针对水溶液中椭球状胶体颗粒的各向异性热泳，基于边界层近似理论和极薄双电层假设，推导出不同颗粒热导率时的热泳速度、热泳系数和热泳力的解析解。结果表明：热导率对各向异性的影响不仅改变了椭球体颗粒各向异性热泳的热泳系数值和热泳力值，而且使热泳系数和热泳力的方向发生了较大变化。高分子聚合物椭球状颗粒的热泳系数值及热泳力值总是大于“正常”颗粒（即热导率与流体热导率相同的颗粒），而金属氧化物椭球状颗粒的热泳系数值及热泳力值则小于“正常”颗粒。相对于“正常”颗粒，高分子聚合物椭球状颗粒的各向异性热泳特性减弱，而金属氧化物椭球状颗粒的各向异性热泳特性增强。系统研究热导率对椭球体胶体颗粒各向异性热泳现象的影响，可以用于指导应用于微型飞行器的微尺度热泳涡轮机工程设计。

非轴对称端壁可有效实现对叶栅内部周向压差及复杂二次流的调控，从而改善叶栅气动性能，同时端壁造型会对气膜孔出口面积和冷气轨迹产生显著影响。研究通道表面分别沿周向与流向发生凹凸变化，探究不同造型位置对气膜孔冷却特性的影响规律，在非轴对称叶栅通道内部10%C_ax、40%C_ax与70%C_ax位置处分别设置气膜孔排，研究叶栅内部端壁造型对气膜孔冷却特性的影响规律。研究表明：仅考虑周向凹凸变化时，除最凹点与最凸点外，其余位置均可有效改善大吹风比下冷气的吹离现象。仅考虑流向发生凹或凸变化时，在最凹点之后，最凸点之前，孔出口面积明显增大，相较于平板气膜孔的出口面积最大可增加51.4%，高冷效区域也显著增大。在叶栅通道中采用压差法得到的非轴对称端壁可降低叶栅内部周向压差，减弱马蹄涡压力面侧分支强度，改善其气动性能，位于非轴对称叶栅通道内部的气膜孔排，端壁造型可提升冷气贴壁性，在大吹风比下，整体冷却性能更优，M=1.0和M=1.5时，η>0.2的高效冷却面积占比相较于原型端壁分别提高5.58%、5.51%。

拟使用液氨作为新型氮基燃料再生冷却剂，考虑超燃冲压发动机真实工作温度和压力参数，建立三维流动传热裂解模型，分析液氨流动传热特性，并与传统碳氢燃料进行对比。利用PR状态方程和Chung方法，描述液氨和正癸烷的物性参数；基于Lee蒸发模型，计算冷却剂的相变；基于液氨与正癸烷的简化裂解机理，建立再生冷却通道中流体的流动传热裂解模型。数值研究了不同温度、压力下液氨的流动传热特性；对比分析相同条件下，液氨与碳氢燃料的热沉规律。结果表明液氨传热能力随压力上升而提升，压力由3 MPa提升至17 MPa时，平均表面传热系数增幅8.02%；相同质量流量下，以液氨作为冷却剂将大幅提升冷却能力，非裂解区最高壁温降幅度36.3%，裂解区为9.1%。

旋流波瓣混合器可以促进空气涡轮火箭（ATR）燃烧室内空气与富燃燃气的高效混合，提升发动机燃烧室燃烧效率。基于发动机地面工况下燃烧室进口参数，通过数值模拟的方法，对比了4种波瓣旋转角度（0°、3°、5°、7°）对燃烧室波瓣尾缘涡量和温度分布的影响，从燃烧效率、压力损失和热混合效率3个方面对不同波瓣旋转角度下的发动机性能进行了分析。研究结果表明：波瓣进行旋转可以增强流向涡强度，促进热混合效率提升，波瓣旋转角度为5°时热混合效率提升了1.2%；波瓣旋转角度为5°时的燃烧效率最高，出口燃烧效率比常规波瓣混合器提升了3.35%；燃烧室总压损失主要由燃烧反应引起，波瓣旋转会增强燃烧效果，并一定程度增大压力损失。

围绕紧凑型换热器内流动换热特性及高效计算方法进行研究，建立了基于多孔介质理论的紧凑型换热器温度分布快速计算方法。应用该方法，分别对参考ATREX发动机叉排管束预冷器构型和SABRE发动机渐开线螺旋排列管束预冷器构型的换热模型进行性能分析，建立了相应的传热性能快速计算的方法和流程，结果表明：预测结果与FLUENT 3D管束模型仿真结果一致，但耗时不足CFD仿真的1%，体现了快速算法在计算成本和速度方面的优势。

