为了对矢量航空发动机测力台架进行静态校准，首先对两种专用校准设备的校准力空间进行了分析，并将各项加载的合力分类为纯力、纯力偶、力线矢和力螺旋。然后针对隐式的二次多项式回归模型，分别基于改进的D优化准则和K中心点聚类方法进行了校准力空间的优化选择，得到了优化后的加载表。最后通过对比两种方法得到的加载表的D优化值、方差膨胀因子和加载点水平值，发现前述两种方法自动生成的加载表都能在满足其他指标要求的前提下使得广义方差尽可能小。以上理论和方法可以自适应地推广到其他构型的矢量推力台架校准设备上，为提高矢量推力测力台架的校准精度和效率提供重要理论及技术支持。

针对超/高超声速锥-柱-裙拦截弹轨控喷流干扰问题，通过数值求解三维Navier-Stokes方程，分析了冷/热喷干扰差异的原因，结合飞行条件与风洞实验条件开展了相似参数研究，获得了适用于轨控喷流干扰力/力矩模拟的相似参数。研究表明：冷/热喷流质量/能量流量的差别、冷/热喷管几何参数的差别及燃气热喷流的化学反应影响共同造成了冷/热喷干扰的差别，且前两种因素的影响较化学反应更大；不考虑化学反应影响，模拟总压比、动量比、总焓比的空气喷流获得的力干扰因子、轨控偏移量在Ma=3～8、H=20 km与Ma=7、H=20～40 km条件均与燃气喷流符合良好；地面风洞实验条件使用模拟总压比、动量比、总焓比的空气或氦气喷流模拟飞行条件热喷，获得的力干扰因子与轨控偏移量模拟误差均较以往冷喷模拟明显减小。

针对航空发动机飞行试验中因试验发动机流道测量参数多导致加装传感器数量多，与机载空间有限相矛盾的问题，以及飞行中气流测压管路易进入水滴结冰导致气流压力测量失效的问题，提出了采用压力扫描阀代替传统压力传感器进行发动机气流参数的测量以及对测压管路反向吹除和加热的方法，开展了压力扫描阀系统机载适配性设计、高压气体反吹加热及控制设计和飞行试验验证。试验结果表明：采用压力扫描阀进行气流压力测量及扫描阀反吹加热的方法可以有效解决机载空间不足与加装的传感器多的矛盾，同时避免飞行中因引压管路进水甚至结冰导致测量无效的问题，保障试验发动机气流参数的有效测量，该方法在飞行器飞行试验中具有较好的应用价值。

基于超声速民机的飞行任务需求，选取3种构型的自适应循环发动机作为超声速客机的备选动力系统并开展总体性能优化对比。构建总体性能数值仿真模型和数学优化模型，确定设计循环参数选取准则；开展自适应循环发动典型状态点的性能优化对比，分析大功率需求状态和低耗油率需求状态下发动机的性能；基于分析结果，选取优选构型开展基于飞行任务需求的设计循环参数优化。结果表明：模式转换能够显著扩展推力范围并降低耗油率，以构型A为例，亚巡状态下推力范围拓宽约14.14%，耗油率降低约5.75%。构型A在亚巡状态下具有耗油率优势，且起飞推力较高。构型B在超巡状态的节流特性线起始段显示出耗油率优势，且适合高起飞总重的飞行器。构型C在亚巡和超巡状态下均表现出低耗油率，且适合载客量较小的超声速客机。通过优化构型C设计循环参数，可以提升飞机起飞总重3.62%，并在超声速巡航状态下降低耗油率约3%，这将有利于增加载客量和飞行航程。

