基于金属与非金属材料组合式结构的设计思想，设计了一种采用阵列式陶瓷基复合材料（CMC）铠甲的涡轮叶片冷却方案。通过在叶片前部高热负荷区覆盖铠甲并代替原有叶型，以及在其间隙中通少量冷却气的方式，来加强对叶片金属基体的热防护。采用了三维流热耦合数值仿真方法，以及与典型气膜冷却对比的方式，对方案的强化冷却机理和可达到的效果开展了研究，并对部分设计方法进行了总结。方案在冷气用量降低了24.2%的同时，还可将金属区域冷却效果大幅度提高69.2%，达到了0.95，热防护效果显著。而此时CMC铠甲仍有不低于130 K的温度裕度，表明燃气温度在2000 K基础上还可以进一步提高。在设计方法和原则上，为避免出现前缘燃气入侵，应保证冷气压比不低于1.03。可通过使铠甲间缝隙交错和倾斜的优化方式来加强冷却效果。

整体叶盘受失谐影响会产生响应放大现象导致高周疲劳损伤。为了准确预测失谐叶盘的动力学特性，需要对失谐模式精准识别。提出了一种基于叶盘反共振特性的失谐识别方法，为失谐识别问题提供了一种解决方案。该方法通过测量叶盘反共振峰频率进而获取叶片的失谐量，反共振峰表征叶片悬臂频率，与主体结构无关，受扇区间耦合的影响小，理论识别精度高。该方法重点探究了测点、激励点位置变化对反共振峰频率的影响规律。在识别难度较大的平板叶盘上进行了识别机理仿真与实验验证，仿真中相较现有识别方法误差降低了37.48%。将该方法应用于一真实叶盘模型，识别所得模量失谐模式与真实值基本一致。

针对某型航空发动机中央传动锥齿轮在实际工况下裂纹扩展断裂失效问题，采取实验与数值仿真相结合的方法，探究齿轮处于行波共振状态下裂纹扩展频率特性演化规律。基于行波共振理论与声测法，开展了正常齿轮和预制缺陷齿轮疲劳特性实验，实验结果表明：预制缺陷齿轮处于行波共振状态下裂纹迅速扩展，共振频率不断减小，裂纹扩展后期无法跟踪行波共振点，齿轮发生瞬断。基于模态分析方法，建立了不同裂纹尺度齿轮有限元模型，提出了裂纹扩展前期裂纹长度与模态频率比的函数关系，实验所测频率比与预测模态频率比相对误差在0.02%以内。仿真结果表明：随着裂纹程度的加深，齿轮结构不对称性加大，相同节径型振动的两个对称模态逐渐分化为两个不同的振动模态，模态频率比差值增大。综合实验与仿真结果，裂纹扩展前期行波共振导致裂纹尖端应力强度因子过大而促使裂纹发生扩展，裂纹扩展后期齿轮两对称模态交替出现，齿轮无法维持行波共振状态，由于裂尖应力强度因子接近或超过材料断裂韧性导致裂纹快速扩展，进而剩余强度不足而瞬断。

针对航空高速薄辐板弧齿锥齿轮在工作中由于行波共振导致轮齿断裂故障频发，其行波共振动力学响应特性不清晰的问题，建立了一种基于显式算法的航空薄辐板弧齿锥齿轮瞬态接触动力学分析模型。考虑齿轮转速、扭矩以及时变啮合刚度的影响，计算齿轮动频值进而对行波共振点进行精准预测，研究了行波共振下齿轮轴向振动位移和动应力的动态响应特性以及振动位移场和应力场的分布规律。研究结果表明：在三节径前行波共振工况下，从动锥齿轮轴向振动位移场在周向呈现谷峰交替的三峰三谷扇形分布快速迁移的特征，行波迁移方向与齿轮转动方向相同、迁移速度远高于齿轮的旋转速度；振动应力场在周向表现为三峰的花瓣状分布形式，在齿根槽位置和齿面啮合位置存在应力集中现象；振动位移和应力响应均表现为高次谐波振动密集分布的特征。试验测量从动锥齿轮三节径前行波共振转速与仿真计算预测的行波共振转速的相对误差为1.1%，试验测量的应力值与仿真提取分析的应力值两者量级相当，验证了行波共振点预测的准确性及瞬态接触动力学分析模型的有效性。

针对真实涡轮叶片前缘非对称的冲击-旋流-气膜冷却通道，在定冲击进口雷诺数和定总流量两种情况下，通过改变横流比，数值研究了主动横流入流对冷却通道换热效果的影响规律；并拟合获得了两组工况下的努塞尔数无量纲关系式。结果表明：在冲击进口雷诺数不变的情况下，增加横流比会增强冲击靶面的整体换热能力；当雷诺数为20000时，横流比为2获得的努塞尔数比无横流工况时增加了25.8%。在总流量不变的情况下，增加横流比会减弱冲击靶面的整体换热能力；当总流量为0.0236 kg/s时，横流比为2获得的努塞尔数比无横流工况时降低了43.3%。非对称的冲击-旋流-气膜前缘冷却通道内的冷却效果主要由冲击射流决定，相比较而言横流对流冷却影响较小。通过拟合获得的两种情况的努塞尔数关系式，对涡轮叶片前缘非对称结构的研究和优化具有指导意义。