针对航空发动机停机后气流流动与零件传热的耦合问题，提出了基于CFX的流动与传热异步长加速算法的耦合仿真策略，并研究了某型大涵道比航空发动机停机后的热沉浸现象。分析了零件在自然冷却条件下20 h的瞬态温度变化特性，仿真结果表明加速算法对于大模型流热耦合仿真具有良好的加速计算效果；机匣等位置在停机后周向温度不均匀性呈现先扩大后缓慢减小变化趋势；转盘盘底、支点轴承等难以散热的位置由热沉浸产生的温升明显；冷吹及盘车措施对于缓解周向不均匀性、降低热沉浸尖峰温度有一定效果。

为了获得进气温度对脉冲爆震燃烧特性影响规律，结合试验和理论分析的方法，在爆震点火频率为15～25 Hz、进气温度为300～450 K条件下，对爆震管内燃烧状态、沿程峰值压力、压力波及火焰传播速度进行了研究。研究结果表明：从试验和理论分析结果来看，峰值压力与进气温度呈现反比趋势；进气温度在300 K时，整体火焰传播速度较低，在350 K和400 K最快达到2000 m/s，但400 K无法维持2000 m/s的火焰传播速度。提高进气温度对脉冲爆震燃烧的循环起爆性能具有较大影响，具体表现为在300 K进气温度下，15、20 Hz和25 Hz都能实现稳定起爆，而进气温度提高到350 K以后，15 Hz能稳定起爆，20 Hz出现掉帧现象，而25 Hz只能进行连续燃烧。综合来看，进气温度提高，会降低爆震峰值压力，显著提高连续燃烧概率。

在复合式共轴直升机高速发展的趋势下，为了探索其电磁散射规律以更好地进行隐身设计和目标识别工作，系统开展了复合式共轴直升机动态电磁散射特性仿真分析研究。构建能够表征耦合反转双旋翼和尾推桨旋转复杂运动特征的动态时变电磁计算网格；采用高频方法计算共轴直升机的动态雷达散射截面（RCS），揭示了双旋翼和尾推桨对全机动态RCS的贡献与影响机理，为直升机重点威胁方位上动、静部件RCS减缩的主次地位划分奠定了基础；并总结了旋转部件微多普勒的变化规律和关联性，提出了识别与判断复合式共轴直升机机动意图的一种思路。分析表明：双旋翼和尾推桨的存在使全机RCS呈现动态周期性振荡特征，振荡幅度与非旋转部件的静态RCS大小相关；后掠桨尖会引起时间上滞后于桨叶内段的微多普勒闪烁带，滞后时间取决于桨叶转速和桨尖后掠角度；在任一雷达视线角下，双旋翼和尾推桨的最大微多普勒频移为一组确定数值，分析两者的微多普勒走势，可以准确识别直升机飞行姿态变化，进而推断其机动意图。

设计了螺旋槽、三角槽和V型槽三种转子微织构的圆周石墨密封结构。基于两相流理论建立转子微织构圆周石墨密封泄漏流动特性数值求解模型，在验证数值方法准确性的基础上，分析了3种转子微织构的圆周石墨密封在不同入口压力、转子转速下的流场特性、泄漏特性。研究转子微织构对圆周石墨密封动压效应与空化现象的影响，揭示转子微织构对圆周石墨密封滑油泄漏流动特性的影响机理。研究结果表明：随着入口压力增加，转子微织构圆周石墨密封压力峰值、泄漏量近似线性增大，气相体积分数随之减小，螺旋槽结构的压力峰值最大，较V型槽结构增加21.37%。转子转速对3种微织构压力峰值影响较大，对气相体积分数影响较小，最大增幅为12.63%。螺旋槽结构封严性能及动压效应最好，能有效减少石墨环摩擦磨损。滑油通过在密封间隙产生动压效应与空化现象，采用两相流理论方法更能准确地分析圆周石墨密封泄漏流动特性。

航空发动机对转轴间部位对密封结构的封严性能有着更高要求。提出了对转轴间碳纤维旋转刷式密封结构，基于刷丝离心效应力学理论和多孔介质理论，采用刷丝形变量修正孔隙率和阻力系数方法，建立了对转轴间碳纤维旋转刷式密封泄漏流动特性求解模型。分析了刷丝安装角、刷丝直径、转速对碳纤维刷丝力学变形特性的影响，研究了对转轴间刷式密封的泄漏流动特性。研究结果表明：提高内转子转速、减小刷丝直径、增大刷丝安装角，刷丝的形变量和转角将增大。考虑刷丝受离心效应作用，内转子转速为3230 r/min时，在转子径向方向的T650碳纤维刷丝形变量为Haynes25刷丝形变量的16.43%；内转子转速为10000 r/min时，将刷丝安装角从30°增至45°，刷丝在转子径向形变量增加104.02%；相同工况下，细直径刷丝密封效果更好，当刷丝与外转子接触间隙为0 mm时，刷丝直径从0.07 mm减小到0.05 mm，泄漏量减少12.42%。