飞行器虚拟飞行试验涉及气动、结构等众多高精度学科模型的多物理场仿真，准确快速的非定常气动载荷场计算是其关键制约因素。目前基于计算流体力学的非定常气动力计算成本十分昂贵，为了提升高精度非定常气动载荷场的计算效率并保证计算精度，基于Co-Kriging模型和POD场量降阶，提出一种基于多源数据融合的高效非定常气动载荷场预测方法。以4%厚度圆弧翼为测试对象，通过综合当地活塞理论计算得到的低精度载荷数据和计算流体动力学得到的高精度仿真数据构建非定常气动载荷场，分析了不同飞行工况下非定常气动载荷和颤振边界，结果表明：提出的基于数据融合的非定常气动载荷场预测方法，在内插时表面载荷预测精度不低于99.41%，在外插时表面载荷预测精度不低于83.32%，颤振分析结果误差不超过0.637%，计算效率提升了285.89倍。

尾推式微型涡桨发动机主要由螺旋桨产生推力，喷管在产生剩余推力的同时会与螺旋桨产生复杂的气动干扰。为探究在这种气动干扰下尾推式微型涡桨发动机推力特性的变化规律，在计算上验证了MRF（移动参考系）方法在推进式微型涡桨发动机推力特性计算方面的可行性，开展了螺旋桨、喷管和短舱一体化构型的CFD（计算流体动力学）计算，得到了在地面慢车和巡航阶段时不同喷管压比、喷射角、螺旋桨转速和来流马赫数对发动机推力特性的影响规律。经分析发现：在地面状态下，喷射角为0°时，螺旋桨推力系数始终大于0.1，在同样压比下总推力最大可相差36%；喷射角为0°～60°时，螺旋桨推力系数随压比增大而减小；喷射角为90°时随压比的增大而增大。在巡航状态下，喷射角和压比对桨推力系数影响较小，桨推力系数随来流马赫数的增大而减小，随桨转速的增大而增大。两种状态下喷射角为0°时喷管剩余推力最大，获得的总推力最大，表现出良好的推力特性。

提出了一种基于非结构动网格方法的导弹动导数智能补偿辨识算法，采用非结构动网格方法与强迫谐和振荡等方法相互组合，快速获取导弹动导数的离线数据，根据离线数据与试验值的偏差构建深度神经网络，在线智能补偿导弹气动导数。该算法仅依靠离线数据及深度神经网络，对标准模型Finner导弹的纵向气动导数进行智能补偿辨识，实现了对静稳定性导数和组合动导数的精准预测，且补偿后的动导数残差降低75%。该算法计算精度高，可推广至横向和航向的动导数智能补偿辨识。

为研究重气体介质在高速风洞中的可压缩流场特性及相关的影响因素，在典型工况下考虑重气体介质真实的气体效应，基于一维等熵流动理论计算了给定总压、总温和一系列自由流马赫数下重气体介质的等熵流动特性。计算结果表明：在较高的总温状态下重气体四氟乙烷（R-134a）和六氟化硫（SF₆）的气体压缩因子Z接近1，定总温总压下在来流马赫数0.3～1.3的亚跨声速范围内比热比γ基本恒定，能够将重气体视作量热完全气体，视为量热完全气体所导致的马赫数计算偏差小于0.3%，满足风洞马赫数控制的要求。从翼型高速绕流的角度，重气体与空气等熵流流场参数的分析表明流场静温的较大差异将引起重气体与空气风洞试验数据的偏差，进而需要对重气体下获得的试验数据进行相应转化，该研究为后续重气体介质中飞行器气动特性研究及气动数据修正方法的发展提供了基础支持。

探讨了回流通道对二维高超声速进气道喘振的影响，通过非定常数值仿真分析不同回流通道布局方案的作用机制。结果表明：在内收缩段下壁面设置回流通道，通过回流通道出口形成的弱压缩系与膨胀波系使外压缩波向外侧偏移增大溢流，进而缓解气流积蓄，抑制下游反压增长，可显著降低内收缩段区域的压强脉动，但对隔离段的高幅压强脉动的抑制效果有限；而在隔离段下壁面设置回流通道，主要是通过遏止主结尾激波前传，降低隔离段中部区域的高幅压强脉动。双回流通道布局可使整个进气道内的压强脉动显著降低，内收缩段区域和隔离段区域压强脉动方均根值降幅最高分别为43.7%和58.7%。

