为了准确评估航空发动机快速机动过程中容积效应的影响，提出了发动机内部容腔低维模化方法和控制方程。通过集成发动机主流道与二次空气系统的耦合算法，建立了考虑容积效应影响的航空发动机全流域仿真模型，模拟并分析了快速机动过程中航空发动机整机系统环境下多容腔耦合响应规律和机理。研究表明：容积效应虽然并不会对航空发动机过渡态性能造成显著宏观影响，但却导致发动机内部不同区域气路参数呈现不可忽视的非均衡响应现象。在发动机快速机动过程中，轴向力峰值相对变化幅度可达轴向力设计值10%左右，增大了航空发动机过渡过程的潜在安全风险。且当容腔特征时间小于0.01 s，那么其容积效应对航空发动机的影响基本可以忽略。容腔的特征时间与发动机的推力响应时间量级越接近，其导致危险过渡态载荷的风险越高，这是现代高性能航空发动机设计中不应忽略的影响因素。

面向高功率密度和低耗油率，提出了一种航空活塞-涡轮复合循环动力系统构型，活塞子系统采用气缸水平对置的二冲程航空重油活塞发动机，涡轮机子系统由燃烧器和涡轮增压器组成。基于GT-POWER平台，采用缸压对比研究的方法验证了仿真模型的准确性。基于仿真模型研究了增压器效率、涡轮等熵效率、补燃油量及海拔高度对复合循环动力系统性能的影响，并依据油耗与输出扭矩进行系统性能评估。研究结果表明：与单一航空活塞发动机相比，混合动力系统在极限状态下能将输出扭矩提升约30%；压气机等熵效率提升10%产生的扭矩增益大于涡轮等熵效率提升10%产生的扭矩增益；涡轮前补燃燃油流量在0.2 g/s时，能够将排温提升约150 K，所有工况点输出扭矩提升20%以上。因此，涡轮前补燃是提升航空活塞-涡轮混合动力系统性能的有效手段。

结合连续式风洞运行特点和轴流压缩机特性，详细分析了连续式跨声速风洞主压缩机与驻室抽气压缩机（辅压缩机）的气动性能和相互之间的匹配特性，并在0.6 m连续式跨声速风洞上开展了主、辅压缩机联合运行的气动性能试验。结果表明驻室抽气能够有效降低主压缩机压比及功率，从而拓宽风洞马赫数运行范围，降低主压缩机设计难度，但辅压缩机功率随抽气量的增大而急剧增大，导致风洞总功率增大；在最大抽气量下主压缩机功率降幅超过15%，总功率反而增大了20%；主、辅压缩机联合运行时，辅压缩机喘振的风险更大，尤其是在高马赫数工况，调节时应优先考虑辅压缩机工况点的变化。

以某螺旋桨为研究对象，针对螺旋桨稳态时高速风车特性、低速风车特性和空中起动过程中瞬态风车特性，开展了不同飞行高度、真速、桨叶角及转速的仿真计算。定量给出了螺旋桨不同状态点的风车阻力，通过风洞试验进行验证，最大误差为4.63%。通过对标准螺旋桨特性中效用因子和零升迎角的修正，给出理论计算的螺旋桨特性。对仿真和理论计算结果采用数据融合方法给出螺旋桨风车特性最优解。结果表明：高速风车时，螺旋桨转速达到最大1078 r/min，在真速为480 km/h时，桨叶角为30°，拉力系数为−0.36；低速风车时，桨叶角在限动角为14°，来流为350 km/h时，转速为990 r/min，拉力系数为−0.47；起动过程中螺旋桨转速增大，桨叶角减小，风车阻力先增大后减小，回桨至14°，转速为970 r/min，瞬态风车阻力为−2150 kg。螺旋桨风车特性的获取为某型涡桨发动机试飞中风车阻力的确定及试验点规划提供技术支撑。

为研究UH-60A直升机旋翼降转速大前进比状态气动特性及反流区流动机理，采用考虑桨叶弹性变形的高精度CFD/CSD耦合方法进行数值模拟分析。CFD模块采用运动嵌套网格方法，主控方程为耦合Spalart-Allmaras（S-A）湍流模型的Navier-Stokes（N-S）方程，时间离散采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel（LU-SGS）双时间推进法；CSD模块采用中等变形梁假设，通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动微分方程。通过UH-60A前飞状态计算值与飞行测试数据的对比验证CFD/CSD耦合方法的有效性，在此基础上，开展了UH-60A旋翼在40%工作转速不同前进比及相同前进比不同转速下气动特性研究。计算结果表明：在大前进比状态下总距对旋翼气动特性影响减弱，气动性能有所降低，大前进比产生的大反流区内存在自身桨-涡干扰、深度失速等复杂流动现象，高精度CFD/CSD耦合方法对该现象进行了有效模拟。

