建立了纳秒脉冲表面介质阻挡放电（NS-DBD）激励条件下空气-过冷水滴两相流动的计算模型，采用计算流体力学的方法对NS-DBD激励条件下翼型的水滴撞击特性进行了数值模拟，研究了来流迎角、液态水含量、水滴平均直径、激励强度对翼型表面水收集系数的影响。最后，结合短脉冲等离子体放电过程中产生的气动力效应和热效应，分析了热力效应对翼型表面水收集系数的影响。研究发现，NS-DBD短脉冲等离子体放电产生的热力耦合效应可以降低水收集系数峰值，但不改变水滴撞击极限，最佳效果在激励后10～15 μs。激励强度越大，水收集系数降低就越明显，但回升也越慢，水滴平均直径越大激励的影响越弱。激励产生的力效应和热效应在翼型表面形成一层波浪形高温气膜，降低了翼型表面的水收集系数分布。

以氧氮分离为研究对象，通过建立中空纤维膜气体分离数学模型，分析丝内外压差、进气初始氧体积分数、进气流量、丝外侧背压等参数对极化系数的影响，以探究操作参数对浓差极化影响程度，并提出降低浓差极化技术方案。研究表明：在考虑丝内压降、浓差极化现象的情况下，所建立的中空纤维膜气体分离数学模型具有一定的可信度；丝内外压差、进气初始氧体积分数、进气流量、丝外侧背压等因素对极化系数有一定影响，其中极化系数与丝内外压差、进气初始氧体积分数、丝外侧背压呈正相关，与进气流量呈负相关；可采用渗透侧负压抽吸方式提高膜透过流量、降低浓差极化。

分析了分瓣式浮环密封流固热耦合理论，建立了有槽和无槽这3种结构分瓣式浮环密封流固热耦合数值求解模型，在验证数值方法准确性的基础上，研究了无浅槽、矩形槽和三角槽这3种结构的分瓣式浮环密封在高温高压气体耦合作用下随不同入口压力、温度和转速下的流场特性、力学特性以及泄漏特性。结果表明：3种浅槽结构的分瓣式浮环密封流固热耦合数值求解模型，可准确求解流场特性、力学特性和泄漏特性。流体在高速剪切力的作用下沿周向运动，由于挤压使浅槽结构产生局部高压区，形成动压效应；同一入口压力工况下，具有三角槽结构的分瓣式浮环密封开启力最大，入口压力为600 kPa时相比于无浅槽结构增加9.6%，且泄漏量保持相对较小；温度对浮环开启力影响很小，且温度越高泄漏量越小，最大减小6%；转速对矩形槽和三角槽结构浮环开启力影响较大，且最大增加3.2%，对闭合力和泄漏量影响很小。

利用压力敏感漆技术对平板上带深度及张角的U形凹坑孔进行实验研究，测量对比了圆孔与凹坑孔的绝热气膜冷却效率。结果表明：凹坑孔结构的冷却性能均优于圆孔结构，而带有张角的凹坑孔结构冷却性能优于深度凹坑孔结构。最优深度凹坑孔（坑深d=0.5D，吹风比M=2.0，D为圆孔直径）平均气膜冷却效率相比于圆孔，在X/D<5（X为主流方向的位置）区域提高了近800%，在5<X/D<14区域提高了近700%；最优张角凹坑孔（张角α=30°，M=2.0）平均气膜冷却效率相比于张角为0°凹坑孔，在X/D<5区域提高了近180%，在5<X/D<14区域提高了近170%。凹坑孔深度的增加，有利于气膜在壁面上的扩展；张角凹坑孔结构，有利于扩大冷却射流在展向及流向的覆盖范围。深度及张角对凹坑孔结构气膜冷却性能的提升幅度随吹风比增大而增大。

当自由来流的温度和速度分别为50 ℃和10 m/s时，在两个不同的自由来流湿度值（1.8 g/kg和6.4 g/kg）条件下，对微细管式换热器分别开展了结霜和抑霜的地面实验研究。结霜和抑霜地面实验结果均表明，自由来流的湿度值对微细管式换热器的结霜和抑霜性能均具有明显的影响。在结霜实验中，凝结霜层的量随着自由来流湿度值的增大而增大，但是两者之间不成正比关系；且自由来流的湿度值越大，换热器管束的壁面温度越低，自由来流的压力损失系数的增长率越大，换热器的换热率越低。然而，在抑霜实验中，凝结霜层的量和自由来流的压力损失系数均不随着自由来流湿度值的增大而增大；且随着自由来流湿度值的增大，换热器管束的壁面温度增大，换热器的换热率减小。

