针对圆形及宽高比分别为1、1.5、2、10的4种矩形收缩喷管的超声速射流激波啸叫噪声的周向模态特性开展了实验测量研究。所有喷口具有相同的出口面积，并在同一射流模拟装置中进行，射流为冷喷流。研究在喷口出口近场区域周向等角度布置12个传声器，采用短时互功率谱分析方法和短时滤波声能分析方法分别获得超声速欠膨胀射流激波啸叫相位及幅值的周向角分布情况。研究表明：宽高比为1的矩形超声速欠膨胀射流的模态特性与圆形射流基本一致，而宽高比大于1的矩形射流模态特性与圆形射流差异较大。低马赫数下，圆形和宽高比为1的矩形射流表现出稳定的轴对称模态，而宽高比大于1的矩形射流表现出不稳定的模态特征；较高马赫数下，圆形和宽高比为1的矩形射流表现出不稳定的螺旋或摆动模态，而宽高比大于1的矩形射流表现出稳定的沿短轴方向的摆动模态。

随着部件间干涉影响加剧、学科间耦合影响加深，在航空发动机零维总体性能仿真过程中引入高维度因素影响、进行变维度仿真具有重要作用和意义。剖析了变维度方法的提出背景，明晰了变维度方法的发展现状，对比分析了实现变维度仿真的不同技术路径，并以进气道、风扇/压气机、尾喷管、核心机/低压系统等为具体对象总结了变维度混合仿真方法的应用成果。结果表明：变维度仿真方法可以有效提升整机系统级性能仿真精度，自主可控的0D至3D程序是实现基础。部分耦合或特性修正方法在精度、耗时、灵活性等方面最具优势。应着重发展新构型发动机（如变循环发动机）、真实工作环境（如吞雨）等影响的变维度性能仿真研究。

对某两级跨声风扇开展了实验和数值模拟研究，该跨声风扇的两级转子均采用前掠设计，第一级静子采用常规构型，末级静子则采用串列构型。对不同转速下的特性参数进行了实验测量，采用Spalart-Allmaras（SA）湍流模型和基于螺旋度修正的SA-Helicity湍流模型，对风扇100%转速和80%转速的特性进行了定常数值模拟。结果表明：SA模型过低预测了风扇的稳定裕度，SA-Helicity模型对稳定裕度、效率和压比特性的预测精度较SA模型明显提升。风扇第二级的平均负荷高于第一级，工况向近失速点移动时，总温和总压增加的贡献也主要来自于第二级。风扇主要损失来源自转子激波引起的边界层增厚和静子端区的角区分离。特别是在近失速点，第一级静子和第二级串列静子的第一排叶片端区产生的角区分离结构是引起损失剧烈增加的主要原因。

针对某大涵道比涡扇发动机，开展了其风扇增压级性能进气总压畸变试验研究，以获取进气畸变对风扇增压级性能的影响。通过试验件进口安装畸变模拟网的形式模拟畸变来流条件。畸变图谱形式来源于短舱进气道风洞吹风试验，总压畸变形式为径向、周向组合畸变。结果表明：进气总压畸变会抬高风扇外涵工作点位置，从而降低外涵喘振裕度；相比均匀进气特性，进气总压畸变条件下风扇外涵换算质量流量和压比有增大趋势，0.3到0.8相对换算转速，换算质量流量增大范围为0.2%到1%；由于畸变区主要集中在外涵区域，风扇增压级内涵特性与均匀进气特性基本相当；畸变进气条件下，风扇进口畸变区静压偏低，经过风扇增压作用后静压快速抬高，支板后静压与均匀进气趋势基本一致。

为深入研究对转压气机内的非定常流动特征及其流动机理，基于非定常数值模拟和本征正交分解（POD）方法开展了对转压气机近失速工况下的叶顶非定常流场分析。结果表明：上游转子（R1）叶顶非定常流场的主导频率为1BPF（叶片通过频率），其主导结构主要是由下游势流的影响以及相邻叶片叶尖泄漏流及二次泄漏流冲击作用导致的，并且下游转子（R2）的势流作用对转子R1的非定常流动影响较大；在转子R2叶顶流场中，POD方法成功捕捉到了叶片前缘进口通道处由泄漏流溢流所导致的主要流动结构，其主导频率为0.8BPF，并且在转子R2非定常流场中起主导作用。同样转子R2受到两排转子干涉的影响，模态的主导频率为1BPF。此外，通过POD模态进行叶顶流场重构进一步反映出了对非定常流场起主导作用的流动结构。