采用数值模拟方法研究了引入第三股流后喷管的流动与噪声机理，第三股流涵道比增大对流动与噪声特性的影响。结果表明：引入第三股流使得风扇流速度核心区长度增加，主流核心区末端与自由来流的直接掺混轴向距离缩短，两者间的湍流掺混峰值下降约2.63%，但由于喷流下游剪切层厚度增加，有限的低速第三股流在各方向上的降噪效果有限。第三股流涵道比的增大方便实现，这不仅可以在降低耗油率的同时增加发动机推力，还可以降低排气系统的宽频噪声。第三股流涵道比增大至2.52，不仅使得主流核心区末端的湍流掺混强度减弱，而且使得第三股流与自由来流间强剪切层的掺混强度减弱，主流核心区末端的掺混强度相较于设计工况降低8.57%，各方向上的总声压级均降低，降低峰值约2.37 dB。

采用基于滑移网格技术生成围绕旋翼、机翼、机身的组合网格，流体体积（VOF）模型识别多相流，建立适用于两栖倾转四旋翼飞行器的非定常数值方法，并设计试验进行验证。研究了倾转四旋翼飞行器在地面、水面作用下的气动性能，并与无地面效应情况进行比较。结果表明：受地面、水面阻塞影响，在旋翼下方均会产生高压区，增加倾转四旋翼飞行器旋翼的升力，减小机翼负升力，增加机身升力，但当离地/水面高度大于旋翼直径时，可认为无影响；水表面受到来自旋翼的下洗流冲击，形成柔性“水坑”，加大了旋翼与阻塞面之间的距离，使得相同离地高度时，水面效应增升作用低于地面效应，但强于无地面效应状态；水面效应流场更复杂，沿着的排水区凹表面的气流在旋翼周围形成旋涡环流。

针对飞行器高速高机动、缩短降落距离的需求，将反推力装置与旁路式双喉道气动矢量喷管（bypass dual throat nozzle，BDTN）相结合，提出了一种反推改型气动矢量喷管（BDTN-TR）。型面优化前后的二维数值计算结果表明该喷管能在保持喷管矢量、非矢量性能优异性的同时缩短飞行器降落距离：平飞模态时，喷管推力系数和流量系数均在0.92以上；推力矢量模态时，凹腔回流区压力下降，主流上下游压差变大，喷管推力系数保持在0.93以上、流量系数保持在0.83以上，喷管落压比在2～10范围内时，推力矢量角达到了14.4°以上；反推模态时，反推效率在0.61以上，反推通道宽度对喷管反推性能的影响占主导。

为设计在满足悬停、前飞工况要求的前提下均具有较高的巡航效率和更长的航时的无人机（UAV）倾转涵道螺旋桨，提出了一种倾转涵道螺旋桨的设计及优化方法。该方法基于叶素动量理论、涵道螺旋桨的涡流理论对桨叶进行快速设计，通过计算流体动力学（CFD）修正与迭代两次即可得到满足设计要求的桨叶，并通过综合悬停、前飞两点优化设计得到最终的倾转涵道螺旋桨。设计结果表明：在满足悬停、前飞两个工况的设计要求的前提下，螺旋桨的巡航效率提升至92.3%，航时增加7.1%。该方法设计精度高且能够分别以悬停、前飞为最优设计点进行设计，并对两点综合考虑，使其效率、航时更大化。该方法设计的倾转涵道螺旋桨能够满足巡航效率与航时要求。

为了研究法向加工误差对超声速叶栅气动性能的影响，基于高斯过程和主成分分析法，构建了由法向加工误差导致的叶表五维几何不确定性模型。采用基于高斯分布型的非嵌入式混沌多项式方法，结合稀疏网格技术，构建了叶栅性能的代理模型，并预测了加工误差对超声速叶栅气动性能的影响。研究中，还提出了一种量化叶栅流场各部分损失的损失源模型。结果表明：在随机加工误差影响下，超声速叶栅总压损失系数近似于正态分布。总压损失系数对前缘部分的加工误差最为敏感，对吸力面加工误差的敏感程度高于压力面加工误差，并且敏感性沿弦向位置向后逐渐递减。影响机理是，前缘加工误差会影响弓形激波强度以及前缘加速过程，从而影响槽道激波结并构造成叶栅损失出现较大偏差。

