针对采用双级涡轮设计的高速转子，研究双级涡轮组件结构状态变化对转子动力特性的影响。通过表征工作载荷对双级涡轮组件界面接触状态和局部角向刚度-变形特征的影响过程，建立了双级涡轮组件结构状态分析模型，揭示了组件结构状态变化的力学机理；建立组件结构状态在转子动力学模型中的等效方法，研究其对转子固有振动特性的影响。研究表明：复杂工作载荷作用下组件中各构件变形的不协调，将引起的连接界面接触力学特性变化，造成组件角向刚度特性的改变；在旋转惯性力矩作用下，涡轮组件角向刚度存在“突降”现象，使得转子弯曲模态振型陀螺效应和临界转速显著降低。仿真结果表明：考虑涡轮组件结构状态突变后，转子弯曲模态临界转速约下降17%。

为准确计算实际工况下rotate vector（RV）减速器的寿命，缩减耐久性寿命试验的周期和成本，以工业机械臂用RV减速器为研究对象，提出了一种基于疲劳强度理论的RV减速器疲劳寿命计算方法，设计并搭建试验台进行加速寿命试验。结合材料stress-fatigue life（S-N）曲线及Palmgren-Miner线性损伤累积理论，建立了RV减速器的基本寿命模型；构建RV减速器额定寿命与使用寿命的数学表达式，系统研究RV减速器负载与使用寿命之间的规律，设计基于S曲线加减速控制算法的加速寿命试验；搭建试验台试验并进行数据分析，验证RV减速器疲劳寿命计算方法的准确性。结果表明：利用该疲劳寿命计算方法所得RV减速器寿命与试验结果相对误差仅为6.3%，试验加速系数为20.7，试验周期与成本缩减效果显著。

以理论与实践相结合的方式分析了纤维增强截顶圆锥壳的固有特性。针对纤维增强复合圆锥壳的结构特性引入半锥角系数，考虑复合结构各向异性的影响，基于经典层合理论对其进行了理论建模；利用Rayleigh-Ritz法和正交多项式法求解了结构的固有特性。通过搭建相应的实验系统，以TC300/环氧树脂复合圆锥壳为研究对象进行测试，结果表明：该方法所获得固有频率的结果与试验测试结果间的误差在1.4%～2.3%之间，进而验证了所提出模型的正确性。最后，讨论了半锥角大小、不同约束方式和不同纤维铺层角度等参数对结构固有特性的影响规律。

研究4种规格液压管路的压接修理参数，并分析其在3种压力级别下的动力学特性变化规律。首先建立压接修理后液压管路的有限元模型，通过模态分析可知，当压接间隙为0 mm时，管路的各阶固有频率不随压接长度的改变发生明显变化，在0～1580 Hz频率范围内，随管路直径增大，管路所承受的最大范式应力值减小。因此，4种规格液压管路的压接间隙应为0 mm，压接长度根据飞机维修手册而定。在3种压力级别下对4种规格液压管路进行动力学特性分析，管路各阶固有频率均随压力增加而变大，最大变形量在3种压力级别下均小于5 mm，外径为6.35 mm的液压管在35 MPa下的等效应力远大于21 MPa和28 MPa下的等效应力，且大于其余3种规格液压管路，管路等效应力最大的部位在压接接头处。

为简化记忆合金建模，提出了一种等效模拟方法，将形状记忆合金相变能转化为弹性基体的热弹性应变能，并以温差形式表达。以形状记忆合金丝为对象，开展了该方法和Boyd-Lagoudas扩展模型的对比分析。基于Boyd-Lagoudas扩展模型编写的自定义物性子程序，除了常规的退孪马氏体和奥氏体，还考虑了孪晶马氏体以提高模拟分析的准确性。等效模型的最大误差为9.8%，验证了方法的有效性和准确性。针对不锈钢及单程记忆合金组成的主动变形蒙皮，等效方法计算的机翼弧高变化幅值为4.03 mm，和实验值3.81 mm吻合，降低了数值模拟难度和计算消耗，表明该方法有助于开展机翼模型的全尺寸模拟研究，并用于设计快速迭代。

针对偏心旋转环状周期结构的参激振动问题，利用Hamilton原理建立了含时变激励的动力学模型，分析了不同附加支撑的拓扑结构及其参数组合对固有频率分裂的影响，应用Floquét理论预测了不稳定域，揭示了固有频率分裂与稳定性的关系，还分析了分组支撑拓扑结构的振动波数、组内夹角及节径夹角对稳定性的影响，并据此提出一种改善稳定性的方法。结果表明：附加支撑的拓扑结构与波数满足一定条件时，固有频率发生分裂，参激振动被激起，参激不稳定域主要出现在固有频率及其线性组合处；参激不稳定域随组内夹角呈现周期性变化，节径夹角对各不稳定域的影响不同。