针对自适应发动机用多S弯喷管，通过数值模拟的方法研究了在设计工况及非设计工况下红外辐射强度的空间分布特征，分析了红外辐射特征产生机理及影响因素。结果表明：在设计工况下，由于主流形状弯曲造成内流出口上壁面产生热斑，使得垂直探测面负探测角度壁面红外辐射强度占总辐射最高达54%；在其他探测角度下燃气红外辐射强度为主要辐射来源，喷管内部燃气辐射强度显著高于喷流辐射强度。在非设计工况下，壁面红外辐射强度基本不变；落压比增加导致喷管内部燃气压力与出口波系发生变化，造成喷管内部燃气红外辐射强度增强，喷流红外辐射强度减弱。燃气红外辐射强度受到内部燃气和喷流的共同影响。

建立了单通道流-热和全通道热-固的耦合建模方法，对某涡喷发动机进行了全三维流-热-固耦合分析，并与不考虑耦合的方法进行了对比，在温度、应力和变形等方面均有较大差异。流-热耦合的压气机转子叶片温度较不耦合偏低15 K，三级扩压器温度较不耦合偏低10～20 K。热-固耦合的压气机转子最大等效应力比不耦合小31 MPa（4.7%），径向变形比不耦合大0.02 mm（11.1%）。流-热-固耦合预测的设计点涡轮叶尖间隙变化0.54 mm。该方法实现了整机温度场、应力场、变形场的分析，综合评估了部件的强度和变形，为部件优化提供了数据支撑。

为了明晰出口宽高比对S弯喷管流动传热和结构响应影响，采用基于计算结构动力学/计算流体力学（CSD/CFD）串行双向松耦合方法，研究了不同出口宽高比下的热固耦合响应影响。结果表明：弯曲构型作用下喷管整体热流密度分布不均匀，各处差异性较大，而各个喷管分布类似；随着出口宽高比增加，第二弯处热流密度不断增加；喷管出口等直段存在旋涡结构，使得传热受阻。结构响应中，各个S弯喷管应力分布类似，但应力最大值位置存在包括喷管出口端和第二弯通道上壁面棱边两处。随着出口宽高比增加，最大应力不断增大，出现时刻提前，出口宽高比为10的喷管应力最大，相对于最小的应力最大值增加了28%，出现时刻提前23.84 s。

针对乘波前体-进气道三维构型，构建了基于本征正交分解（proper orthogonal decomposition, POD）和反向传播神经网络（back propagation neural network，BPNN）的流场快速预测模型，并对不同马赫数、攻角和反压下高超声速三维流场结构进行了快速预测研究。研究发现，快速预测模型能够准确预测样本空间内非样本工况的流场信息，对称面马赫数分布的预测误差小于0.5%、压力分布的预测误差小于3.8%、温度分布的预测误差小于1.1%。乘波体周围三维流场、壁面压力分布及主要性能参数的预测结果与CFD（computational fluid dynamics）计算结果高度一致。预测模型对样本空间外工况具备一定预测能力。流场数值模拟采用定常计算，而隔离段内激波串结构受到分离涡影响，具备非定常特性，预测模型在隔离段激波串区域存在较大的预测误差。

考虑到NS（Navier-Stokes）方程由于连续性假设失效在高空逆向喷流多尺度流动预示中存在的局限性，同时为了准确捕捉逆向喷流与高速来流相互作用后的高温化学反应流场特征以及压力系数变化，运用非线性耦合本构关系（nonlinear coupled constitutive relations, NCCR）理论结合高温化学反应模型对不同稀薄来流高度下的逆向喷流问题进行数值计算，并与NS方程和蒙特卡洛直接模拟（direct simulation of Monte Carlo, DSMC）方法的结果进行对比。模拟的流场结果表明：逆向喷流能够通过形成马赫盘将头部的脱体激波推离物面，并且在其与喷口附近的环形回流低压区的共同作用下达到较为显著的减阻降热效果。此外，通过部分算例与DSMC结果的对比可以看到，在考虑化学反应的滑移/过渡流域逆向喷流计算中NCCR模型预测结果较NS方程的高温结果更为准确，检验了NCCR高温化学反应模型在高空复杂流动情况下的准确性和适用性。

为探索超声速欠膨胀射流在不同喷管间距条件下的流场特征和噪声传播机理，基于大涡模拟（LES）方法建立数值计算模型，对超声速欠膨胀射流的流场结构、射流近-远场的噪声声压分布规律进行计算。研究了喷管数量、喷管间距对声场的影响。利用Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程获取不同位置、不同角度的远场噪声特性；通过对近场信号接收点的时域压力脉动信号进行傅里叶变换获得近场噪声特性。研究发现：在两种喷管间距条件下，双射流呈现出对称和反对称的扑动模式（基频处），相较于单射流，不同的双射流扑动模式使得啸叫频率产生偏移。当喷管间距较小时，双射流近场压力脉动强度更大，近场噪声声压级幅值更大。射流远场声压级峰值频率随着观测角度的增大而升高，但在双射流平面内，两种工况下的噪声指向性变化趋势相同。