为了研究多螺旋桨相同步降噪的机理，提出一种多螺旋桨旋转噪声快速预测方法，结合片条理论和Hanson频域模型来预测单螺旋桨噪声，基于线性理论将模型拓展至考虑旋转方向的多螺旋桨情况。该方法单点预测时间仅需20 ms，噪声预测结果与文献试验数据最大误差为4.03 dB。对影响相同步降噪性能的参数进行分析，结果表明：飞行高度、马赫数、安装距离对降噪性能影响较小为1～5 dB，叶片数、转速对于降噪性能影响较大为8～10 dB；在多叶片数目和多螺旋桨飞机上其降噪效果更显著。

针对界面连接转子系统的弯曲刚度非对称性产生机理及其对动力响应影响问题，基于欧拉-伯努利梁理论，提出了考虑转子非协调涡动影响的界面连接刚度非对称性的有限元素建模方法，并在带有中介轴承的双转子系统上开展了仿真与试验验证。结果表明：由于转子间交互激励作用，双转子系统产生非协调涡动，在相应的转子动力响应频谱中将出现明显的转速组合频率，而当组合频率靠近双转子共振模态频率时，转子非协调涡动程度加剧、组合频率幅值加大，可能对转子及支承结构造成严重损伤。

为进一步研究涡轴发动机测扭装置，研究了常见测扭装置的分类、优缺点及其在涡轴发动机中的适用性。阐述了常用的涡轴发动机扭矩测量装置的基本原理、发展现状及典型应用案例，并指出了目前存在的主要问题，进一步分析了制约紧凑型动力涡轮转角法测扭的核心技术难点。探讨了采用温度补偿、扭转角度转换成轴向位移，以及将动力涡轮短粗轴由圆柱/圆环截面改进成星形截面等结构在提高测扭精度的可行性。研究发现：星形截面轴可保证足够抗弯刚度的前提下显著降低扭转刚度，可解决紧凑型大功率涡轴发动机测扭装置精度不高的问题，应着力研究星形截面轴弯曲、扭转振动特性和开展装机适应性验证。

考虑J-116B胶黏剂和ZT7H/QY9611预浸料两种材料体系，对复合材料梯形胶接结构共固化行为和残余应力分布进行了数值模拟，结果显示胶接结构内部在快速固化阶段呈现双峰过热行为，而且放热叠加效应导致补片-胶层界面残余热应力显著偏高；同时，以胶接面补片纤维方向、梯形斜度、升温速率为设计变量，对固化残余应力进行优化设计，结果表明当胶接面补片纤维方向为45°、梯形斜度为1∶20、升温速率为2 K/min时，胶层残余热应力最大值仅为10.23 MPa，较优化前降幅76.7%。

以某超燃冲压发动机尾喷管为对象，采用三维有限元分析方法，建立尾喷管有限元模型，开展薄壁锥壳振动特性分析、随机振动环境下的结构动力响应分析和相应的动力学试验验证。结果表明：尾喷管模态丰富，振动形式主要为多阶节圆、节径振动；在受到轴向随机振动载荷时，总体表现为周向阶数m=6、轴向阶数n=1为主的振型，喷管后段振幅较大，对加速度有明显放大，可能成为动力学设计的薄弱位置；仿真与试验能较好地对应，模态频率的误差在10%以内，符合工程计算要求。因此仿真方法具有实际应用价值，为超燃冲压发动机的动力学设计及评估提供了参考。

对基于磁流变弹性体智能格栅单元的复材三明治板的弯曲特性进行了分析和实验研究。基于一阶剪切变形理论、能量法、最小势能原理、正交多项式法，建立了该三明治板的弯曲特性分析模型，在确定了总应变能的基础上，推导了结构的控制方程，并成功求解了悬臂边界下该三明治板在线分布载荷作用下的弹性弯曲变形。在分别完成上、下面板和磁流变弹性体格栅功能芯层的制备后，基于所建立的弯曲特性测试平台，对试件在不同磁感应强度和磁场控制区域作用下的弯曲变形进行了测试。验证结果表明：理论模型的最大计算误差不超过8.2%，处在误差允许的范围内，可有效预测结构的弯曲特性。研究发现随着内部磁场强度和磁场控制区域数量的增大，可提升结构的抗弯性能约15%～21%。

针对航空花键接触刚度数量级高导致的直接试验测量难度高、误差大的现状，以某型号航空发动机花键连接结构为研究对象，经过合理的简化与缩尺设计，建立相应的花键结构模型。仿真得到花键接触刚度及其随传递扭矩、横向力的变化规律，并搭建与仿真模型一致的试验台进行刚度测试。结果表明：当横向力不变时，花键的接触刚度随传递扭矩的增大而非线性增大，并逐渐趋于稳定；当花键处于相同的扭矩和横向力作用时，处于加载和卸载过程中的花键接触刚度值不同，并出现迟滞现象；试验测得在所有扭矩下的花键平均刚度值为20.48 MN/m，仿真结果与试验结果的平均误差为8.54%，试验与仿真结果取得了较好的一致性。该研究为航空花键接触刚度的研究提供了参考。