针对区间不确定性分析问题，提出一种基于径向基函数模型的自适应不确定性分析算法。首先提出一种适用于径向基函数模型的采集函数-潜在最值函数，并针对最大/小值问题特性将其细分为潜在最大/小值函数。针对区间不确定性分析问题，建立基于潜在最大/小值函数的序列优化框架，完成区间不确定性分析问题的高效高精度求解。通过3个算例的分析结果表明：相比于粒子群优化（PSO）算法和顶点法等算法，所提算法能够在保证计算精度的同时，有效提高区间不确定性问题的分析效率；相对于采用拉丁超立方法一次抽样构建径向基函数模型，之后使用粒子群优化算法计算响应边界（LHS+PSO）的方法，所提算法通过采集函数序列更新模型，提高了模型在局部区域的模型逼近效果，保证了区间不确定性问题的分析求解精度。

针对航空发动机机匣刚度试验中相对位姿难以测量的问题，对常规双目视觉位姿测量方法进行了改进，提出了基于定位编码点的全局多目动态位姿测量方法。利用近景摄影测量技术获取机匣定位编码点在初始坐标系下的全局坐标，并通过矢量坐标转换方法转换至自定义的机匣数模坐标系下；运用数模编码点坐标求解多目相机外参，统一各测量相机坐标系，从而能够在自定义坐标矢量上对测量数据进行分析；通过多目动态位姿测量法获得机匣内外环测点在各变形状态下的三维坐标，进而解算出机匣测点在数模坐标系下的位移和姿态及其相对变化信息。试验证明，相对传统千分表测量方法，该方法的位移测量误差小于0.005 mm，弥补了传统测量方法难以测量试验件的不同部位相对姿态的缺点，为航空发动机机匣及相关壳体类的刚度试验提供了便捷的测量方法和可靠的数据来源。

为了能够更为准确地描述机织复合材料的细观结构和力学行为，建立了一种适用于含衬经的三维机织复合材料的参数化模型构建方法，讨论了几何模型内部各参数之间的等式约束关系，并以此建立了几何约束模型以实现对几何模型的参数化描述。在几何约束模型的基础上，重点讨论了参数化模型的建立方法，以输入参数建立了几何模型与实际结构的映射关系，提高了几何模型对实际结构的还原程度，对材料的分析与设计具有指导意义。采用渐进损伤模型预测了三维机织复合材料的经向强度，并与试验结果进行对比。在拉伸载荷作用下，经纱和接结纱以纵向断裂失效为主，纬纱以横向开裂失效为主，富树脂区的失效模式为拉伸断裂，经向强度预测值为853.6 MPa，相对误差为2.3%，与试验结果基本吻合。

基于旋量理论和变形位移协调关系，对八分支正交盒式测力台架进行了旋量建模、模型求解、误差补偿和推力定位方面的研究。从台架的载荷偏心和测力耦合两大特点出发，建立了台架的旋量模型，并结合分支变形约束关系推导出辅助模型求解的约束方程。数值算例和仿真表明，旋量模型及约束方程的最大相对误差为9.147‰。基于测力单元变形与台架位移之间的协调关系，建立了误差补偿模型。数值算例和仿真表明，分力的最小补偿量为78.03%。此外，针对矢量推力定位的不确定性问题，通过旋量理论的Poinsot中心轴定理明确了其原因，即忽略了合力中纯力偶的影响。解析法表明，质心偏移对矢量推力不确定的影响为线性。

为缩减直升机旋翼桨叶结构有限元模型与实际模型之间模态响应结果之间的偏差，采用一种基于灵敏度分析的模型修正方法，由于传统的灵敏度方法未考虑设计参数变化对灵敏度计算结果的影响，以及出现量化不统一等问题，针对直升机旋翼桨叶模型对该方法进行适当的改进。以碳纤维复合材料直升机旋翼模型桨叶为例，通过试验与有限元分析分别得到其实际模型与有限元分析模型的前6阶模态的固有频率，利用灵敏度方法对桨叶有限元模型的主要设计参数进行优化，使旋翼有限元模型与实际模型间固有频率的平均误差由8.15%降低至1%以内，误差有了明显的降低、精度有明显的提升。修正结果表明，基于灵敏度分析的模型修正方法能够有效提升直升机桨叶结构模型的精度。

由于加工工艺等因素的限制，在实际的加工过程中，理论叶型与实际叶型之间总会存在微小误差。针对跨声速压气机转子Rotor 37，采用数值模拟和NIPC（非嵌入式多项式混沌方法）相结合的方法，研究轴向位置度误差与安装角误差对压气机气动性能的不确定性影响。结论表明：对于轴向位置度和安装角服从零均值标准正态分布的加工误差，两者单一变化或耦合变化时，转子气动性能对各误差敏感性基本一致，只有个别参数有区别。轴流压气机气动性能与各个误差的相关性有强弱之分，加工时应当关注强相关性的性能参数。叶片耦合误差对压气机的影响为叶片轴向位置度误差和安装角误差的影响的叠加。