桨后定子是影响涵道螺旋桨推进效率、转矩抵消和桨后滑流整流效应的重要部件之一，为研究桨后定子对气动推进增效、消旋及桨后滑流整流效应的桨后定子构型气动综合设计和参数影响机理，采用CFD数值模拟和风洞试验验证相结合的研究手段，重点开展了考虑涵道、桨叶、定子与发动机短舱等多部件复杂干扰下的涵道桨桨后定子构型典型气动布局形式和参数影响机理研究，从定子叶片径向站位型面外形弯度大小、桨叶扭转角和弦长分布等方面，阐释了4种典型定子构型布局形式对推进效率提升、转矩抵消、滑流整流效应等的影响关系。研究表明：良好的定子构型能够使涵道桨推力提升1%～3%；同时，使涵道桨装置的总转矩值抵消约94.5%。

为了降低空中加油受油机头波效应对软管-锥套系统产生的气动扰动影响，设计了一种加装环形翼的主动增稳锥套。利用动态模型，进行了对接过程中头波效应的仿真分析，确定了能满足条件的环形翼设计方案，并设计了适用于环形翼的线性二次型调节器（LQR）控制器，利用Matlab/Simulink环境下搭建的空中加油测试平台及静态程序，对环形翼主动增稳效果及调整加油机和受油机相对位置的能力进行了仿真验证。仿真结果表明：所设计的主动增稳锥套能够减弱受油机头波效应的影响,将扰动控制在±5 cm的误差范围内，在抵抗干扰的同时还具有调整与加油机和受油机相对位置的能力。

针对无人机高空巡航动力性不足的问题，对某电动增压航空活塞发动机进排气系统进行了分析研究。建立了增压发动机一维仿真模型并进行了试验验证；为了提高发动机的进气均匀性，在进气系统中基于DoE（design of experiment）方法对进气稳压箱进行了优化改进，对比分析了改进前后进气稳压箱流场性能，流量测试结果表明：优化后的进气稳压箱最大可降低2.06 g/s的流量差异以及9.45%的进气不均匀度；为减小航空活塞发动机增压后导致的进排气短路损失，提出了排气背压阀控制策略，通过分析排气背压阀对发动机工作性能的影响得出排气背压阀开度控制MAP图，结果表明：全负荷工况下基于排气背压阀控制策略发动机在海拔7000 m时功率恢复至70.9%，比未加排气背压阀控制的发动机功率恢复效果提升了7%。

利用滑移网格技术和脱体涡模拟（DES）的非定常数值方法，采用螺旋桨缩比模型风洞试验验证了方法的有效性，完成了不同侧流状态下气动载荷数值计算。结果表明：螺旋桨旋转的瞬时气动载荷系数呈现周期性的非定常特性，沿桨叶径向的挥舞力矩随侧流偏角递增明显，在30°侧流偏角时瞬时值与轴向力矩相当，60°时超过轴向力矩2倍；随桨叶数增多，一个周期内的波动频率增加，四叶桨拉力和扭矩系数相对时均值的波动幅度比两叶桨分别缩减了76.6%和70.1%。所研究方法可为桨叶结构和相关支撑机构的设计提供有效的输入依据。

采用分子动力学理论导出系统熵与熵产率的计算公式，识别高超声速稀薄流非平衡区域。根据熵产与非平衡现象的基本关系，确定了衡量气体非平衡态的判断方法。由于熵产率参数存在局限性，提出了一种熵产克努森数（Knudsen number）作为气体非平衡态衡量参数，与局部克努森数相结合作为非平衡态判据。基于两种非平衡判据相结合的策略，发展了一套高超声速流场非平衡区域识别与网格自适应重构的DSMC（direct simulation Monte Carlo）计算方法。对典型非平衡流场进行模拟，数值结果表明：所提出的识别参数能精准识别全流场中的非平衡效应，识别率达到了99%以上。在此基础上重构非平衡区域网格，计算得到的流场宏观量相对误差小于3%，壁面气动参数相对误差小于5%，证明了自适应重构方法的有效性。

为研究873 K下镍基高温合金GH4169裂纹扩展过程的热力学损伤响应，基于热力学理论提出了含裂纹试样的热力学熵产计算方法。开展了裂纹扩展有限元仿真，并针对含裂纹试样提出了热力学系统的定义方法。分析了应力幅值对循环熵产率（CEGR）和累积熵产的影响规律，将累积熵产与疲劳断裂熵（FFE）的比值定义为热力学系统的热力学损伤，探究了归一化疲劳寿命与热力学损伤的关系。结果表明：热力学系统应始终将裂纹和裂纹尖端塑性区域包含在内；当应力幅值不变，不同循环数时热力学系统的循环熵产率并非恒定值，应力幅值越小，循环熵产率的分散性越大；疲劳断裂熵与应力幅值之间存在近似二次函数关系；热力学系统的归一化剩余寿命随热力学损伤的累积呈现指数衰减。