实验研究了液体射流喷射到速度为线性分布的横向来流中的初始破碎特征，通过高速相机结合背光法对射流破碎模式、柱破碎点、射流表面波和表面速度等破碎特性进行提取和分析，并对射流的变形和穿透规律进行了描述。在常压、320 K环境中，针对5种不均匀度来流速度分布，选取平均射流动量比为20～80、平均气流韦伯数为5.6～40工况进行实验。结果表明：正梯度来流延迟了初始破碎的发生，负梯度来流使得初始破碎提前；当来流不均匀时，射流的变形、穿透及表面波都变得复杂，并且提前或延迟了柱破碎点位置。唯象分析可以有效地解释和关联非均匀来流下的液体射流初级破裂特性的测量结果，并提出了适应本实验条件下的射流变形和柱破碎高度的预测表达式。

级数对多级刷式密封泄漏流动与传热特性影响较大，推导级数对多级刷式密封泄漏流动与传热特性影响的理论公式，建立多级刷式密封求解模型并基于流固热耦合计算方法进行数值模拟，设计多级刷式密封泄漏量和压力分布测量实验，搭建多级刷式密封泄漏和压力分布特性实验装置，将实验结果与数值结果相互对比以验证数值模拟的准确性，分析对比不同级数刷式密封之间流场与温度场分布特性，研究级数对刷式密封泄漏特性，流动特性以及传热特性的影响规律。研究结果表明：在相同压比下，从一级到三级刷式密封，每增加一级，各级刷丝束所承担的压降值降低，刷丝束压降最大值降低30.0%～36.3%；流场最大速度出现在末级刷丝束后挡板下方，随级数增加，流场最大速度降低；相同压比下，随级数增加，刷式密封封严性能增强，每增加一级，泄漏量减小15.7%～22.0%；相同压比下，随级数增加，最高温度增大，每增加一级，最高温度增大3.7%～9.1%。

为研究多隔舱油箱气相空间体积动态变化效应下的富氮气体流量需求，按照组分守恒方程、质量守恒方程和气体状态方程，建立了多隔舱油箱流量动态分配惰化模型，针对富氮气体流量提出了一种按照隔舱气相空间体积变化的动态分配方式；并以某型飞机多隔舱燃油箱为例，结合AMEsim仿真软件进行建模仿真，将动态分配、平均分配和比例分配的惰化效果进行了对比。研究结果显示：提出的动态分配方式较好地实现了多隔舱油箱氧气体积分数控制，富氮气体流量按动态分配方式所需惰化时间最短，相比于平均分配和比例分配方式，动态分配方式的气相空间惰化程度更高；从体积置换次数来看，动态分配方式可以有效减少体积置换次数3.5%～7.6%，且3种分配方式的体积置换次数由大到小依次为：平均分配、比例分配、动态分配。

建立了旋转爆轰燃烧与跨声速轴流式压气机Stage 37耦合计算模型，分析旋转爆轰反压形成的前传压力波对压气机内部流场的影响，并探究反压传播速度对压气机工作性能的影响机制。结果表明：压力波传播的过程中相继与静转子的叶片相互作用，产生一系列激波，最终导致动叶前缘的附体激波在旋转爆轰反压作用下略微向上游推移。此外，旋转爆轰反压对静子通道的流场结构影响更为明显，相应地静子对前传压力波的抑制作用相对更强。相比于稳态设计点工况，当压气机出口存在以CJ速度（CJ为Chapman-Jouguet理论的爆轰波传播速度）传播的旋转爆轰反压时，压气机的效率可以提升1%，并且工作范围更宽广。

面向涡轮叶片的冷却设计和分析问题，建立并初步验证了一种热障涂层和气膜冷却耦合的快速热分析方法。该方法首先基于金属区域导热流线的形貌，提出将此传热过程分解为相互间绝热的三类，以此降低方程构建的难度。又进一步采用拓扑转化方法，将上述复杂的三维传热过程比拟为了一维的均匀平板或圆管扇形段，最终推导得到了一组共计40个直接计算公式，实现了对目标壁面加权平均温度的快速求解。该方法可用于分析流动和传热工况、气膜孔和热障涂层几何结构，以及涂层和金属基体物性参数等对壁温的影响。以多种热障涂层涂敷方式和吹风比M工况下的三维热分析结果作为基准，对方法准确性进行了校验，所得特征壁温的相对误差δ均在±1.25%之间，可满足工程应用需求。

为深入理解碳氢燃料主动冷却流动传热机理，针对内径2 mm竖直上升圆管内超临界压力RP-3的对流传热特性及熵产规律开展数值研究。获得了正常传热和传热恶化工况下沿流动方向不同截面位置处局部熵产的径向分布规律，以及壁面热流密度变化对Nusselt数和主流熵产的影响规律。结果表明：主流熵产和Nusselt数具有相反的变化趋势，Nusselt数升高对应流动传热不可逆性减小，熵产降低。沿流动方向，在入口段传热熵产逐渐取代耗散熵产成为熵产的主导机制。沿径向方向，层流熵产在黏性底层内起主导作用，在过渡层内湍流熵产逐渐取代层流熵产成为主要机制。传热恶化工况下，主流熵产在传热系数峰值位置达到极小值，发生传热恶化的截面内传热熵产与总熵产的比值超过0.99。