针对涡轮机械单级气动优化问题，发展了基于自由变形型面技术的离散伴随CFD优化方法。对二维涡轮静叶与涡轮单级进行了优化分析，给出了叶型在约束条件下的最优形状。静叶优化得到的叶片前缘半径显著减小，厚度减小。在优化前后总压恢复系数减小了12.44%，而流动出口角约束在−74.66°，改变幅度为0.047%。对涡轮单级优化问题，考虑旋转效应后的动叶弯度提高，总效率提高了0.79%。而流动出口角约束在−70°，改变幅度为0.068%。结果表明所提方法在涡轮级气动性能优化问题上的有效性。与传统的有限差分方法，离散伴随方法对单级优化时间仅为有限差分的3%。

针对涡轮级叶列之间流场干扰诱发下游动叶非定常气动激振力的物理问题，提出了一种涡轮导叶与动叶联合匹配优化以降低动叶气动激振力的气动设计方法。研究表明：采用该方法不仅使得所研究涡轮动叶气动激振力的时均值下降8%，而且其他相位的动叶气流激振特性也获得改善，说明了该气动优化设计方法的可行性。此外，优化后的涡轮导叶具有明显的弯掠特征，弯掠导叶有助于降低下游动叶的非定常气动激振力，这是涡轮非定常气动设计技术对于“弯曲叶片”流动机理的新认识，非常值得开展更加深入的研究工作。

基于旋转盘腔径向外流科氏力作用理论，开展了叶轮背腔旋流抑制引气方案设计，并通过数值计算对设计方案进行了评估，结果表明：叶轮背腔径向外流引气方案由科氏力起主导作用，可抑制叶轮背腔旋转比，提高引气出口静压系数至0.88，较常规方案A增加16.6%，增大了叶轮背腔向前的轴向力，可起到调节发动机在慢车等低状态的转子轴向力轻载、反向的作用，但由于轮背旋转壁面与气流之间的速度差增大，导致轮盘消耗风阻功率增加，引气出口温度增加30 K，并在旋转换热实验台上对该技术进行了验证。

针对跨声速压气机平面叶栅变静压比实验问题，采用改变实验叶栅模型叶片数和调节背压的方式开展跨声速压气机转子叶栅实验方法研究，并基于计算流体力学（CFD）预测的叶片表面等熵马赫数分布发展了一种来流流场马赫数标定方法，并指导L030-4压气机转子叶栅近设计点的高静压比实验。研究结果表明减小叶片数和调节背压相结合的方法成功实现压气机叶栅变静压比的实验目的，模型7个叶片时可获得较好的实验效果；基于CFD的来流流场马赫数标定方法实现了L030-4压气机叶栅近设计点高静压比实验，获得的叶栅总压损失、静压比、出口气流角和轴向密流比参数同国外风洞实验数据相比，相对偏差均小于4%，验证了标定方法的合理性。

为研究叶片厚度偏差对转子性能的影响，以Rotor37为研究对象，采用非嵌入式混沌多项式作为不确定性量化方法，量化评估了叶片厚度偏差对转子气动性能和流场结构的不确定性影响。研究发现：对于厚度偏差概率分布为对称分布且均值为0的叶片组，其气动性能的平均水平较原型叶片变化不大，气动参数的波动程度则与厚度偏差分布的标准差呈正相关；加工精度较高时转子性能改变量与厚度偏差之间为强线性相关。同时，叶片吸、压力面厚度偏差对转子气动性能产生的影响存在明显差异，叶片吸力面厚度偏差对叶片等熵效率以及质量流量的影响程度更大，而压力面厚度偏差对转子总压比特性影响更明显，两者对转子性能单独造成的不确定性影响在其共同作用时会部分相互抵消。

针对叶型表面边界层转捩问题，基于机器学习XGBoost模型的层流/湍流界面识别方法，建立了一种不依赖于指定阈值的预测转捩位置的新方法。在本方法中，根据大涡模拟计算得到的可控扩散叶型绕流的高精度流场，考虑到流动的间歇性，利用机器学习方法统计出不同时刻下边界层中不同位置处层流状态的比例，并依据其在叶型弦长方向上的变化率，得出转捩区域位置。通过对不同影响参数的考察，检验该方法的有效性，从而验证了其具有较好的通用性。与传统判据相比，本方法预测转捩位置准确，且在结果研判上不依赖于主观判断。此外，利用当前方法，发现对于可控扩散叶型，其边界层转捩除了受湍动能影响较大之外，也取决于涡量的大小及其空间分布。

为研究一种新型合页式可调总压畸变发生器的畸变特性，并实现针对特定目标图谱，指导此型畸变发生器调节的目的。采用风洞实验方法对其畸变流场进行研究，利用遗传算法优化的反向传播人工神经网络进行建模与分析，得到了可通过来流马赫数及畸变发生器合页开合角度预测下游稳态总压畸变图谱的预测模型，并以此为依据开发了调节方案快速设计程序，为此类总压畸变发生器的实际使用建立了一套有效的方法。结果表明，预测模型可以快速有效预测畸变发生器下游测量截面处各测点的总压恢复系数，而调节方案快速设计程序可有效简化此型畸变发生器的使用流程。