燃料喷射中的自激振荡是诱发燃烧不稳定的重要原因，超临界态燃料“类气体”的性质使其自激振荡对油气混合及燃烧有更显著的影响。为探明超临界煤油自激振荡产生的原因并寻找抑制方法，对超临界煤油射流在旋流流场中的自激振荡特性进行了研究。利用本征正交分解，采用高速纹影技术对不同伴流条件、缩进比和气-液面积比下的超临界煤油喷射过程进行了研究。结果表明：自激振荡的振荡模式为轴向振荡和径向振荡，伴流气体会影响自激振荡区域。气-液面积比为674时，自激振荡的诱因为油-伴流气相互作用，随缩进比减小，自激振荡减弱；气-液面积比为416及178时，自激振荡的诱因为伴流气-环境相互作用，且随缩进比减小，自激振荡增强。

为探究航空发动机回油管尺度下以润滑油和封严空气为主要介质的油气两相流相分布特征，实现回油管内流型准确辨识，提出了一种基于图像处理的两相流型辨识模型。该模型基于航空发动机工况下水平回油管内油气两相流实验获取的4种典型流型图像结果，以双边滤波、二值化、小波分解等图像处理技术提取的流型特征数据集为输入，采用Elman循环神经网络模型实现流型辨识。结果表明：在航空发动机工况范围内，回油管内会出现4种典型流型：弹状流、层状流、波状流和环状流。基于流型图像的辨识模型能够成功辨识4种不同流型，且在验证集上辨识准确率为93.06%、宏F1为97.60%，具有较好的准确性和稳健性。

设计了一个可视化单头部旋流燃烧室，结合实验和数值模拟开展了乙醇喷雾的纳秒脉冲等离子体点火特性与火焰传播特性研究。通过改变不同的点火位置，同步拍摄火焰阴影图像和CH^*化学发光图像，探究火焰传播过程的时间尺度。结果表明：不同位置的点火过程均可划分为4个阶段：火焰快速发展阶段、附壁燃料消耗阶段、火焰形态转变阶段、火焰形态稳定阶段。通过分析点火延迟时间，发现燃烧室内最有利于点火的位置处于中心再循环区内部，壁面处最有利于点火的位置对应中心再循环区的最宽处。

高温燃气流热试验采用固定燃气质量流量、调节燃气流温度的方法实现气动热等效模拟。利用高温燃气流数值计算结果，通过建立热流代理模型，快速确定燃气流试验参数，进而形成以燃气流温度为控制目标的闭环控制方法。采用Kriging代理模型方法建立不同质量流量、不同燃气流温度下冷壁热流代理模型和固定燃气质量流量、不同燃气流温度和试件表面温度下热壁热流代理模型。两者在测试工况点的预测热流平均相对误差分别为0.27%和0.48%，具有较高的预测精度。进一步针对某飞行包线9个典型状态点气动热模拟需求确定高温燃气流质量流量及燃气温度，数值仿真验证表明燃气流加热热壁热流与气动热模拟需求间最大相对误差为3.04%，平均相对误差为0.87%，实现了全时序高精度模拟功能。

人工冰雹多用于飞行器外壳及发动机测试中，其力学性能对测试结果有直接影响。考虑人工冰雹在制作完成后的存储问题，借助试验研究的方法，探究了存储参数（存储温度、存储时间）对人工冰雹力学性能的影响。在存储温度方面，结果表明在−10、−15 ℃和−25 ℃的3种存储温度下，纯冰冰雹和含棉冰雹的最大抗压强度值均有一定程度的增大，最大增加量分别为73%和80%。在存储时间方面，结果表明在−20 ℃条件下分别存储5、10 h和20 h后，纯冰冰雹和含棉冰雹的最大抗压强度值均呈现先减小后增大的趋势，并在存储20 h条件下取得最大值，相比未进行存储的冰雹分别增大了113%和54%。因此，存储参数对于冰雹力学性能的影响不可忽视，需在适航测试过程中加以考虑。

为了研究火花能量及相位对航发燃烧室点火成功率的影响，采用大涡模拟（LES）方法对轴径向旋流器燃烧室点火过程进行模拟。模拟结果表明增大火花能量至10 J后点火仍具有随机性，同种可燃工况下单脉冲火花点火并非都能建立稳定火焰，且增大火花能量后火花相位对点火成功率的影响并没有得到改善，单个火花能量释放持续时间0.2 ms远小于流场脉动周期8.76 ms是造成火花相位严重影响点火结果的根本所在。在总点火能量相同的前提下在单脉冲点火失败的火花相位进行多脉冲点火，验证了在一个流场脉动周期内采用多个火花脉冲代替单个火花脉冲点火是减小随机性对点火成功率影响的有效途径。

