选取航空煤油的多组分表征燃料Jet-A world average（JW），运用大涡模拟和详细化学反应机理相结合的方法对该表征燃料的碳烟生成过程进行了数值模拟，从碳烟前驱物的生成、碳烟颗粒的生成及氧化等过程进行了详细预测。结果表明：Dalian碳烟模型可以较好地预测定容弹内多组分航空煤油表征燃料射流燃烧的碳烟的生长特性；对于描述碳烟生成的特征量，碳烟质量的增长略微滞后于颗粒数密度的增长；碳烟空间分布主要与当量比和温度的分布相关。当量比越小且温度越高的区域，碳烟生成量则越小。

以对称层合板结构为对象，基于经典层合板理论，将其等效为单层各项异性板，采用FE-BEM法（hybrid finite element-boundary element method）分析了其在宽频噪声激励作用下的隔声特性。为验证等效方法的适用性，开展对称复合材料层合板模态测试和数值分析；为验证预估结论的正确性，将FE-BEM法结果与FE-SEA法（hybrid finite element-statistic energy analysis）结果、试验结果分别进行对比。结果表明：将等效方法用于对称层合板固有特性模拟是正确的，等效层合板的固有特性的仿真结果与试验值一致，误差在6.9%以内；等效方法和FE-BEM法结合进行对称层合板隔声预计是有效的，FE-BEM法预计结果与试验结果吻合良好；等效方法和FE-SEA法结合进行对称层合板隔声预计也是有效的，FE-BEM法比FE-SEA法所建模型计算耗时长，算例中计算耗时增大4.4%。

为了给高温升燃烧室扩压器选型提供技术支撑，以某高温升燃烧室全环试验件为平台，获得进口总压500 kPa以及进口温度500 K条件下的单通道三通道扩压器与三通道扩压器燃烧室的总压损失特性随燃烧室进口马赫数的变化规律，同时借助CFD技术开展数值仿真，试验与数值仿真结果对比表明：相同状态下，单通道扩压器燃烧室方案扩压器、火焰筒以及燃烧室总压损失均低于三通道扩压器方案，设计点条件下扩压器、火焰筒以及燃烧室总压损失分别降低了0.13%、0.02%以及0.16%；所选的数值仿真方法可用于评估燃烧室冷态流阻特性变化趋势，但无法准确评估总压损失绝对值。

针对燃气轮机的双燃料混合燃烧问题，采用直接关系图法对NUI（National University of Ireland）机理进行简化（含204组分，902步反应），在此基础上数值研究了甲烷质量分数和体积分数对正庚烷/甲烷混合燃烧特性的影响。结果表明：提高甲烷体积分数会使混合燃料的着火延迟时间非线性增加，层流火焰速度、绝热火焰温度、一氧化碳排放下降；当甲烷体积分数超过70%时，混合燃料的层流火焰速度和着火延迟时间对甲烷体积分数较为敏感。此外，对于采用正庚烷/甲烷的环形燃烧室，在保持混合燃料热值不变的条件下，两种燃料的火焰锋面位置基本相同，且随着甲烷质量分数的升高，火焰长度和托举高度逐渐增加，燃烧效率、总压损失、一氧化碳和氮氧化物排放逐渐下降；当甲烷质量分数低于30%时，火焰呈“V”型，高于30%时火焰呈“M”型。

针对喷气式飞行器跨声速排气系统的高温固壁与尾喷流的发射红外辐射及其在大气中的远距离传输衰减特性的数值计算，将现有多尺度多线组宽带k分布气体辐射模型MSMGWB（multi-scale multi-group wide-band k-distribution model）从3～5 μm波段扩展到2～2.5、3.7～4.8、7.7～9.7 μm和8～14 μm波段，并对模型光谱吸收系数分组组合与匹配高斯积分格式的寻优方法进行了改进。56个一维算例与真实结构跨声速排气系统远程红外成像算例计算结果表明，优化后的MSMGWB模型对比多线组统计窄带模型计算精度和效率都有明显提升，尤其在3～5 μm和3.7～4.8 μm波段，综合计算精度提升近一倍的同时，计算效率分别提升了4倍和1.5倍；对比国内主流目标远程红外特性计算方法，综合计算精度提升更大，计算效率则提升了1个量级左右。