考虑真实双层壁叶片尾缘冷却单元内部结构特征，建立冲击扰流复合冷却结构的双层壁气冷涡轮叶片尾缘模型。采用瞬态热色液晶试验方法研究了真实出流情况下扰流柱的换热特性，获得了不同几何模型（无扰流柱、半扰流柱、全扰流柱）下扰流柱冷却结构对冲击靶面换热特性的影响机理。结果表明：真实出流情况显著影响冲击靶面换热特性，使得下游冲击孔滞止区域覆盖面积更大，平均努塞尔数（Nu）沿出流方向下降。增加扰流柱的数量能够显著提高冲击靶面的平均努塞尔数，在C_m=0.7工况下全扰流柱模型的Nu分别比半扰流柱模型和无扰流柱模型高5.8%和21.7%。引入能够同时考量流动损失和换热能力的综合换热系数（H_c）进行分析，在C_m=0.7工况下全扰流柱模型相较于半扰流柱模型和无扰流柱模型分别高39%和161%。增加扰流柱能够在流动损失增加有限的情况下，显著增强叶片尾缘结构的换热能力。

开展了实验室环境下的旋转整体叶盘强迫振动试验测试以及失谐整体叶盘高精度动力学建模和强迫振动响应预测研究。建立了基于叶片解谐振动测试的失谐整体叶盘高精度动力学建模和强迫振动响应预测方法。在实验室环境下开展旋转整体叶盘强迫振动试验，采用磁激励装置对旋转叶盘结构施加模拟的发动机阶次激励，实现了对旋转叶片所受非接触激振力的测量和数据处理，并为失谐整体叶盘强迫振动响应预测提供了输入信息。同时利用叶尖定时（BTT）测振技术，对旋转整体叶盘强迫振动响应实测与预测结果进行了关联分析。研究结果表明：通过静态整体叶盘解谐振动测试所建立的失谐整体叶盘动力学模型，能够准确预测旋转整体叶盘在发动机阶次激励下的强迫振动响应，在典型共振转速处的实测/预测叶片振幅空间分布的模态置信因子均大于0.96，在典型叶片一扭（1T）模态共振处所有叶片实测/预测振幅平均值的相对误差不超过−5.8%。

基于空天飞行器发动机模态衔接面临的高温空气冷却问题，提出以超临界压力甲烷作为冷却剂的预冷器方案，开展了甲烷进口参数和空气进口参数对换热性能影响的数值研究。阐述了通道内壁温度和传热系数的沿程变化情况。通过温度场、速度场及场协同角云图揭示了预冷器的综合换热机制。讨论了湍动能分布状况及其对换热的作用机制。定量评价了预冷器的换热性能和（火积）耗散量。通过密度比值修正Gnielinski公式实现了预冷通道的换热预测。数值结果表明：高温空气主要由预冷器外侧的通道进行冷却，空气侧观察到不均匀的速度场，出现密集的强涡流和强湍流斑团，起到改善场协同性和增强换热的作用。甲烷宜采用较低的压力，空气进口温度和甲烷流量越高，预冷器换热性能越好。新关联式对预冷通道换热的预测误差基本处于±18%范围。

为了研究叶尖气膜孔形对涡轮动叶气动与冷却性能的影响，采用数值模拟方法，在考虑了吹风比M影响的情况下，针对圆柱孔、圆锥孔、圆角缝孔，楔形孔以及扇形孔5种孔形对于叶尖冷却特性的影响开展了研究。结果表明：5种孔形对应的叶尖面平均冷效均随着吹风比M的增大而增大，在M=2.0时达到最大值，圆柱孔和圆角缝孔冷气展向扩散更强，冷气整体覆盖更加均匀；而楔形孔和扇形孔高冷效区面积更大，高冷效区主要集中在近尾缘区域，两者面平均冷效相对于圆柱孔的变化率分别为−0.3%与10.7%。

从数值模拟方法、颗粒弥散特性和颗粒对流动的作用3个方面进行概述，回顾了近些年来国内外对高速气固两相横向射流数值模拟研究的进展。欧拉-拉格朗日方法是高速气固稀疏两相流研究的一般模拟方法，颗粒的分布受射流流动结构和颗粒自身性质影响，颗粒在射流流场中的优先聚集与气流密度和涡量相关，大颗粒的引入会改变射流的流动结构，且会削弱湍流强度。认为可进一步改进射流出口边界条件和数值方法以提高模拟的准确性；补充复杂构型和多工况的高精度数据，基于机器学习方法建立快速预测模型。

针对多浮动花键在不对中状态下接触刚度识别困难的问题，提出一种基于试验和薄层单元仿真的接触刚度识别方法。建立以薄层单元为基础的传动杆固有特性仿真模型，结合传动杆固有频率试验数据构建多浮动花键刚度识别函数，进而准确识别多浮动花键接触刚度，获得浮动花键接触刚度随扭矩和不对中的变化规律。结果表明：扭矩增加会增强浮动花键副的整体接触刚度，不对中角度增加会减小花键接触刚度。在低扭矩时，不对中对花键刚度的削弱作用明显；在高扭矩时，扭矩对花键刚度的增强作用明显。用薄层单元代替花键接触面接触刚度，可以比较准确地计算花键在不同接触状态下的模态频率。研究结果为对浮动花键接触刚度的准确识别提供一定参考，可直接应用到系统动力学分析中。

