系统稳定，但转速增大有利于在腔室内形成旋涡，降低密封泄漏。当预旋比为0时，系统最稳定，当增加到预旋比为0.8，交叉刚度约增长4.84倍，穿越频率约增加24.9 Hz，有效阻尼下降，导致系统稳定性降低。

针对悬臂梁结构振动控制问题，开展基于内嵌式颗粒阻尼（embedded particle damper, EPD）减振方法的理论与实验研究。应用有限元法分析悬臂梁振动特性，围绕梁前三阶模态频率开展振动控制实验，通过改变填充颗粒的参数（粒径、填充率）和激励力，比较悬臂梁在不同填充情况下的振幅，并使用半功率法计算阻尼比。采用离散元法分析不同情况下颗粒的流变行为，以确定阻尼器最优设计参数。结果表明：颗粒填充率为90%时EPD减振效果最佳；填充颗粒的粒径与系统所受激励有关，本文模型中，激励振幅为80 μm时，梁前三阶模态频率下分别填充直径为8、6、1 mm颗粒时效果最好，减振率分别为47.5%、48.7%及71.2%，阻尼比分别提高1.7、3.1及2.1倍。

为了揭示叶尖小翼对跨声速压气机级气动性能的影响机制，利用数值方法研究了压气机级转子叶片上加装不同宽度压力面/吸力面叶尖小翼的作用效果和扩稳机制。同时，提出一种更加系统的叶尖小翼结构设计方法以优化叶尖小翼技术在压气机上的应用，使压气机级压比和绝热效率基本保持不变的前提下提升其稳定工作裕度。研究结果表明：随着压力面小翼宽度的增加，压气机级的稳定工作裕度分别增加了6.01%、9.90%、10.76%、11.43%，压力面叶尖小翼改变了转子叶顶气流偏转角，抑制了叶顶泄漏流的产生和泄漏涡破碎，提升了压气机级的流通能力，同时减弱了静子叶片吸力侧的分离损失。

为掌握畸变进气下非轴对称端壁造型对大径向落差长度比紧凑型压气机中介机匣气动特性的影响机制，采用数值模拟方法研究了畸变进气条件下中介机匣的流动特性，并进一步探索了轮毂非轴对称端壁造型对中介机匣内部流动结构和节流特性的影响。结果显示：进气畸变下中介机匣出口流场高总压损失与畸变主要来源于轮毂表面附面层分离产生的旋流和支板角区分离的共同作用。采用提出的基于三角函数的非轴对称端壁造型方法可有效消除轮毂表面的分离螺旋节点和支板角区分离，使中介机匣性能得到明显提升，总压损失系数降低约11.4%，且畸变进气下轮毂端壁造型对中介机匣节流特性的影响规律与均匀进气不同。

提出一种基于升力线理论的对转开式转子（contra-rotating open rotor，CROR）气动设计方法。以推力为设计目标，基于拉格朗日乘子法构建气动设计控制方程组。考虑高飞行马赫数对流动特征的影响，根据激盘模型，采用一道正激波模拟转子的增压过程。完成速度场预测后，利用压气机三维造型方法完成初始设计。初始设计完成后，对翼型折转角进行修正从而满足目标推力。研究表明，整个设计过程中只需2次计算流体力学（CFD）计算与再设计便可满足目标推力，所需翼型折转角修正量为−0.486°，设计结果的推力与目标推力的相对误差为−0.32%，设计方法高效且具有高的设计精度。

采用数值模拟方法，通过分别在对转压气机（counter-rotating compressor, CRC）前后两排转子上进行周向槽机匣处理，研究了其在不同转速匹配方案下的扩稳效果以及对转压气机最先失速级的变化规律。结果表明：当前排转子R1转速高于后排转子R2时，其最先失速级为R1，当R2转速等于或高于R1时，其最先失速级为R2。在对转压气机的最先失速级进行机匣处理可以有效改善所处理转子的叶尖附近流场，包括来流相对气流角的减小、叶尖泄漏流反向轴向动量的减小、叶尖泄漏流与主流交界面位置的后移及叶尖堵塞程度的减弱等，进而提升了其失速裕度。机匣处理一般仅能对所处理转子的流场产生较大影响，但在特殊情况下也会使非处理转子的流场发生明显改变。

