为合理地分析超声速发动机在起降着陆（landing and take-off，LTO）循环中的污染物排放特性，构建了基于CFM56-7B27核心机的超声速发动机模型。通过建立排放计算模型计算了LTO污染物排放指数（emission index，EI），并分析了其排放特性；研究爬升和慢车阶段污染物排放特性对LTO超声速模式标准设定的影响，进而确定更具代表性的LTO超声速模式标准。分析结果表明：不同LTO阶段的推力设置（thrust setting，TS）和模式时间（time in mode，TIM）对污染物排放特性的影响存在差异性；在LTO标准研究方面，60%额定推力、2 min模式时间的爬升点氮氧化物的排放质量/额定推力更接近于超声速爬升轨迹，慢车点TS在不低于10%额定推力时更能满足污染物（一氧化碳、未燃烧碳氢）排放特性所限制的燃烧效率要求，因此以60%额定推力、2 min模式时间作为LTO超声速模式爬升点标准、以TS不低于10%额定推力作为LTO超声速模式慢车点标准更为合理。

对于冲击+扰流柱的双层壁冷却结构，为了研究冲击孔的无量纲排间距和无量纲孔间距、扰流柱的无量纲直径以及冲击射流雷诺数对其强化换热性能以及其流阻特性的影响，基于多种几何参数和流动参数对冲击+扰流柱的双层壁冷却结构进行了实验研究，并根据实验工况开展了相应的数值模拟。结果表明：在带有扰流柱的整个冲击靶板内表面上，面平均努塞尔数随着射流雷诺数的增大而单调增大，且基本上呈现为线性增长的趋势。总体而言，在扰流柱表面的面平均努塞尔数略高于冲击靶板内壁面的面平均努塞尔数。随着扰流柱的无量纲直径的增大，在双层壁冷却结构的整个内表面的面平均努塞尔数呈现为先下降后增大的趋势。此外，在整个内表面的面平均努塞尔数随着冲击孔的无量纲排间距的增大而减小；但是，面平均努塞尔数对无量纲孔间距变化的响应不敏感。对于冲击+扰流柱双层壁冷却结构的流量系数，它随着射流雷诺数以及冲击孔的无量纲排间距和无量纲孔间距的增大而增大，但是随着扰流柱的无量纲直径的增大而减小。

针对新一代一体化加力燃烧室进口高温强余旋非均匀进气特点，设计了一种可用于模拟一体化加力燃烧室真实进气条件的高温强余旋非均匀进口流场发生装置，该装置能够模拟真实的一体化加力燃烧室进口来流条件。同时开展了耦合进口马赫数、温度和余旋角度的不均匀流场数值模拟研究，评估了非均匀来流生成装置设计、测量方法与评价指标的有效性，并通过试验结果验证了数值模拟的准确性。结果表明：数值计算所得余旋角误差在壁面附近约为±2°，这是由于数值计算低估了壁面的耗散作用，而在中心区域则在优于±2°；同样在马赫数不均匀模拟中，在主流区域误差在10%以内；此外在对于温度不均匀性的模拟中，数值仿真表现出了较大的误差，这是因为数值计算中未考虑壁面向外界的传热过程。综合来看，本文所提出的高温强余旋非均匀生成装置可生成用于模拟下一代一体化加力燃烧室进口所面临的真实复杂不均匀进口流场条件，所采用的数值模拟方法可以较为准确地揭示流场非均匀特性。

采用三维数值仿真方法对轴向管束式甲烷预冷器的热交换性能进行了评估，获得了预冷器在不同冷却剂当量比和飞行工况下的流场分布，并在此基础上提出了冷却剂流量控制策略。计算结果表明：该型甲烷预冷器在3倍当量比冷却剂条件下最高能将来流空气冷却131 K，能将传统涡轮发动机工作速域拓展至马赫数为3.0以上；预冷器出口空气流场受管束排列方式影响无法实现完全均匀，总温畸变为13.3%；甲烷最高温升为395 K；冷却管内外壁面平均温差约为15 K，管内甲烷横截面内温差约为10 K；预冷器总压恢复系数为0.715～0.88，换热有效度为0.63～0.9，最大功质比为395 kW/kg。在发动机预冷需求和冷却剂消耗限制条件下规划了冷却剂流量控制策略，建议马赫数为2.5以下保持不高于1.5倍当量比冷却剂，马赫数为3.0以上保持3倍当量比冷却剂。

针对涡轮基组合循环发动机加力/冲压燃烧室模态转化过程中进口气流随时间剧烈变化的问题，以横向射流为研究对象，在来流温度300～800 K、来流速度100～164 m/s和来流加速度20～100 m/s²条件下，采用雷诺平均/离散相模型相结合的方法探讨了来流加速度对横向射流外轨迹以及索太尔平均直径（SMD）分布的影响，采用大涡模拟/流体体积法相结合的方法探讨了来流加速度对横向射流燃油雾化过程的影响。结果表明：来流加速度对横向射流外轨迹和下游SMD分布几乎没有影响；来流加速度可能引起射流液柱破碎点延后、反向对转涡沿喷射方向分布变宽且沿展向在边缘处强度减弱，但影响并不显著；时变来流对于燃油破碎及雾化特性无明显影响。