针对飞行状态下发动机转子振动超限问题，开展机动飞行状态下发动机转子-弹性阻尼支承系统的试验研究。模拟滚转、俯仰及偏航运动，角速度最高可达3.5 rad/s，研究由鼠笼弹支式挤压油膜阻尼器支承的多盘转子系统的动力学响应，测得轮盘位移、鼠笼应变、支座速度、油膜动压随不同机动动作及角速度的变化规律。结果表明：水平和垂直方向刚度异性，前两阶临界转速均有两个共振峰值；滚转或俯仰时，即使转子静止，鼠笼弹支也会在重力作用下发生周期性形变；位移、应变、速度、压力等信号都叠加了一个低频成分。俯仰、偏航引起的附加惯性力使轴系位移和应变分别沿着水平、垂直方向发生偏移，且随着角速度的增大，对应测点的偏移量越大。

设计并搭建燃气轮机可倾瓦轴承-拉杆转子系统振动特性实验平台，开展拉杆转子模态实验、不同预紧力下振动特性实验和基于压电陶瓷微位移作动器的振动控制实验，实验结果表明：拉杆转子弯曲模态频率随预紧力增加而增加，拉杆预紧力矩从15 N·m增加到40 N·m，拉杆转子第1阶与第2阶模态频率分别增加2.66%和5.43%；拉杆转子系统前两阶临界转速下的不平衡响应随拉杆预紧力的增加而降低，在一定范围内，拉杆预紧力的增加能够推迟轴系出现低频涡动的起始转速，提高轴系的稳定性；压电陶瓷微位移作动器对拉杆转子不平衡响应振动控制具有积极作用。相关研究结果为后续开展拉杆转子系统耦合振动谐调控制提供了实验基础。

针对先进航空发动机高温结构强瞬变热环境试验模拟需求，开发了快速变温跟踪控制试验方法并搭建了试验系统，对比两种面向不同温度变化率的控制方法，分别形成基于可编程控制器Arduino的单回路双作动proportion integration differentiation（PID）控制方法及基于智能仪表Eurotherm的双回路多段PID控制方法。通过仿真工具Simulink进行参数整定验证，利用该试验系统开展了不同速率目标与试样类型的快速变温跟踪控制试验。结果表明：航空发动机涡轮盘材料GH4169在300～650 ℃范围内三角波及梯形波目标下两种控制器控制误差均低于6.83%，控制效果平滑精准，空心薄壁管可控温度变化率达到100 ℃/s，基于Eurotherm的控制方法精度与适用性更具优势。

带冠涡轮叶片减振分析中为获得与高循环疲劳相关的应力结果，通过模型减缩，采用谐波平衡法和时频转换法，结合谐响应分析，求解考虑干摩擦作用的非线性稳态强迫应力响应，形成适用于工程设计的带冠涡轮叶片干摩擦非线性应力响应分析方法。针对锯齿冠涡轮叶片，获得了不同激振力下不同初始正压力下的位移和应力共振响应。结果表明：初始正压力的增加，将引起幅频响应曲线典型的“歪头”特征和软特性；在相同激振力下，共振位移幅值随初始正压力的增大呈现先减小后增大的趋势；在相同正压力下，随激振力增大，位移响应幅值呈现先快速增长后趋于稳定的趋势；1阶模态参与系数远大于其他阶次，说明叶片振动主要是单阶模态；叶身在指定载荷下的最大振动应力为118.94 MPa。

针对压气机中由非定常流固耦合导致的叶片颤振问题，提出了一种基于深度学习的多物理场预测及颤振特性识别方法，采用多种深度学习算子构建了一套从压气机弯掠叶片设计变量至叶片表面的三维物理场参数，再到颤振特性的端到端预测方法。分别对比了UNet、Fourier neural operator（FNO）、Transformer和Gaussian mixture model（GMM）这4种深度学习模型，其中结合多头线性自注意力机制和傅里叶层的Transformer模型在三维叶片表面物理场分布预测和气动阻尼系数识别任务中均具有更高的预测精度。Transformer模型物理场预测平均相对偏差约为0.005，最大相对偏差约为0.05，颤振参数和气动阻尼最小值预测的相对偏差在±7.5%以内，其中50%以上的相对偏差在±2.5%以内，相对偏差绝对值的平均值小于3%，并且可以在7 ms内完成32个算例的预测。

为揭示轴向侧向膨胀对弯曲通道中爆震波传播特性的影响，在内壁面半径为45 mm的封闭与半封闭弯曲通道中，选用10、20 mm和30 mm这3种预混气高度，燃料与氧化剂分别为乙烯和稀释比为0.5的氮氧混合物，实验研究了不同当量比时侧向膨胀对爆震波的峰值压力、传播速度及传播模态的影响。结果表明：侧向膨胀影响下，爆震波峰值压力和传播速度降低，在贫燃和富燃工况下损失更加明显；随预混气高度降低，压力和速度亏损进一步增加。根据爆震波内壁面D_n/D_CJ沿程变化特征，可观察到稳定模态、临界模态、弱不稳定模态、强不稳定模态和缓燃模态。爆震波在封闭弯曲通道内稳定传播的临界内壁面半径为9.07～10.55倍的平均胞格尺寸。引入侧向膨胀影响后，更小的通道曲率有利于降低损失，提升爆震波抵御侧向膨胀的能力，其在半封闭弯曲通道内临界内壁面半径增至15.62～18.32倍胞格尺寸以维持稳定传播。