采用压电纤维复合材料（MFC）对悬臂纤维增强复合材料薄板的振动实施主动控制，研究其半解析建模方法，并通过理论及实验对主动控制的减振效果进行了分析。在建模过程中考虑了MFC传感器/作动器对悬臂板结构系统质量矩阵和刚度矩阵的贡献，同时引入了Rayleigh阻尼和速度反馈控制提供的主动阻尼，从而使创建的半解析动力学模型能较为真实地预估MFC主动减振效果。进行了实例研究，用组建的实验系统证明了所创建的半解析模型的合理性。同时，用理论分析证明在指定的阶跃、三角形和正弦激励3种载荷作用下MFC主动控制对于复合板自由衰减振动的抑制尤为明显，进一步，用实验对主动控制的减振效果进行了量化分析，表明MFC主动控制对结构自由衰减振动的抑制可达到79.63%。最后基于所创建的半解析动力学模型分析了控制增益和MFC作动器贴敷位置对主动控制效果的影响。

理论分析了多级刷式密封级间流动传热特性，设计加工了提高后挡板高度、减少刷丝束厚度两种各级差异化结构多级刷式密封实验件，在高温静态、常温动态及高温动态工况下，实验研究了其泄漏特性、级间温度分布特性。建立了三维实体多级刷式密封流动传热特性求解模型，数值与实验对比验证，研究了工况参数对两种各级差异化结构及各级相同结构多级刷式密封级间流动传热特性的影响规律。研究表明：提高后挡板高度与减少刷丝束厚度两种各级差异化结构多级刷式密封，各级间温度在高温静态与高温动态工况下随上下游压差的升高而增大，在常温动态工况下随上下游压差的升高而减小，高温动态工况下各级间温度整体上大于高温静态工况，泄漏量整体上小于高温静态工况。3种结构多级刷式密封第二级间温度均高于第一级间温度，各级相同结构各级间温度最高，减少刷丝束厚度结构最低，各级相同结构末级刷丝束上下游压差最大，压降分配均衡性最差。提高后挡板高度结构泄漏量最高，减少刷丝束厚度结构次之，各级相同结构最低。

提出一种基于机器学习的颤振边界预测方法，能够在风速到达亚临界状态前进行颤振速度的预测。从风洞响应信号中提取颤振信号特征，根据飞行状态的不同建立分类模型；接着分别在不同颤振样本下建立回归模型，用于颤振度分析。进行预测时，根据待测数据的分类表现，将颤振度分析的结果进行加权计算，得到当前风速对应的颤振度，再计算出颤振风速。在进行机器学习的算法选择时，使用朴素贝叶斯算法、支持向量机法、K近邻算法等机器学习算法进行分类模型的构建，用线性回归、支持向量机法、高斯过程回归等进行回归模型的构建。结果显示：K近邻算法在分类算法中表现最优，而高斯过程回归算法在回归算法中表现最优。通过试验数据的交叉验证，该方法可以通过颤振样本识别和颤振度分析，在离颤振边界较远时，较为准确地预测出颤振临界速度。

通过数值模拟方法对8种层板结构进行气热耦合计算，优选低雷诺数shear stress transport（SST）k-ω 湍流模型，其平均努塞尔数与冷却效果实验差异只有0.15%。研究冲击孔和气膜孔开孔率、扰流柱堵塞比、气膜孔孔型和排列形式对层板结构的流阻换热影响。结果显示对流阻影响明显的层板内冷参数依次为扰流柱堵塞比、冲击孔开孔率，层板燃气侧流阻影响排序依次为气膜孔孔型、气膜孔开孔率；对换热效果影响大的4个层板设计要素依次为气膜孔孔型、气膜孔开孔率、冲击孔开孔率、扰流柱换热面积。以比1-2-4层板模型更低的流阻损失系数和更高冷却效果为设计目标，获得适用于涡轮叶片前缘高温、低供气压比区域的1-9-5型层板单元，将其应用于目前工程设计的超强冷却叶片前缘，可将涡轮叶片耐温能力有效提升140 K。