为充分发挥弱旋流燃烧技术低污染排放的特点，通过试验来探究氧质量分数的改变对弱旋流燃烧造成的影响。基于弱旋流燃烧器，采用丙烷为燃料，通过改变通入系统的CO₂质量流量来调节预混氧质量分数，通过控制喷嘴出口处的空气流速、当量比以及预混氧质量分数，探究氧质量分数对弱旋流燃烧在火焰形态、火焰温度以及燃烧排放产物NOx的影响。试验系统条件下，可以达到最低氧质量分数的试验工况是喷嘴出口处流速为3.0 m/s、当量比为0.65，最低的临界氧质量分数为17.43%。试验发现：随着喷嘴出口处空气流速增大，燃料熄火下极限呈现线性增大的趋势；随着氧质量分数的降低，弱旋流燃烧中心区不完全性逐渐变小，燃烧喷嘴的稳焰能力逐渐变强；火焰的整体温度呈现下降趋势；燃烧排放产物NOx的体积分数逐渐减少。

为提高涵道螺旋桨气动效率，需要很小桨涵间隙，导致加工和使用维护成本大幅增加。为此基于沟槽涵道构型，研究大桨涵间隙时改进效率的方法。基于雷诺平均NS方程和MRF方法展开计算研究。首先基于常规无沟槽涵道构型开展分析，当间隙比从1倍基准间隙比增大到4倍时，悬停效率下降超25%，桨涵间隙增加导致效率显著下降。其次基于沟槽涵道构型开展分析，发现桨尖位置和沟槽外形是决定悬停效率的关键变量。通过向沟槽内适当延伸桨尖，可以在间隙比为6.7倍基准间隙比时，悬停效率无明显下降，若采用圆形沟槽，则间隙比为2倍基准间隙比时，悬停效率反而提高5.2%，最终通过测力试验验证，证明沟槽涵道构型可在大桨涵间隙时改进气动效率，降低加工和使用维护成本。

为分析旋翼转速变化对飞行品质的影响，建立耦合了发动机动态特性的直升机飞行动力学模型。首先，建立发动机气动热力学模型与旋翼飞行力学模型。在此基础上，建立包含发动机动态特性，直升机各部件气动力特性与部件间气动干扰的直升机飞行动力学模型。最后，以UH-60A直升机为样例直升机，研究发动机动力涡轮输出引起的旋翼转速变化对直升机飞行品质的影响。研究表明：旋翼转速降低后，直升机需用功率减少，同时旋翼反扭矩与总距杆量增加。扭矩特性、高度特性与总距偏航耦合飞行品质均随旋翼转速下降而恶化。直升机滚转、俯仰与偏航3个通道带宽随旋翼转速降低而增大。

为准确地获取某型发动机偏航、俯仰、主推力等工作性能，在前人研究的基础之上，研制出一种发动机四支点六分量测试台架，该台架集发动机推力测试和静态性能标定于一体，实现了对某型发动机的推力测量。介绍了测量系统和静态性能标定方法，并进行了测力单元静态标定试验。试验结果表明所设计的动态六分力测试台测量精度较高，总体相对误差为0.31%。

为了明晰第一弯出口面积比对S弯喷管流动传热和结构响应影响，采用基于多物理耦合分析软件MPCCI的串行双向松耦合方法，研究了不同第一弯出口面积比下的热固耦合响应影响。结果表明：大曲率且多弯的结构构型作用下，S弯喷管整体热流密度分布不均匀而各个喷管分布类似；各个喷管第一弯处上壁面传热最强，随着第一弯出口面积比的增加，第一弯处热流密度逐渐降低；喷管内部旋涡结构使得传热受阻。结构应力响应中，各个喷管最大应力皆出现在出口端上壁面；第一弯出口面积比为0.8的构型喷管在t=39.92 s时刻首先出现最大应力，且随着第一弯出口面积比的减小，各个喷管最大应力值出现时刻推迟，最大应力值也逐渐减小，相比第一弯出口面积比为0.5的喷管提前了7.12 s，应力最大值减小了7.4%。

翼型前缘开缝可抑制翼型大攻角下流动分离，有效提升气动性能。确定缝翼几何参数是改善气动性能的关键，因此基于遗传算法对前缘缝翼进行多目标气动性能优化设计研究。选取NACA 0012进行缝翼几何参数设计，定义缝道宽度、位置、弯曲程度等输入参数范围，通过优化拉丁方方法采样。为提升优化效率，利用样本数据建立输入参数和以升阻力系数为目标参数的代理模型，并通过多目标遗传算法进行全局范围内的目标参数寻优。研究表明：缝道弯曲程度越大，失速后升力系数提升越明显。前缘缝翼增加了上翼面湍动能及翼型前缘上下翼面的压差，改善翼型大攻角下气动性能。优化后翼型，最大升力系数提升12.5%，失速攻角推迟5°。为前缘缝翼气动性能优化设计提供理论参考。

