为探究航空发动机Ti-6Al-4V合金材料的微裂纹萌生机理，使用采样云纹法与局部相位解包裹算法对拉-拉疲劳试验中微裂纹萌生前后的Ti-6Al-4V合金进行了位移和应变分布测量。通过合金表面微尺度网格的扫描电子显微镜图像，测量并分析了缺口附近微裂纹萌生前与刚萌生时的正应变与切应变分布特征，并结合微裂纹图像对裂纹的萌生过程进行了具体分析。所得结果表明：试样上的裂纹萌生并不是由拉应变集中所造成，而是由切应变集中造成的，说明裂纹萌生时该微裂纹的类型是Ⅱ型裂纹即滑移型裂纹。所使用的采样云纹法与局部相位解包裹算法，即使在试件表面存在不规则裂纹或较大污点的情况下，也能有效测量应变分布。

基于反推装置工作原理，提取单链路运动机构，保留关键运动副接触状态及关键部件尺寸，设计研制反推装置模拟试验台，通过开展不同载荷工况下原理级试验项目，得到机构阻滞力及导轨刚度变化规律，同时建立含间隙碰撞的刚柔耦合反推装置非线性动力学仿真模型，完成试验仿真对比验证。结果表明：纵向加载相比于横向加载工况下，机构最大阻滞力同比增大19%，当横向载荷低于150 N时，阻滞力峰值近似线性增加，增长率约为22%；机构导轨在纵向加载下整体变形比较稳定，横向载荷影响下变化更加敏感，但随着载荷的增大，导轨的振动现象受到抑制；试验数据与仿真结果基本一致，验证了试验的合理性和模型的正确性。

为了排查前掠风扇叶片低转速性能录取试验过程中发生疲劳断裂的原因，并对风扇叶片改进设计，仿真分析排除了叶片共振和颤振致破坏，高周疲劳分析得到风扇叶片2阶模态危险点与裂纹起始位置吻合，分析认为在低转速下风扇叶片叶尖处存在不稳定气流，产生6.5倍转频激振力，激起了风扇叶片2阶固有模态，进而引发叶片非同步振动。叶尖振幅测量和动态压力测量试验验证了分析结果，在断裂故障转速，动态压力信号出现多个非同步频率，同时风扇叶尖振幅3.7 mm，裂纹起始位置振动应力671.2 MPa。风扇叶片前掠过大，导致前掠部分局部弯曲模态频率低，易被激起共振。改进措施是切除叶片部分前掠，消除前掠部分局部弯曲模态，试验验证改进措施有效。对前掠小展弦比风扇叶片规避非同步振动设计有借鉴意义。

为了解决目前带劈缝结构的单晶涡轮叶片工程应用中出现的排气窗开裂问题，通过视频显微镜、扫描电镜（SEM）和能谱分析等手段开展排气窗裂纹断口宏、微观分析，明确裂纹断口性质，归纳出导致排气窗过早开裂的多种制造影响因素。结果表明：排气窗裂纹均起源于尾缘排气窗的间隔墙。间隔墙表面沟状缺陷是陶瓷型芯局部未打磨存在毛刺所致；间隔墙表面再结晶主要是由于陶瓷型芯强度过高，退让性不足，铸造应力无法释放所致；间隔墙表面原始“沟纹”主要是由腐蚀检验酸溶液对单晶枝晶干和枝晶间腐蚀速率不同引起的；间隔墙表面铸造缺陷主要是由于型芯和合金的界面反应所致；锯齿冠磨削过程中缺少辅助支撑会导致间隔墙表面产生疲劳裂纹。

为实现直升机传动系统振动噪声的有效控制，结合压电智能结构的特点，以传动部件、承载部件、尾传动部件以及支撑部件等减振渠道为切入点，归纳了国内外开展的采用压电智能结构进行噪声控制的发展状况，包括被动、主动和半主动控制方法。研究结果表明：在传动系统振动噪声控制方面，压电智能结构具有独特优势，国外已有部分研究开展了型号验证，为直升机整体减振降噪提供了技术支撑。中国在该领域的研究尚处于实验室验证阶段，技术成熟度不足，但也为进一步应用形成了诸多关键技术储备。根据目前国内外研究现状，结合直升机传动系统的装机需求，从压电智能材料、压电智能结构设计、压电智能控制、装机匹配性和封装可靠性这5个方面提出了该领域的一些研究方向，为直升机传动系统振动噪声控制技术提供发展思路。

为研究动静混合偏心下起动发电机不平衡磁拉力（UMP）对发动机主轴转子系统动力学特性影响，采用有限元法，建立航空发动机主轴直驱多盘转子系统有限元模型，采用Newmark-β法求解考虑UMP和不平衡质量力作用下系统动力学方程。计算结果表明：UMP使发动机主轴直驱转子系统跨临界时振动幅值显著增大，轴心轨迹变为环状；转子系统中出现零频、供电频率、供电频率二倍频及其组合频率等频率成分；随初始静偏心的增加，转子系统振动幅值随之增加，进一步增大不平衡磁拉力，加剧转子振动，对转子轴心轨迹影响可忽略；随初始静偏心方向角的变化，转子系统位移频谱瀑布图出现周期性变化。相关研究成果可为航空发动机主轴直驱转子系统振动识别及控制提供参考。