为了更详细地表征具有局部缺陷的角接触球轴承的运行状态，针对传统模型未考虑不同缺陷类型及其引起的冲击力等问题，建立了考虑冲击激励的局部缺陷角接触球轴承动力学模型。根据不同缺陷类型分别提出角接触球轴承局部缺陷时变位移激励模型。在此基础上，建立了与缺陷尺寸以及轴承转速有关的瞬时冲击力函数。基于Hertz接触理论和冲击力函数，提出外圈具有局部缺陷角接触球轴承动力学计算方法；研究了具有故障的球轴承振动特性，并通过实验验证，获得了不同参数对轴承动力学响应的影响规律。计算结果表明：随着缺陷尺寸和载荷的增大，轴承故障特征的频率均不变，但其幅值增大。随着主轴转速的增大，轴承故障特征的频率增大，幅值发生变化。这3个影响因素的增大均会加剧轴承的振动。

在考虑支撑刚度、时变啮合刚度、齿侧间隙、综合传动误差、轴承刚度等多种因素的前提下，建立混交面齿轮分流传动系统的非线性动力学模型，研究混交面齿轮分流传动系统的非线性动力学特性。采用Runge-Kutta积分方法对系统微分动力学方程进行求解，系统的非线性特征通过相平面图、时域图、频域图和庞加莱截面图小波分析图来描述，并用分分岔图描述外部激励频率和刚度对系统的非线性行为的影响。结果表明：在不同的外部激励和刚度作用下，系统将会呈现周期-混沌交替的运动特性。

为了深入了解火山灰颗粒对TC4合金的冲蚀磨损规律，开展了火山灰颗粒不同速度、角度与浓度下的冲蚀磨损试验，基于试验数据拟合计算了适用于火山灰颗粒的E/CRC冲蚀模型参数，并建立数值仿真模型，验证了该冲蚀模型预测的准确性。结果表明：在控制单变量条件下，冲蚀率随火山灰颗粒运动速度增长而增大；随冲蚀角度增加先变大后减小，在30°左右达到最大冲蚀率；下料速率每分钟增加2 g，去除质量平均增加0.0123 g，而冲蚀率基本保持稳定。使用全新冲蚀模型仿真结果与试验结果比对较好，最大相对误差为9.475%，可以实现TC4合金受到火山灰颗粒冲蚀磨损的准确预测。

针对涡轴/涡桨发动机动力涡轮叶片带冠结构的振动问题，建立了考虑叶冠工作面接触特性分散性对连接界面接触刚度影响的叶片振动分析模型。模型考虑了加工公差、工作载荷环境变化和界面磨损损伤对叶冠工作面接触状态和叶片共振转速线分布特性的综合影响，同时评估了该结构系统发生疲劳断裂失效的概率。结果表明：由于加工公差和界面磨损损伤的共同影响，叶冠工作面接触刚度显著下降，进而降低了叶片周向一弯振型的振动频率。这使得该阶振型的叶片共振转速偏离设计值并与工作转速区相交，造成叶片有一定概率发生共振、进而发生高周疲劳失效，从而降低结构系统可靠性。

针对中介支点动载荷控制问题，建立质量和刚度等效的中介支点-双转子系统动力学模型，基于敏感度分析识别出不平衡激励载荷、陀螺力矩载荷、转轴弹性变形恢复力等影响中介支点动载荷的关键因素，并结合型号研制经验，提出了基于转子平衡品质控制与变形状态协调的中介支点动载荷控制方法，通过转子平衡品质控制、涡轮盘角向变形控制以及中介支点轴向位置选取等措施，分别使中介支点应变能占比和动载荷降低26%和55%。上述研究在型号研制中的得到验证，提高了整机结构系统可靠性。

针对滚动轴承性能退化过程具有平稳和退化两阶段的特点，提出基于EM-IKF（expectation maximization-incremental Kalman filter）协同算法的滚动轴承剩余寿命预测方法。对于平稳阶段，利用西沃兹信息准则（SIC）进行轴承健康状态变点识别，确定轴承的初始退化点；对于退化阶段，建立基于Wiener过程的性能退化表征模型。为了克服传统卡尔曼滤波方法忽略相邻时刻参数的波动性问题，建立基于增量卡尔曼滤波（IKF）算法的状态空间方程；同时为了充分开发利用历史数据和在线监测数据，以便准确确定状态空间方程初始参数，提出基于EM-IKF协同算法的参数自适应更新方法，从而实现轴承剩余寿命自适应在线预测。通过滚动轴承工程实例验证与分析，结果表明：与传统方法相比，本文方法预测精度至少可以提高24.64%。