为了进一步提高脉冲爆震发动机（PDE）的推进性能，对PDE使用流体喷管模型进行了多循环数值模拟研究，并提出了主次流错相位喷注方案。结果表明：主次流错相位喷注方案不仅可以调节主流和二次流的有效流通面积，改善喷管的非设计点状态，而且可以提高爆震室内可燃气最终充填压力，增强爆震燃烧强度；在主次流错相位喷注方案下，喷管主流进口瞬时气流总压相对喷管设计点的离散程度明显下降，有效改善了喷管的非设计点状态；最佳的主次流相位差为反传压缩波恰好传播至爆震室头部这一工况，最佳的二次流喷注位置为喷管喉部；相比基准喷管的最大比冲性能，PDE使用流体喷管可以产生5.64%的比冲增益。

在定容弹中试验测量了压力分别为0.1、0.2、0.3 MPa，当量比范围为0.7～1.4，温度分别为300、350、400 K，O₂体积分数分别为15%、18%、21%，CO₂体积分数分别为0%、10%、20%，H₂O体积分数分别为0%、10%、20%工况条件下天然气（0.9甲烷/0.07乙烷/0.03丙烷，摩尔分数）的火焰发展特性以及层流燃烧速度。同时，利用敏感性分析等方法构建了天然气的简化反应机理（40种组分和189个反应），并对其层流燃烧速度进行了数值计算。结果表明：当当量比由0.7提升至1.4时，天然气的层流燃烧速度先升高后降低，其峰值在当量比1.1附近；层流燃烧速度随着初始温度、O₂体积分数的增多或初始压力、CO₂及H₂O体积分数的减少而逐渐得到提升。构建的天然气简化反应机理可以较好的预测层流燃烧速度随当量比变化的整体趋势；但是，部分工况下预测值略低于试验值。

为简化火焰传递函数建模过程，在实验数据的基础上，采用随机采样和优化方法对迟滞时间与增益的计算模型进行了研究。首先，建立了贫油预混预蒸发（LPP）模型燃烧室实验系统的低阶热声网络（LOTAN）模型；随后，在该LOTAN模型的基础上，基于实验数据，采用Sobol采样构建n-τ的取值空间，利用优化的方法获得了不同工况条件下的火焰传递函数模型参数；最后，基于Kriging模型对n-τ进行了重构。研究结果表明：基于该方法构建的火焰传递函数能够较准确地反映各工况下的非稳态热释放特征，代入LOTAN模型中预测得到的振荡频率与实验结果吻合得较好，最大误差不超过5%，同时，利用该方法预测的振荡燃烧临界油气比（FAR）与实验结果保持一致。

针对中介轴承振动信号传递到机匣测表面上路径复杂，导致故障特征提取及识别困难等问题，提出了一种基于广义精细复合多尺度量子熵（generalized refined composite multiscale quantum entropy, GRCMQE）、核主成分分析（kernel principal component analysis, KPCA）与参数优化支持向量机的中介轴承故障诊断方法。该方法首先采用GRCMQE从振动信号中提取故障特征，构建高维故障特征集。其次，采用KPCA方法对高维特征数据降维，得到低维流形特征。然后，将得到的特征输入到基于交叉验证优化的支持向量机（cross validation- support vector machine, CV-SVM）中，完成故障模式识别。最后，在中介轴承故障数据集上对所提出的方法进行测试，结果表明该方法能够有效实现中介轴承不同故障类型的识别，并且故障识别精度达到98.33%。

为提高航空发动机风扇转子叶片抗鸟撞能力，基于光滑粒子流体动力学（SPH）方法及LS-DYNA显式动力学分析软件对风扇转子叶片的抗鸟撞能力进行评估，分析了不同关键设计参数对气动性能和叶片抗鸟撞性能的影响。结果表明：真实鸟体撞击风扇转子叶片后，主要造成叶片前缘变形、卷边和撕裂。风扇气动性能随叶片前缘半径增大而降低，当前缘半径超过0.25 mm后，风扇的稳定裕度急剧下降；最大厚度位置后移对风扇气动性能有益，但风扇转子叶片抗鸟撞能力下降。在保证风扇气动性能的前提下，通过合理选取设计参数，对风扇转子叶片进行改进设计，改进后叶片的抗鸟撞能力由30 g提高到50 g，抗鸟撞能力得到明显提升。