为了研究增材制造和经过航空领域标准热处理的镍基合金的疲劳性能，对沉积态和固溶时效试样开展了微观结构测试、拉伸试验和应力比R=−1和0.1的高周和超高周疲劳试验。试验结果表明：增材制造镍基合金经过固溶时效处理后，其拉伸和疲劳性能得以显著提升。表面失效是增材制造镍基合金在常温下的主要疲劳失效模式，但在R=0.1的长寿命状态下，裂纹萌生位置将会由材料表面向内部转移。拉伸和疲劳性能的提升主要归因于γ′、γ″和δ相的析出。在强化相的协同作用下，基体强度显著增加，位错移动受到抑制，裂纹扩展也被阻碍。缺陷和晶粒局部取向不相容都会导致内部裂纹的萌生。内部失效裂纹萌生区的微裂纹在剪切力作用下在以穿晶的形式扩展，晶粒断裂形成小平面。根据自应变能理论，建立了一种疲劳寿命预测方法，预测结果与试验结果具有较好的一致性。

研究了主控式弹支干摩擦阻尼器（active elastic support dry friction dampers, AESDFDs）-三支承柔性转子（three support flexible rotor, TSFR）系统的动力学特性。首先建立了AESDFDs-TSFR系统的动力学模型，然后求解了不同摩擦副正压力条件下AESDFDs-TSFR系统的匀加速不平衡响应，讨论了临界转速区使用开关控制的减振效果。最后在搭建的AESDFDs-TSFR系统动力学特性试验台上测量了不同摩擦副正压力情况下转子在加速通过1阶、2阶临界转速区的不平衡响应，分析了不同摩擦副正压力条件下涡轮盘和风扇盘振动幅值的变化。理论与试验结果验证了AESDFD能够有效降低TSFR系统在不平衡激励下的振动。临界转速区使用不同位置的AESDFD对TSFR的振动进行开关控制，涡轮盘和风扇盘的振动被有效抑制，1阶和2阶临界转速区间盘处振幅最大降低98.6%和98.9%。结论为AESDFDs-TSFR系统振动控制策略的确定提供了理论基础。

提出了一种数据驱动的航空发动机性能数字孪生（PDT）模型及应用框架，用于发动机的性能监测和健康评估。该框架采用半监督深度学习方法构建数据驱动的性能数字孪生模型，用于计算多维特征表征气路性能状态、增强气路性能监测和健康评估的输入特征空间，在此基础上建立基于XGBoost的气路故障监测和隔离模型、基于时序特征的健康状态评估模型。分别在某型民用航空发动机quick access recorder（QAR）数据以及在NASA N-CMAPSS公开数据上验证所提方法的有效性，并结合Shapley加合解释（SHAP）方法探讨PDT模型可解释性。验证结果表明：PDT模型及应用框架气路关键性能参数预测相对误差小于0.6%，基于NASA N-CMAPSS数据的故障检测率达到95%以上且故障隔离准确率达到86%。

以正交加筋圆柱壳为研究对象，提出了一种基于区域分割法的有限元建模方法，旨在解决传统加强筋建模方法在非均匀加筋壳振动分析中精度不足的问题。通过将加筋壳分割为6种区域，分别推导各区域的应力-应变关系及单元刚度矩阵，并引入弹性约束边界条件，建立了正交加筋圆柱壳的动力学有限元方程。实例研究表明：在完全固定约束和螺栓弹性约束条件下，区域分割法的固有频率与ANSYS及实验结果的最大相对误差分别为3.67%和4.67%，模态置信度均高于0.90，且计算效率较涂抹加筋法提升1.3倍，较ANSYS提高了近8倍。参数分析进一步表明：蒙皮厚度对固有频率影响显著，而加强筋尺寸变化中，纵向加强筋厚度和环向加强筋宽度对固有频率的影响更为突出。

为了探究增材制造高温合金微动疲劳性能，设计了微动疲劳实验件，开展了不同工况下的增材制造高温合金宏观微动疲劳实验，获得了不同打印方向和载荷下试件的微动疲劳寿命。在不同打印方向下，增材制造高温合金试件微动疲劳寿命都随着峰值载荷的增大而减小，沿打印方向的微动疲劳寿命高于垂直打印方向。为了建立不同打印方向下增材制造高温合金微动疲劳寿命模型，对不同工况下的微动疲劳实验进行了有限元模拟，获得了应力、应变分布。发现最大Mises应力及最大应变均出现在微动疲劳接触区域，与裂纹萌生位置相吻合。进一步使用临界平面法建立了微动疲劳寿命预测模型，结果表明不同打印方向试件的SWT（Smith-Watson-Topper）和 FS（Fatemi-Socie）参量的预测寿命均在2倍误差带内。