为了研究凹腔驻涡加力燃烧室的贫油点火特性，设计了一种出口为扁平状喇叭口的气旋耦合喷嘴，通过试验研究和数值仿真分析，获得了气旋耦合喷嘴的油雾锥角等特性和凹腔贫油点火特性。结果表明：气旋耦合喷嘴展向油雾锥角受气压和油压的影响较大，而径向油雾锥角基本不受影响、保持稳定。在内涵进气马赫数为0.53的条件下，凹腔在油气比0.00179下贫油点火成功；当外内涵压比为0.93时，凹腔内因不能形成理想涡系，不利于凹腔点火，其贫油点火油气比为0.00376；当外内涵压比不变时，增大进气压力，有利于凹腔贫油点火；电嘴插入深度对凹腔的点火性能影响较大，其插入深度需与气旋耦合喷嘴的径向油雾锥角匹配；凹腔前壁壁温数据可以作为凹腔点火是否成功的判据。

为研究网幕通道式液体获取装置的运行性能，搭建了以液氮为工质的液体输运实验系统，研究了网幕通道在稳定运行工况和临界泡破失效工况下的相分离性能。获得了不同网幕规格、不同气体暴露长度下通道总压损与液体流量的变化规律，分析了通道相分离失效的临界压力以及最大液体获取流量。实验结果表明：通道总压降按照203×1600网、130×1100网和325×2300网的顺序逐渐增加，该趋势与多孔网幕自身的压降预测规律一致。网幕自身的泡破压力研究能够反映网幕通道的极限工作特性。实验证明在网幕规格的选择上，流动压损与泡破压力存在明显的博弈关系。重力因素对通道相分离性能的影响体现在重力静压损和气体覆盖率两方面，所获得的低温实验数据能够指导网幕通道的选型优化。

氨燃料化学回热循环利用轮机排气余热来裂解氨生成NH₃/H₂/N₂混合气体，不仅能提高循环热效率，还能够改善燃烧稳定性。以某型船用分轴燃气轮机为基础，采用总体性能仿真分析方法，对比研究在化学平衡状态和不同Ru基催化剂作用下化学回热循环变工况性能。结果表明：在输出功率12～26 MW范围内，简单循环热效率为30.5%～39%，在化学平衡反应状态下，化学回热燃气轮机（CRGT）循环热效率为40.4%～50.5%，在Ru基催化剂作用下，CRGT循环热效率为37.8%～46.6%；当给定催化剂和空速比时，在变工况范围内氨转化率的变化不大；在化学平衡状态和Ru基催化剂作用下，氨转化率分别为95%和40%，化学反应吸热量占比为56.5%和32%，燃料低热值（LHV）增加约为13.3%和5.4%；采用Ru基催化剂时，能够在变工况范围内显著地改善燃烧稳定性。

针对旋流模型燃烧室开展了旋流冲击条件下不同发散冷却孔型（扇形孔和圆孔）传热特性的数值及试验研究。通过稳态液晶测温技术考察了孔型及吹风比对冷却性能的影响。基于稳态数值模拟，完成了不同孔型结构下冷却气流在壁面附近的流动对比分析。试验表明：扇形孔冷效分布特征与圆孔基本相同，但面积平均冷效高出40%左右。相比圆孔，扇形孔流动更易受旋流冲击的影响，导致冷效提高效果对吹风比和位置的改变较为敏感。数值结果表明：扇形孔在角回流区具有更好的气膜覆盖和更多的冷气流量，相比圆孔冷效提高最明显（冷效最高可提高80%左右）；而在冲击区扇形孔冷气流量受到旋流的抑制更明显，冷效的改善不明显。

基于粒子图像测速法（particle image velocimetry，PIV）、平面激光散射方法（planar laser scattering，PLS）和高速喷雾粒度仪研究了不同旋流强度下预膜式空气雾化喷嘴的雾化特性，总结了燃油空间分布、喷雾锥角、液滴粒径等参数随旋流强度的变化规律。结果表明：随内级旋流强度增加，旋流器出口处气流轴向速度降低，喷雾雾锥的轴向长度、径向宽度、喷雾锥角以及液滴粒径均呈现先增加后降低的趋势；随外级旋流强度自0.695增加至0.987，中心回流区起始于轴向距离70 mm的位置。内级旋流强度较弱时，喷雾锥角随外级旋流强度增加而增加，液滴粒径随外级旋流强度增加先减小后增加；内级旋流强度较强时，喷雾锥角、液滴粒径随外级旋流强度增加而增加。研究结果解释了预膜式空气雾化喷嘴在不同旋流强度下喷雾性能的演变规律，为改善旋流燃烧室雾化性能提供理论支撑。