为降低压气机径向引气过程中的压损，本文设计了反旋腰圆形鼓筒孔结构，采用大涡模拟（LES）和经验证的RNG k-ε模型分别探究了腔体内的旋涡演化规律和压损特性，揭示了反旋腰圆形鼓筒孔的旋涡破碎机制与减阻机理。结果表明：反旋腰圆形鼓筒孔可降低腔体内压损。高速旋涡在腰圆形鼓筒孔腔体的低径位区域内快速强化，旋涡尺度呈快速增大趋势，致使压损系数随径向高度降低而快速升高。与腰圆形鼓筒孔相比，反旋腰圆形鼓筒孔可有效抑制旋涡尺度增大，相对可降低腔体内15.6%的压损。反旋腰圆形鼓筒孔结构简单且引气过程呈线性状态，具有较高工程应用价值。

基于叶盘一体化模型，通过使用切应力输运（SST）模型对雷诺平均Naiver-Stokes（RANS）方程进行求解的方式研究了涡轮叶片端壁泄漏流气膜冷却特性，盘腔出口处的旋转雷诺数为1.5×10⁵。为保证冷气与主流的密度比，冷却气使用二氧化碳来模拟，其在盘腔和主流中的扩散通过求解湍流输运方程得到。通过传质模拟传热的方式研究了由二级导向器进入盘腔的冷却气进气角度（−45°，0°，+45°）对端壁绝热气膜冷却效率的影响。研究发现：改变冷却气进气角度对端壁冷却特性影响明显，−45°进气角度能明显提高各冷却气与主流质量流量比下的端壁气膜冷却效率。

在爆震燃烧中，与液态燃料相比气态燃料具有更好的起爆性能和可爆极限。在一定温度和压力下，液态碳氢燃料燃烧伊始发生的吸热裂解反应会产生小胞格尺寸的轻质气态小分子，其混合物组合可有效降低可燃混合物的临界起爆能量并提升燃料整体的起爆性能。研究液态燃料裂解反应中气态产物组分及含量对缓燃向爆震转变过程时间及距离的影响规律，有助于掌握形成易爆混合物的条件，指导液态燃料爆震燃烧室的设计。本文采用光学测量方法，对RP-3航空煤油热裂解反应的主要产物双组分气态燃料的起爆性能进行了实验研究，对不同组分燃料的起爆过程中火焰传播速度进行对比。结果表明：生成的甲烷摩尔分数大于60%时不能实现爆震起爆，烯烃类等气态不饱和烃可增强混合燃料的起爆性能。同时，适当地提高当量比，可以扩大混合燃料的可爆极限。

在燃烧不稳定试验中，通常通过半无限长引压管对振荡压力进行取样，采样到的振荡压力幅值有所衰减且相位存在延迟。采用管道声波传播理论分析、试验研究与数值模拟相结合的方法，研究了引压管直径及安装座结构等对半无限长引压管动态响应特性的影响规律，分析了引压管测量压力脉动的增益及相位差等参数。结果表明：当半无限长引压管的长度不足时将会引起响应曲线的末端反射振荡；减小引压管直径将会增加压力幅值衰减，此时可以适当缩短半无限长引压管长度；安装座结构将导致引压管的幅频特性及相频特性存在安装座反射振荡，安装座空腔体积越大则振荡越剧烈。此外，通过理论分析和数值模拟分析了安装座引起响应振荡的原因。研究内容可准确预测、修正引压管的测量偏差，对于燃气轮机燃烧室压力脉动的测量具有参考意义。

针对叶片强化冷却散热的关键科学问题，提出并设计了新型波纹通道冷却结构，开展了精细化数值模拟，分析冷气进口雷诺数和波纹形状参数对其传热性能的影响，研究了高雷诺数涡轮叶片波纹通道冷却结构的流动传热机理。计算结果表明：波纹通道波峰波谷的交替出现对流场有强烈扰动效果，局部表面传热系数可达光滑通道的2～3倍；同一波纹不同位置传热效果不同，在管道收缩处表面传热系数最大；波纹通道传热能力与波纹形状密切相关，在冷气进口雷诺数较大时于H/L=0.115 附近传热效果最佳。论文揭示了波纹通道强化传热的物理机制，为航空发动机叶片冷却结构设计提供技术支撑。

加力状态使得二元塞式喷管热负荷急剧升高，势必需要引入冷气对塞锥进行冷却。在缩比模型试验验证的基础上，采用全尺寸模型数值仿真，对比分析了入口总压比、开孔率和气膜孔径对二元塞式喷管流动和冷却特性的影响。结果表明：在研究参数范围内，气膜冷却能够显著降低塞锥表面温度，对喷管推力系数影响甚微；以无冷却为基准，入口总压比从1.02增至1.20，塞锥表面温度降低了20%～45%，总压恢复系数降低了0.22%～1.26%；增大开孔率会导致冷却通道压力降低、气膜出流阻力增大，在塞锥尾部甚至出现热气倒灌，综合考虑整个塞锥表面的冷气出流状况，小开孔率结构更具优势；减小气膜孔径意味着气膜孔数目增加、气膜覆盖范围增大，使得塞锥冷却效果有微弱的改善。

设计了一种低成本、高精度的气膜冷效实验验证平台，针对平板样件不同结构的气膜孔进行高速高温火焰冲击实验，利用红外测温技术对实验平板的温度场进行数据采集与综合分析。实验结果表明：两种孔形x向的温度梯度都明显小于y向，但是猫耳孔在y向有更好的冷却效果；同时猫耳孔的x向综合冷却效率也优于圆柱孔，并且冷却气流更倾向于形成稳定的气膜覆盖；此外，猫耳孔在单位面积中的总体冷却效果要优于圆柱孔，但在冷气出口附近可能产生较大的热应力；同时得到，猫耳孔气膜冷却降温面积较圆柱孔而言也有较大提升。