建立直升机主旋翼上自润滑关节轴承的热-结构耦合模型，对该模型进行在实测载荷历程作用下的摩擦热仿真分析，得到了轴承的动态力学响应特性及内圈、衬垫的温度变化规律；对热-结构耦合分析和瞬态动力学分析进行等效应力、接触应力、最大变形的比较。结果表明：轴承在开始转动时，其速度和加速度曲线会有很大波动，随后趋向于平稳。在整个周期内，轴承的最高温主要集中出现在沿径向载荷方向内圈与衬垫相交的位置，轴承的发热率为1.4603 W；在同一时刻，衬垫的温度始终高于内圈的温度。与瞬态动力学相比，摩擦热的存在会使等效应力、接触应力以及变形量的值变大。

为了保证涡扇发动机工作过程中喷口反馈系统的实时反馈精度，以喷口反馈系统参数的合理设计为目标，通过运动分析建立冷热态数学模型，运用Spearman秩相关系数法对喷口反馈系统参数进行敏感性分析，提出参数设计方法并通过工程应用验证。研究结果表明：喷口反馈系统工作过程中喷口喉道直径与反馈角度的关系呈线性。补偿钢索支撑点到滑轮支撑铰点的距离、滑轮支撑摇臂与反馈支撑摇臂的夹角、滑轮初始圆心到滑轮支撑铰点的距离是影响喷口反馈系统实时反馈精度的主要参数，影响程度相当。利用提出的参数设计方法，通过全局寻优，能找到保证实时反馈精度的参数最优解。将研究成果应用于某型发动机，热膨胀前后喷口喉道直径与反馈角度的线性关系一致性好（相同反馈角度时喷口喉道面积差异在0.17%以内），能够有效保证喷口反馈系统的实时反馈精度，验证了本文喷口反馈系统参数设计方法合理有效。

总结了轴高低周复合疲劳设计名义应力法的两种传统方法：大扭矩当量稳态剪应力方法和多轴等效应力方法。由于这两种传统方法存在以下适用局限性：大扭矩当量稳态剪应力方法仅适用于轴弯矩载荷可忽略的部位；多轴等效应力方法仅适用于应力集中系数可忽略的部位疲劳储备评估，不适用于疲劳寿命及累积损伤评估。参考了多份相关资料中的疲劳设计方法，提炼优点，规避缺点，提出了适用范围更广泛、理论原理更合理的轴改进疲劳设计方法，应用于某低压涡轮轴高低周复合疲劳设计，并经试验验证分析。结果表明：该改进方法计算结果与两个阶段试验现象吻合，疲劳损伤偏差为12.6%，明显好于传统方法的84.7%，满足寿命分析结果误差控制在2倍散度以内(即误差范围为−50%～100%)的通常工程要求。

为改善孔型阻尼密封泄漏特性，提高转子的稳定性，建立了基于反正切函数曲线渐变式孔型阻尼密封泄漏与动力特性求解模型，通过非定常数值方法研究了不同密封间隙、压比、转速和涡动频率对各间隙形式孔型密封泄漏特性与动力特性的影响，分析了不同间隙形式的泄漏特性与动力特性。结果表明：随着压比逐渐增加，不同形式孔型阻尼密封的泄漏量增加，其中，等间隙的泄漏量增幅最大，反正切函数曲线间隙的泄漏量次之。收敛曲线间隙的泄漏量最小，且较发散曲线间隙的泄漏量小2.31%。随着转速逐渐增加，不同形式孔型阻尼密封的泄漏量增加，其中，曲线间隙的泄漏量较锥形间隙的小，收敛曲线间隙的泄漏量最小，比锥形间隙的泄漏量小15.85%。在压比较大，涡动频率大于120 Hz时，收敛曲线间隙有较小的交叉刚度和较大的直接阻尼，转子系统具有较高的稳定性。在转速增加的情况下，收敛曲线间隙的有效刚度和有效阻尼最大，转子系统的稳定性较其他间隙形状的孔型阻尼密封的稳定性更强。

针对航空发动机用炭石墨密封材料及封严技术，详细概述炭石墨密封材料在航空发动机封严系统中的典型应用场景、发展历程、失效模式、国内外研究现状和服役性能要求等，重点阐述其不同制备工艺存在的优劣，并为其未来发展方向提出建议。结果表明：炭石墨密封材料在航空发动机中应用较为普遍，国内自主研制炭石墨密封材料的物理性能与国外非常接近，部分指标甚至更为优异，基本满足了我国新一代高性能航空发动机的选材要求，重要型号已实现自主可控。但在长期服役过程中，部分国产炭石墨密封材料的批次稳定性、可加工性、均质性、高温抗氧化性、成膜性、摩擦因数、磨损率和服役寿命等与国外原装航空发动机用炭石墨密封材料仍存在一定差距。这主要归因于国产炭石墨密封材料未能实现结构-功能一体化的有效构建。