为了揭示高温合金电子束焊接及热处理后残余应力分布规律，开展了电子束焊接和焊后热处理过程残余应力场模拟及试验研究。采用双椭球体与锥形体组合的热源模型来模拟焊接过程中电子束的热输入，模拟熔池形貌与实际焊接熔池形貌相吻合；模拟得到的接头残余应力沿焊缝中心向两侧呈“M”形双峰状对称分布，距焊缝中心线约3 mm处达到残余拉应力峰值268 MPa。基于ABAQUS UMAT子程序开发了考虑固态相变的热处理模拟方法，以模拟热处理后残余应力分布，结果表明：热处理后焊板残余拉应力峰值降低了48%，而峰值所在位置未发生改变。进而采用XRD法开展了实际焊板焊后及热处理后残余应力测量试验，与模拟结果对比表明：模拟得到的焊缝附近残余应力分布规律与试验结果较为一致，且焊接残余应力模拟峰值误差不超过3%而热处理后模拟峰值误差不超过11%，验证了模拟方法的有效性。

对不同工况条件下某天然气燃气轮机同轴分级燃烧室点熄火、燃烧与排放特性进行了试验测试，并采用不同燃料的化学反应机理对该燃烧室的燃烧与排放特性进行了数值计算。结果表明：点火燃空比随进口空气流量的升高先降低后略有升高，熄火燃空比随进口空气压力的升高先降低后保持不变。随着燃空比的升高，燃烧室温升与出口平均温度逐渐升高，燃烧室出口NOx摩尔分数逐渐升高、CO摩尔分数基本不变、UHC摩尔分数先下降后上升；随着进口空气压力的升高，燃烧室温升与出口平均温度先升高后下降，燃烧室出口UHC、CO摩尔分数降低、NOx摩尔分数先下降后升高；随着进口空气温度的升高，燃烧室温升先升高后降低，出口平均温度升高，燃烧室出口UHC、CO摩尔分数降低、NOx摩尔分数升高。与采用甲烷的单步反应机理与详细反应机理相比，采用天然气的简化反应机理计算得到的该燃烧室温升、出口平均温度及主要排放物摩尔分数与相应试验数据之间的误差最小。同时，随着工况的升高，燃烧室内高温区域面积增加，燃烧室温升与出口平均温度升高，燃烧室出口NOx与CO₂摩尔分数升高、CO摩尔分数降低。

为了研究纳米铝颗粒（Al NPs）作为高能添加剂在碳氢燃料中的应用，实验将正癸烷、油酸和纳米铝颗粒分别作为燃料、表面活性剂和金属添加剂，制备了纳米铝癸烷单液滴。在波长为1064 nm的恒功率红外激光激励下，研究了纳米铝颗粒质量分数（1%～15%）和激光功率（9.1～100.0 W）对液滴蒸发和燃烧特性的影响。结果表明：纳米铝颗粒的添加显著加速了液滴蒸发，并出现了微爆和燃烧现象。微爆是纳米铝癸烷液滴能被点燃的关键，其喷射出的铝颗粒在空气中被激光点燃，形成火焰促进燃料液滴燃烧。通过增大激光功率和提高含铝量，能加速液滴温升和提高微爆频率，从而提升液滴蒸发速率。随着纳米铝颗粒质量分数从2.5%增加到15%，液滴点火敏感性显著增强，点燃液滴所需的最小激光功率从83.3 W减少到28.0 W。

对带有边界层燃烧现象的氢与碳氢燃料气膜冷却进行大涡模拟研究，重点关注边界层燃烧对这两种燃料气膜近壁热质输运过程的影响。研究表明：边界层燃烧有效削弱了主流与燃料气膜间的质量和热量输运过程，这有利于提升气膜的隔热能力。然而氢气膜中热质输运通量的降低并不足以弥补燃烧释热和高热容氢气消耗所带来的不利影响，使得边界层燃烧下氢气膜的隔热能力大幅恶化。与此相反，碳氢燃料气膜中热质输运通量的降低与近壁裂解反应的吸热效应具有协同作用，从而大幅提升碳氢燃料气膜的隔热能力。

目前针对超临界航空煤油RP-3流动传热过程中传热恶化的研究较少，现有研究手段多为经验关联式和数值模拟，对复杂流体传热时的非线性特征捕捉不够精确。为了精准预测超临界航煤RP-3在典型工况下的传热恶化特性，利用计算流体力学方法，在经实验数据对比验证后建立了涵盖管径为1～10 mm、压力为3.0～6.0 MPa工况的高保真数据库，设计并优化了多层神经网络结构，得到了泛化性能和预测准确性较高的调优神经网络预测模型。结果表明：随管径增加或压力降低，局部浮升力与热加速效应显著增强，导致传热恶化程度加剧，温度峰值位置沿流动方向后移。优化后的模型能精准捕捉这些非线性规律，预测误差在1.5%以内，为航空发动机热管理系统的高效设计提供了一种可靠的预测工具。