为了研究转子叶片共振状态下的动力学参数特征，提出一种基于转子叶片系统扰流激励共振的方法。通过转子系统和扰流柱的结构设计和合理布局，采用双向流固耦合计算方法，仿真分析了不同工况下叶片的动态响应特性，实现了目标转速范围内转子叶片在不需要外加激励源的条件下出现明显1阶共振。试验研究表明：若激励气体压力变大，能明显导致叶片动应变上升；同时较慢的转子升速速率也会导致叶片动应变增加。因此，试验中可通过调节激励气体压力和转子升速速率对叶片动态响应进行控制。该研究工作为高速旋转状态下转子叶片共振时刻的动应变、叶尖振幅、疲劳特性研究提供了途径。

针对针刺复合材料中网胎层等结构复杂导致难以划分周期性网格的问题，基于局部径向基点插值模型（LRPIM）发展了非周期性网格的周期性边界条件施加方法。开展X射线断层扫描试验并分析材料微观组织，提取出非针刺区域、针刺绕过区域和针刺穿过区域三种典型特征结构。考虑到针刺复合材料组成成分复杂的特点，提出了基于多特征结构的层次化建模方法，将复杂微观特征结构分解至单一材料相进行精细化建模，并按层次逐级均匀化以获取材料弹性性能。开展针刺复合材料力学性能试验，结果表明x方向拉伸模量和面内切变模量的预测误差分别为1.5%和6.4%，验证了所提建模方法的准确性。

采用理论分析和数值计算的方法系统地研究了静态篦齿封严温变效应产生机理和影响因素，对静态篦齿封严温变效应进行了理论分析，建立了基于RNG（renormalization group） k-ε湍流方程的数值求解模型。研究了静态篦齿封严温变效应，分析了压比和相对封严间隙对温变效应的影响规律，揭示了静态篦齿封严温变效应产生机理。结果表明：气体流经封严间隙温度先降低后升高，从涡流中心到外缘温度升高，齿腔近壁面气体温度升高。篦齿封严局部气体温度既有升高也有降低，总体上温度沿轴向降低；静态篦齿封严气体温度随压比和相对封严间隙的增加而降低，当压比为1.6，相对封严间隙为1.6时，温降最多为4.70 K；静态篦齿封严的温变效应主要是由其节流效应、热力学效应和摩擦效应产生。气体在间隙由于节流效应，分子动能减小，在齿腔由于热力学效应，涡流中心动能传递给涡流外缘，在齿腔近壁面由于摩擦效应，气体动能转换为热能。研究成果为篦齿封严间隙气流热分析提供了理论依据。

辅助动力装置常被抽取轴功率、空气质量流量用于发电、引气，为降低该过程对涡轮发动机造成的干扰，提升原控制系统的抗扰性能，研究了自抗扰控制方法及其参数化设计方法，以便在工程应用中能够根据线性化模型设计相应的控制参数，并在某型辅助动力装置模型上开展基于传统的增益调度PI控制方法与自抗扰控制方法的数值仿真验证。结果表明：自抗扰控制在保持与PI控制基本性能相似的前提下,具有更优的抗发电和引气干扰的能力，在干扰出现时能够更快速地恢复至原工作状态，转速波动量减少了35%，转速调节时间缩短了9%，具有良好的实际工程应用潜力。

航空发动机属于多发性故障机械，运用先进的计算训练方法可有效地实现准确的风险预警分析，为发动机的运维指导提供参考。在发动机故障风险预警征兆数据集中提取多变量时间序列样本，将样本矩阵化，转换为灰度图样本。预处理并增强图像数据样本，热编码化序列样本标签。深度残差收缩网络（deep residual shrinkage network，DRSN）中融入深度注意力机制与带有阈值的残差收缩块，获取高判别性特征，实现软阈值化。结合长短时记忆神经网络层与多个隐层，改进DRSN模型，使用主成分分析重构特征与主元提取，累积可解释方差贡献率为93.7%。对潜在20种故障征兆识别、分类并预警，训练精确度为96.1%。提出了改进DRSN航空发动机故障风险预警模型，与其他算法相比有较强的鲁棒性，预警正确率至少提高4.4%。