针对未来先进航空发动机的超临界燃油喷射混合需求，采用纹影系统对近临界和超临界RP-3航空煤油喷射进入静止大气中进行了试验研究，并结合RP-3航空煤油10组分替代物对近/超临界燃油喷射过程进行解析。研究表明：近/超临界燃油喷射会产生激波结构，并且在喷口附近有相变过程，但是近临界和超临界喷射无论是在整体射流结构抑或是近喷嘴处射流结构上都有着不同，与近临界喷射相比，超临界喷射在马赫盘内气相区/液相区更大，再液化距离更长；同时随着喷射温度的增加，马赫盘直径和纵向距离以及射流扩张角均会减小，而随着喷射压力的增加，马赫盘直径和纵向距离以及射流扩张角均会增加。

以某型号火箭液氧贮箱为例，对液氧在深度过冷循环过程中贮箱的降温特性进行仿真计算。以液氮为模拟工质，搭建低温推进剂过冷循环原理性缩比试验系统，通过实验数据验证数值模型的准确性。仿真分析了过冷循环流量及回流形式对贮箱降温速率及热分层特性的影响。研究表明：由于一级液氧贮箱筒段较长，贮箱内流体混合更加充分，液体温度均匀性良好；对于二级贮箱，由于其轴向长度较短，从输送管回流的部分深度过冷液氧直接通过贮箱上部抽液口被吸出，发生循环短路，导致贮箱温度始终无法降至70 K，贮箱内温度分层明显，温度均匀性较差，在对贮箱结构进行优化后，贮箱降温速率和温度均匀性提升明显。

针对某氢氧火箭发动机燃气发生器热试车参数存在约200～230 Hz较明显脉动的现象，建立了低频燃烧稳定性仿真数学模型，来分析是否发生了燃烧时滞相关的极限循环低频不稳定燃烧。不同燃烧时滞、喷注器压降和燃烧室容积条件下的仿真结果显示：由燃烧时滞引起的低频不稳定燃烧频率显著低于试验结果，试验中低频脉动可能是受到了供应管路声学频率的扰动。进一步分析表明：决定燃烧系统稳定性的关键参数是燃烧时滞与燃气停留时间的比值，当该比值大于临界值时系统趋于不稳定，相反系统趋于稳定。基于仿真数据拟合形成了系统固有频率计算的半经验公式，系统固有频率随着燃烧时滞与燃气停留时间之和增大而降低。获取了在不同压降占比下的稳定边界，随着喷注器压降占比的增大，系统由稳定转为不稳定的燃烧时滞与燃气停留时间的临界比值越大。

分级起动是提高大推力液氧煤油补燃发动机起动品质和发射可靠性的重要措施。通过系统动力学仿真，分析了发动机分级起动特性。采用Modelica语言开发了通用模块化液体动力系统动态特性仿真模型库（Tulips）。基于模型库，自底向上逐层构建和验证了发动机系统仿真模型。仿真结果表明：初级工况设置在推力高于额定值40%时起动品质较好；初级工况越低，进入初级工况的延迟时间越长；初级工况较低时，提前推力室点火和燃料节流阀转级时刻，有利于提高起动品质；涡轮泵转动惯量较大时，进入初级工况更平稳。

采用热力计算方法、正激波理论、传热理论以及强度理论等方法，开展了液体姿轨控发动机与圆柱形扩压器性能与结构方案匹配设计和理论分析。从扩压器的性能、主要尺寸、换热方式、强度和稳定性校核等方面，给出了确定其性能与结构方案的设计计算方法和流程。计算给出了圆柱形扩压器面积比、燃烧室压力比、真空舱压力比以及燃气等熵指数对扩压器的主要尺寸和工作特性的影响曲线。针对推力为5000 N的某NTO/MMH液体姿轨控发动机的试验需求，设计了内径为1.1 m、长度为8 m、内壁厚度和冷却夹层厚度均为10 mm的圆柱形扩压器，工作包线显示其具备在发动机燃烧室压强为1～5 MPa、最大流量为1～3 kg/s且模拟工作高度为中高空30～60 km高度范围内开展相关试验的能力。研究表明，在扩压器入流和正激波前后引入燃气热力计算的设计方法可获得更加准确的冷却计算所需的燃气热物性参数，因考虑了高温燃气的化学反应从而获得更合理的性能与结构匹配方案，也便于确定已有扩压器的试验能力范围。

为研究不同喷嘴结构细节对气氢/气氧连续爆轰发动机冷态掺混特性的影响，采用商业软件Fluent对其冷态掺混流场进行了数值仿真研究。以环缝-喷孔式喷注结构为基础，设计了12种不同喷嘴结构的连续爆轰发动机，研究了在入口条件相同的情况下，不同气氧喷嘴出口扩张角、不同气氢喷注角度、不同气氢喷嘴出口扩张角以及单双侧喷注对掺混特性的影响。结果表明：气氧喷嘴出口扩张角在0°～20°范围内，掺混效果呈现先下降后上升的趋势，气氧喷嘴出口扩张角最佳值为20°；气氢喷注角度在30°～90°范围内，掺混效果呈现先上升后下降的趋势，气氢喷注角度最佳值为45°；在0°～10°范围内，增大气氢喷嘴出口扩张角使得掺混效果下降；气氢双侧喷注的掺混效果明显优于单侧喷注。