基于湍流边界层脉动压力波数-频率谱建模的TNO（荷兰国家应用科学研究院）模型是一种翼型尾缘散射噪声快速预测模型。但TNO模型所采用的波数-频率谱忽略了脉动压力源项中的TT项（湍流-湍流项），导致中高频段噪声预测存在较大偏差。为此，优化模型的流场输入，并引入Chase Ⅰ模型的TT项，以提高模型的准确性。基于风洞实验获得的NACA0018翼型远场噪声数据，验证了改进后模型的有效性，结果显示：相较于原始模型采用XFOIL方法计算流场作为波数-频率谱的输入，采用RANS（雷诺平均 Navier-Stokes）方法来计算流场输入更为准确；关于高波数区波数-频率谱幅值的预测，是否引入TT项对预测结果的影响较大；改进后的尾缘散射噪声快速预测方法对高频段噪声的预测精度有明显提升；改进前的TNO模型存在噪声预测偏差随着攻角的增大而增大的问题，改进后的模型对此问题有明显缓解。

为了提升仿蜻蜓串联扑翼的气动性能，采用神经网络与CFD相结合的方法，系统分析了扭转角幅值，翼间距和前后翼相位差变化对仿蜻蜓串联扑翼升举效率的影响。研究结果表明：扭转角幅值，翼间距和前后翼相位差变化对仿蜻蜓串联扑翼的气动性能具有重要影响。就所研究的参数范围，通过神经网络优化后，最优和最差参数组合扑翼的升举效率相差90.33%。进一步通过对不同参数组合仿蜻蜓串联扑翼的流场分析，发现优化参数组合的串联扑翼前翼脱落的尾涡可以重新附着在后翼表面，减弱后翼上冲程时的涡旋强度，降低扑翼的能量消耗，从而使扑翼获得更好的气动性能。

提出了结合主动喷气装置和吊索反馈技术的吊挂增稳方法。建立了CH-47纵列式直升机/柔性吊索/刚体吊挂物耦合飞行力学模型。针对吊挂物摆动及不稳定偏航运动，设计了一套主动喷气装置，通过涵道风扇产生抑制吊挂物摆动和偏航的阻尼力及力矩。考虑喷气装置的驱动力限制，引入吊索反馈技术进一步抑制吊挂物摆动。采用自抗扰技术控制直升机姿态以抑制吊挂物给直升机带来的扰动。研究了吊索反馈增益补偿、喷气装置最大驱动力等关键参数对吊挂增稳性能及喷气装置能量消耗的影响，结果表明：主动喷气装置的引入显著地抑制了吊挂物的摆动与偏航；结合两种增稳技术的增稳方法在合理的参数配置下，较单独采用主动喷气装置能量消耗减少，较单独采用任一种增稳技术的增稳性能增加。

基于Hamilton原理及多体动力学方法，通过建立坐标系准确地描述出旋翼/机翼/短舱等动部件的空间位置及运动关系，充分考虑不同偏置以及气动、结构和惯性耦合，保留了部件弹性变形引起的耦合效应，推导出非旋转坐标系下的质量、刚度和阻尼矩阵，建立了一套倾转旋翼机的旋翼/机翼多模态耦合气弹稳定性分析模型。在此基础上开展了倾转旋翼机多模态耦合气弹稳定性参数影响分析，包括机翼挥舞弯曲、弦向弯曲和扭转刚度、机翼前掠角、桅杆高度、桨毂预锥角、旋翼挥舞刚度、挥舞变距系数等参数，结果表明：机翼三个方向刚度中，系统稳定性对扭转刚度最敏感，机翼前掠和挥舞变距调节系数均不利于抑制回转颤振，增大桅杆高度的同时需增大机翼扭转刚度可保持回转颤振边界不变，倾转铰靠近弹性轴后缘和增大旋翼挥舞刚度可提高回转颤振边界，桨毂预锥角和悬挂高度综合考虑可更高效地增大回转颤振边界。

风洞试验中的模型振动易导致表面油流速度发生耦合，而传统光流法无法对振动进行识别或消除。为此，提出了基于后方交会的光流解耦算法。将插值后的图像相关法解算的低分辨率光流值作为光流法的迭代初值，然后基于后方交会推导了振动情况下振动角和振动位移的计算模型，进而消除振动位移实现速度解耦。仿真试验显示：在0°、5°、10°和15°的模拟振动角下，传统光流法和光流解耦算法的AEE（average endpoint error）分别为0.20、0.98、1.44、1.63像素/s和0.19、0.20、0.22、0.27 像素/s，同时振动角测量误差小于0.1°。荧光油流试验进一步表明：基于后方交会的光流解耦算法获取的速度场流线更为准确、清晰和流畅，能够有效解决速度耦合问题，该方法具有一定的实际工程应用价值。