温度、盐度是影响冰黏附力的关键因素。利用可编程式高低温实验机，在不同温度、盐度下制静态淡水冰、含盐冰，并测量冰切向黏附力，对冰切向黏附力受温度影响的变化趋势、受盐度影响的原因进行了研究。结果表明：两种冰样的前期结冰黏附过程中，冰-基界面“类液层”起决定性作用。淡水冰在0～−11 ℃温度范围内，冰切向黏附力随温度降低线性增加，到达−11 ℃的温度临界值后，其增加速度随温度降低逐渐递减，并在−20 ℃后基本保持平稳。盐水冰-基界面形成有效黏附所需温度更低，切向黏附力较淡水冰更小，在1%～2.5%盐度的含盐区间内，冰切向黏附力主要受界面“冰盐”分布影响。结果为研究不同环境，特别是海洋低温条件下的结冰机理和防除冰方法研究提供了参考。

针对2.5维编织CMC平板进行细观几何特征参数识别及统计分析，建立了反映材料细观结构分散性的参数化全尺寸模型，使用Monte-Carlo模拟方法，探究了编织CMC材料细观结构几何特征参数的随机性对材料各向异性热导率概率分布的影响规律，并通过正交试验分析了不同几何参数的影响程度。研究结果表明：基础模型在基体和纤维束热导率差异的影响下，温度和热流密度分布存在不均匀性，在各部分纤维与基体交界处温度存在较为明显的梯度变化，在基体和斜向纤维束内热流密度较大，在Y向纬纱以及X向经纱水平段内热流密度较小；在几何特征波动的影响下，基体和纤维束的体积分数发生改变是影响等效热导率波动的主要原因，6种几何特征对热导率概率分布的影响程度根据强弱依次排序为：编织角、经纱长度、经纱间距、经纱宽度、纬纱宽度、纬纱长度。

为了获得旋流液膜破碎过程中表面波不稳定增长特性及其影响规律，对不同几何结构收口型离心喷嘴进行了试验研究。基于高速图像，提取了液膜发展过程中的表面波幅值增长率，并总结了压降对其影响规律。研究结果表明：主导液膜表面波的幅值沿液膜表面流向呈指数增长，且表面波幅值的增长率表现出非线性特征；将液膜的发展划分为快速增长区、慢速增长区和破碎区，建立了不同区域波动幅值随行进距离变化的函数，提取了不同发展区域对应的主导波动增长率，体现了液膜的非线性不稳定增长规律。同时对液膜分区临界点进行分析，建立了破碎长度和压降的函数关系，发现破碎长度随着压降增加呈现指数递减规律，且通过函数关系可预测喷嘴液膜的极限破碎长度，该长度随着喷嘴出口直径的增加而增大。

为了探究燃油喷雾空间分布对点火特性的影响，采用大涡模拟方法结合离散相模型、动态增厚火焰模型对轴径向旋流器燃烧室中的流动、燃烧过程进行模拟。结果表明：点火区域局部液滴质量浓度及高质量浓度分布范围决定了初始火核的生成、火焰的传播过程。尤其在火焰发展前期，空心锥形燃油喷雾火焰以周向和轴向传播为主，实心锥形燃油喷雾火焰则是周向、轴向和径向传播同时进行，并且不同喷射方式的燃油喷雾空间分布与稳定后的火焰形态相对应。用大涡模拟的方法再现了其他学者实验中观察到的燃油喷雾分布决定火焰分布的现象，同时也证明了仅靠索太尔平均直径（SMD）无法代表所有雾化特性对燃油喷雾燃烧过程影响的结论。

针对航空发动机表面缺陷检测算法参数量大、网络复杂度高以及可移植性低的问题，基于YOLOv5s（you only look once version 5 small）提出一种融合注意力机制的轻量化WGS-YOLO缺陷检测算法。算法使用ShuffleNet V2网络构建单元重构骨干网络，降低网络复杂度；提出可自适应调节权重的CBAM（AW-CBAM）注意力机制，能够同时分别提取通道注意力特征和空间注意力特征，并通过可学习权重系数动态调节两种特征的权重占比，使网络更加关注输入特征图的全局信息，将其应用在骨干网络中，以提升网络的表征能力和泛化能力；在颈部网络中通过引入深度可分离卷积和Ghost卷积设计了轻量化GS-C3模块，实现对输入特征图的特征浓缩，有效捕捉输入特征中的重要信息。实验结果表明：WGS-YOLO算法识别精确度为92.0%，相较于基准网络提高了2.1%，而网络参数量减少了55.3%，计算量降低了57%。因此，所提算法满足网络轻量化的设计需求，可有效检测航空发动机主要表面缺陷。