采用数值模拟方法研究了高压轮缘斜向密封几何对燃气入侵的影响，结果表明：小封严冷气流量下，高压轮缘末端径向扩张引起轮缘间隙内压力梯度减小，延缓了低压轮缘边界层分离，而高压轮缘径向扩张引起下端区主流流速增大，流体抵抗逆压梯度能力增强，上述因素综合作用导致轮缘间隙内封严涡涡核径向位置上移，受封严涡卷吸而发生的燃气入侵程度减弱，封严效率因而提升46.95%。随着封严冷气流量的增大，盘腔内封严冷气压力逐渐提升，冷气出流能力增强导致封严效率逐渐提升，高压轮缘径向扩张诱发的封严涡涡核径向上移作用效果弱于冷气流量增大对封严效率的影响，因而随着冷气流量的增加，封严效率的提升幅度逐渐减小。

针对RP-3航空煤油，开展single-orifice/dual-orifice喷嘴闪急沸腾喷雾特性的试验研究，揭示煤油过热度和喷嘴结构参数对喷嘴内部两相流动和下游闪急沸腾喷雾形态的影响。试验研究表明：增加single-orifice喷嘴长径比会抑制喷嘴内部的空化作用，但能增强壁面沸腾作用下喷嘴内部的煤油相变，改善喷嘴下游射流的雾化效果；dual-orifice喷嘴的膨胀腔具有增大喷嘴出口含气率的作用，但过大的膨胀腔长宽比会导致喷嘴内部过热度降低，进而削弱喷嘴下游喷雾的雾化效果和对称性。相比single-orifice喷嘴，dual-orifice喷嘴通过膨胀腔增加流体停留时间的方式更易在小孔径比下促进航空煤油过冷喷雾向闪急沸腾喷雾的转变，有利于改善RP-3航空煤油的雾化效果并获得更大的喷雾宽度和雾化锥角，是在航空发动机燃烧室中实现闪急沸腾喷雾极具潜力的技术途径。

实验和数值研究了涡轮叶片尾缘内部冷却通道中冲击孔板与扰流柱组合结构的流动和传热特性。扰流柱叉排地布置在叶片尾缘端面上。冲击孔板穿孔率为0.07～0.44，冲击距为1.5～4，基于进气通道水利直径和平均速度的雷诺数为1 600～4 000。采用瞬态液晶传热测量技术获得了柱肋通道壁面的局部表面传热系数分布，并分析了冲击孔板穿孔率、冲击距、雷诺数对柱肋通道流动结构以及表面传热特性的影响。研究结果表明：较小的穿孔率下形成的强烈冲击射流能够显著提升组合结构的平均传热性能，但是会极大地增加其流动损失；冲击距和穿孔率对冲击-扰流柱组合冷却结构的传热和压损特性具有显著的影响；组合冷却结构的传热性能是光滑通道传热性能的2.0～9.4倍，而其摩擦因数是光滑通道摩擦因数的136～1 800倍；获得了组合结构的强化传热因子与相关参数的实验关联式。

介绍了ROMER绝对关节臂测量仪在结冰风洞中测量冰形三维结构的原理，提出了一种模型-冰形快速重构方法，通过风洞试验获得了典型的霜冰、粗糙冰和羊角冰，使用ROMER绝对关节臂测量仪对积冰三维形貌进行了测量，获得了模型表面的积冰三维数据。结果表明：霜冰三维结果与实际冰形结果高度一致，可以准确地测量出积冰细节特征；三维扫描可以测量出热刀法无法获取的粗糙冰结果；与热刀法获取的羊角冰二维轮廓相比，三维冰形结果在同一剖面的冰形轮廓的结冰范围和冰角高度基本一致，平均冰形厚度偏差约2.5 mm。

为研究飞行包线下飞机燃油箱燃油温度的变化情况，基于AMESim仿真平台建立了燃油箱热模型，以某飞行试验对应的边界条件为输入进行计算以验证模型的准确性，在此基础上分析了暖天飞行任务及不同转输油模式下各燃油箱燃油温度变化规律。结果表明：该仿真模型计算结果与飞行试验数据吻合良好，满足适航符合性验证的精度要求；在爬升和巡航阶段，中部油箱燃油温度始终高于其他油箱，机翼油箱由于外界环境的冷却作用燃油温度较低；转输油模式对中部油箱和集油箱燃油温度变化影响较大，在转输油模式2下各燃油箱燃油温度差异较转输油模式1更小。