对于高超声速飞行器在临近空间形成的连续与稀薄混合流场，DSMC（direct simulation of Monte Carlo）方法需要消耗巨大的计算资源，CFD（computational fluid dynamics）方法，无法对稀薄效应进行准确模拟。在对连续/稀薄耦合数值方法深入研究的基础上，提出了一套非结构网格的CFD/DSMC耦合方法。该方法具有通用强、适应性良好的特点，进行耦合计算时对不规则复杂分界面无需进行光滑处理。对超声速圆柱绕流和钝锥体流场进行了模拟，数值结果表明：该方法对不规则分界面和复杂外形具有高度适用性，通过与重叠网格结果进行比较验证了该方法的有效性和计算效率，相较于传统的DSMC方法，计算效率分别提高了2.3倍和3.16倍，具有高效性。

综述了自20世纪末至今以来航空发动机风扇叶片鸟撞问题在鸟体几何选型与建模、瞬态动力学数值分析方法、叶片鸟撞响应与损伤以及鸟撞关键试验技术等方面的进展，结果表明：当前国外在航空发动机叶片鸟撞击的研究已经进入深度应用阶段，而在国内仍然存在脉络不清，体系不明，支撑不足等现状。提出了未来研究应重点关注高精度鸟体模型、新材料叶片鸟撞、旋转状态下叶片鸟撞试验技术与鸟撞后发动机整机动态响应分析方法等问题。

针对航空发动机中滚动轴承微弱故障信号受环境噪声影响提取困难的问题，提出一种基于阈值参数判决筛选的航空发动机主轴承故障特征提取方法。为了自适应选择变分模态分解（variational mode decomposition，VMD）中的参数，采用粒子群算法（PSO）对VMD算法中的参数进行优化，将其作为前置参数来处理传感器收集到的轴承原始振动信号，得到K个模态分量；其次提出一种新的参数调和公式，该公式将峭度和相关系数平衡融合为一个参数P，然后基于阈值参数准则划分筛选出高信噪比信号，整合高信噪比信号产生新的振动信号；最后通过包络谱提取出轴承微弱故障特征。结果表明：参数调和公式与阈值参数判决方法能平衡峭度和相关系数之间的关系，滤除了峭度值较高但有效信息少的分量，该方法可有效提取滚动轴承简单及复杂传递路径下的故障特征，为航空发动机主轴承故障复杂信号处理和诊断提供了有效手段。

基于有限元方法建立带有第三体颗粒接触作用的球-平面三维仿真模型，研究在部分滑移状态下第三体对微动磨损的影响。分析了线弹性和弹塑性材料本构下第三体颗粒与第一体之间接触行为，确定研究对象材料本构；分析了不同尺寸条件下的第三体颗粒接触行为；研究了不同加载条件下第三体颗粒对微动磨损的影响。结果表明：弹塑性材料更能体现第三体的接触特性，第三体颗粒受到较大的接触压力发生塑性变形，减小了接触面之间的接触压力；直径0.8 μm的第三体颗粒所承受接触压力最大，0.2 μm时接触压力最小，且随着直径增大塑性变形增大；部分滑移状态下，在微动初始阶段第三体颗粒的存在会降低磨损，较小的接触宽度或较大的位移幅值会导致第三体颗粒承受的接触压力减小，摩擦耗散能增大，微动磨损加剧。

考虑不同组织分区材料性能差异影响，基于平均应力法、极限应变法、能量法及塑性失稳法进行了FGH99合金双性能涡轮盘破裂转速分析，并在室温和高温441 ℃下开展了涡轮盘破裂转速试验，均发生了径向破裂。与试验结果对比表明：平均应力法预测结果偏大，达到了9.42%，破裂模式预测结果不准确，径向破裂转速预测时应考虑修正系数0.80；极限应变法和能量法预测破裂转速与试验结果误差较小，最大为0.98%，且预测的破裂起始位置与试验结果吻合；塑性失稳法准确地预测了破裂模式，且破裂转速最大误差为2.27%。