以GH2787压气机叶片为研究对象，提出一种激光-喷丸复合强化工艺方案，兼顾了激光强化在残余应力层深度上的突出优势，以及喷丸强化表层残余应力水平高、可抑制表面缺陷敏感性的技术特点，从而实现叶片表面完整性的综合改善。对强化后叶片表面完整性及疲劳强度开展测试，结果表明：激光-喷丸复合强化对压气机叶片疲劳强度提升效果最为显著，相比于无强化叶片，疲劳强度提升20.6%；配合抛光处理后，疲劳强度增幅进一步提升至28.1%，显著高于单独采用喷丸强化的15.9%和单独采用激光强化的18.3%。研究工作为压气机叶片表面强化工艺实施及抗疲劳设计提供理论依据及数据支撑。

针对滚动轴承振动信号性能特征参数中不可避免地受环境噪声影响，同时又不具备马尔科夫特性的情况，提出基于IKF-ARIMA-NARNN的滚动轴承噪声环境下寿命预测方法。首先，考虑到传统卡尔曼滤波（KF）去噪忽略了数据间相关性的问题，提出一种基于增量卡尔曼滤波（IKF）的滚动轴承性能特征数据去噪方法。其次，针对滚动轴承性能特征参数演化过程有时不满足马尔科夫特性，建立基于具有非线性误差项的自回归差分移动平均（ARIMA）模型的滚动轴承性能特征参数演化过程分析模型；同时，利用动态非线性自回归神经网络（NARNN）估计退化模型非线性随机误差项，从而实现滚动轴承寿命预测。最后，通过滚动轴承工程实例分析，验证了该文方法的有效性和适用性，与传统方法相比，该方法的预测精度至少提高26.75%和51.25%。

为实现航空发动机涡轮叶片射线检测自动化、智能化，有效改善传统射线检测费时费力、效率低下等问题，开展基于无监督学习的涡轮叶片X-ray图像缺陷检测方法研究。基于无监督生成对抗网络，提出一种适用于航空发动机涡轮叶片X-ray图像的缺陷检测算法；构建由生成网络、判别网络和附加自编码网络组成的深度卷积生成对抗网络，设计重构损失、判别损失、编码损失及中间编码损失，并利用4种损失的加权之和构造目标函数；利用完好涡轮叶片X-ray图像进行模型训练，基于训练得到的生成网络建立航空发动机涡轮叶片X-ray图像缺陷检测模型。研究了输入图像大小、编码长度和重构损失对缺陷检测模型性能的影响。结果表明：模型在输入图片像素尺寸为128像素×128像素、编码长度为600、重构损失为L₂的情况下检测性能最佳，area under curve（AUC）可达到0.911。该缺陷检测算法能够实现实际生产缺陷零漏检的严苛技术指标，但误检率（>62.1%）较大，作为辅助检测手段应用于实际生产可将人工检测效率提高1.6倍。

针对航空发动机篦齿封严的气弹失稳问题，建立了篦齿封严阻尼减振求解模型。基于能量法研究了阻尼环的结构参数及其安装位置对篦齿封严气弹稳定性的影响规律，揭示了阻尼环对篦齿封严气弹稳定性的影响机理。研究表明：在研究工况下，不安装阻尼环时，篦齿封严在1阶和2阶模态处，气动阻尼比分别为−0.41%和−0.049%，发生气弹失稳；安装阻尼环后，第2阶模态的气动阻尼比由负值变为正值，第1阶模态处的气动阻尼比仍为负值，但数值增大，阻尼环提高了篦齿封严的气弹稳定性。阻尼环安装过盈量越大，开口量越小，篦齿封严的气动阻尼比越大，气弹稳定性越好。当阻尼环安装在悬臂端时，气动阻尼比最大，篦齿封严最稳定，而当阻尼环安装在波节处时，气动阻尼比和降幅比最小，篦齿封严稳定性较差。

为优化共用支承结构双转子系统的不平衡响应特性，使其在同等不平衡量下能够在较大的转速范围内稳定运行，建立了共用支承结构双转子系统的简化质点模型振动微分方程。基于动力吸振器经典理论对该简化模型进行了理论推导和计算，证明振系内质量块之间存在振动能量的转移，并得到了通过振动能量转移实现最大减振效率的刚度组合条件和阻尼条件。基于上述方法对某型共用支承结构双转子系统的模拟实验器进行了刚度优化。使用有限元法对优化前后的模型进行动力学特性和不平衡响应计算，证明了振动能量转移现象仍然存在，优化后的动力涡轮轴在关键模态下应变能占比下降超过31.9%，优化后动力涡轮轴响应下降超过73.0%，动力涡轮盘响应下降超过55.3%，说明使用振动能量转移的优化理论对共用支承结构双转子系统进行优化能够有效降低系统的不平衡响应。