根据涡轮叶片的工作原理、流动换热机理，利用编程软件二次开发了包含ANSYS Fluent、ANSYS APDL和Flowmaster的流热固耦合计算系统，实现仿真软件自动调用、自动计算、不同计算域之间的数据交互和计算结果监控。利用该联合仿真软件对不同内冷通道高宽比的油冷涡轮导叶的燃气通道流动特性以及叶片换热特性进行了分析，结果表明：涡轮叶片内冷通道的结构设计和排布方案对油冷涡轮叶片冷却效果的影响较大，更改U型内冷通道高宽比会对油冷涡轮叶片的温度分布产生较大的影响；随着U型通道的高宽比增大，叶片的冷却效率随之降低，但降低幅度较小；高宽比更小的油冷结构设计，其叶片外壁面的温度分布更均匀，冷却覆盖区域更大，高宽比更大的油冷结构设计，其冷却效果更集中，冷却覆盖区域更小。

为改善纯氢火焰的燃烧不稳定现象并降低NOx排放，基于氢气横向喷注的微混扩散燃烧单元开展相关研究，通过冷态、热态的数值仿真，探究微混段长度和燃料空气的动量通量比对掺混效果、火焰形态以及NOx排放的影响规律，并通过实验测量不同工况下微混单元的实际NOx排放。研究结果表明：当氢气穿透深度的不同时，火焰呈现托举火焰、“W”形火焰和水滴形火焰3种不同形态；为实现低NOx排放，被气流托举的火焰需要更优的掺混效果以维持稳定燃烧，而“W”形和水滴形这类能附着在微混单元出口的火焰则要防止火焰过于集中，反而应该适当降低掺混；NOx排放在当量比为0.7和0.8时较高，且随着空气流量的增加排放略有降低。

为了探究不同喷注结构下的旋转爆轰发动机环形燃烧室的燃料掺混特性，采用商业软件FLUENT对冷态掺混流场进行数值仿真，采用密度基求解三维Navier-Stokes（N-S）方程，选取环缝-双侧喷孔对撞喷注结构作为基础模型，在保持进口条件一致的条件下，探究燃料喷注角度及其轴向位置对冷态流场掺混特性的影响。研究结果表明：随着喷注角度的增大，掺混不均匀度升高，总压损失增大，在喷注角度60°～180°范围内，60°的掺混不均匀度最低，总压损失最小；随着甲烷喷注轴向位置向上游移动，掺混距离增加，掺混不均匀度降低；结合流动特征分析可知，甲烷小孔射流在扩张段诱发复杂多变的涡系结构，继而促进甲烷-氧气的掺混效果。

采用了一种阵列安装的微管喷嘴模型燃烧器，通过交叉射流实现燃料与氧化剂的高效混合，在水蒸气环境下开展了氢氧燃烧特性研究。通过数值模拟验证了微管在水蒸气环境下的稳火性能。在常压条件开展了水蒸气环境下氢氧燃烧试验，获取了燃烧器的火焰图像、点熄火边界、燃烧效率以及压力脉动特性。结果发现，提高水蒸气温度可以明显拓宽燃烧器的点熄火边界，各工况下氢气的燃烧效率都高于99.9%，各工况下燃烧器的压力脉动都处于较低水平。初步验证了该模型燃烧器在水蒸气环境下能保证氢氧高效燃烧，且不易发生燃烧振荡。

针对某小型航空发动机低压涡轮盘腔结构，建立低半径环形缝隙进气转静系盘腔模型，探讨转静系盘腔内的传热特点，获得了转盘盘面表面传热系数的分布特征，并研究了冷气流量、转盘转速等流动参数以及环形进气缝隙半径位置、转静盘间距、出气间隙高度等结构参数对表面传热系数的影响，整理得到用于求解盘面平均努塞尔数的经验关系式。结果表明：低半径环形缝隙进气转静系盘腔表面传热系数总体上表现出“低半径区域较高、整体径向递减”的特征；当流动参数相同时，流量与转速单个参数的变化也会影响传热特性；流量增加与转速增加均对盘腔内传热起强化作用；进气半径和转静间隙的变化对盘腔传热影响较大，出气间隙的改变对盘腔内传热影响较小。