设计了一种新型开缝翅片，通过实验与数值模拟研究新型开缝翅片的流动传热特性，分析翅片间距与相对开缝高度对新型开缝翅片的传热与阻力特性影响规律，并采用幂函数多元非线性拟合获得相关的流动传热关联式。研究表明：新型翅片管相较于平直翅片管壳侧综合传热性能提升了1.46～1.64倍。在雷诺数Re=9500、相对开缝高度为0.5时，翅片间距从1.6 mm减小到1.0 mm，空气侧努塞尔数Nu增加了19.44%，空气侧阻力系数f增加了39.54%，综合传热性能增强了6.88%；在雷诺数Re=9500、翅片间距为1.2 mm时，相对开缝高度从0.4增大到0.7，空气侧Nu增加了11.55%，空气侧f增加了4.74%，综合传热性能增强了9.84%。最后提出了平均偏差在10%以内的努塞尔数Nu和阻力系数f的计算关联式。

为获得转静微间隙内旋转、剪切、偏心等多效应相干下的热流动变化规律，建立其流动与换热特性测试方法及装置，对间隙比为0.024的转静微小间隙在旋转雷诺数为0～980、偏心率为0～0.6范围内的全向压力与传热系数分布进行实验研究。结果表明，间隙内存在自作用的轴向与轴向压差以及压差作用下的端泄效应，气膜压力沿轴向由中心截面向轴端逐渐降低、周向近似正弦分布，最大正压值和最大负压值分别位于距最小间隙上游0.22π和下游0.24π区域附近；静子表面换热受离心力强化的自然对流和剪切流动的双重作用，随旋转雷诺数增大表面传热系数由不均匀分布而逐渐变得均匀，且由于剪切流动的增强而表面传热系数逐渐变大。与同轴状况相比，偏心时最小间隙处的平均表面传热系数最大增强49.0%。

针对火焰三维羟基浓度场的高速测量难度大、成本昂贵的问题，提出一种基于深度学习的帧重建模型Cycle-3D-CNN，用于连续时间的湍流火焰三维羟基浓度场数据。使用基于循环一致性的三维卷积神经网络（3D-CNN），以数值驱动的方式实现了更高的时间分辨率。在实验分析中使用该模型分别实现了三维羟基浓度场时间序列的2倍和3倍时间分辨率提升，验证了其良好的重建性能。在两种实验结果中，峰值信噪比（PSNR）均值分别达到了33.57 dB和30.37 dB，结构相似性（SSIM）指数分别达到了0.899和0.813，均优于传统的帧重建方法。

为了提高可调静子叶片（variable stator vane，VSV）的角度精度，建立了压气机可调静子叶片数字化标定的流程和方法，主要步骤包括：角位移传感器标零，极限位置角度测量，连杆长度调节，极限位置角度校核，叶片角度与作动机构线位移调试以及全转速角度偏差校核等。搭建了VSV数字化标定的平台，规避了传统标定方法受人员操作，工装精度对标定结果的影响。试验结果表明：新的数字化标定方法精度控制在0.5°范围。可调静叶角度的精度提升提高了压气机匹配性能和压气机性能评定的精确性。

设计了一种平行扩张式叶尖间隙来抑制转子叶尖间隙处的流动损失。对其进行数值模拟发现改型间隙可以有效地抑制转子吸力面处的尾流损失，使转子吸力面尾缘处由径向潜流与泄漏流掺混形成的机匣角区分离涡尺度减小。转子吸力面上激波作用位置向下游移动，边界层长度缩短，边界层分离程度减弱，研究表明改型间隙比设计间隙的峰值等熵效率提高0.374%，稳定裕度提高3.457%。为了提高改型间隙对涡流损失抑制的效果，在叶尖前缘加入周向单槽，研究表明组合方案降低了双泄漏流的风险，使主流与叶尖泄漏流交界面向通道内移动且熵值减小，延迟在小质量流量工况下由前缘溢出而导致的尖峰型失速的发生，且组合方案比设计间隙的稳定裕度提高4.105%，峰值等熵效率提高0.164%。

为了研究非均匀叶尖间隙压气机中的旋转不稳定流动现象，以Rotor 67为研究对象，采用全环非定常数值计算方法，对3种偏心度转子在不同的工况下分别进行了详细的计算，获得了3种偏心度情况下的特性线，得到了3种偏心度情况下的流场结果。数值计算结果表明：当平均叶尖间隙一定时，偏心度对未失速部分的总压比特性线和效率曲线几乎没有影响，而对失速边界影响明显；同心和偏心转子叶尖区域的扰动具有统一的物理结构，其在机匣上表现为移动的低压团，在三维空间上是起始于叶片吸力面，终止于机匣上的三维径向涡，与叶尖间隙泄漏涡并无直接关系；偏心度只是改变了扰动的周向分布规律，并不改变扰动的物理本质。