提出改进型后挡板开孔刷式密封结构，建立改进型后挡板开孔刷式密封流场特性三维实体求解模型。对比分析传统刷式密封与改进型刷式密封流场压力分布特性，研究结构参数与工况参数对改进型刷式密封滞后效应与吹下效应影响规律。研究结果表明：后挡板开孔刷式密封结构可以有效抑制滞后效应与吹下效应。增加后挡板开孔排数与直径均可提高对滞后效应与吹下效应的抑制作用，随着进出口压比增加，后挡板开孔刷式密封对滞后效应抑制作用提升，对吹下效应抑制作用下降。在压比为1.5～3.0范围内，改型结构的稳态泄漏量相比压力平衡腔型刷式密封增加11.2%～15.4%，相比减压腔型刷式密封减少58.3%～66.7%，保留了与减压腔型刷式密封相近的迟滞性能，并提升了封严性能。在后挡板设置三排沿径向周向均布的降压孔阵列，相比基本型刷式密封，刷丝束下游面无量纲压力系数减少85.0%～88.9%，刷丝束下游面与后挡板接触位置压力显著降低，刷丝束上/下端面无量纲压力系数差值减少75.0%～96.7%，刷丝束内部径向压差明显减少，抑制滞后效应与吹下效应效果明显。

针对区间不确定性对航空发动机转子系统的影响，运用一种基于Chebyshev正交多项式的非嵌入式区间分析方法对含参数不确定性的转子系统动力学特性进行分析。将叶盘不平衡量、联轴器不对中量以及联轴器套齿质量等关键参数的不确定性纳入考虑，建立含不对中故障的转子系统动力学模型。在此基础上，通过数值仿真的方式研究不确定性系统振动响应及其参数影响规律，分析了转子系统振动响应在不同转速下对不同不确定性参数的敏感程度。同时，通过与传统Monte Carlo模拟对比验证了方法的有效性。结果表明:转子系统的振动响应在不确定性区间参数的影响下呈现出区间形式，且对于不同不确定性参数的影响表现出明显差异。在多源不确定性参数共同作用下，系统所表现出的区间现象更为明显，甚至对系统的临界转速也造成了一定的影响。研究结果可为含不对中故障的复杂转子系统的不确定性响应预测提供一定的理论参考。

以莱顿弗罗斯特效应为判定标准，对比分析了金属结构采用不同表面改性技术对加速预冷的作用机理与降温效果。搭建了低温预冷试验平台，测试了微肋管的预冷规律。研究表明，微肋结构可在反环状流气膜内诱发径向分速度，通过激发界面波动或液体撕裂促进液体与金属壁接触，能够有效抑制莱顿弗罗斯特效应的发生，实现预冷加速。微肋管可达到预冷耗时减少、液体消耗量节约的双目标。当采用微肋管时，因莱顿弗罗斯特效应被抑制，预冷中管壁温度近似线性降低。相较于光管预冷，微肋管预冷耗时减少50%～63%，液体消耗量节约59%～69%。在所研究工况内，微肋管预冷效率为7%～40%，光管预冷效率为10%～22%。研究可为高效利用低温推进剂提供可靠的理论支撑。

为探究黏性效应对斜爆轰波波阵面的影响，认识斜爆轰波（ODW）起爆过程的特性，基于高分辨率求解器，开展斜劈诱导斜爆轰波的无黏/有黏数值计算。研究表明：有黏计算条件下惰性斜激波的波角值明显大于无黏计算，同时耦合下游分离泡的影响，使得斜激波后诱导点火长度减小。由于有黏计算中壁面上分离泡的分离/再附激波自身具有不稳定性，分离/再附激波与斜爆轰波波阵面作用更易促使类胞格结构形成。斜爆轰波的起爆可认为是由斜激波诱导的燃烧波与斜激波碰撞引发的，形成的斜爆轰波继而在三波点牵引下向外膨胀；燃烧波强度对最终准稳态流场中强过驱斜爆轰波区域尺度有明显影响。

为了研究凹腔结构参数对驻涡加力燃烧室贫油点火性能影响规律，设计了3种凹腔进气缝宽度、两种凹腔外廓结构的试验件。采用试验研究方法，对不同试验件方案、不同气流参数下驻涡加力燃烧室点火性能进行研究。试验马赫数为0.17～0.3、压比为0.97～1.08。获得了驻涡加力燃烧室点火马赫数边界、点火油气比变化规律和预测方法。结果表明：随着马赫数和压比增加，贫油点火油气比增加；较大外廓结构、较小进气缝宽度的凹腔稳定器点火性能更加优异；计算模型可有效预测贫油点火油气比，预测精度在20%以内。