针对轴向冲击载荷下转子轴承的损伤和响应问题开展了研究，设计了一种试验室用模拟航空发动机轴承损伤试验台，并建立了基于plastic kinematic（PK）本构模型的轴承冲击有限元模型，研究了低、中、高这3种冲击速度下深沟球轴承的损伤和响应。结果表明：有限元仿真计算结果与试验误差在10%以内，随着冲击速度增大，轴承滚珠的损伤形式由细长的凹痕增大为区域型的凹坑，损伤产生的原因为由于变形引起的滚珠与轴承内外圈之间的挤压；不同速度的冲击过程中，最大应力总是出现在轴承滚珠上，且滚珠与轴承内外圈之间接触力及变化规律基本一致；保持架接合处和与滚珠接触的内圈位置为轴向载荷冲击下的塑性变形较大位置处。

提出了一种在涡轮叶片毛坯上预置凸肋和凹坑结构作为打孔定位基准的气膜孔方案。这些结构不仅可以提高气膜冷却性能，而且能够增强抵抗打孔位置偏差诱发冷却性能下降的能力。以圆柱孔作为对比基准，在典型位置度公差约束下，设计了两种孔型的理论正确和特征偏差位置上的几何模型，构成了研究样本空间，并通过数值仿真方法对比分析了各结构的气膜掺混流动和冷却性能。在理论正确位置上，辅助定位孔出口处的凹坑可诱导主流入侵并增强二次流的贴壁性，使气膜覆盖面积增大到了圆柱孔的2.83倍以上。当打孔产生位置偏差时，辅助定位孔的冷却性能与主流入侵深度正相关，并且展向倾斜偏差反而会引起性能增强。在全部样本空间内，辅助定位孔的冷却性能全面优于圆柱孔，在相同偏差位置上气膜覆盖面积系数增加了0.37～5.77。

研究了旋转状态下U型通道顶部出流对转弯段壁面换热及流阻特性的影响。获得了雷诺数在10000～50000、旋转数在0～0.5范围内的不同出流比影响下的U型通道阻力系数与努塞尔数分布。研究结果表明：顶部出流位置对换热的影响较小，变化幅度不超过3%，但对流阻的影响可达37%。在转弯段入口侧布置顶部出流时，流阻最小，且热性能系数最高，较其他出流位置高出14%。总体而言，顶部出流位置通过改变转弯段的流动特性，从而显著影响流阻，而对换热性能的影响则较为有限。在转弯段入口侧布置除尘孔可实现更优的综合换热效果。

提出了改进性自适应过采样技术（improved adaptive oversampling technique，IAOTE）。该技术融合自适应噪声处理策略（noise-immunity，NI）与改进自适应半监督加权过采样机制（improving adaptive semi-unsupervised weighted oversampling，IA-SUWO），首先利用NI策略对糅杂不均衡数据进行去噪，随后采用K均值聚类算法处理去噪数据以识别聚类边界样本，并嵌入IA-SUWO机制合成新样本。进而，本文将IAOTE与最小二乘支持向量机（least squares support vector machines，LS-SVM）分类器集成，构建故障诊断框架，确保分类可解释性并集成参数优化机制。实验表明：在20个诊断实例中，IAOTE的敏感性（sensitivity）指标最高达到99.76%，几何平均（G-mean）指标最高达到99.25%，F值（F-measure）指标最高达到99.42%，受试者操作曲线下的面积（AUC）指标最高达到99.26%，且累积误差值最低，其更适用于糅杂不均衡小样本下转子早期故障诊断。

研究了一种微扩散氢燃料喷嘴，数值仿真模拟了改变空气通道周向间距、氢气喷孔孔径、氢气喷孔位置等设计方案在冷态、热态工况下的流动燃烧特性，并在常温常压（300 K、101 kPa）和加温常压（300～533 K、101 kPa）工况下进行了燃烧性能实验，考察了3个参数及冷却孔设计对热声振荡特性的影响，获得了最优方案。研究结果表明：微扩散喷嘴发生热声振荡时会产生角涡回流区，增大空气流量和升高温度能够增强燃空掺混性，抑制燃烧振荡的发生。在533 K、101 kPa的进气条件下，喷嘴最优方案在宽当量比下能够稳定燃烧，振幅不高于12.5 Pa，噪声不大于101 dB，为氢燃料燃烧室设计等工程应用提供参考。