基于CFD的涵道螺旋桨计算方法在涉及迭代计算优化等工作时，所需计算资源较大。为降低此类工作在初步优化设计时的计算代价，发展了一种将面元法与螺旋桨滑流管尾迹模型耦合的涵道螺旋桨快速计算方法，并基于此方法开展了涵道风扇壁面外形快速优化设计。结果表明：发展的方法有效降低了计算资源需求，同时保留了较高的精度；发展的方法同样可应用于非圆进出口的涵道风扇快速计算；基于CFD的流场分析表明：优化后的涵道喷口扩张角减小，降低了喷口流动的逆压梯度，消除了原本存在的流动分离，并且降低了桨盘入流速度从而提高了其效率，使得涵道风扇整体推进效率提高了20.7%，说明了此套涵道风扇初步快速优化方法在寻找优化方向上的有效性。

建立了三级刷式密封稳态切片式三维实体管束模型和基于试验数据修正的稳态单级、三级刷式密封多孔介质模型，搭建了中速耐久刷式密封试验台，研究了单级、三级刷式密封压降对出口泄漏量的影响规律，对比分析了两种数值模型在泄漏量方面的准确性。通过试验修正的多孔介质方法研究了三级刷式密封在不同压差工况下的封严泄漏特性，分析了三级刷式密封中每一级刷丝束内部轴向与径向在不同表面的压力分布特性。研究结果表明：基于试验数据修正的多孔介质模型比稳态切片式三维实体模型管束求解精度显著提高，单级、三级多孔介质模型修正后的数值与试验结果误差分别小于5%、20%。刷丝束围栏高度及周围区域存在较大的轴向与径向压力梯度，通过流阻效应达到良好的密封效果。

针对惰性气体吹除作用下的低温液体火箭发动机液氧系统预冷充填过程，建立了一种两组分两相充填模型。由于包含7个控制方程，模型参数复杂度提升，直接开展参数优化存在优化效率低、参数矩阵非线性强的制约因素。基于Kriging代理模型采用粒子群优化算法，高效寻得两组分两相充填模型在多因素耦合影响下的全局最优参数组合，有效提升了模型的仿真精度。对某型发动机液氧系统预冷充填的仿真研究表明：仿真结果与试验数据的相对误差仅2.75%；喷注器氧容腔内的压力爬升曲线呈现台阶上升特征，且随入口压力的增大液氧充填速率加快。

采用数值模拟的方法，系统地研究了单喷管和四喷管多级液体运载火箭的基础热环境，并验证了箭底氮气喷射热防护方法的可行性。基于多组分Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、热辐射方程，运用AUSM格式对控制方程进行离散，建立了高空超声速飞行运载火箭的羽流模型。采用分块化网格构建法，计算了运载火箭在不同高度下的羽流流场和热流密度，并且将数值结果与飞行试验进行对比，验证了计算方法的可行性。研究表明在低海拔高度，箭底热流以对流热流为主，峰值出现在30 km处；在高海拔高度，箭底热流以辐射热流为主，峰值出现在110 km处；同时箭底氮气喷射装置能够有效地抑制燃气回流，起到降低箭底对流热流的效果，但是选择合适的喷口数量和喷射总压极为重要。

狭缝式通风喷管（以下简称狭缝喷管）是一种高度补偿喷管。为研究其高度补偿性能及影响规律，本文以扩张比40的钟形喷管为基础，设计了3种尺寸的狭缝喷管，并进行了数值仿真研究，得到了工作高度和狭缝宽度对流场特性及比冲性能的影响规律。并通过外弹道计算，得到了狭缝喷管对一级火箭完整工作过程的总冲增益。计算结果表明：相比于同扩张比的钟形喷管，狭缝喷管在低空具有比冲增益效果，但在高空存在比冲损失，狭缝宽度越大，低空的增益和高空的损失都越大；狭缝喷管的临界补偿高度只与狭缝位置有关，而与狭缝宽度无关；在喷管扩张段的合适位置，设置合适宽度的狭缝，可以显著提高一级火箭总冲性能，在航天飞机固体助推器和某微纳卫星运载火箭两种应用场景下，总冲增益分别为1.8%和3.0%，相当于平均比冲分别提高5.0 s和8.0 s。

针对补燃循环液体火箭发动机的研制需求，开展推力室混合头部声阻尼特性研究及优化分析。建立考虑阻尼源项及整流栅声阻抗的三维线性声阻尼特性模型量化混合头部的阻尼耗散，通过求解Helmholtz方程获得推力室声模态频率及增长率，并对整流栅和喷嘴等阻尼部件进行优化。研究表明：流栅阻抗与喷嘴平均流均能产生阻尼效应，且平均流作用更为显著；整流栅小孔尺寸及间距、整流腔高度、喷嘴长度是提高混合头部阻尼效应的关键参数。