支板稳定器是多模态冲压燃烧室的关键部件，稳焰区具有多回流区耦合和多剪切层散布等特点，火焰稳定困难且火焰结构表现复杂的动态特征。以带有/无凸台扰流结构的支板稳定器为研究模型，采用高频ICCD（增强电荷耦合器件）拍摄部分预混火焰图像、双铂铑热电偶测试出口温度，发展部分预混动态火焰关键特征参量的定向选择、时空关联解耦、脉动识别、均值计算、最大概率密度分布等算法，构建部分预混动态火焰表征方法。研究结果表明：凸台扰流结构有助于脉动振荡区和共轭温度场前移，强化燃油在主回流区二次雾化，增强火焰的多向传播能力。凸台扰流结构具有提高火焰稳定性、燃烧室温度分布均匀性的能力；楔形凸台扰流结构可以使火焰扩张比增大5.2%～29.4%，而三角形凸台扰流结构可以在相同进口条件下，将燃烧室出口温度提高40 K以上，达到提高燃烧室出口温度目的。

针对燃/滑油微小通道换热器的侧入式封头结构的流动特性开展研究，基于非支配排序遗传算法（NSGA-Ⅱ）构建了4个几何约束和2个目标函数优化模型，研究封头壳体形状、导流板位置、导流板俯仰角以及导流孔径大小对于封头内流量分配特性和压损的影响。建立样本空间，并基于响应面法建立几何约束与目标函数之间的函数关系；采用NSGA-Ⅱ算法展开全局搜索，得到不同工况的Pareto前沿和最优解候选点；对比分析候选点的综合特性，筛选出最佳结构。研究发现：压低封头结构纵深可以有效地抑制涡流、降低压损，添加导流结构可以改善流量分配特性，但会增加压损；封头结构参数对流量分配特性和压损的影响高于流速的影响，通过优化设计筛选了2种封头结构，对于不同工况都具有较好的适用性。

针对蒸发槽、驻涡和凹腔3种典型值班结构的加力燃烧室模型，基于试验和数值仿真研究，建立了适用于3种燃烧室的贫油点火预测模型。从Lefebvre半经验点火模型出发，分析了进气温度、压力和流量对燃油雾化以及贫油点火边界的综合影响机制，替换了其中燃油粒径的半经验模型，形成全部基于进口边界的全经验点火预测模型形式。该模型能够显式体现进气流量对点火的有利和不利作用机制，且3种燃烧室模型贫油点火边界的预测与试验数据误差均小于10%。该建模方法对建立工程级加力燃烧室贫油点火预测模型提供了参考。

斜壁限制域是一种有效的燃烧振荡被动控制方法。为深入认识其火焰稳定特性，探究斜壁限制域台阶高度对火焰宏观结构的影响规律。数值仿真表明增大台阶高度使火焰宏观结构从V型转变为M型。通过定量计算火焰拉伸率，发现这一转变伴随着斜壁过渡段外侧出现明显的强拉伸流动区域。结合小扰动线性稳定性理论对该现象加以解释，其原因可总结为结构特征尺度大于空间不稳定模态1/4波长尺度，进而固有的不稳定模态被激发，并形成稳定火焰的强拉伸区。运用该方法预测临界台阶高度，绝对误差不超过0.1 mm。

针对横流中单股圆射流冲击模型开展数值研究，在特定的射流雷诺数（1×10⁴）和不同的横流-射流速度比（0.1～0.4）和脉冲频率（20～200 Hz）下，阐释了脉冲激励对射流冲击表面传热特性的影响。研究结果表明：横流中脉冲射流冲击体现出以围巾涡为主体的瞬时涡结构；与稳定射流相比，脉冲射流沿流向偏转程度有显著的减弱，在大的横流-射流速度比下并未形成以肾形涡结构为主导的流动结构，显著提高了冲击靶面的表面传热；脉冲射流与横流的相干过程具有高度的复杂性，导致冲击靶面表面传热与脉冲频率、横流-射流速度比之间存在着复杂的变化关系，在本文的研究参数中，脉冲频率为100 Hz是一个相对较优的脉冲频率。

结合神经网络方法发展一套隐含物理变量的空间迭代算法用于气膜叠加模型，并通过全覆盖气膜平板综合冷效实验和绝热数值模拟分别进行验证，解决了直接采用神经网络方法不蕴含真实物理规律以及缺乏可解释性的问题。通过精度对比和隐含变量挖掘，获得垂直平板方向5倍平板前缘边界层厚度位置处沿侧向的速度等4个可解释的气膜叠加模型关键封闭变量，验证了融合模型的精度和可靠性。

为了解决经典 PID 法和人工在线整定相结合的控制方法，难以实现对控制系统模型实时变化的滑油温度精准控制，本方法在硬件方面采用抗干扰优化设计，精简温控仪和信号通讯，通过 PLC 控制器直接控制固态继电器，有效增强控制系统的鲁棒性；在软件算法方面采取过零脉冲控制法，通过获取表征系统模型变化的特性参数并建立数据库，以模糊控制法在线自动整定控制参数，以实现对滑油温度的自适应控制。试验结果与原控制系统相比，控制目标零超调，调节时间减少46%，增强了系统鲁棒性，有效满足试验要求。