为了深入了解叶片-盘系统的振动特性、检验已有阻尼装置减振效果是否满足技术指标，有必要设计开展带干摩擦阻尼真实叶片减振特性试验。真实叶片振动特性试验相较模拟叶片试验而言，在设计过程中会遇到更多挑战，以定型带缘板阻尼涡轮叶片为例，设计了真实涡轮叶片组减振特性试验方案，通过开展涡轮叶片组减振特性试验，得到不同正压力下受激叶片的频响函数曲线。试验数据表明：缘板阻尼装置在设计频率范围内对叶片组振动有明显的抑制效果，最佳减振效果能使受激叶片共振幅值减小60%以上。

基于宏观唯象蠕变模型编写有限元子程序，对真实涡轮叶片进行蠕变变形行为模拟与分析。通过模拟服役环境下涡轮叶片蠕变变形行为，确定涡轮叶片实际使用过程中的重点考核部位；分析存在蠕变时应力集中部位的应力松弛现象，对比应力松弛前后考核部位的持久寿命预测结果。通过改变晶轴与叶高方向的偏离角，模拟实际工程应用中存在许用范围内偏离角的情况。结果表明：涡轮叶片重点考核部位一般位于扰流柱根部和冷却通道拐角处，该部位随着蠕变进行产生应力松弛现象，影响涡轮叶片的预测持久寿命；工程中设计偏离角的许用范围为10°是恰当的，超过这个范围涡轮叶片材料蠕变性能下降明显。

以两台单级压气机为试验对象，分别采用调节压气机进口节流比和封严腔供气压力两种方式，开展了封严腔泄漏流对压气机性能影响的试验研究，获取了封严腔泄漏流对压气机性能影响规律。研究结果表明：随着压气机进口节流比的降低或封严腔压力的增加，封严空气泄漏量逐渐增大，但增幅变化逐渐变得缓慢；随着封严空气泄漏量的增加，压气机出口叶根区域主流压力逐渐降低、叶片尾迹区增大，压气机性能逐渐降低；当试验件存在多封严腔供气时，与前封严腔相比，后封严腔空气泄漏对压气机效率影响较大，且随着转速升高影响程度增大。

为研究结构参数对巡航状态下泵喷推进潜艇水力性能和声学性能的影响，采用分离涡模型（DES）进行全流域非定常数值计算，输出流场脉动信息作为声源，运用声学有限元方法（FEM）预测流动噪声。在水槽试验台进行试验研究，采集噪声与推力信息，并对数值计算的结果进行验证。结果表明：较少的叶轮叶片数、导叶叶片数和较小的喷管进出口面积比有利于泵喷内部流动状况改善；泵喷总推力随叶轮叶片数或导叶叶片数的增加而降低、随喷管进出口面积比的增加而上升，敞水效率均随3种结构参数的增加而降低；叶轮叶片数增加引起各类流动噪声均呈现整体上升趋势，而导叶叶片数和喷管进出口面积比增加对不同噪声的影响规律各有不同；结构参数改变时，各类流动噪声的指向性分布规律基本一致。

针对航空发动机风扇超声叶型前缘侵蚀造成的性能衰退问题，构建风扇前缘曲率控制点与总压损失系数、总压恢复系数和材料去除率3个优化目标之间的Kriging模型，采用第二代非劣排序遗传算法（NSGA-Ⅱ）对侵蚀叶型进行优化修型。结果显示：材料去除率与总压损失系数呈负相关，与总压恢复系数呈正相关，相比于侵蚀叶型，前缘修型后叶型总压损失系数降低8.74%，总压恢复系数提升2.31%，材料去除率为1.94%。优化叶型能够改善前缘流动，减弱唇形激波强度，缩小亚声速区域面积。侵蚀叶型的入射波与通道正激波相交于吸力面，与边界层的干扰作用严重，优化叶型使通道激波前移，激波提前在通道内交汇，从而抑制尾迹发展。

J级重型燃气轮机（进口设计流量约1 000 kg/s）的首级压气机直径可达3 m，难以开展全尺寸几何模型试验，基于相似原理开展缩尺研究是一种经济且简便可行的方法。基于数值方法开展尺寸效应对小/大模型性能及损失影响的对比研究，分析尺寸效应对小/大模型损失影响机制。性能分析结果表明：气动相似的大模型等熵效率明显高于缩比模型，而Casey等提出的等熵效率修正模型偏差不超过0.5%。机理分析表明：在叶尖强激波诱导的泄漏涡破碎区域，二次流主导，大模型损失强于小模型；而其他区域则以基元损失为主，边界层和尾迹掺混损失小模型损失更强；但综合损失仍然是小模型更大。因此影响小/大模型等熵效率的差异主要来源于基元边界层和尾迹掺混损失，而叶尖二次流损失造成的差异并不起决定性作用。这项工作致力于给工业重型燃气轮机设计初期提供参考。