研究了大涵道比商用航空发动机风扇转子本机平衡的理论和工程方法，研究了影响平衡精度和效率的关键问题，包括幅值时变的转速/键相位的识别、传感器振动响应与转子实际不平衡方位的关系、平衡螺钉的高效优化排布方法等。分析了某型大涵道比商用发动机在整机试验时风扇转子系统的振动响应，讨论了试重大小和方位的确定方法，研究了动不平衡量随转速等的变化规律，通过一次动平衡使得风扇转子的振动下降超过80%，且低压涡轮的振动下降超70%，表明了动平衡理论和工程方法的正确性，也表明风扇转子的动平衡有利于降低低压涡轮转子的振动，相关方法已应用于航空发动机科研试车。

针对航空发动机转子在服役过程中受到突加基础冲击载荷的振动响应特性复杂问题，基于动力学相似原则和结构特征相似原则设计了全尺寸转子系统试验器，提出采用高速电动机驱动在振动与冲击试验台上开展突加基础冲击载荷作用下航空发动机转子系统振动响应特性试验的方法，获取了轴向、垂向冲击载荷下转子的振动响应特征，通过试验研究了冲击载荷参数（冲击转速、冲击载荷大小、冲击方向及冲击脉宽）对转子振动响应的影响。试验结果表明：受到突加基础冲击载荷瞬时转子振动响应瞬时大幅增加，随后衰减至冲击前的稳定状态；瞬时振动响应的频率成分复杂，除基频外，存在不规律的其他频率成分；冲击载荷参数对转子振动响应的影响显著，应特别关注垂直方向的振动响应。研究为突加基础冲击载荷下的航空发动机转子振动响应特性分析和结构安全设计提供了参考，具有重要的工程应用价值。

为了建立焊接接头拉剪多轴应力状态下的寿命预测方法，文中设计了GH4169电子束焊接头蝶形拉剪疲劳试验件，开展了不同加载角度（0°、15°、30°及45°）下的疲劳试验，获得其4种加载角度下的F-N曲线；探讨了不同剪/拉应力比γ对焊接接头疲劳性能的影响规律。采用临界距离法，确定蝶形件焊缝缺口根部的临界距离，获得焊缝平面上的有效应力参量；进而引入与γ相关的修正系数k（γ）对Findley模型中的材料参数进行修正，建立了适用于不同加载角度的统一的多轴疲劳寿命预测模型。通过与试验结果对比，验证了所提出的模型具有较高的预测精度，误差在±2倍分散带以内。

针对现有方法难以及时检测与诊断滚动轴承早期微弱故障的难题，提出一种滚动轴承早期微弱故障检测与诊断方法。基于基尼指数提取滚动轴承全寿命数据振动信号的特征指标，对轴承早期微弱故障进行及时检测；其次，基于增强奇异谱分解+蜜獾算法优化最大相关峭度解卷积的方法对轴承早期微弱故障振动信号进行有效分解，最大相关峭度解卷积降噪和凸显故障冲击效果性能，对滚动轴承早期微弱故障进行有效诊断。使用辛辛那提滚动轴承全寿命数据集进行试验，并将所提方法与传统的振动峰-峰值和有效值检测方法进行对比，该方法能够分别提前1 700 min和30 min检测并诊断出滚动轴承发生早期微弱故障。

针对航空发动机压气机叶片材料TC4合金的热腐蚀问题，提出了一种基于非线性表面波的无损检测方法。首先，通过数值模拟研究了不同缺陷尺寸的非线性超声表面波的传播行为，探讨了椭球缺陷尺寸与非线性系数之间的规律；然后，通过建立超声检测探头楔块模型，研究了楔块特征尺寸对表面波转化效率的影响；最后，设计并搭建了非线性超声检测系统，对数值结果进行了试验验证。结果表明：检测探头楔块的长度和角度会影响表面波的转化效率；通过数值仿真和试验验证，发现在相同深宽比下腐蚀缺陷尺寸与非线性系数呈负相关，说明可以用非线性超声系数表征材料的腐蚀损伤程度。

针对滚动轴承早期微弱故障受背景环境噪声影响故障特征难以提取的问题，提出一种基于灰狼算法（GWO）优化最大相关峭度反卷积的滚动轴承振动特征提取与表征方法。该方法采用完全自适应噪声集合经验模态分解（CEEMDAN）将受强背景环境噪声干扰的微弱故障振动信号分解成若干信号分量，并依据峭度指标和相关系数作为筛选指标对各信号分量进行筛选和重构，通过GWO优化的最大相关峭度反卷积（MCKD）滤除重构信号中的噪声成分同时增强微弱故障特征成分，并对其进行包络解调实现微弱故障特征的提取。基于滚动轴承实验台数据及真实涡扇发动机整机数据开展了滚动轴承故障特征提取与表征方法有效性的综合验证。结果表明：该方法可有效滤除滚动轴承微弱故障振动信号中的强背景环境噪声成分同时增强微弱故障特征，经主轴承外圈微弱故障实验数据验证可知去噪信号与原始信号的峰值因子相比提高了2.43，有效增强振动信号中的冲击性成分，实现滚动轴承微弱故障特征的有效提取与表征。