对存在角速度和控制输入有界的快速机动航天器姿态控制问题，设计了一种自适应双环姿态跟踪控制器。将虚拟有界角速度作为运动学方程的虚拟控制输入，使姿态控制问题降阶为角速度跟踪问题；构建递归自适应算法估计时变转动惯量及其微分，并基于障碍李亚普诺夫函数和线性回归算子，设计了角速度跟踪误差有界的变增益自适应姿态控制器。结果表明：该控制策略能使抓捕非合作目标航天器的姿态呈指数收敛到期望轨迹，且收敛轨迹不受外部干扰和抓捕瞬间的强干扰影响；在整个控制过程中，航天器的角速度小于0.4 rad/s，控制力矩小于10 N·m，满足了航天器对角速度和控制输入有界的物理限制。

在AMESim软件环境下重新建立了某型补燃循环液体火箭发动机的调节阀部件动态模型，在Simulink软件环境下建立了机电作动系统的动态模型，将两者与修改后的火箭发动机模型进行变推力过程联合仿真，并在仿真中注入输送管路压力扰动。仿真结果表明：机电作动系统与调节阀模型能够反映发动机变推力过程中各部件内部的参数变化；联合仿真保持了原发动机模型的稳态精度，各主要参数误差均在1‰量级；调节阀的活塞自反馈机构能够抑制输送管路中低频压力波动对发动机推力的影响。

为寻求提高批量电液伺服阀分辨率一致性的制造工艺方法，针对滑阀副径向尺寸公差范围内参数摄动作用下卡紧力大小的不确定性，建立了径向卡紧力数学模型，获得了径向尺寸参数摄动下的滑阀副径向卡紧力分布特性。建立了工艺参数与径向卡紧力分布特征参数之间映射关系的响应面代理模型，并据此开展了滑阀副径向卡紧力分布特征参数对工艺参数的全局灵敏度分析。结果表明：径向卡紧力服从Weibull分布，改变阀芯圆柱度相比改变径向间隙对滑阀副径向卡紧力影响较小。相比减小径向间隙变动范围，降低径向间隙下限值对提高径向卡紧力一致性更加有效。而相比降低径向间隙下限值，减小径向间隙变动范围对从整体上减小径向卡紧力更为显著。

针对飞机起落架液压系统故障诊断精度低，深层故障特征提取困难的问题，提出了一种基于双路特征融合卷积神经网络（TSFFCNN）与粒子群优化支持向量机（PSO-SVM）结合的起落架液压系统故障诊断模型。该诊断模型以起落架多节点压力信号作为输入，采用一维卷积神经网络（1DCNN）与二维卷积神经网络（2DCNN）并行多通道网络结构自适应提取深层特征信息，并在融合层将深层特征信息融合，通过优化后的SVM分类器对融合特征进行故障分类。为验证所提诊断模型的故障分类效果，基于AMESim搭建了典型飞机起落架液压系统仿真模型，构建了几种典型故障类型数据集。基于仿真数据的诊断结果表明，所提故障诊断算法精度能达到99.37%，能够有效实现起落架液压系统故障诊断；与其他智能算法对比，基于TSFFCNN-PSO-SVM故障诊断模型具有更好的平稳性与可靠性，诊断精度更高。

通过飞行试验，研究了一种二元斜板式及蚌式超声速进气道在马赫数1.5快收发动机油门平飞减速至马赫数为1.05过程中的畸变及稳定性水平。对比表明：减速过程中二元进气道总压畸变、稳定性裕度均随发动机换算转速的下降减小后保持稳定，而蚌式进气道畸变先上升再下降后保持稳定，稳定性裕度先下降再略微上升后保持稳定。减速过程前半段，蚌式进气道畸变更大，二元进气道稳定性裕度下降更快；减速过程后半段，两型进气道畸变水平接近，稳定性裕度均较低。分析也表明，仅使用流量系数的相对差值计算的进气道稳定裕度反映的进气道流通能力信息比使用总压恢复系数与流量系数之比的相对差值更全面，推荐采用前者作为进气道稳定性裕度评价指标。