针对粉末发动机中活塞驱动式燃料供给系统，设计了一种内置进气式供粉装置。基于欧拉-欧拉双流体模型，通过用户自定义函数实现活塞运动，建立了气体-粉末-活塞相互作用计算模型，开展了不同储箱内初始工作压力（0.6、1.2、1.8、2.4、3.0、3.6 MPa）对粉末燃料供给特性的数值研究。结果表明：不同初始工作压力下的气固分界面主要在进气口附近波动。随初始工作压力增大，粉末流量波动幅度降低，稳定输送阶段内的平均粉末流量更接近理论值，粉末层（粉末体积分数为0.1）面积波动幅度降低；在两相喷管喉道截面，固相平均体积分数随初始工作压力增大而增大，但拟颗粒温度的波动幅度随之减小。初始工作压力为3.6 MPa时的储箱内压力相比0.6 MPa能维持更长时间稳定，压力波动幅度降低了59.1%。

为研究过载对丁羟三组元推进剂燃烧特性的影响，设计了兼具燃速测量和凝相产物收集功能的过载实验发动机。利用过载实验方法，研究了不同过载大小（−50g～+50g）对燃烧室压强、平均燃速、瞬态燃速、凝相产物和发动机羽流的影响。研究表明：①反向过载对燃烧室压强和推进剂燃速几乎没有影响。随着正向过载的增大，燃烧室压强和推进剂燃速增大。②与无过载相比，燃烧室压强在+10g过载下增加35.8%，+30g过载下最大压强增加69.9%，+50g过载下最大压强增加76.8%，且在+30g过载和+50g过载下出现了“驼峰现象”。③与0g相比，+10g过载下燃速增加21%，+30g过载下燃速增加40%，+50g过载下燃速增加44%；+30g和+50g过载下，瞬态燃速先增加后减少，最大值随过载增大而增大，达到最大值的时间随过载的增大而减少。④药杯内的碳和单质铝含量随过载的增大而减小，从−50g过载到+50g过载，分别减小100%和82.28%，氧化铝随过载的增大而增大，增加了402.17%，收集装置内几乎不含碳和铝单质。且收集装置内凝相产物的粒径随正向过载的增大而减小。⑤过载对发动机羽流颜色有显著影响；反向过载下，发动机羽流火焰呈现黄色，且伴随明亮的火星；正向过载下呈现紫色。

对于设计马赫数为3的固冲发动机，用二维数值模拟的方法研究了一次燃气流量可调，即背压变化的范围较大的进气道，在不同位置设置抽吸孔对进气道不起动马赫数、抗反压能力以及总压恢复系数的影响。在内压缩段设置抽吸孔使进气道的不起动马赫数由2.7降低为2.4，抗反压能力提高了12.28%；外压缩段抽吸使进气道的不起动马赫数由2.7降为2.6，抗反压能力没有提高；而喉道段抽吸的进气道抗反压能力提高了11.24%，不起动马赫数没有变化。内压缩段和喉道段抽吸可以在一定工况下提高总压恢复，尤其是喉道段抽吸可以提高超额定工况下的总压恢复系数。最后提出了一种提高进气道在马赫数为3～5工况下运行的性能提升方案，在马赫数为4～5工况下总压恢复平均提高了5%左右。

针对某小推力发动机试验系统中自动器故障的情况，建立了包括气动液阀、减压器、燃烧室、贮箱等组件模型，在Amesim平台上搭建试验系统仿真模型。通过仿真结果与试验数据的对比，验证了组件模型及仿真系统对试验系统实际工作情况的模拟效果，系统稳定工作阶段各主要参数的误差不超过2.8%。在系统正常工况基础上，对气动阀控制腔泄漏和减压器内漏两种故障下系统工况进行仿真计算，得到了故障工况下系统各参数的预测结果：减压器内漏故障发生30 s后，燃烧室压力可偏移正常工况14.3%，混合比偏移37.3%；气动阀泄漏面积达到24 mm²时，推进剂阀门将完全关闭。仿真结果对试验系统故障工况做出预测，并为故障分析、识别等积累了数据。

为研究中介轴承存在局部缺陷时的振动特性及接触应力，基于多体动力学方法建立了中介轴承单点及复合故障二维全柔性动力学模型。应用该模型分析了中介轴承存在局部缺陷时的时频分布特性及接触应力变化规律，并与基于非线性Hertz接触理论的集中参数模型和实验测试结果进行对比分析，验证了多体动力学模型的准确性。研究结果表明：依据所建模型求得的故障特征频率与集中参数模型和实验结果误差均小于1%。轴承的等效应力最大值出现在故障裂痕处，且向四周扩散并减小；轴承承载区内的应力明显高于非承载区，应力变化的时间间隔为中介轴承故障特征频率基频的倒数。