为了进一步研究叶尖小翼对跨声速压气机级稳定工作裕度的影响，采用数值方法对NASA Stage 37压气机级加装不同叶尖小翼的效果进行了研究。通过对比原型压气机级与加装叶尖小翼压气机级的流场特性，揭示了压力面叶尖小翼的扩稳机理。研究结果表明：随着压力面小翼宽度增加，压气机级的稳定工作裕度分别提高了7.35%、12.27%、19.49%、12.34%。压力面小翼的扩稳机理在于有效减弱了泄漏涡与激波的干涉程度，改善了转子区域的通流情况，同时减弱了下游静子的吸力面分离，使得静子区域低能流体减少，降低了流动损失。

进口附面层（IBL）条件对压气机内部流动特性具有显著影响，为探究其对高负荷压气机串列叶栅端区流动特性的影响，采用定常数值方法对某高亚声速压气机串列叶栅流场进行计算，并研究了不同进口条件，包括附面层厚度及常规和倾斜两种形式对叶尖泄漏和角区分离两种流动结构的影响，结果表明：在无叶尖间隙时，进口附面层增厚会使角区分离在前叶的三维尺度以及后叶的周向范围增大，附面层倾斜效应使前叶二次流削弱而后叶二次流增强，总压损失降低，且进口附面层厚度增大使倾斜效应对角区流动的影响降低。1%叶高间隙下，增大附面层厚度使泄漏涡的展向尺度增大，附面层倾斜效应则使前叶泄漏涡增强，后叶泄漏涡减弱，总压损失减小，而进口附面层厚度增加使倾斜效应对叶尖端区流动的影响增强。

为更好保证涡轮气冷叶片结构强度设计阶段的气动综合性能，在二维叶栅传统四线造型方法的基础上，引入了喉道宽度和尾缘弯折角两个参数以保证相关气动指标，同时，提出了一种基于自由曲线的异形冷气入口建模方法以改善冷气入口处的应力集中问题并通过优化算例证明了其潜在价值。在此基础上，对涡轮气冷叶片内部典型冷却结构进行参数化建模。以涡轮叶片质量和叶身最大拉伸应力为优化目标，选取参数对涡轮气冷叶片进行优化，优化后涡轮叶片质量和优化前相比下降0.99%，最大拉伸应力下降6.55%。优化结果表明：相关参数化方法可以满足具有复杂内冷结构的涡轮叶片的设计需求，可以有效提高涡轮设计效率。

为了更好地了解脉冲频率对双通道涡轮转子进口流动特性的影响，应用ANSYS CFX软件对不同频率（20、40、80 Hz）脉冲进气条件下的双通道径向涡轮进行了非稳态数值计算，探究了进气脉冲频率对双通道涡轮转子进口入射角的影响，并进一步分析了脉冲频率对转子下游流场的影响。结果表明：脉冲频率对转子进口入射角的影响较大，一个脉冲周期内，转子进口入射角出现两个波峰和两个波谷，波峰附近入射角随频率升高而减小，波谷附近入射角随频率升高而增大；入射角沿叶高分布规律可以发现，叶根部分和叶高部分入射角随频率变化趋势相反，另外，叶根分支进口压力更大时，双通道涡轮进口流动特性更稳定。

为了研究失速先兆与转子叶尖端壁流场特性的关联性，对一台单转子低速轴流压气机进行了节流特性试验，采用转子叶尖端壁周向和弦向布置动态压力传感器的方法，测得了整个节流过程的动态压力信号，系统分析了失速先兆前后叶尖端壁流场特性的变化规律，结果表明：近失速工况点，叶片通道中存在叶顶泄漏流与叶顶二次泄漏流两种不同的泄漏流形态，失速先兆形成前叶顶泄漏流稳定在叶尖前缘；形成突尖型失速先兆时，失速扰动区域的叶顶泄漏流在叶尖前缘摆动；突尖型失速先兆的形成与叶尖局部区域叶顶泄漏流的不稳定性相关，是叶顶泄漏流不稳定性的外在表象；压气机失速后，失速扰动区域的叶顶泄漏流从叶尖前缘溢出，失速扰动演变为周向传播的失速团。试验测量过程中，动态压力传感器的布置方法可有效捕捉产生失速先兆时叶尖端壁的流场特性。