利用定容燃烧弹对甲烷/氨气混合气在初始压力分别为0.1、0.2、0.3 MPa、当量比范围为0.8～1.4、初始温度分别为390、420、450 K、氨气掺混比分别为0.1、0.3、0.5工况下的层流燃烧特性进行了实验测试，获得了当量比、初始压力、初始温度及氨气掺混比对甲烷/氨气混合气层流燃烧特性的影响规律。另外，采用3种不同的详细反应机理对甲烷/氨气混合气的层流燃烧速度进行了数值计算。结果表明：随当量比、初始压力升高，火焰前锋面出现裂纹、胞状结构，火焰稳定性变差；初始温度与氨气掺混比对火焰前锋面结构及火焰稳定性影响较小。随当量比增大，甲烷/氨气混合气的层流燃烧速度先增大后减小，当量比为1.0时达到最大；随初始压力、氨气掺混比降低或初始温度增大，甲烷/氨气混合气的层流燃烧速度逐渐增大。另外，与Okafor机理、NUIGMech 1.1机理相比，采用Konnov机理（201种组分、2300个反应）计算得到的多工况条件下甲烷/氨气混合气的层流燃烧速度与实验值最为吻合。

为解决设计中的协同困难和多学科仿真集成问题，采用基于模型的系统工程（MBSE）方法，构建了需求-功能-逻辑-物理（RFLP）系统工程框架，并发展了针对总体-部件的高效分解综合模型，以实现流程化建模和管理。通过开发需求条目管理、系统建模语言（SysML）可视化建模工具，以及集成性能求解器支持的部件嵌入仿真方案，建立了一个多学科协同设计平台，实现了基于MBSE的航空发动机完整正向设计流程，构建了支持多厂所、多学科和多团队协同工作的 browser/server（B/S）架构环境，为航空发动机设计提供了高效可靠的解决方案。平台支持三维结构模型的轻量化、可视化及其管理与追溯，并通过部门权限管理和审批工作流打通了正向设计全流程。以高通流双变循环发动机为例进行验证，平台提高了设计的准确性，减少了重复劳动；SysML可视化建模为后续仿真提供了坚实基础；多学科仿真集成和多方案比选加快了设计迭代速度；三维结构管理模块提高了模型评审与优化效率。

针对自然界鸟类着陆时翅膀上表面羽毛轻微抬起的现象，以海鸥翼翅翼型为基础，在翼型上表面布置了一系列不同形状构型的小片，采用计算流体力学（CFD）的方法研究了仿生小片构型参数对翼型气动性能的影响。重点讨论了小片形状、小片间隙高度、小片角度及层叠状小片等参数对翼型气动力的影响，并通过流线、压力分布曲线、涡场等信息分析了仿生小片抑制流动分离的效果。研究结果表明：仿生小片在有限迎角范围内能改善翼型的失速特性，实现升力的增加和压差阻力的减小；小片角度及形状是影响翼型气动特性改善的关键因素，小片间隙高度及层叠状构型对分离流动的控制力则更弱一些；在所有11种小片构型中海鸥小片构型改善翼型失速特性的能力最强，其最大升力系数可以提高15.4%，改善翼型失速特性的有效迎角范围可达8°以上。上述研究结果也证实了鸟类着陆飞行时羽毛轻微抬起的气动原因，得到了改善翼型失速特性的关键参数，可以为后续仿生翼型的工程应用提供数据及理论支撑。

为摸清运动模态稳定性变化规律，以XV-15为例，深入分析了短舱倾转角、飞行速度、旋翼/机翼气动干扰等因素对运动模态特征根、特征向量、稳定性导数等影响规律及产生机理。研究表明：旋翼倾转对主要运动模态特征根、荷兰滚和纵向长周期模态特征向量产生显著影响，其背后主要影响因素是机体角速度在旋翼坐标系投影、旋翼桨盘与飞行速度夹角和旋翼桨毂中心距重心距离等因素随短舱倾角成正弦或余弦变化。在低速飞行时，旋翼/机翼间气动干扰恶化了纵向长周期模态的不稳定性，但随短舱倾转角减小和飞行速度增加，稳定性得以改善。为能倾转过渡路径选择提供指导，提出了倾转走廊内运动稳定性综合评估指标，基于等值图直观反映出运动稳定性的综合变化规律。

为了提高基于部件法搭建的发动机起动过程性能计算的精度，基于功率提取法提出一种起动节流反算方法，明确起动过程的功率平衡关系，构建发动机起动共同工作方程组，从而依据起动过程供油量、转子加速率和起动机特性反向评估起动过程中的燃烧效率。基于相似原理，提出了换算扭矩缩放系数计算方法，完成了效率特性与扭矩特性的转换，并验证了该方法的有效性。进一步建立了点火前起动性能计算模型，实现了从零转速到慢车转速的起动仿真，并基于微型涡喷发动机整机试验数据对仿真模型进行验证，结果表明：起动过程中转速和p₃的最大误差分别为2.81%和2.22%。该方法可以实现对起动过程的近似模拟，反算起动燃烧效率，此外还可以验证低转速区部件特性曲线的合理性，为其他类型航空发动机起动性能建模与验证提供参考。