根据典型大S弯进气道出口偏置对涡畸变的速度、压力分布特征，利用涡团模型建立了一种偏置对涡边界条件定义方法，并进行数值模拟研究探索了偏置对涡畸变与风扇的耦合影响机理。研究结果表明：在风扇吸力作用下，上游畸变流掺混加强，切向速度增大。偏置对涡进气条件会使风扇性能下降，稳定裕度损失严重，其中在涡旋环量35 m²/s相斥对涡进气条件下风扇稳定裕度损失7.1%，相吸对涡进气条件下稳定裕度损失达到了7.9%。随着偏置对涡强度的增大，风扇性能下降更多，稳定裕度损失也更大。偏置对涡进气条件下风扇轴向速度损失以及切向预旋造成的风扇叶尖出现大范围大攻角区，造成风扇部分叶片通道压比较大，而风扇其余位置仍处于较低压比水平，导致近失速点附近风扇整体总压比下降，失速点提前。

为了研究压力面叶尖小翼叶顶最宽位置变化对压气机叶栅叶顶泄漏流动的影响，对加装1.5倍叶片宽度的压力面叶尖小翼在节距方向上的最宽位置进行研究，叶尖小翼最宽位置分别位于叶片的10%至90%轴向弦长处，间隔为20%轴向弦长，进而分析了不同最宽位置小翼方案对压气机叶栅叶顶间隙流场的影响。研究结果表明：叶尖小翼最宽位置在轴向弦长上的改变对流场调控效果有直接影响，其中小翼最宽位置位于10%轴向弦长的PW0.1c方案使总压损失增加了2.39%，最宽位置位于70%轴向弦长的PW0.7c方案对流场的改善效果最为明显，总压损失降低了1.56%。

针对引射喷管在设计点的型面设计参数开展了数值仿真研究，探究了主喷管长度、引射喷管喉道面积、喉道位置、扩张段面积变化规律对流动特性及推力性能的影响。研究表明：减小主喷管长度、适当增加引射喷管喉道面积、使引射喷管喉道位置向后移动、增加扩张段横截面积均有利于提升引射喷管的推力系数，而各型面参数对引射喷管的影响主要体现在主流膨胀程度及剪切层特性上。经验证，在全包线工作范围（马赫数为0～4）内引射喷管取得较优的气动性能，设计状态推力系数可达0.96。

为了深入研究攻角对其边界层转捩以及气动热分布的影响规律，提出一种大后掠翼构型的新型翼身组合体外形。采用改进的k-ω-γ转捩模式计算了Ma=6不同攻角条件下的边界层转捩情况。研究结果表明：攻角变化对翼身组合体边界层转捩和气动热的影响较为显著，并且壁面的边界层转捩具有从翼身连接处起始，往下游方向，沿连接处向两侧逐渐发展扩大的特点。随着攻角从−10°增大到10°，上表面机身和机翼上的转捩范围的变化趋势均为先减小后增加；下表面机身的转捩范围变化趋势先增加后减小，而机翼上则先减小后增加。并且，翼身组合体迎风面的热流密度分布主要受到边界层转捩作用的影响，而背风面的热流密度分布则受到流动结构和边界层转捩的共同影响。此外，在6°和10°攻角的机翼上表面上发现了流向热流密度条带结构。对比流动结构与热流密度分布发现，热流密度条带的形成与流向涡以及角区流向涡结构的演化有关。

舰载机起飞过程中，发动机喷流冲击偏流板产生高强度噪声，危害了甲板人员听觉健康和设备结构安全。通过施加锯齿喷口和微结构冲击板，在亚声速喷流斜冲击试验条件下，研究了两种降噪措施对冲击喷流噪声的控制作用，分析了锯齿齿数、内切角和齿长对冲击喷流噪声特性的影响规律，探索研究了三角顺流沟槽、金字塔凸起、内嵌圆孔、三角横流沟槽这4种微结构冲击板对冲击喷流噪声指向性及强度的影响，考察了锯齿喷口与微结构冲击板之间的降噪叠加效应。研究结果表明：锯齿喷口有效地抑制了冲击喷流噪声，增大内切角可以提高降噪水平；微结构冲击板可以降低低频段噪声，其中三角横流沟槽板具有最好的抑制效果，在下游的总声压级最大降噪量达3.68 dB；组合降噪方案对下游噪声控制显著，且呈现出一定的非线性叠加机制。研究结论对于抑制舰载机冲击喷流噪声具有工程指导价值。

对跨声速单级轴流压气机NASA Stage 35开展了静叶开槽控制附面层分离的机理研究，基于3个前槽出口位置和两个后槽出口位置，组合设计了6种双槽方案。数值结果表明：在中小质量流量工况下，6种开槽方案均提高了压气机总性能，前槽出口位于13%C_a（C_a表示叶顶轴向弦长）、后槽出口位于60%C_a处的研究方案对压气机总性能的改善效果最好，在没有明显降低设计点效率的前提下，将近失速工况压气机效率的绝对量提升了1.3%。流场分析发现：在99%叶高处，较高的射流动量和更靠近分离涡核心的射流方向能更好的消除由附面层分离产生的低能流体。但低叶高未开槽范围的叶片表面附面层厚度有所增加，这是因为在径向压力梯度和原有分离区逆向流动的双重作用下，近槽道下壁面处速度较低的射流向叶根区域和叶片前缘迁移所导致的。