随着燃气温度提高、燃气中辐射参与介质增多，热辐射已成为尾喷管设计中较为突出的因素。为了探究热辐射以及结构参数对尾喷管气膜冷却特性的影响规律，建立了一种轴对称尾喷管简化模型，通过数值模拟方法探究辐射对尾喷管冷却影响规律。研究发现：热辐射作用会导致壁面冷却效果降低，且热辐射效果与冷却结构有关；辐射热流量受气膜孔径、主流组分影响较大，受气膜孔倾角影响较小，当气膜孔径由2 mm分别增加至3、4 mm时，辐射热流量分别提高13%、6%，当气膜孔倾角由15°分别增加至30°、45°时，辐射热流量基本不变；当主流组分由纯空气分别变为含体积分数为10%、20%二氧化碳时，辐射热流量分别提高17%、21%，在实际应用中应尽量降低主流组分中二氧化碳等辐射气体的含量。

提出一种基于神经常微分方程（ODENet）的航空发动机动态实时建模技术。首先基于发动机动态的先验知识确定了ODENet的结构框架；其次设计了幅度调制伪随机二进制序列信号，用以采集发动机部件级模型的输入输出数据，对ODENet模型进行训练，使其涵盖全包线范围内的动态特性；最后以带后涵道引射器的混排涡扇发动机为应用对象，将模型应用于开环和闭环仿真，以验证模型的实时性、精度和鲁棒性。结果表明：在开环仿真中，ODENet模型的运行速度相较于部件级模型提高了约15倍，并且ODENet模型在训练数据集和测试数据集上各参数的拟合度均不低于90%；在闭环仿真中，ODENet模型和部件级模型之间，输出变量的平均稳态误差和平均动态误差不超过4%。

针对齿轮因轴线误差出现的非正常啮合问题，提出一种点接触直齿轮副的构建方法。在虚拟辅助渐开线齿轮齿面两端选取两点，通过一条光滑曲线连接两点作为主动轮的接触迹线，求解得到与之相啮合的配对接触迹线，最后将法截面齿廓沿两接触迹线扫掠构建出两齿轮齿面。在MATLAB和UG中设置具体参数并分别建立点接触直齿轮副几何及实体模型，对比分析点接触直齿轮副齿轮正常啮合与非正常啮合时的接触形状以及接触应力。结果表明：两齿面在啮合时始终沿各自接触迹线运动保持点接触条件，其啮合点始终在理论啮合线上，且实体模型的接触过程与理论啮合仿真过程相吻合；齿轮副在非正常啮合下的啮合点仍呈椭圆状分布，其应力值与正常啮合时的应力值相差约为18.09%。

数值计算了直形、Z形PCHE（印刷电路板式换热器）流道航空煤油氧化结焦过程，分析了不同质量流量及热流密度下流道形状对航空煤油氧化结焦特性的影响规律及内在机理。结果表明：当流道转折角从0°（直形）逐渐增大到25°（Z形），结焦总量先减小后增大，沿程分布呈现多峰值特征。小转折角时，高温边界层诱发结焦机制主导结焦过程，转折引发的二次流随角度变大而逐渐增强，导致换热强化，结焦得到抑制；大转折角时，高温度梯度诱发结焦机制占主导地位，二次流会增大温度梯度，导致结焦速率沿程分布的不均匀性变强，加剧了转折角处的结焦沉积。结焦量随质量流量的增大而下降，随热流密度的增大而升高，转折角越大，提升质量流量抑制结焦的效果越明显。

为研究航空发动机轴承腔封严系统油气两相流动特性及滑油封严与泄漏特性，建立了基于欧拉-欧拉两相流方法的封严腔-石墨密封-轴承腔封严系统和封严腔-石墨密封-反螺纹结构-轴承腔封严系统非定常求解模型。设计搭建了轴承腔油气两相流动实验装置，通过滑油封严特性实验，验证了求解方法的准确性。在此基础上，研究了不同工况条件下常规轴承腔封严系统和带有反螺纹结构轴承腔封严系统的油气两相泄漏流动特性。研究结果表明：针对常规轴承腔封严系统，转速越高，滑油泄漏量越大。压差越大，滑油泄漏量越小。反螺纹结构可以有效降低轴承腔封严系统滑油泄漏量，转速为15000 r/min，压差为5 kPa时，相对无反螺纹结构的轴承腔封严系统，带有反螺纹结构滑油泄漏量减小95%以上；反螺纹结构的间隙对滑油封严与泄漏特性影响不明显。

随着加力燃烧室热负荷水平逐步提高，在有限冷气量的强约束下隔热屏冷却需开展精细化设计，现有的隔热屏壁温分析算法精度无法满足高热负荷加力燃烧室设计需求。本文针对影响加力燃烧室隔热屏壁温计算精确性的关键参数，开展了算法改进，基于改进算法，计算加力燃烧室隔热屏壁温，并与试验结果进行对比分析。改进算法的计算结果与试验结果误差不大于7%，较改进前减小8%，有效提升了高热负荷加力燃烧室隔热屏壁温的计算精度。

受限于实验条件与成本，航空发动机实际运行工况与常规元件级实验的工况间常存在差异，从而使得元件级实验所得到的数据的推广应用存在局限性。为解决上述问题，本文针对多入口转静系盘腔流动特征参数的自模化特性开展了系统性研究工作。结果表明：在主流特征湍流参数为0.015～0.035，射流特征湍流参数在0.003～0.009且旋转雷诺数在2.06×10⁶～1.03×10⁷的工况范围内，且不考虑气流压缩性的影响时可通过特定方法明确用于表征腔内通流与旋转效应相对强弱关系的模化特征湍流参数，该参数是使得转静系盘腔流动特征呈现自模化特征的核心参数。当该参数相同时，即使对于具有复杂且非周向均匀进气条件下的多入口进气转静腔而言，腔内流动结构处于高度相似状态，多项流动特征参数在无量纲准则参数发生显著改变时仍保持一致。基于上述流动自模化状态，可初步构建起用于将低旋转雷诺数下的多项流动特征参数的实验结果外延应用至高旋转雷诺数下的推广方法，为后续相关实验的开展和实验结果的应用提供支持。