针对滚动轴承典型故障损伤程度难识别的问题，以声发射参数分析和波形流分析方法为基础，结合时间到达特征指数（TAFI）、计数、撞击数、能量以及引入故障特征频率功率峰值与其相邻倍频间频带内平均功率比值的无量纲参数故障因子，提出了一种基于声发射多参数融合的滚动轴承典型故障损伤程度识别方法。为验证该方法对滚动轴承典型故障损伤程度的识别效果，搭建了滚动轴承典型故障模拟试验台，开展试验并采集了线切割严重损伤和点蚀微弱损伤两种缺陷的滚动轴承声发射信号，对相同转速工况下测得的典型故障轴承与健康轴承的声发射信号应用本文提出的方法进行识别。结果表明：声发射特征参数TAFI可以初步判定轴承是否存在故障，计数和撞击数可有效识别滚动轴承的故障类型；特征参数能量可有效识别外圈故障和滚动体故障滚动轴承的不同损伤程度，引入故障因子参量来表征不同缺陷滚动轴承的损伤程度，通过线切割和点蚀缺陷1～5倍频故障因子数值上的差异，有效识别了典型故障滚动轴承的不同损伤程度，弥补了特征参数能量对内圈故障损伤程度识别的不足。该方法可有效识别滚动轴承典型故障的不同损伤程度。

采用光滑粒子流体动力学法和拉格朗日法对冰撞过程进行仿真分析，开展了冰雹撞击钢板、撞击钛合金薄板、撞击非旋转态真实风扇叶片的打靶试验验证。结果表明：采用的考虑压缩强度与应变率相关的冰雹本构模型和SPH法能够很好的描述冰雹撞击过程，仿真结果与打靶试验结果吻合良好。基于该本构模型和算法，对某发动机在爬升状态下吞入直径1.1 cm的冰雹情况进行仿真，揭示了叶片不同部位冰撞后的变形情况，发现撞击叶尖部位带来的塑性应变最大。开展整机吞冰试验，试验获得的冰雹撞击部位的叶片变形长度与仿真结果误差小于10%。改进了叶片前缘半径和最大厚度分布，提升了叶片的抗冰撞能力，为风扇叶片抗冰撞改进设计积累了良好的设计经验。

对转桨扇双螺旋桨转子系统中，振动信号经中介轴承在内、外转子间相互传递，产生复杂的耦合振动，通常表现为基频、倍频的拍振形式，造成振动信号辨识困难、动平衡效率低。传统最小二乘辨识方法仅考虑了基频信号，未虑及谐波及噪声的干扰，导致辨识精确度低。为解决该问题，提出一种虑及谐波信号的最小二乘法（HLSM），通过仿真实验对比了多种辨识方法与HLSM的辨识效果，验证HLSM的辨识精确度更高。在搭建的同轴对转双转子实验台上应用HLSM辨识结果进行双转子动平衡，结果显示内、外转子不平衡振动分别降低70%与96%。

为研究弹性环式挤压油膜阻尼器（ERSFD）的油膜力特性，分析ERSFD动力系统特性参数，基于弹性环径向变形，建立ERSFD内、外层油膜压力的微分计算模型，利用有限差分法对微分计算模型进行求解，通过数值模拟研究弹性环凸台高度、数量、宽度、弹性环内外连接孔对该型ERSFD油膜力特性的影响。结果表明：相对于传统挤压油膜阻尼器，弹性环径向变形改变内、外油膜间隙，有利于抑制油膜刚度随偏心率高度非线性变化。ERSFD中弹性环凸台调节了阻尼器内、外油膜压力分布形态，凸台的存在减小了挤压油膜区域，使ERSFD内、外油膜刚度和阻尼均减小。弹性环内外连接孔使内油膜刚度减小，外油膜刚度增大。

针对某型多隔仓机翼整体燃油箱，基于流体体积（VOF）方法模拟燃油晃动自由液面变化，分析了燃油箱在多工况下的燃油晃动特性；根据分析结果，选取肋板溢油口构型，串油孔直径与肋板数量为设计变量，以燃油质心相对位移幅值为优化目标，设计正交实验设计，通过极差分析与方差分析法对油箱肋板构型进行优化，得出最优肋板构型。结果表明：VOF法可以准确有效的模拟燃油流动特性，燃油箱肋板可有效抑制燃油晃动；优化肋油箱与初始油箱对比，平均燃油质心相对位移幅值降低66.54%，最大位移幅值降低46.43%；燃油质心位移得到有效控制，机翼油箱的防晃效果得到提升。

针对编码器信号中安装误差导致轴承外圈故障特征提取困难的难题，提出一种编码器安装误差抑制方法。该方法依据编码器安装误差特性，结合方均根包络技术，获得原始瞬时角速度信号上包络线。基于分段逐步逼近技术和绝对平均差指标，结合反斜率修正方法，进一步拟合编码器安装误差分量。采用改进能量比指标自适应确定优化包络线窗长，并获得对应的剩余信号。通过剩余信号的包络谱，获取轴承外圈故障特征频率，揭示故障特征。与传统抑制周期性分量的倒谱预白化方法相对比，该方法清晰地提取出滚动轴承外圈的前3阶故障特征阶次，证明了该方法对编码器误差有较好的抑制效果，仿真和实验验证了所提方法的有效性。

为提升滚动直线导轨副耐磨性，结合导轨副摩擦磨损试验及理论分析，将最大碰撞力，最大接触应力，摩擦阻力作为导轨副耐磨性能的表征和优化目标。根据设计要求，确定滑块反力约束函数和结构参数约束范围。通过分析模型的参数灵敏度，选取初始接触角，滑块滚道曲率比，滚珠直径和导轨高度增量作为设计变量；优化使用CCRD联合Kriging响应面构建代理模型；通过NSGA-Ⅱ算法，使结构在最大接触应力仅增加4.33%的情况下，摩擦阻力降低2.09%，最大碰撞力降低15.00%。设计变量中滚珠直径由5.56 mm降低至5.1744 mm，初始接触角由45°降低至38.878°，两者变动最大。基于Spearman相关性分析，可知滚珠直径与滑块反力相关系数值为0.23，初始接触角与滑块反力系数值达到−0.82，两者在优化中相互平衡达到最优解。