针对某型航空发动机防喘系统结构复杂、故障排查困难的问题，对其利用AMESim软件进行数字化建模与仿真，重点对影响系统特性的核心部件——换算转速计算模块的建模与仿真进行深入研究；利用AMESet对钼质杆温度传感器的特殊结构建立了仿真模型，并且为方便工程上使用结合实践经验基于MATLAB APP Designer设计了应用程序。仿真结果表明：建立的模型与试验数据相比误差控制在了5%以内，能够初步完成对故障因素的验证工作，具有较高的精度与可靠性，同时APP（application）的设计也极大地提高了系统仿真和分析的效率。

系统梳理了英国SABRE、日本ATREX、PCTJ及西安航天动力研究所的PATR等国际国内预冷组合循环动力最新研究进展，总结归纳出高效紧凑换热、液氢燃料氢脆、结霜抑制、复杂控制匹配等是现阶段预冷涡轮动力存在的关键技术难题，并据此预测新型高热沉燃料、复杂热力循环是预冷涡轮动力的重要发展趋势。在此现状下，充分考虑我国实际国情，创新提出了一种具有我国自主知识产权和鲜明技术特色的基于吸热型碳氢燃料预冷来流空气的新型预冷涡轮火箭组合发动机新方案。分析了该创新方案的关键技术，开展了总体概念设计、性能评估及工作机理分析，得出其工作马赫数范围为0～5、工作高度为0～30 km、燃料工作在常温的工作特点，可以支撑临近空间飞行器宽范围、高性能工作，从而从理论上分析证明了该创新方案的可行性和先进性，由此得出本文提出的串联式预冷涡轮火箭组合循环发动机气动热力新构型是实现临近空间飞行器的重要动力途径。

为研究齿轮齿数对燃油圆弧齿轮泵流量脉动特性的影响规律，利用RNG（re-normalization group）k-ε湍流模型对6～9齿的圆弧齿轮泵进行三维瞬态流场数值模拟，推导其瞬时流量的数学模型，揭示齿数对该泵流量特性的影响规律。结果表明：齿轮齿数对该齿轮泵性能有显著影响，以转速为2000 r/min、进出口压差为8 MPa工况为例，7齿、8齿、9齿泵的出口容积效率较6齿泵相比依次变化：+18.34%、+7.15%、+20.70%。随着齿轮齿数的增加，齿轮所受径向、轴向激励力脉动幅值显降低，7齿、8齿、9齿齿轮径向激励力均值较6齿齿轮相比依次变化：−19.84%、−26.77%、−29.82%，轴向激励力均值较6齿齿轮相比依次变化：−10.37%、−77.64%、−61.49%。通过小波变换对齿轮径向、轴向受力脉动频率进行分析，其脉动频率与齿轮啮合次数呈周期性相关。

提出一种具有双梁、双靴互嵌式非接触指尖密封结构，建立了密封系统动态性能流固耦合数值分析模型，对转子施加正弦激励，分别研究转速、压差以及转子激励幅值对双靴互嵌式指尖密封的动态气膜承载力、密封靴最大变形以及泄漏率的影响，并与典型单靴非接触式指尖密封结构性能进行对比。结果表明：在低速低压工况下，双靴互嵌式指尖密封对不同幅值转子激励的跟随性均良好；高速高压工况时，跟随性有所降低。此外，在高速高压工况时，气膜承载力明显提升，且在转子向上跳动阶段泄漏率随激励幅值增大而明显减小。与典型单靴式流体静动压式指尖密封相比，双靴互嵌式指尖密封泄漏因子平均降低约25%。合理设计初始安装间隙，可避免转子与靴底发生碰撞。该研究结果为设计满足高工况的非接触式指尖密封提供一种思路。

可持续航空燃料被视为航空碳减排的重要手段。航空燃料作为航空发动机的特殊部件，安全性认证是其应用的最重要前提。适航标准和燃油技术标准共同指导可持续航空燃料的发展，并形成了燃料相关的安全标准体系。为促进我国建立自主可持续航空燃料安全标准体系，对现行相关标准进行了梳理和分析。选取其中最具代表性的ASTM D4054和ASTM D7566标准，全面回顾了演变历程，总结了修订方向。研究发现：可持续航空燃料相关标准体系的修订主要集中在认证主体、审批流程、燃料性质和测定方法要求4个方面。展望了我国自主认证体系发展趋势，结合我国航空业发展现状，提出了本土产业兼容的可持续航空燃料安全认证流程，为完善我国自主可持续航空燃料安全标准体系提供了技术支持。