针对一种蒸发腔V型火焰稳定器，研究了Ma=0.15～0.35及320 K来流条件下蒸发腔结构参数对V型稳定器流动和火焰发展机理的影响，揭示了蒸发腔V型稳定器的火焰稳定机理，并总结了进气面积和蒸发孔总面积与进气面积比等蒸发腔结构参数对贫油点、熄火性能的影响规律。研究结果表明：点火过程中火焰不稳定造成的熄火与富油熄火相似，是高油量下点火瞬变带来的燃油蒸发积累所致。增加蒸发孔总面积与进气面积比虽然能扩大值班回流区、增强火焰稳定性，但会削弱燃油雾化、降低化学反应速率，导致火焰发展减缓、火焰强度降低。而增加进气面积能同时扩大值班回流区并改善燃油雾化效果，加速火焰发展并促使火焰稳定机制向贫油稳焰机制转变，更有利于提高贫油点、熄火性能。

实验研究了涡轮叶片旋转状态下带扰流柱侧向出流楔形通道换热特性。研究雷诺数范围为10000～80000、转速范围为0～1000 r/min。旋转增强了通道的前、后缘面平均换热，在通道内部X/D=8.23位置换热增强最明显：在雷诺数为10000时，转速为1000 r/min时比100 r/min前后缘平均换热增强211%，当雷诺数为80000时增强44.4%。在通道外部，各无量纲位置的换热均随着转速的增加而缓慢增加，不同无量纲位置的换热强化程度没有显著差异。转速为1000 r/min时，雷诺数增大会增强换热：内部光滑区域无量纲位置X/D=3.97，雷诺数为80000时换热是雷诺数为10000时的3.31倍；外部扰流柱区域无量纲位置X/D=8.23，雷诺数为80000时的换热是雷诺数为10000时的1.47倍。补充了涡轮叶片尾缘带扰流柱楔形通道在高雷诺数和高旋转数条件下的换热。

相变材料的低热导率制约了潜热储热系统的效率，提出了一种新型分形翅片改善潜热储热系统的相变传热特性。建立二维管壳潜热储热系统模型，利用焓-多孔介质法进行瞬态模拟，研究了嵌入分形翅片对系统凝固性能的影响，分形翅片长度比和分支角对凝固过程影响显著，分形翅片加快了相变材料的凝固，使系统温度分布更加均匀。与直翅片相比，分形翅片显著强化了系统的换热性能，采用人工神经网络对数据进行拟合，以液相体积分数为优化目标，通过遗传算法得到优化后的翅片结构：最佳长度比为1.425，两分支角分别为50°和30°；优化后分形翅片系统的凝固时间比直翅片系统减少76.9%。对分形翅片参数进行了敏感度分析，结果表明长度比对系统凝固时间的影响更大，1级分支角次之，更应关注这两个参数的变化对凝固时间的影响。

为了探究某型回流燃烧室壁温分布，对该燃烧室进行流热固耦合数值计算,分析其冷态流场、燃烧特性和火焰筒壁温分布情况。壁温计算中考虑燃烧、热辐射和材料物理属性等因素对火焰筒壁温的影响规律，并与试验数据进行对比验证。数值计算结果表明：流热固耦合求解方法能够较准确地反映燃烧室的燃烧温度场和火焰筒壁温分布情况，火焰筒高温区域集中出现在主燃区，最高可达到1200 K以上；火焰筒主燃孔周围以及挡溅盘外缘处温度梯度较大，易出现烧蚀现象；随着油气比的增大，火焰筒掺混区壁温显著增加，接近主燃区壁温。

旋翼动力学设计传统方法以桨叶固有模态避开气动激励频率为准则，从方法原理和工程实践看难以产生最小化桨毂动载荷的设计效果。为探索改进，开展了Kriging代理优化技术在旋翼动力学设计中的应用研究，针对GJB“直升机旋翼动力学设计要求”，构建了以极小化桨毂动载荷为目标，以固有频率间隔为约束的优化模型；在期望改善（EI）加点准则基础上，利用多目标优化Pareto解集，提出了一种并行加点策略，避免训练样本过于集中。对某实验旋翼开展了动力学优化设计，获得了桨叶剖面刚度与线密度的最优分布，桨毂动载荷相比初始值降低了36%，桨叶疲劳载荷也有不同程度降低。