运用CFD仿真计算了不同倒圆角、铰链、长宽比的泄压门排放系数，并从流动层面深入剖析了以上几何参数对流动特性的影响机理，其结果可供短舱泄压工程设计参考。研究显示，倒圆角仅略增大排放系数。此外，不同铰链泄压门的排放特性不同，鹅颈式优于枢轴式和合页式，原因是铰链安装形式导致外侧迎流面的流动及出流通道变化。鹅颈式出流通道最大，部分气流从安装缝隙流出，故出流能力最强；合页式外部来流冲击门板后向两侧绕流而阻挡出流，故排放能力最弱；枢轴式外侧来流对出流引射作用较合页式强，但因出流通道较鹅颈式小，故出流能力小于鹅颈式。长宽比大时排放系数大，原因是长宽比大时外侧来流向门板两侧绕流减弱，出流处易形成卷吸涡而增强出流。

第二动力系统（SPS）是承担关键任务的复杂机载系统。以美军装备为例分别介绍了典型的机械传动SPS、气压传动SPS和电气传动SPS并对三者的优缺点进行了总结，回顾了美军与国防承包商的SPS研发历程并分析了它们的技术特点，总结了先进SPS的四项关键技术，简要介绍了SPS的应用拓展并对SPS的发展趋势进行了展望。指出了未来先进SPS的四大主要技术特点：多电化架构、高功能集成度、能量综合、优化利用能力以及与主发动机的协同增效。

为建立合理的涡轮设计参数计算方法，保证设计准确性，基于Euler方程时间推进通流设计方法，提出了一种基于二次函数的叶排通道S2流面周向角和堵塞系数近似计算方法。通流设计方法利用有限体积法求解正交曲线坐标系下的二维非守恒型Euler方程，使用Riemann精确解确定网格单位界面参数，采用具有TVD性质的3阶精度Godunov格式，时间方向采用半隐式格式。利用经验损失模型计算叶型损失、二次流损失和叶尖间隙泄漏流损失，并将二次流损失和叶尖间隙泄漏流损失沿径向进行重新分布，而激波损失被认为是可以准确计算。对某型单级涡轮进行了通流设计研究，并根据通流设计结果进行了三维叶片造型，利用三维黏性CFD软件对涡轮进行数值模拟，校验了通流设计方法的有效性。当涡轮进出口条件一定时，相比于三维CFD结果，通流流量结果高约1.46%，膨胀比低0.005，绝热效率高0.0077。最后可以得到如下结论：通流设计方法所需网格量少，计算效率高，收敛性好；叶排通道S2流面周向角和堵塞系数计算方法合理；涡轮总体性能参数，以及流量系数、载荷系数和反力度等无量纲参数计算准确度较高。

为了研究不同燃料火箭基组合循环（rocket based combined cycle，RBCC）发动机总体性能的影响，建立了RBCC发动机准一维总体性能仿真模型，分别研究了以液氧煤油、过氧化氢煤油、液氧甲烷和液氧液氢为燃料的RBCC发动机推力和比冲性能。结合飞/发一体化性能分析模型，研究了不同燃料发动机性能对完成飞行任务能力的影响。结果表明：氢燃料RBCC发动机引射模态推力是煤油燃料RBCC发动机的1.3倍；氢燃料RBCC动力飞行器巡航距离最远，为4470 km；相同的飞行器参数下，过氧化氢煤油燃料RBCC动力飞行器机动性最大。本方法可为RBCC发动机总体性能方案设计和燃料选取提供参考。

基于计算流体动力学（CFD）方法和噪声求解的FW-H（Ffowcs Williams-Hawkings）方程计算分析了共轴刚性旋翼在悬停状态下的气动噪声，并开展了气动干扰对噪声特性影响分析。结果表明：在悬停状态下，对于上下各四片桨叶的共轴刚性旋翼，桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化，旋转一周出现8个小周期；声源的周期性变化导致在旋翼桨盘平面内，不同方向上的观测点的声压产生的“叠加效应”不一致，上、下旋翼桨叶交汇处的噪声水平要高于其他方位角；由于载荷的时变性导致在旋转轴方向上仍有明显的辐射噪声，在该方向上的噪声声压级明显要比单旋翼大得多。随着旋翼间距增大，双旋翼之间的干扰减小，桨叶表面的法向力波动减小，声辐射球上最大噪声声压级也明显减小。

为进一步提升变循环发动机后可变面积后涵道引射器（RVABI）内外涵道间气流的掺混效率，改善掺混气流间的速度均匀度，提出了一种带波瓣结构的可变面积涵道引射器外涵面积调节方法，并通过数值模拟手段与两种基本模型在总压损失、热混合效率、速度分布和漩涡演化等不同方面进行分析对比。结果表明：引入波瓣结构的可变面积涵道引射器外涵面积调节方法，显著改善了流场速度均匀度，极大的提升了内外涵气流混合的热混合效率。且随着涵道比增加，相比于基准构型带,波瓣结构的面积调节方法的流向涡强度逐渐增大,热混合效率提升的更加明显，掺混的程度取决于流向涡的尺度和影响范围，可以进一步优化波瓣和对应的面积调节机构进一步提升调节性能。