以GA（W）-1翼型为研究对象，通过数值模拟的方法探究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及物理机制，结果显示：翼型在低雷诺数工况下具有突变性、迟滞性等强烈的非线性气动特性，且迟滞环的尺寸随着雷诺数的增大而逐渐减小直到最终消失，翼型前缘分离泡的破碎及该过程的不可逆性是非线性气动特性产生的物理根源。翼型在不同雷诺数工况下的非线性气动特性与尖点突变模型在空间拓扑上具有相似性，于是基于拓扑不变原理，通过发展高精度的拓扑映射方法，构建了尖点突变模型的平衡曲面与翼型非线性气动特性之间的拓扑映射关系，从而利用尖点突变模型的平衡曲面去预测低雷诺数下翼型的非线性气动特性，模型预测误差在5%以内。

为了研究射流预冷下涡扇发动机的性能以及稳定性表现，分别考虑射流预冷导致的进气道掺混换热、截面工质热物理性质的修正以及部件特性修正这三种因素，对涡扇发动机的稳态性能进行了数值模拟。计算结果表明：射流预冷下发动机推力的大幅增长来自于进气流量的增加，其中掺混换热是引起进气流量增加的直接因素，而工质热物理性质和部件特性的变化则导致发动机的推力下降，高水气比下，受进气流量增加的影响，射流预冷仍能大范围的提高发动机的推力水平。进气道掺混换热使得风扇更为逼近喘振点，而随着水气比的增加，风扇和高压压气机的稳定性均有所回升。

为有效检测航空动力系统中Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道表面凹坑、划痕、擦伤的缺陷。采用中值滤波除去Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道原始图像零散噪点，对其处理图像进行剪切波变换，归一化阈值曲面法对变换后的剪切波系数进行重构、剪切波逆变换获取缺陷增强图像，对缺陷增强图像进行灰度阈值分割与识别分类，定位提取缺陷。基于剪切波变换的Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道的表面缺陷检测方法能有效的检测出Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道表面的缺陷。该方法对Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道表面缺陷提取的准确率可达97.50%，具有高精度与高准确性，满足预期要求。

针对样本数量不足以及工况条件复杂导致故障识别精度低下的问题，提出一种基于马尔科夫转移场与多维监督卷积神经网络（Markov transition field and multidimensional supervised module convolutional neural networks, MTF-MSMCNN）的小样本滚动轴承故障诊断方法。采用MTF编码方式将一维滚动轴承信号转化为二维特征图像，使其保留时间相关性；提出多维监督模块（Multidimensional supervision module, MSM），在空间维度和通道维度监测重要故障特征并自适应赋予权重，提升模型捕捉关键特征的能力；将MSM嵌入到卷积神经网络中，构建出MSMCNN模型；通过试验构建复杂工况条件，将MTF图像输入到所提模型进行故障诊断，并运用两种数据集验证模型有效性。试验结果表明，MTF-MSMCNN在每类故障训练集样本仅有10个且在0 dB噪声污染下故障诊断精度依然可达90%左右，对比其他诊断模型，本文所提方法在小样本、变工况以及噪声干扰条件下具有更高的识别准确率、更强的泛化能力以及抗噪性能。

装药设计方法影响发动机内弹道性能，为提高装药利用率，分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算，得到了药柱燃烧过程中燃烧面积推移规律和残药率与设计参数的函数关系图，进行了算例分析。计算结果表明：以药柱外径D为基准，当环向槽圆弧半径r∈（0，0.05D），圆柱段内孔半径R₂∈（0.1D，0.4D），环向槽圆弧圆心旋转半径R₃∈（R₂，0.42D），圆柱段长L₂∈（0.4D，1.53D）时，药柱燃烧呈现先增面性后减面性。残药率与r和R₂的变化趋势同为单调递减，残药率与L₂∈的变化趋势为单调递增，残药率与R₃的变化趋势为先增大后减小。从减轻质量，提高强度和提高产品加工制造的工艺性等方面综合考虑，建议优先选择碟形封头。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.078%。