研究采用数值仿真方法对高压涡轮导叶压力面上圆柱孔、扇形孔、簸箕孔和后置孔的流动和传热特性进行了对比分析。其中扇形孔在展向上扩张12°，后置孔在流向上扩张7°，簸箕孔在两个方向上都有扩张。结果表明：在所研究的吹风比范围内，扇形孔和簸箕孔的气膜冷却效率最大，且当吹风比为2时，扇形孔和簸箕孔的气膜冷却效率分别最高比圆柱孔提高了128.9%和146.9%。此外，簸箕孔的热流密度净收益最大，比圆柱孔提高了28.8%，说明簸箕孔是最佳方案。另外研究发现，展向扩张角对流动和换热特性的影响大于流向扩张角，且气膜冷却效率对热流密度净收益的影响大于传热系数。

理论分析了陶瓷栅板密封的泄漏特性，提出了考虑间隙泄漏与接触泄漏的陶瓷栅板密封泄漏特性的数值计算方法，在验证数值方法准确性基础上，通过分析进出口压比及温度等工况参数对闭合力、流量因子及泄漏量的影响，研究了工况参数下的陶瓷栅板密封流场、自密封效应及泄漏特性，揭示了自密封效应的变化规律，阐明了陶瓷栅板密封的泄漏机理。研究表明：陶瓷栅板密封闭合力随进出口压比的增加而增大，自密封效应随之增强，径向闭合力高于切向闭合力；气流温度对陶瓷栅板密封切向闭合力影响较小，径向闭合力随着气流温度的增加而平缓减小，径向自密封效应随之减弱；陶瓷栅板密封泄漏量随着进出口压比增加而增大，随着温度的增大而减小，且间隙泄漏在泄漏系统中占主要地位。提出的数值方法能准确计算陶瓷栅板密封泄漏量，为陶瓷栅板密封泄漏特性分析提供理论依据。

以旋流预混模型燃烧室为对象，基于试验手段获得了不同压力下航空煤油预混火焰的回火发生边界条件及其动态过程。以此为基础，基于雷诺平均方法，利用realizable k-ε及小火焰生成模型（FGM），数值地复现了回火发生的临界状态。数值计算获得的回火压力边界与试验结果相比，误差不超过10%。利用大涡模拟方法，精细化再现了典型工况下回火的发生和发展过程。分析表明，下游压力增加引起预混通道出口附近压力和密度脉动耦合变化，产生具有负速度区的逆向涡旋。下游压力持续增大使逆向涡旋增大，将预混通道外的热焰带入通道内，诱发回火。进一步，在斜压梯度的作用下，预混通道内的火焰不断向上游传播。

针对激光加热试样的瞬态过程，建立各向异性材料的传热模型，讨论不同激光功率及试样厚度下，加热时长、光斑直径等参数对典型材料温升的影响，通过分析确定激光参数及样件尺寸的合理范围。进一步，结合基于温升的导热系数反演辨识模型，对该瞬态测试方法的敏感性及影响因素进行分析。结果表明：不考虑实验中温度测试误差时，对导热系数、加热功率及表面发射率同时反演辨识，反演偏差均小于2%。而在实际测试过程中，初始温度场均匀性和发射率的影响较大。当测试温度800 K、测温误差为1%时，导热系数反演精度高（小于2%），表面发射率偏差较大。而当材料发射率已知，材料初始温度场非均匀性为0.13%时，对导热系数及初始温度场修正系数同时反演，轴向及径向导热系数的反演偏差可明显降低。

为提高飞机排气系统的红外隐身性以及机动性，发展和提出一种多轴级联旋转式垂直起降喷管，并运用Malkmus统计窄谱带模型和反向蒙特卡洛法(RMCM)对常规巡航、垂直起降和中间形态S隐身模式下喷管红外辐射特性进行参数化研究。结果表明：相比于常规巡航模式喷管，垂直起降模式喷管红外辐射强度最大降低23%，S隐身模式喷管最大降低47%；舱段相对转角变化规律对S隐身模式喷管红外辐射特性影响显著，此外靠近出口的舱段相对转角变化规律对垂直起降模式喷管红外辐射特性影响较小。

对一种超声速双侧二元进气道在马赫数2.6条件下的喘振特性开展试验研究，通过分析进气道沿程不同位置的压力变化规律，获得了进气道从不起动到再起动过程的流动特性。结果表明：不同内流道堵塞度下，双侧布局的进气道喘振表现出了两种不同模式：双侧进气道同时喘振；一侧进气道喘振，另一侧进气道深度超临界工作。对比不同喘振模式下的进气道压力特性发现：双侧进气道喘振表现为低频振荡形式，内流道的压力变化与激波的周期性往复运动密切相关，喘振频率为21.5 Hz，喘振压力峰值约为来流总压的75%；单侧进气道喘振则表现为高频振荡形式，内流道的压力振荡由流动分离主导，喘振频率在325 Hz以上，为双侧进气道喘振频率的15倍，喘振压力峰值接近于来流总压。