以涵道风扇为动力的飞行器在低速领域中优秀的效率、安全以及噪声特性使其得到重视，如何减小横风条件下唇口的推力损失与进气畸变有待进一步探索。本文采用减小逆压梯度的优化方法对唇口几何进行了优化设计，研究了原始唇口与优化唇口在横风条件下的气动特性及流动规律。为进一步提高唇口的抗横风能力，在优化几何的基础上提出了双唇口结构，并对双唇口结构的流动控制机理进行了分析。结果表明：减小逆压梯度的优化方法可以使唇口在0～0.07的前进比范围内，无量纲推力与总压畸变系数的变化量在3%以内；双唇口结构可以进一步将唇口无量纲推力降低的前进比由0.07提高到0.44；当前进比由0增加到0.55时，采用双唇口结构可以使涵道风扇的总推力降低量由18.5%减小到6.6%。

为探究端壁自适应射流对叶栅角区分离和损失特性的影响，以高速扩压叶栅为研究对象，对端壁自适应射流不同出口位置方案进行了数值模拟。研究结果表明：应用端壁自适应射流能有效控制角区分离，减少低能流体堆积，提升叶栅扩压能力，降低叶栅的总压损失，4°冲角时叶栅出口总压损失系数的相对减小量最大可达9.17%。随着端壁自适应射流出口位置向尾缘移动，总压损失系数呈现先减小后增大的控制趋势。出口位置位于分离区中部附近时控制效果最佳，出口位置过于靠前会使总压损失显著增加，同时来流冲角对减损效果的影响也更加明显，正冲角下的叶栅相较于设计冲角更易控制。

综述了复合材料-钢混合齿轮应用技术研究现状。简述开展复合材料-钢混合齿轮应用技术研究的军事需求以及对于提高直升机传动系统功率密度的重要研究意义；从齿轮辐板用复合材料力学性能表征、混合齿轮结构强度分析、构型设计、制备工艺和试验验证这5个方面，详细阐述国外复合材料-钢混合齿轮应用技术研究现状和发展趋势；通过对国外复合材料-钢混合齿轮应用技术研究现状进行总结，论述我国在复合材料-钢混合齿轮应用技术研究方面的不足之处，从材料力学性能表征、强度分析技术、构型设计及优化、制备工艺及试验验证这4个方面，全面展望我国在复合材料-钢混合齿轮应用技术研究方面亟需开展的研究方向。

针对当前因滚动轴承故障数据难以获取，而导致智能故障诊断模型难以训练的问题，提出一种仅依靠正常类样本进行训练的自监督深度一类分类方法用于滚动轴承早期故障预警。该方法在深度一类分类模型的基础上引入了多任务和自监督机制。采用深度残差网络提取输入信号的深层特征，将所提特征分别作为多个子任务的输入，其中支持向量描述（SVDD）分类子任务的输出结果，作为其余子任务的监督标签，通过所建立的联合损失函数，仅依靠正常类样本即可完成模型的自监督学习。在将所提方法用于滚动轴承故障预警时，先对全寿命周期的振动加速度信号进行频带分解和包络分析，将所得不同频段内的信号进行二维编码后作为网络的输入。在两组实际的滚动轴承故障数据集上对所提的方法进行试验验证。验证结果表明：所提深度一类分类方法在进行故障预警时准确率达到99%以上，充分表明该方法具有很高的故障预警和异常检测能力。

为了在现有条件下提高火箭橇试验速度，设计了两级推进单轨火箭橇车结构，开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收，试验验证了减速效果；研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火技术和橇车级间分离技术，试验验证了时控器控制二级发动机点火和减速伞抛出方案效果；使用高速相机、网靶等进行测量，得到了橇车运动速度、图像等数据。结果表明：两级橇车结构合理可靠，较好完成试验任务；时控器按设定时间触发二级发动机和减速装置，表明其能安全、可靠应用于火箭橇试验；减速伞在高过载下被提前甩出，需对减速装置改进设计；二级橇车在轨道上成功刹车回收，泡沫水盒对单轨橇车减速效果高效可靠。

作为一种新型电推进技术，离子风推进技术能直接将电能转化为推力。为提升离子风推进效果，研究离子风推力产生原因以及影响因素，构建线-面、针-面离子风推进模型。通过有限元软件COMSOL Multiphysics研究离子风的内部情况，分析离子风速和体积力密度的变化，因为其与推力成正比。结果表明：线-面结构的体积力密度比针-面结构大，但风速更小；增大输入电压或减小电晕极直径能有效提高风速和体积力密度，进而增大推力；存在最优电极间距和集电极宽度使推力达最大。环境压力越小，推力越大。通过两种方法计算出线-面结构推力大小分别为0.046、0.042 N/m，与相关实验得到的结果相近，对离子风推进结构的设计有一定参考价值。