为了降低超声速客机进气道的声爆强度，设计了一种采用0°内唇罩角与发散等熵压缩设计的二元低声爆超声速进气道，并用边界层抽吸流动控制提高进气道气动性能。通过数值模拟的方法，研究了进气道重要设计参数对其气动性能与流动特性的影响，并探究了进气道对飞行器整体声爆特性的影响。结果表明：对于巡航马赫数1.8的超声速客机，低声爆进气道的高气动性能依赖于抽吸流动控制，控制效果与总压缩角、抽吸槽结构等因素有关；在设计状态下，低声爆进气道总压恢复系数可达0.956，声爆特性相比常规二元外压式进气道减小74%；常规进气道使飞机的近场声爆强度增大136%，而安装低声爆进气道的整机声爆特性在此基础上降低了4.5%。

针对高温真实气体效应对边界层转捩的影响，使用高马赫数修正后的γ-Re_θ转捩模型展开了研究。对典型算例的边界层转捩进行了计算分析并与DNS（直接数值模拟）结果和试验结果进行了对比，结果表明：对于高速高焓边界层：原始γ-Re_θ转捩模型预测的转捩起始位置过于提前，而高马赫数修正后的转捩模型预测的转捩位置有明显后移，并且能够更好地与试验数据吻合；高温真实气体效应会使得边界层内温度降低、厚度变薄，对边界层转捩具有促进作用。

利用计算流体动力学（CFD）软件FLUENT的用户自定义函数（UDF）编程接口建立固体火箭发动机点火燃气加质模型、推进剂燃气加质模型，对不同点火药盒位置条件下的内外燃管型装药发动机点火瞬态过程进行模拟。计算结果表明：①点火药盒位置直接影响燃烧室内点火燃气的注入过程，进而影响燃烧室内不同区域的瞬态温度、压力变化过程；②中部点火条件下点火燃气同时向装药内通道两侧传播，推进剂内表面完全点燃所需时间最短；③头部点火、中部点火、尾部点火条件下燃烧室点火压强峰分别为10.741、9.862 MPa以及10.023 MPa，头部点火条件下的点火压强峰分别比中部点火、尾部点火高8.9%、7.16%；④尾部点火条件下部分点火燃气直接流出喷管外，点火燃气对推进剂传热减少，点火滞后期与火焰传播期增大，点火延迟高达12.75 ms。

为研究射频离子推力器放电室内的感应耦合等离子体（ICP）的特性及其对推力器性能的影响，针对射频离子推力器放电室，建立了二维轴对称流体模型，采用5阶加权本质无振荡（WENO）格式与时域有限差分法（FDTD）分别求解流场方程和电磁场方程。计算了自主设计的3 cm直径推力器放电室内的等离子体特性。模拟结果显示，轴向和径向的感生磁场、角向感生电场和角向感应电流的相互耦合是维持放电室内ICP的主要原因。在维持ICP的加热机制中，随机加热与欧姆加热均占重要地位，且随射频功率的增加，随机加热功率占总加热功率的比例随之增加。通过增大射频功率，推力器的束电流和推进剂利用率随之上升，但电效率会有所下降。通过增大推进剂流量，推力器束电流也会有所上升，但推进剂利用率会逐渐下降。

针对使用硬阈值函数计算关联维数导致边界扰动问题，提出模糊关联维数方法，并将其用于提取滚动轴承退化特征。针对滚动轴承退化阶段小样本预测特点以及传统粒子滤波缺乏预测结果的置信区间估计问题，提出最大熵粒子滤波方法。试验研究结果表明：模糊关联维数与滚动轴承振动信号的演变趋势具有一致性，能够准确提取滚动轴承振动性能退化特征。同时，所提最大熵粒子滤波的平均相对误差显仅为1.31%，平均绝对误差仅为6.94，显著低于传统粒子滤波和GM模型，并且增加的区间预测功能使其预测结果更加丰富多样。

针对直升机尾传动系统故障数据不平衡问题，提出一种基于数字孪生和迁移学习的直升机尾传动系统故障诊断方法。建立直升机尾传动系统刚柔耦合动力学仿真模型获取真实反映直升机尾传动系统工作状态的高保真故障仿真数据。通过引入坐标可分离卷积和注意力机制的残差网络进行故障特征提取和分类。采用基于高斯核函数的领域自适应方法缩小仿真数据和实验数据在特征空间的分布差异。为提高决策边界的鲁棒性，增强类别之间的区分度，引入边界正则化的交叉熵损失。经实验验证，基于数字孪生和迁移学习的故障诊断方法，可以解决数据不平衡导致的深度学习故障诊断模型训练效果变差的问题，使模型损失显著降低、准确率至少提高了2.17%，达到基于正常数据驱动的深度学习故障诊断模型的性能水平。