针对存在时变时延和随机丢包的航空发动机分布式控制系统，在具有外部扰动的情况下，设计了保证系统渐近稳定的事件触发滑模控制器。为了提高资源的利用率，引入了动态事件触发机制（DETM）来调度采样信号的传输。为了便于滑模面的建立，设计了状态观测器，并基于观测状态构造了积分滑模面。通过李雅普诺夫方法，得到了稳定性准则，并给出了线性矩阵不等式（LMIs）形式的控制器、观测器、事件触发器的参数计算方法。随后设计了滑模控制律，确保了滑模面的可达性。此外，为了提高LMIs的可行性，提出了基于iL-SHADE算法的LMIs参数优化方法。仿真结果表明，在给定的控制框架下，闭环系统能够保证较好的控制性能。在给定的仿真条件下，减少了96.5%的信号传输，极大节省了通信资源。

分布式电推进飞机可通过多推进器间的推力差动来调节飞行姿态，从而为实现动力偏航提供了硬件条件。为此，提出一种基于非线性动态逆的动力偏航控制策略。建立考虑分布式电推进系统推力差动的飞机非线性飞行动力学模型，并基于时标分离原则，将其划分为快状态子系统和慢状态子系统。随后，针对慢状态子系统的非线性特性，设计非线性动态逆控制器实现动力偏航控制，所计算出的滚转、俯仰、偏航速率作为参考指令传递给快状态子系统。快状态子系统控制器同样基于非线性动态逆方法设计，通过调节各分布式推进器间的推力差动，实现对给定滚转、俯仰、偏航速率的跟踪。考虑到分布式电推进系统具有天然的冗余性和容错性，将动力偏航控制策略拓展至了推进器冗余和故障等特殊工况。同时，针对分布式电推进器易受突风、电动机参数变化等扰动影响的问题，设计了基于自抗扰方法的各电推进器本地推力控制器。数值仿真结果表明：该策略可以实现90°动力偏航，并且可以抵抗15 m/s的突风扰动。

为对压气机叶片前缘的精细化设计与制造提供有力参考，以某高亚声速压气机叶型为研究对象，基于非嵌入式多项式混沌方法，定量评估了钝头前缘加工不确定性对叶型气动性能的影响。结果表明：在全工况范围内，钝头前缘加工误差恶化了叶型的平均性能；在7°攻角下，叶型气动性能的波动幅度最大。在设计攻角下，钝头前缘的加工不确定性导致叶型平均损失增加18.7%，平均静压比降低1.2%。在7°攻角下，叶型总压损失系数的波动幅度是设计攻角下的4倍。根据叶型气动参数对钝头前缘加工误差的敏感性分析结果，发现两者呈现近线性关系。通过叶型流场的不确定分析可知，钝头前缘加工误差对前缘绕流影响显著，进而导致叶型吸力侧损失和尾迹掺混损失增大。分析了不同前缘加工公差下钝头前缘对叶型的不确定性影响，确定了前缘抛光的加工公差范围。

为了实现对喘振流动现象的准确、快速预测，提出了一种基于三维体积力模型的离心压气机喘振预测方法，并在一款跨声速离心压气机上进行了应用，对以叶轮进口叶尖“回流泡”、喘振中的旋转失速，以及蜗壳诱发的非对称流动为代表的典型喘振流场结构进行了捕捉。通过与经试验校核的全三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方法进行对比表明：本文提出的离心压气机喘振预测方法，针对主要喘振流动特征的预测具备与全三维URANS方法相当的能力，同时计算时间约为全三维URANS方法的1/20。