采用雷诺平均的Navier-Stokes方程（RANS）和Spalart-Allmaras一方程湍流模型（SA）模拟了NACA64A010翼型在空气和重气体介质R-134a中的非定常跨声速气动特性。在相同马赫数、雷诺数及减缩频率条件下，俯仰简谐运动的计算结果表明：重气体介质中翼型表面非定常压力系数的模值和相位的分布在激波位置与空气中差异明显，非定常升力系数与空气介质中差异不大，俯仰力矩系数在幅值和相位上都与空气中存在一定差异，将跨声速相似律应用于非定常气动力修正，俯仰力矩系数的幅值和相位实现了到空气的相似性转化，但随着减缩频率的增大，跨声速相似律的修正效果变差。通过俯仰力矩做功分析表明，如果对重气体中的非定常气动力不进行相似性修正，将使空气和重气体中颤振特性出现差异，影响重气体风洞颤振特性的评估。该研究为后续重气体介质中飞行器颤振特性研究及修正方法的发展提供了基础支持。

电推进技术以其高比冲、效率高和寿命长等优势，已经成为继冷气和化学推进之后的主要空间推进方式之一。以水为工质的电推进因其无毒、无污染、价格低廉的特点，逐渐引起广泛关注。本文系统总结了国内外水工质电推进技术的研究现状，根据水工质加速方式不同，将其分为电热式、电磁式和静电式三类推进方式进行总结。研究结果表明：水工质电热式推进技术在地面实验和在轨验证中取得了显著进展，已实现较高的成熟度；水工质电磁式和静电式推进技术尚处于发展阶段。水工质电推进技术的未来发展方向包括与化学推进技术的结合、多模态推进系统的设计以及在深空探测任务中的进一步应用。水作为绿色环保的推进工质，展现出其在多种推进方式中的应用潜力，有望为未来空间任务提供更加高效、灵活的推进解决方案。

针对火箭橇试验中弹橇低扰动分离的关键需求，提出一种基于脱壳机理的内凹型卡瓣垫环结构应用于被试产品和火箭橇体之间，以增强弹橇解除约束后的气动分离力。设计了4种具有不同外延长度的内凹型卡瓣垫环，卡瓣外延长度与垫环厚度比值分别为0.5、1、1.5、2。通过CFD方法对应用传统垫环和4种卡瓣垫环的火箭橇体进行气动特性仿真，系统分析了传统平面垫环与卡瓣垫环橇体的气动特性、卡瓣外延长度及马赫数对气动特性的影响规律。结果表明：相较于传统平面垫环，内凹型卡瓣垫环能显著提升弹橇分离过程中其相对于被试产品的外扩力；卡瓣垫环外延长度增加对自身气动阻力影响较小，但会增加弹体阻力并减小橇体阻力，同时提升垫环的升力和侧向力，利于弹橇分离；马赫数小于2时，短外延垫环可能产生不利侧向力，但随着马赫数提高，长外延垫环的升力与侧向力均有所增加，有利于实现弹橇分离。研究结果可为火箭橇弹橇低扰动分离试验的设计提供新的解决方案和理论支撑。

介绍了我国最新一代精确冲量10 N火箭发动机及其关键部件研制与在轨验证。通过对地面验证试验的结果分析表明：该发动机真空比冲可达295 s，最小脉冲冲量优于30 mN·s，最小工作脉宽可达6 ms，累计点火寿命可达68.7 h，累计脉冲循环寿命不低于75万次，发动机可靠性得到了充分验证，并经实践二十卫星在轨成功飞行验证。该发动机的顺利研制是我国高性能双组元火箭发动机研制历史上一个重要的里程碑，标志着我国双组元火箭发动机整体技术达到了国际先进水平，具有广泛的社会和经济效益。

针对冷发射过程弹体偏转不同角度后车载发射装置力热环境复杂恶劣的问题，基于嵌套动网格技术，采用Navier-Stokes组分运输方程、RNG k-ε模型建立弹体点火后飞行过程中燃气射流流动模型并开展数值模拟研究。首先，通过与相关实验结果对比，验证计算方法的有效性；在此基础上分别对比分析不同偏转角度下燃气射流流场结果、车体部件表面温压分布、监测点数值曲线探究弹体偏转对发射装置力热环境影响。研究表明：随着弹体倾斜角度的增加，发射筒口处的引射现象更为剧烈；车体部件壁面高温高压区从车体中部壁面向车体尾部方向偏移后又向车体头部方向偏移，车架、底盘等部件尾部壁面温度压强峰值先增加后减小，中部壁面峰值持续增加。随着倾斜角度的改变，发射筒筒口温度峰值最高升高20%，压强峰值最高升高450%，而车架、底盘等部件温度、压强峰值升高约50%。

为了研究横向燃烧不稳定的潜在耦合机制，针对气氧/甲烷矩形火箭发动机开展了试验和数值模拟。试验采用高频压力传感器捕捉燃烧室内的动态压力特性，数值模拟采用应力混合涡模拟（SBES）和小火焰生成流（FGM）模型。结果表明：数值模拟可以准确捕捉到试验中的横向燃烧不稳定，数值计算结果在压力波形、主振频率和方均根幅值等方面与试验数据和理论结果吻合较好。对横向燃烧不稳定的驱动机理和瑞利指数进行了分析。燃烧室内流场特性表明，横向压力波会使氧气射流被周期性地“剥落”以及涡破碎，涡内燃料燃烧产生释热脉冲并耦合到燃烧室第一横向（1W）模态。瑞利因子分析表明，边缘喷嘴较中心喷嘴对横向燃烧不稳定具有更强的驱动特性。