以NACA0012翼型为研究对象，通过数值模拟的方法探究了仿生人字形沟槽阵列对大攻角下翼型失速的控制规律及物理机制。人字形沟槽阵列布置在翼型上表面尾缘，并探究了沟槽深度以及沟槽偏转角对翼型失速控制效果的影响，结果显示：不同设计的人字形沟槽阵列均可以有效拓宽翼型的稳定工作范围，深度仅为0.00135倍弦长且偏转角为45°的沟槽阵列可以使翼型稳定工作范围拓宽28.57%。流场细节表明：在沟槽内小尺度涡流的积聚效应以及沟槽上方展向迁移流动的共同作用下，翼型汇聚线附近形成了一对强度相同方向相反的诱导涡，这加强了附面层与主流的掺混，使附面层获得足够的能量用于抵抗大攻角工况下的逆压力梯度，有效延缓了翼型失速。

为探明隐身进气道在地面状态下流场恶劣的原因，分别对三角形和M形等斜切口面进气道在地面状态下的流场结构进行数值仿真分析，并研究了唇口占比和内通道偏距对M形进口进气道地面工作特性的影响规律。结果表明：三角形口面进气道在进口对称面附近形成一个巨大的三维分离涡（一半流场），而M形口面进气道在侧唇口和上唇口交汇处形成一对尺度相对较小的旋涡，而且三角形口面进气道出口畸变指数过大，难以满足进/发匹配要求。随着M形口面唇口占比的增加，进气道出口截面低总压区沿着侧壁逆时针偏转，并且涡旋方向发生改变，总压恢复系数逐渐增大，畸变指数先减小后增加。内通道偏距的增大会进一步加剧地面状态下流场的恶化。

针对高超声速边界层转捩流动预测问题，基于传统Langtry-Menter转捩模型和SST（shear stress transport）湍流模型开展高速修正方法研究，将高超声速横流判据修正、湍动能压力膨胀项可压缩性修正和压力梯度系数修正引入到原始转捩模型，以拓展模型在高超声速边界层流动转捩的预测能力，并采用超声速平板、0°攻角高超声速直锥、小攻角高超声速尖锥和HIFiRE-5等6个典型算例对修正后的转捩模型的预测能力进行验证。研究结果表明：修正后的转捩模型所预测的转捩起始位置、转捩终点位置和转捩区长度与实验结果基本吻合，壁面摩擦阻力和热流的计算结果与实验测量结果基本一致，修正后的转捩模型对高超声速边界层转捩的预测能力较好。

为研究多电极等离子体合成射流激励器（ME-PSJA）的重频工作特性，实验使用微秒脉冲电源驱动ME-PSJA，实现了ME-PSJA的多脉冲工作模式。并通过电参数测量、高速纹影观测研究了不同激励频率下激励器的放电特性及流场特性。实验结果表明：ME-PSJA完整放电通道建立所需时间小于2 μs，实时响应频率大于1400 Hz。当频率低于饱和频率时，提高频率可有效提高合成射流的时均动量与扩散范围，增强ME-PSJA的流动控制能力。当频率高于饱和频率时，ME-PSJA无法持续产生稳定射流，工作可靠性下降。

以串联式结构作为航用油电混合系统能量管理方法研究的对象，针对发动机不同的负载匹配形式对能量管理进行研究。基于MATLAB/SIMULINK软件搭建一套研究能量管理方法的仿真平台，其中动力部件性能由实验获得，分别搭建了以PSO算法为基础的全局优化策略以及基于ECMS的瞬时优化策略，并应用于仿真平台。计算结果表明：考虑发动机变负载的匹配形式后，不同的能量管理方法下的耗油量相比于不变负载均有所降低，在全局优化策略下降低了6.27%；在瞬时优化策略下降低了7.4%。

采用非线性谐波法耦合FW-H方程的混合噪声数值模拟方法，对某11×9的对转螺旋桨模型的气动力与噪声开展了数值模拟研究。结果表明：在起飞阶段，与单转子螺旋桨相比，对转螺旋桨的主要噪声源是由前排螺旋桨产生的叶尖涡、前缘涡和尾迹涡等涡系与后排螺旋桨相互作用产生的干涉噪声，后排螺旋桨上的非定常压力波动是干涉噪声的主要贡献源；在干涉噪声频率处，前排螺旋桨的噪声主要向下游辐射，后排螺旋桨的噪声主要向上游辐射。此外，还研究了不同积分面对对转螺旋桨噪声计算结果的影响。相比于固体壁面FW-H积分面，可穿透FW-H积分面的计算结果更接近试验数据，但是不同的积分面对转子单独噪声基本没有影响；上游积分面的变化对对转螺旋桨的噪声影响很小，但是下游积分面的变化对干涉噪声影响较大。

为获取定轴多分支功率分汇流齿轮传动的真实均载情况，提出一种基于函数法的静力学均载特性分析方法，综合考虑系统构成功率流闭环的特点以及误差随机性的影响，系统地分析了两级定轴三分支（星型）齿轮传动的均载特性，并定量分析了其误差敏感性，最后通过与现有算例的对比分析，对上述方法的准确性进行了验证。研究结果表明：制造和安装误差随机性对系统载荷分配的影响不可忽略，尤以误差值随机性为甚；函数法计算均载系数时可有效避免截断误差，又因计入了误差随机性的影响，故更接近真实情况。