为显著改善旋翼气动性能，变直径、智能扭转和变转速等变体技术被相继提出，但旋翼变体后其电磁回波可能受到潜在干扰，进而影响其雷达隐身特性。为探索这一影响机理并选用合适的变体方案以提高隐身性，首先，建立全机配平模型以获得旋翼实际工作状态，并提出一种能够动态表征旋翼变体、周期变距、挥舞和旋转等特征响应的时变电磁计算网格方法；然后，在旋翼气动性能约束下，基于弹跳射线法和一致性绕射理论计算对比3种变体旋翼的动态电磁散射特性，并采用逆合成孔径成像揭示变体对旋翼雷达隐身特性的影响机理。分析表明：旋翼直径的变化需耦合桨距的调整以保持气动性能，桨叶的运动姿态、面积等多重因素共同作用导致雷达散射截面（RCS）呈起伏式变化，当直径降低8%～10%时，其RCS将显著降低；旋翼智能扭转时，其电磁波反射方向会发生改变，但仅在少数频率下其RCS减缩明显；旋翼变转速对降低RCS的效果虽不突出，但会使微多普勒特征发生显著改变，使其具备三者中最好的反识别隐身性。因此，在保证旋翼气动性能的同时，根据电磁环境对变体方案进行择优，还能够有效提高旋翼的雷达隐身性。

为减弱外界环境扰动对直升机飞行姿态影响，设计了直升机姿态自抗扰控制器。建立直升机线性动力学模型；构造虚拟控制量实现直升机通道间的操纵解耦, 进一步构建了基于误差后处理的状态观测器，以消除控制量的抖振，避免自抗扰控制器存在的小信号易发生抖振的局限性；在解耦通道上蚁群算法优化内外回路自抗扰控制器参数整定，实现直升机飞行姿态角及角速率的稳定控制。仿真结果表明：引入虚拟控制量实现了高阶耦合系统解耦，便于实现单通道控制；构建基于误差后处理观测器有效消除因带宽过大引起控制量的抖振，提高了控制器跟踪性能和抗扰性能；蚁群算法用于整定自抗扰控制器参数，简化了控制器参数选取难度，提高了系统的响应速率和稳定性。

为了明晰第一弯出口宽度比对S弯喷管流动传热和结构响应的影响，采用串行双向松耦合方法，研究了不同第一弯出口宽度比下的热固耦合响应影响。结果表明：多弯且不同沿程截面过度的结构特征，使得喷管内部流动传热复杂化，S弯喷管整体热流密度分布不均匀，以第一弯处上壁面传热最强；随着第一弯出口宽度比的增加，第一弯处上壁面热流密度不断增加；喷管出口等直段旋涡结构使得传热受阻，热流密度较低；温度响应中，各个喷管第一弯处上壁面产生局部极大值，随后转移至进口，第一弯出口宽度比0.715的喷管，在下壁面进口位置附近产生局部极小值，不同于其余喷管；各个S弯喷管应力随时间的增加，先增加后减小，随着第一弯出宽度比的增加，各喷管应力最大值，出现时刻推迟且在不断减小；第一弯出口宽度比0.715的喷管首先出现应力最大值，为159.346 MPa，相比于第一弯出口宽度比1.165的构型喷管，提前了10.3 s，减小了27.2%。

使用数值模拟方法对一种带旁通道的分叉进气道进行不同雨水含量、不同来流速度下的吞雨特性开展研究。结果表明：吞雨总是使进气道流场畸变指数增加；在雨滴粒径均匀情况下，雨滴分离效率随雨滴粒径增加先减少后增加。雨滴粒径变化对流场总压恢复系数影响并不大，随着雨滴粒径增加，流场总压畸变指数先增后减；来流速度与流场中低速区共同影响雨滴运动轨迹。来流速度越大，旁通道排雨量越大，但主流道的吞雨量随着来流速度增加呈现出减少-增加-减少的趋势。

为了解决二冲程发动机进排气压力强烈耦合导致的增压匹配难题，在传统谐振增压系统设计方法的基础上，提出基于遗传算法的优化方法，综合考虑充量系数和扫气捕获率，对发动机的谐振增压系统关键参数进行优化设计，实现了工作海拔5000 m，发动机功率100%恢复目标。通过地面台架试验对谐振增压系统地面性能进行了验证，仿真结果和试验结果具有较好的一致性。研究表明：采用谐振增压方式能够有效地实现发动机的高空功率恢复，且基于遗传算法的谐振增压系统设计优化方法适用于复杂的多缸增压发动机谐振增压系统匹配。

提出基于Euler-Bernoulli梁理论和Archard磨损理论耦合方法考虑刷丝时变磨损的刷式密封摩擦磨损特性求解模型，分析刷式密封刷丝自由端与转子表面法向接触力、磨损率与磨损量，设计搭建基于柱面圆周摩擦方式的刷式密封摩擦磨损特性实验装置，在实验验证求解模型准确性的基础上，研究刷式密封工况参数与结构参数对刷式密封摩擦磨损特性的影响规律。研究结果表明：刷丝自由端与转子表面法向接触力与磨损率随摩擦时长的增加均呈对数型减小，最终趋近于0；磨损量随摩擦时长的增加先呈对数型增加，最终趋于稳定，在转速为2000 r/min和干涉量为0.4 mm时，刷丝磨损主要发生在前20 h，在第50 h时刷丝的磨损量趋于稳定；刷丝法向接触力、磨损率与磨损量均随着干涉量与刷丝束厚度的增加而增大，且磨损量与其呈线性增长关系；而随着转速、刷丝径向长度与刷丝直径的增大以及刷丝倾角的减小，刷丝法向接触力与磨损率变化曲线的下降速率越快，刷丝达到最大磨损量的时间越短。