针对时频相干方法（time-frequency coherence analysis，TFCA）不能分析单通道信号的问题，提出了一种新的时频相干方法，通过平均估计算子实现对单通道信号分析。利用软岛全息声发射系统和旋转机械模拟平台进行了滚动轴承内圈、外圈故障声发射（acoustic emission，AE）检测，研究了低信噪比条件下滚动轴承故障特征周期提取。将所提方法与传统时频相干、短时傅里叶变换、小波相干方法进行对比研究，并进行实验验证。仿真和实验结果表明：所提方法明显优于其他时频方法，时频聚集性高、抗噪性能强，并能准确提取轴承故障周期特征。

针对越来越多的滚动轴承具有高可靠、长寿命的特点，提出一种基于等效原理的滚动轴承加速试验设计与评估方法。首先根据等效原理，建立了加速应力和正常应力之间的寿命分布关系式；其次，针对工程中常见的定时无失效、定时截尾和定数截尾3种数据类型，推导出了轴承剩余强度分布形状参数的估计方法；随后，分别推导出滚动轴承在给定可靠度下的加速应力水平和试验截止时间和在给定应力下的轴承可靠度与可靠寿命的单侧置信下限；最后，结合某关节轴承工程实例进行验证分析，结果表明：该方法计算出的正常应力水平下寿命和可靠度单侧置信下限分别为293.94 h和0.945，与实际的300 h和0.95吻合较好，为滚动轴承加速试验设计与评估提供有力的理论支撑。

为更准确分析航空发动机轴承动态特性，基于滚动轴承动力学理论和传热学理论，建立了一种航空发动机主轴球轴承热力耦合的动力学模型。采用预估-校正的GSTIFF变步长积分算法求解动力学微分方程组，分析了轴承供油体积流量和供油温度对轴承温度及轴承动力学影响。研究结果表明：球轴承高速运行时轴承动力学特性受轴承生热影响较大；增大供油体积流量有助于降低轴承温度以及减小钢球与保持架之间碰撞力，但过大的供油体积流量会导致轴承保持架振动增大；供油温度主要影响轴承温度以及润滑油黏度，保持架与引导套圈间的作用力随着供油温度的升高而降低。当供油温度在120 ℃时轴承保持架振动最小。

航空发动机性能参数具有多元高维及时序性，可表征寿命退行，采用常规模型训练易导致梯度消失。因此提出一种改进门控循环单元（gated recurrent unit）的自注意力（self-attention）优化算法，分析数据源域行梯度及列间相关性，扩增寿命强相关列优化特征权重，加速模型收敛，提高预测精度。在发动机寿命预测数据集（C-MAPSS）上实验表明：该算法得到的寿命方均根误差（RMSE）落在区间[10.52，18.91]，超前预测分值（score）落在区间[48.69，204.98]，相比传统方法大幅降低，改善了寿命预测效果，能够为发动机寿命预测和超前维护提供有效解决方案。

针对国内太阳能无人机系统性研究较少的问题，从太阳能无人机的发展现状讨论，按照电源系统的主要功能单元，分别从太阳能电池板、能量存储系统、功率变换器等方面展开论述。总结了国内外具有代表性的相关研究成果，发现太阳能无人机电源系统的性能是影响其持续作业的关键因素之一，主要研究问题有：提高光伏电池的转化效率及物理特性、提高储能单元能量密度与稳定性，以及配备相应的能量管理系统。最后，总结太阳能无人机电源系统的发展方向：从高性能太阳能电池材料的研发，到储能系统的多样性研究及环境适应性的提高，再到大功率、高效率的功率变换器的设计和能量管理的智能化，最终提高能量利用率及实现系统的小型化和轻质化。

根据适航规章，针对常见外来异物—鸟进行属性分析，确定其几何、质量以及初始姿态和速度特性；通过计算流体力学（CFD）将“动网格法”和六自由度方法耦合，对涡桨飞机主发动机进气道的吞鸟特性进行数值模拟，研究在螺旋桨/进气道/旁通道一体化条件下，鸟类异物被吸入发动机进气道过程中的轨迹特性与排除特性的影响规律。结果表明：鸟类异物进入进气道后会使进气道流动环境恶化，进气道气动交界面（AIP）内的总压恢复系数降低、总压畸变指数增大；在所模拟的工况下鸟都从旁通道排除或者与旁通道壁面碰撞，均可认为排除；来流马赫数对鸟进入进气道入口前的姿态有很大影响，高主流出口马赫数和大飞行攻角下鸟更容易被吸入主发动机，有可能对主发动机造成严重影响。