针对直升机主减速器减振优化存在计算量大、参数多等问题，提出了基于代理模型和全局敏感度分析的直升机主减速器减振优化方法。定义振动性能的评价指标，运用最优拉丁超立方抽样法均匀抽取样本数据，并依次带入直升机主减速器动力学模型求解评价指标样本；采用代理模型构建并替代计算耗时的主减速器动力学模型，以提高优化效率；随后开展参数敏感度分析，确定优化变量，并采用遗传算法在优化参数的取值范围内搜索出最优参数值。结果表明：代理模型能有效替代直升机主减速器动力学模型，啮合刚度是影响系统振动的重要参数，优化后主减速器各测点的振动加速度有效值最大与最小降幅分别为18.01%和4.28%。

为了探究圆弧端齿加工偏差对接触状态和力学特性的影响规律，优化圆弧端齿连接安装角度，分析了圆弧端齿结构受力模型，研究了齿面加工误差对接触压力的影响，建立了圆弧端齿连接的切向刚度模型。理论研究和试验研究表明：齿面偏差导致齿面配合状态和力学特性不一致，在初始切向刚度阶段和刚度损失阶段通过优化安装角度能使切向刚度显著提高，改善装配力学性能。为圆弧端齿连接结构装配特性与装配工艺优化研究提供基础，对于提高圆弧端齿连接的航空发动机转子装配品质具有重要的意义。

为准确预测弧齿锥齿轮齿面的瞬时最高温度，提出了一种新型齿轮闪温计算方法。通过考虑润滑油膜对齿轮闪温的影响，对传统Blok闪温法进行改进，获得了弹流润滑下的齿轮闪温计算公式，弥补了传统Blok闪温法未考虑润滑油膜的缺陷。并通过此公式对某型直升机传动系统内的一对弧齿锥齿轮进行了齿面闪温计算，将该方法和Joselito闪温法计算的数值结果分别与有限元仿真获得的结果进行了对比分析。结果表明：Joselito闪温法与有限元法的结果相差12%，改进Blok闪温法与有限元法的结果相差4%，说明改进Blok闪温法更接近有限元法的结果，并从多角度验证了该公式的准确性与优越性，为进一步完善轮齿胶合承载能力计算提供了理论依据。

为准确提取螺旋锥齿轮模态参数，构建精确动力学模型，通过试验与仿真相结合的方法，采用移动力锤法进行模态试验，提取模态参数；基于实测数据建立精确仿真模型并进行模态分析；采用初等旋转变换法修正仿真模态振型，得到准确的试验和仿真模态置信度，提高分析精度；以试验模态频率为目标，采用响应面法修正模型材料参数。修正后固有频率最大相对误差由0.83%下降到0.353%，提高了仿真模型精度。试验与仿真频响分析结果表明：由仿真模型不准确导致的移频现象和加速度幅值误差得到有效控制，验证了动力学模型的准确性。研究方法为螺旋锥齿轮进一步的结构优化和减振避振奠定基础。

作为运输推进剂的重要部件，涡轮泵已成为火箭发动机的核心，其在高速运转中承受的轴向力对振动有显著影响。为揭示轴向力对动力学响应的影响机制，从接触角切入，建立轴承刚度理论模型，阐明刚度随转速及轴向力的变化规律。同时，设计包含辅助支承的涡轮泵转子试验器，发现轴向力可显著降低转子不平衡响应。进一步，利用传递矩阵法和不平衡响应，建立基于实测数据的刚度辨识方法，获得试验辨识结果并与理论值对比。研究发现轴向力引入后刚度增加了30%，同时转子振幅突增现象消失。表明轴向力对轴承刚度的改善是动力学减振的重要机理，从而为减振设计提供理论基础。

探讨了国外火箭橇高速运行失稳现象和原因，针对近期超高速单轨火箭橇试验失败现象，从光电经纬仪、遥测、轨道不平顺和靴轨间隙等实测数据方面展开了故障分析，采用橇轨耦合动力学分析方法对故障进行复现，提出了有效解决措施，对系统进行了改进，并进行了试验验证和振动数据对比。结果表明：火箭橇系统在1100 m/s速度附近发生剧烈共振，导致产品橇舱体在薄弱处发生破坏；靴轨间小间隙加剧了火箭橇在低速条件下的振动，而高速条件下熔融磨损使间隙增加，又加剧了单轨火箭橇滚转扭转效应，导致系统发生局部失效破坏；调整轨道不平顺度、增加产品橇结构强度和刚度、改善靴轨间隙可以有效提升系统运动稳定性。