为了提高排气温度（EGT）的预测精度需要减少数据的复杂性。提出一种经验模态分解（EMD）和长短期记忆神经网络（LSTM）组合方法来预测EGT。将具有时间序列特征的EGT数据，利用EMD分解成含有相同特征的本征模态函数（IMF）和残差（RES）；利用LSTM模型对分量进行预测；将所有分量预测出来的结果进行叠加得到EGT的预测值。并对EMD-LSTM模型与单一的LSTM模型的预测结果进行对比分析。结果表明：前者比后者的方均根误差和平均相对误差分别降低了35%和42%。说明此模型在预测APU的EGT值上具有更好的预测精度。

针对航空发动机控制系统因为执行机构性能退化而导致发动机控制品质降低或者严重时威胁发动机运行安全的状况，开展执行机构状态参数在线估计方法研究。在航空发动机实际执行机构控制回路实测信号较少的情况下，提出一种组合参数在线估计方法，通过作动模式识别分类，基于无迹卡尔曼滤波以稳态模式输出估计电液伺服阀平衡电流，基于拟牛顿算法（BFGS）以动态模式输出估计执行机构增益和作动延迟时间，实现模型参数的在线更新，建立实时自适应执行机构模型。以某涡扇发动机导叶作动控制回路为对象进行仿真，结果表明：在只有作动位置单一参数可测的条件下，在不同作动状态下对执行机构控制回路的平衡电流估计误差优于±0.2 mA，执行机构增益估计误差优于±4%，作动延迟周期估计误差不超过1个控制周期，能够实时跟踪并较为准确地估计执行机构的工作状态，为航空发动机执行机构控制回路设计与故障诊断提供技术支撑。

在常规双余度数字电子控制系统基础上，提出了一种带数字电子备份的发动机控制系统方案。在主控系统失效时，数字电子备份系统可接替主控系统实现发动机各项功能的控制，提升了系统的任务可靠性；将备份系统内置于液压机械组件内部，提升系统的抗电子干扰和耐电磁能力。半物理和整机验证结果表明：主、备系统之间以及系统与发动机之间工作匹配良好；主备切换功能正常，切换过程参数平稳过渡，巡航状态下切换，推力扰动小于1.5%；备份系统各项控制功能正常，主控参数压比控制精度小于0.1、摆动量小于0.1，导叶控制精度小于0.15°、摆动量小于0.2°，加、减速过程燃油和导叶跟随良好，稳态、过渡态性能均满足发动机使用要求；散热设计满足器件的使用要求。

基于无迹Kalman滤波方法（UKF）、自校准无迹Kalman滤波方法（SUKF）和多模型估计理论（MME），针对工程实际中强非线性系统状态方程受未知输入（如医用机械臂惯导单元的零漂误差、列车行驶中遭遇突风和机载元器件故障等）影响的问题，提出了一种多模型自校准无迹Kalman滤波方法（MSUKF），将多模型自校准Kalman滤波方法（MSKF）的适用范围扩展到了强非线性领域。该方法同时采用UKF与SUKF进行计算，根据贝叶斯定理实时分配两者先验估计值的权重，通过加权融合进而得到最终的状态估计。大量数值仿真结果表明：本文方法精度比滤波发散的UKF提高了50%，与无偏的SUKF相比也提升了4%以上，具有更强的适应性和鲁棒性。

针对密封端面液氧的低动力黏度难以成膜的特性，提出一种动静压结合型机械端面密封。考虑节流孔的静压效应和液膜空化效应，建立了液膜的有限元分析模型，研究了动静压型机械密封的工作原理，分析了端面动静压结构几何参数对密封性能的影响规律。研究结果表明：动静压型机械密封的节流孔将静压效应引入密封端面，螺旋槽在提高液膜动压效应基础上将经节流孔流入的介质泵送回密封腔，提高了上游泵送量。在研究范围内，推荐的动静压结构几何参数的优选范围如下：螺旋槽槽台宽比为0.6～0.7、槽坝比为0.6～0.7、槽深为12～15 μm、螺旋角为15°～18°，静压节流孔孔径为0.4～0.5 mm、节流孔个数为6～12 个。

为了研究叶片加工偏差与压气机稳定性的关系，建立常用加工精度与压气机工作范围的量化关联，本文初步以多级高负荷轴流压气机级二级静子叶中截面为研究对象，构造了一种叶片表面几何不确定性降阶模型，并在三种常用加工精度下生成偏差叶型数据库。结合神经网络预测不确定性输入变量与叶栅临界攻角范围的关系，最终使用伪蒙特卡洛方法生成大量样本并开展统计学分析。结果表明：相比于原型，引入加工偏差使叶栅正临界攻角下降，负临界攻角上升，因此叶栅临界攻角范围下降，气动性能比原型更加恶化；以正临界攻角为例，当加工精度由2级提升到1级时，正临界攻角的均值由7.4858°上降至7.5571°，且叶片敏感部位由整个叶片区域变为前缘以及前半弦长，其轮廓度增减对临界攻角的影响趋势亦发生改变。由于上述分析所得均为统计学量化结果，因此本文研究结论将为今后设计优化三维叶栅或压气机转子提供理论依据，进一步节约加工成本。