针对高负荷轴流压气机端壁角区分离问题，提出了一种多局部控制端壁二次流、适用于多工况的端壁造型方法，在选取参数的同时考虑结合优化，通过少量参数来控制型面变化。该方法的思想是定义对端壁二次流有不同影响的表面单元，然后通过几何叠加的方式将它们的影响组合起来。而后将该方法应用到多目标优化设计中。优化结果表明：高负荷叶栅的总压损失系数在设计点降低0.03，大攻角点降低0.05时，与传统方法相比，新方法的优化设计过程收敛更快，计算时间更短。最优造型设计规律是在叶片通道内构造一个吸力侧上升、压力侧下沉的端壁面，同时局部抬高吸力面角区，前缘至凸起部位上坡平缓。流场分析表明，该方法在控制变量较少的情况下，对端壁几何形状产生了清晰直观的影响。同时有效结合表面单元在二次流控制中的作用，抑制角区分离。由此可见，新开发的端壁造型优化设计方法与以往的研究相比具有一定的优势。

为了揭示滚子凸度和轴承转速对圆柱滚子轴承径向刚度的影响规律，采用隐函数微分方法，建立了考虑滚子凸度和轴承转速的圆柱滚子轴承径向刚度解析模型。分析了滚子凸度、轴承转速、径向游隙、径向载荷等因素对轴承径向刚度的影响规律，并与其他文献方法进行比较，验证了所建立解析模型的正确性。研究结果表明：圆柱滚子轴承径向刚度随滚子凸度、径向游隙的增加而减小，随着轴承转速、径向载荷的增加而增加；随着径向载荷的增大，滚子凸度、轴承转速、径向游隙等因素对轴承径向刚度的影响减弱。

将弹性环式挤压油膜阻尼器（ERSFD）引入弧齿锥齿轮传动（SBGD）系统中以改善其动态特性。基于广义雷诺方程建立内外油膜控制方程，并通过半解析方法得到弹性环的变形，获得ERSFD油膜力后基于径向基（RBF）神经网络建立其近似模型，建立带有ERSFD支撑的8自由度SBGD系统双向流固耦合动力学模型，借助分时迭代方法获得系统稳态响应。结果表明：内油膜压力沿圆周分段式分布，且沿偏移线为非对称分布；ERSFD的存在有效削弱了油膜力与偏心率之间的非线性关系；弹性环凸台厚度的增加，使系统振动响应的幅值整体下降，并抑制了5200～8200 r/min转速范围内系统的混沌行为，有效改善了SBGD系统动态特性。

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下，进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题，基于实验室现有能力条件，从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排放，提出了针对大涵道比涡扇发动机的尾气“分割排放”概念和排放质量流量预估方法，降低了从实验室排放的低温空气质量流量。对于空气补偿，采用液氮作为冷源将实验室外常温空气冷却至极端−50 ℃低温并持续补充进实验室，补偿排放损失、维持实验室内低温环境稳定和室内外压力平衡，保障实验安全。基于该项技术，在国内首次成功实施了民机整机−40 ℃发动机低温启动适航符合性实验，实验结果表明：飞机低温冷浸时间10 h，实验全过程室内温度波动在±3 ℃以内；与常温下相比发动机启动功能和性能无明显衰减。该项实验的成功为其他民机在实验室内开展发动机低温启动实验和相关适航标准规范的制定提供了实践依据和技术储备。

为研究双外涵变循环发动机起动控制规律，基于部件级建模方法，考虑可调部件变几何特性处理和旋转部件低转速特性外推，采用流量平衡方法构建共同工作方程组，建立变循环发动机起动数学模型。通过改变单个几何调节量，包括风扇、核心机驱动风扇（CDFS）和压气机导叶角度，低压涡轮导向器面积，前涵道引射器（FVABI）面积、后涵道引射器（RVABI）面积和尾喷管喉道面积，采用单因素分析方法，研究其对起动性能的影响，获得几何变量影响矩阵，并基于此开展起动控制规律研究。研究表明：控制规律的风扇导叶、核心机驱动风扇导叶、前涵道引射器和喷管均置于全关闭位置，低压涡轮导向器处于最大位置，后涵道引射器面积和压气机导叶角度随转速下降。经试验验证，起动控制规律正确可行，变循环发动机起动成功。研究结论对变循环发动机起动控制规律和起动性能设计提供了参考。