针对协同吸气式火箭发动机（synergistic air-breathing rocket engine，SABRE），建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型，分析了SABRE循环所需的最少氢质量流量（简称流量）。以节省氢流量为目的，分别在SABRE3发动机构型基础上增加了两个氦循环支路，提出了两个SABRE4简化方案，结合两种简化方案，提出了SABRE4整体方案，分析了各氦循环支路分流比对发动机设计点重要参数以及设计点氢流量的影响。结果表明：最小氢流量与通过换热器3的氦流量成正比，要减小所需氢流量，需要减少通过换热器3的氦流量；较低的氦循环支路分流比一有利于氢流量的降低，但同时增大了氦压气机设计压比，较低的氦循环支路分流比二有利于氢流量的降低，且有利于降低氦压气机设计压比，分流比一、分流比二的降低都会导致换热器接近换热限制边界；在换热器1前氦气总温不超过310 K，且氦压气机压比不大于11.0的情况下，SABRE4方案最小氢流量为SABRE3氢流量的83.3%。

针对固体火箭超燃冲压发动机燃烧室内燃料滞留时间短、与空气来流掺混困难，火焰稳定性差，颗粒燃烧效率低等问题。基于欧拉-拉格朗日方法建立了两相流动燃烧数值模拟方法，利用最小自由能法及能量、质量守恒定律进行一次燃气简化。基于某型带凹腔火焰稳定装置的固体火箭超燃冲压发动机模型，探究了不同燃气喷射角度、不同燃气喷射位置对发动机温升效率、总压恢复系数、凹腔性能、颗粒燃烧效率等参数的影响。结果表明该数值模拟方法具有较高的计算精度。研究发现增大燃气喷射角度可以提升燃料穿透深度，增加颗粒燃烧效率，但会造成总压损失升高；改变燃气喷射位置发现影响颗粒燃烧效率的原因不仅有颗粒的滞留时间，还包括颗粒所在区域的温度分布。

为了指导航空货运装箱操作，挖掘航班运力，提高运输效率，通过装箱与配载组合优化建模与求解，获得初步装箱方案。建立了分步优化模型、组合优化模型和改进的组合优化模型，3种模型以业载量装载最大和重心偏移指定位置最小为目标，综合考虑了实际装箱和配载操作中的各种限制条件，包括集装箱和飞机机舱的体积限制、质量限制、位置限制、平衡限制等各类约束。以B777F机型为例，采用商业求解器Gurobi对3种模型4类不同条件数据进行求解、验证和对比分析。试验表明：分步优化模型的求解速度最快，在限定时间内求解出来的案例平均使用时间为87.77 s；但重心偏差最大，平均偏差为1.35%，部分案例出现不可接受情况，最大达到3.66%，平均业载量最小，为97 412.37 kg。组合优化模型求解时间最长，48%的案例在限制时间内无法求解出来，求解出的案例平均使用时间为880.25 s，现实操作中很难接受。改进组合优化模型，求解时间可接受，平均为424.79 s，目标优化效果最好，平均业载量最大，为97 679.77 kg；所有重心偏差被控制在1.16%以内，平均为0.79%。

为研究燃油结冰试验中饱和燃油含水量的影响规律，以达到适航标准要求的油水均匀度，提出对配水循环系统进行数值模拟。运用欧拉-拉格朗日法分别表示连续项与离散项，用离散相模型（discrete phase model，DPM）模拟水粒子的碰撞、融合和破碎。对液滴喷射与水-燃油两相流循环进行仿真计算，研究注水位置、循环泵后压力及液流进出排布对燃油含水量的影响规律。基于循环系统内不同区域离散项质量浓度的取样统计，分析适航标准规定时间内水与燃油混合情况。利用燃油配水装置进行了泵压式循环注水试验，实测不通过油水分离器循环的泵后燃油含水量。结果表明：测量结果与数值模拟基本吻合，液流进出口设于油箱同侧且在泵后管路注水时循环掺混效果好。0.2 MPa泵后压力时油水混合均匀，且含水量可保持在适航标准规定的90×10⁻⁶～130×10⁻⁶范围内。

针对高速开关阀响应速度慢，且在开、关过程中存在阀芯冲击问题，提出一种压电叠堆驱动的滑阀式高速开关阀，利用压电叠堆作电-机转换器，提高其响应速度，采用滑阀式阀芯，避免了阀芯与阀体的刚性碰撞。建立了高速开关阀的数学模型，分析了影响其性能的关键参数，测试了样机的相关性能。仿真与实验结果表明：该高速开关阀在4 MPa压差下输出流量为3.8 L/min，泄漏量为0.48 L/min，开、关时间分别为0.6、0.65 ms，可以通过提高加工质量以减小泄漏量。相较于传统锥阀式阀芯，滑阀式压电高速开关阀关闭过程中的振动加速度降低32.8%，300 Hz工作频率下噪声从70.5 dB降至64 dB。所提滑阀式压电高速开关阀具有较高的响应速度，大幅减小了阀芯冲击，提高了使用寿命，降低了工作噪声。