为快速评估进气畸变对压气机气动性能的影响，发展了一种基于体积力模型的进气畸变三维数值模拟方法。首先研究了体积力源项的建模理论和方法，并将该模型嵌入商业软件CFX中对Darmstadt单级跨声压气机在均匀进气条件下进行了计算及验证。进一步利用该方法对压气机在180°总温、总压畸变条件下的特性及流场进行了数值模拟，结果表明：该方法能再现进气畸变对压气机特性的影响，同时压气机内部畸变流场强三维特征与URANS（全环非定常）结果基本保持一致；在总温和总压畸变条件下，压气机与上游畸变流场的耦合作用趋势相反。相比URANS计算，该方法对计算资源的消耗能降低5个数量级，并能有效捕捉畸变流场在压气机内部的传递特征。

针对某型轴流压气机叶栅角区存在流动分离的问题，利用扫频射流激励器（SJA）主动流动控制技术，采用非定常数值计算方法对端壁SJA控制压气机平面叶栅角区分离的影响机理进行研究，分析和讨论了SJA位置布置、射流压比设定、射流偏角设定的影响规律和流场特性。研究结果表明：端壁SJA主要影响端壁和叶片表面附面层的发展和迁移，通过抑制集中脱落涡的生成与发展，以达到抑制角区分离、减小角区流动损失的目的；当SJA布置在轴向位置$ {x}_{\mathrm{S}\mathrm{J}\mathrm{A}} $/b=85%处、靠近吸力面时，降低流动损失的效果最佳；当SJA射流压比大约为1.01时，利用仅占主流0.03%的射流流量就可使得总压损失系数减小13.4%。此外，通过合理设计SJA射流偏角可有效改善端壁SJA存在的“扫掠盲点”问题，使得SJA控制效果得到进一步提高。

为揭示界面滑移对动压气体轴承间隙流场的影响机理，以波箔型动压气体径向轴承为研究对象，建立周向非一致滑移修正雷诺方程并采用超松弛迭代法进行求解，分析了转速、偏心率、间隙高度和箔片变形等因素变化下滑移对轴承间隙内流场的影响。结果表明：随着转速的增大或间隙高度的减小，流固界面由无滑移状态转变为静子侧滑移状态，并最终达到两侧均滑移状态，转子侧从压力上升区、静子侧从压力下降区向两侧滑移区域面积和速度逐渐增大；而偏心率的增大仅会导致滑移速度增大，而滑移区域面积几乎不变；箔片变形使滑移速度场呈现阶梯状分布。非一致滑移对最高气膜压力最大影响可达17%。速度梯度和压力场显著变化诱导界面剪应力和极限剪应力复杂演化而产生上述规律。

为定量预测与规避双半内圈角接触球轴承三点接触现象，降低轴承异常磨损风险，采用牛顿-欧拉矢量力学方法，结合该轴承结构与受载特点，对双半内圈角接触球轴承内部元件相对位置与速度关系进行了描述，综合考虑轴承各元件相互作用力、运动惯性力、陀螺力矩以及润滑油对轴承元件施加的流体拖动力与挤压力，建立了考虑三点接触情况的双半内圈角接触球轴承拟动态性能分析模型，并完成轴承非线性方程组求解算法优化，且通过与国外成熟软件计算结果和保持架转速试验结果对比，验证了所建立模型的准确性，研究表明，所建立的双半内圈角接触球轴承分析方法对内部接触角分布和应力分布的预测误差小于12%，对于最大接触应力的预测误差小于2%，且对接触痕迹的预测较为准确，对于保持架实际转速的预测误差小于10%，可用于双半内圈角接触球轴承设计优化。

针对高温高速轴承易发生黏着磨损、保持架断裂等失效特征，搭建了轴承动力学分析模型和试验台架，对轴承进行了优化设计、性能分析及试验验证。研究结果表明：随着转速的增加，内圈接触应力增大，外圈接触应力减小，混合陶瓷球轴承的最大接触应力大于全钢轴承；随着转速的增加，滚动体与保持架的碰撞力、保持架打滑率和旋滚比均增加，保持架稳定性降低，全钢轴承的保持架打滑率和旋滚比均大于混合陶瓷球轴承，滚动体与保持架碰撞力相当；自主搭建了试验台进行试验研究，当供油温度110 ℃，转速为120000 r/min时，混合陶瓷球轴承温度低于全钢轴承，混合陶瓷球轴承振动加速度低于2.0g，全钢轴承振动加速度低于4.0g，通过供、回油温差，可判断混合陶瓷球轴承温升低于全钢轴承；试验验证了混合陶瓷轴承较全钢轴承更适用于高温高速工况。

针对航空发动机性能退化特征众多，以及特征相互影响等问题，考虑退化特征间的非线性相关关系，提出了基于Copula相似性的航空发动机RUL（remaining useful life）预测方法。通过K-means聚类将航空发动机的工作状态分类，建立退化模型，选取退化性能趋势最明显的3组传感器。基于Copula函数对选取的3组传感器进行相关性建模分析，构建发动机传感器之间的Copula结构。基于Copula相似性实现对航空发动机的剩余寿命预测。结果表明：基于Copula相似性的航空发动机RUL预测方法相较传统方法，在发动机运行周期的50%、70%、90%预测误差分别减少13.053%、31.328%、74.602%，预测精度得到提高。