为研究液氧/液甲烷同轴式喷嘴富氧条件下点火冲击特性，在模型燃烧室中开展了喷嘴相对缩进长度为3的同轴双离心式、同轴离心剪切式、同轴直流剪切式喷嘴的点火试验，获得了喷嘴平稳点火过程和喷嘴大冲击点火过程的特征，获得了喷嘴结构和工况参数对点火冲击特性的影响规律。结果表明：喷嘴点火冲击特性由喷嘴结构和矩形孔液氧射流流量控制，喷嘴结构控制缩进室内推进剂混合进而影响点火特性。在双离心、离心剪切、直流剪切3种喷嘴结构中双离心式喷嘴的点火冲击最小，矩形孔液氧对缩进室内推进剂的遮蔽不利于点火，缩进室液氧流量为0.4～0.5 kg/s，缩进室混合比为12.1～23.8的同轴离心剪切式喷嘴，将矩形孔液氧流量降低至0.7 kg/s能够减弱遮蔽并抑制点火冲击。

构建了一种基于数据驱动的涡轮性能多模型耦合预测方法。该方法融合了多个机器学习模型和级间气流角变化规律，利用熵权法综合量化分析预测结果，动态确定最优模型。经多级轴流涡轮特性变工况实例验证表明：在定转速下，相较于传统方法，该方法在质量流量-效率特性与质量流量-膨胀比特性上的计算精度分别提升了40.47%与18.26%，与三维仿真结果的最大误差不超过3%。在变转速预测中，基于网格超参数优化，成功构建了2～8 kg/s质量流量范围内的特性图谱，膨胀比最大误差接近3%，满足精度要求。

为详细研究涡轮转子叶尖区局部流动损失机理，应用内部脱体涡模拟程序对涡轮转子叶尖端区流动进行了脱体涡模拟，获得了高精度流场信息。通过熵产分析对叶尖端区泄漏流与主流掺混过程中的局部流动损失进行了定量评估，分辨和探究了时均流场和脉动流场对熵产率的贡献及贡献机制。研究结果表明：时均熵产和脉动熵产对涡轮转子动叶尖区流动损失的重要组成部分，上游由时均熵产主导，下游由脉动熵产主导。时均熵产的产生及其空间分布形式均由泄漏射流的法向速度型决定，上下游泄漏流法向速度型边界层厚度和剪切强度的差异，导致了时均熵产大小和空间形态的差异。脉动熵产的产生是由时均变形率张量引起的脉动熵产自放大项和脉动场旋涡结构引起的压力黑森项主导。

为研究真实耦合偏差对叶栅气动性能的影响，本研究基于矩的任意多项式混沌方法，将弦长偏差、最大厚度偏差与前缘半径偏差施加于一高负荷压气机叶栅进行研究。研究结果表明：与原型相比，负攻角工况下，总压损失系数增大的概率约为79.47%，静压系数减小的概率约为92.83%；正攻角工况下，总压损失系数增大的概率约为91.11%，静压系数减小的概率约为86.42%。不同工况下性能参数均对前缘半径偏差敏感性最高，结合损失源分析发现前缘损失占主导地位，因此在加工时需严格控制前缘加工精度。相较原型叶片，负攻角工况下，加入耦合偏差的叶栅角区分离程度变化明显，分离点、回流区域面积与回流区轴向长度明显增大；正攻角工况下，加入耦合偏差的叶栅角区分离程度不明显。

针对机载微型高压压缩机级间缓冲容积受限导致压缩机排气量下降的问题，通过构建多级压缩机热力学仿真模型，研究了级间缓冲容积及其前后级相位角对压缩机容积效率的影响。提出了一种考虑级间缓冲容积影响的气缸容积系数修正计算方法，并定义了相对级间缓冲容积来阐述容积系数随级间缓冲容积的变化规律。证明受限空间下压缩机级间缓冲容积存在最佳大小，可以指导机载微型压缩机设计。结果表明：造成压缩机排气量下降的主要原因为1、2级级间缓冲容积对1级气缸容积系数的影响；且其影响程度还与1、2级相位角有关。在级间缓冲容积不变的情况下，1级气缸容积系数随着1、2级相位角的增大呈先增后减的趋势，当1、2级相位角为0°～45°或270°～360°时，1级气缸容积系数最小，仅为0.626，当1、2级相位角越接近180°时，1级气缸容积系数越接近设计值0.733；随着级间缓冲容积的增加，前一级气缸容积系数的增大速度先快后慢，逐渐逼近设计值；相对级间缓冲容积在1～2的范围内最为合理，能够在保证气缸容积系数的同时节省压缩机设计成本。