开展了树脂基编织复合材料榫连接结构设计方法研究。以名义许用应力为设计基准，结合涂层接触应力，对燕尾榫进行参数提取与参数化建模，给出了燕尾榫接触面榫连接结构的设计流程和设计准则。研究得到了结构参数的详细计算方法。结合燕尾榫几何尺寸和纱线密度，根据厚度确定了榫头部分的织造参数变化和增减纱工艺，建立了树脂基编织复合材料变厚度标准有限元细观模型。结合等厚度与变厚度刚度预测方法，进行尺度分离和榫连接结构应力分析。结果表明：根据此设计方法，燕尾榫榫连接结构未产生严重应力集中，接触应力与等效应力都在材料强度范围以内。

为探究位置度偏差对动叶气动性能的影响，以Rotor 37为研究对象，基于二维非嵌入式混沌多项式方法，量化研究了位置度偏差对动叶气动性能和流场结构的不确定性影响。结果表明：在等背压条件下，位置度偏差对动叶气动性能的平均水平几乎不会造成影响，各工况的气动性能近似为正态分布；动叶气动性能受轴向位置度偏差的影响更显著，且两者之间存在高度相关的线性关系。当位置度偏差沿着轴向增大时，会使性能曲线整体向流量减小的方向偏移，改变了压气机稳定工作的流量范围；在参考峰值效率工况下，轴向位置度偏差会影响叶顶激波位置和激波强度，对动叶的做功能力产生影响，进而影响总压比，同时会影响波阻损失和激波-附面层干扰损失，进而影响等熵效率。

为解决因航空发动机功率密度、轻量化水平的不断提高所带来的常规设计方法难以满足附件传动系统高可靠、轻量化、低成本等综合性能设计需求的问题，提出了一种采用基于启发式搜索的非支配排序算法（HS-NSGA Ⅱ）的传动系统结构轻量化设计方法，开展了某航发附件机匣传动系统结构参数的优化设计，发现优化齿轮齿宽和腹板结构对传动系统轻量化程度最为显著，而引入喷丸强化等表面强化工艺可进一步提高传动系统服役性能，实现相比初始方案，齿轮组质量最大降低了21.0%，系统最大相对滑动率降低11.4%，为航空发动机附件齿轮传动系统轻量化设计提供了方法支撑。

螺旋桨形状和外来异物飞行姿态复杂多样，导致异物穿越螺旋桨概率定量分析存在着困难，目前行业缺乏有效的技术手段。提出了一种可针对圆柱体异物，在螺旋桨真实形貌和异物飞行姿态可调等多种工程实际应用需求情况下开展异物穿越螺旋桨概率分析的技术方法，通过对比异物正撞击穿越长方体桨叶概率的理论计算值和仿真计算值的差异，验证了该方法的准确性，最后选取了某型螺旋桨开展异物穿越概率仿真分析。研究结果表明：该技术方法分析精度高，理想模型的仿真结果与理论穿越概率的最大绝对误差和最大相对误差为分别为0.92%和1.10%；异物穿越某型螺旋桨的概率所呈现的变化趋势与异物正撞击穿越长方体桨叶的概率相一致；在相同异物撞击条件下，穿越概率会随着异物长径比的增加而降低，随着姿态角的增加而增加。

针对管路间和贮箱间两种不同形式交叉输送系统，通过AMEsim软件分别构建仿真模型，对比研究两种系统的推进剂流动特性和系统故障响应特性。研究结果表明：正常工作状态下，贮箱间交叉输送具有更高的交叉输送流量，在助推分离时具有更稳定的流动特性，能实现芯级压力、流量的平稳过渡；管路间交叉输送（压差控制）则出现明显的水击现象，各特征点流量振荡强度均大于贮箱间交叉输送。缓冲罐可降低助推级脱离导致的压力波动，缓冲罐体积越大，芯级压力过渡越平缓。助推级发动机发生故障时，交叉输送技术可将故障侧多余推进剂输送至芯级或未故障助推级贮箱或发动机内，实现故障侧推进剂的充分利用和故障侧/非故障侧流量的重新分配，管路间交叉输送（压差控制）相比贮箱间流量分配更为均匀，两助推级贮箱推进剂消耗更为平衡。

高频动态体积流量（简称流量）精确测量成为制约多电发动机电动燃油泵计量控制的瓶颈，为此设计了一种高速响应的流量计。流量计采用计量齿轮泵-无载液压缸复合结构，设计了超行程保护旁通口和双向回位弹簧，避免了顶缸现象。基于齿轮泵转速与供油流量之间的可控特性，提出了计量泵电动机与电动泵电动机转速的协同控制策略，解决了无载液压缸型动态流量计计量范围窄的问题。建立了燃油计量系统的AMESim/Matlab联合仿真模型，分析了流量计的精度和动态性能，并研究了摩擦阻尼力对计量精度的影响。仿真结果表明：在液压缸摩擦阻尼力小于等于10 N时，流量计的计量精度能够达到0.5%，电动燃油泵闭环控制的超调量小于1.1%，调节时间为0.81 s，可以满足航空发动机控制的对燃油流量的调节需求。