基于尺寸为3.5 mm×3 mm×3 mm的微机电系统（micro-electro-mechanical-systems，MEMS）微型直线电动机，设计并制备了一种微型高速仿生机器人。该电动机推力系数达13 mN/A，兼具微尺度和大行程优势。设计了一种无连杆运动机构，简化机械结构，提高了运动效率与灵活性；采用由前腿、后腿与限位组成的三件式腿部结构，通过多参数耦合仿真优化出前腿、后腿与地面夹角分别为95°和80°的最佳角度组合。引入仿树蛙高摩擦表面，结构经聚二甲基硅氧烷（PDMS）软光刻复制后，摩擦因数提升2.5倍，且在湿润环境中衰减低于10%，显著增强了复杂环境中的抓地力与稳定性。整机尺寸为5 mm×5 mm×4 mm，质量为88 mg，在0.45 A、90 Hz的最佳驱动条件下，极限速度达每秒48倍体长，展现出优异的运动性能。

自适应循环发动机（ACE）具有很强的非线性特征，参数之间耦合严重，难以建立高精度的数学模型。无模型自适应控制（MFAC）算法无需被控对象的精确模型，仅通过对其输入/输出（I/O）数据进行动态线性化就可以实现控制器的设计，计算负担小且鲁棒性较强。以某型自适应循环发动机为研究对象，设计了针对ACE单一模式的多变量无模型自适应控制策略，并通过引入积分环节，减小被控制量的响应波动并改善其动态性能。针对ACE的推力保持控制问题，分别采用人工蜂群（ABC）优化算法和PID-线性规划（PID-LP）综合优化算法设计外环指令修正回路，搭建双环多变量控制系统，以在实现发动机推力保持的同时，控制涡轮温度和压气机喘振裕度不超过限制边界。基于本文所设计的控制结构及策略，面向工程应用开展了硬件在回路仿真试验。仿真结果表明：本文提出的基于改进的MFAC双环推力控制结构能够使发动机获得良好的稳态和动态控制性能，被控制量的波动量均小于2%，且在气路部件性能退化条件下能实现安全限制范围内的推力保持，从而更好地发挥发动机的性能，延长发动机使用寿命，具有工程应用价值。

为了有效抑制伺服电动机驱动系统电磁干扰，改善系统的电磁兼容性性能，研究扩频调制对电动机伺服系统高次谐波的抑制，详细分析了扩频范围过大对系统控制性能产生的负面影响，并对基于随机频率的和周期频率两种扩频策略进行了对比分析，仿真和实验结果表明：在相同扩频范围下，相比随机频率脉宽扩频调制策略，周期频率脉宽扩频调制策略缩小相邻开关频率差值分布范围，进一步降低了高次谐波尖峰，从而改善对传导电磁干扰抑制效果。电源线传导发射进行测试结果表明，周期频率脉宽扩频调制对传导EMI抑制效果在10～150 kHz频段优于随机频率脉宽扩频调制策略，兼顾系统传导 EMI 抑制效果和控制性能，这对扩频调制策略在实际工程应用中的推广具有重要意义。

针对滚动轴承早期故障时的故障性时变瞬时特征微弱且受噪声干扰不易识别的问题，将降噪和特征增强结合考虑。首先根据自适应噪声完全集合经验模态分解（CEEMDAN）的分解规律和分量相关系数特征，构建相关系数跳变准则（CCJC），通过二次CEEMDAN-CCJC方式对原始滚动轴承振动信号进行降噪；然后采用增强局部最大频率啁啾率同步压缩啁啾变换（ELMSSCT）将降噪后的信号表征至时频啁啾率（T-F-C）空间，以此将信号能量聚集于滚动轴承固有频率区域，从而增强固有频率附近的故障性时变瞬时特征，同时去除边频与残余噪声干扰；最后从滚动轴承时域重构信号的Hilbert包络谱辨识故障特征频率。通过对滚动轴承故障仿真信号和实验信号的分析，结果表明所提方法可以清晰准确地提取滚动轴承的故障性时变瞬时特征，且故障特征谱线的频率值与理论值误差不超过1.2%。

提出了基于图论与快速非支配排序遗传算法-组合赋权逼近理想解算法（NSGA Ⅲ-TOPSIS）的航空发动机齿轮传动构型设计方法，以某六附件的航空发动机机匣齿轮传动系统为例，生成32种附件布局、63种传动链布置下，满足动力传递及模型干涉约束条件的1 832种设计构型。进而基于NSGA Ⅲ优化求解齿轮传动结构参数，以质量、迎风面积及承载性能为设计指标，采用主客观组合赋权TOPSIS评价确定了传动系统的最优构型。对比初始构型，优化的传动链方案减少质量20%、迎风面积降低16%、分流轴齿轮负载下降18%，为新一代航空发动机齿轮传动的高功率密度设计提供构型方法支撑。