螺旋桨相位控制技术是一种有效的涡桨飞机主动控制降噪方法。目前，针对该技术的研究主要依赖于理论分析和试验研究，这些方法在揭示流场细节和理解降噪机理方面存在一定的局限性。采用改进延迟分离涡模拟（IDDES）结合Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程的声类比方法，对某型涡桨飞机的双桨缩比模型开展了相位控制降噪研究，详细分析了不同相角差对双螺旋桨系统降噪性能的影响，并深入探讨了螺旋桨相位控制的流动机理。研究结果表明：本文采用的数值方法能够有效模拟双发螺旋桨的相位控制降噪效果。通过调整螺旋桨间相角差，在特定观测点实现了噪声水平的显著降低。以双桨桨盘平面的桨轴连线中点为例，当相角差设置为30°时，相较于0°相角差，该观测点的总声压级降低了15.37 dB。该点处压力和密度脉动幅值显著减小，显示出高压区与低压区干涉相消的典型相位控制降噪特征。桨盘平面的压力脉动和密度脉动分布呈现涡旋花瓣状的辐射特征。进一步分析表明：随着双桨间相角差的增加，双桨中心连线中点处的厚度噪声和载荷噪声分量先减少后增加，在相角差为30°时达到最小值。

通过仿真获得了内转式进气道在低来流马赫数工况下的旋流特性和进出口参数的影响规律。结果表明：低速状态时，进气道流量系数较大，受“V”形唇口形状的影响，唇口绕流显著，沿着宽度方向存在强速度梯度，在唇口内侧产生1对强反向旋转旋涡，并在弯曲内流道中逐渐脱离唇罩壁面。当来流马赫数较低或出口马赫数较高时（流量系数较大），唇口侧产生的旋涡尺度更大。出口AIP（aerodynamics interface plane）的旋流角呈“V”形反对称式分布，随着出口马赫数的增加，逐步发展为“W”形反对称式分布，大尺度旋流角极值区与管道中心附近小尺度旋流角极值区相融合，并使得气流畸变指数增加，旋流畸变指数增加了1倍左右，周向总压畸变指数增大了1个量级。

为了提高高速地效飞行器的气动性能，采用基于Kriging模型的全局气动优化方法，以升阻比为优化目标，在Ma=0.2，0.3，0.5和0.8工况下对地效飞行器的翼型进行优化研究。结果表明：地效优化翼型气动性能的改善主要来自两方面。一方面是地面效应带来的改善，当Ma≤0.5时，地效翼型升阻比的提升主要是源于阻力的减小，当Ma=0.8时，地效翼型升阻比的提升主要由于升力的增大。地面效应使得翼型的升阻比相较于非地效翼型分别提高31.6%、55.0%、101%和31.1%。另一方面是几何外形优化带来的改善，随着来流马赫数的增大，优化后的翼型前缘半径减小，最大弯度位置后移，翼型的厚度减小，优化翼型的升阻比相较于原NACA4512翼型分别提升了12.8%、13.03%、7.45%、38.3%。对优化翼型的气动性能分析可知，翼型的升阻比随离地高度的减小而增大，随迎角的增大先增大后减小。但在高亚声速低迎角工况下，翼型离地面的距离过小，会使得翼型的下表面形成激波，升阻比减小。

针对近连续流过渡区多尺度绕流问题，学界发展了N-S（Navier-Stokes）/DSMC（direct simulation Monte Carlo）耦合方法，大多数此类求解器面临着耦合界面波动失稳的难题，因此对复杂外形和耦合界面的通用性值得重点研究。鉴于非结构网格面向复杂外形高度的贴体性、优良适应性以及工程领域对过渡流区高效通用型计算方法的需求，提出并实现了一套三维复杂界面四面体非结构网格N-S/DSMC耦合方法用于模拟高超声速过渡流。该方法使用局部克努森数作为连续失效参数划分连续/稀薄区域，并生成三维复杂N-S/DSMC耦合界面，沿分界面两侧分别推进一层或多层界面信息传递单元，基于边界状态法进行信息耦合。该耦合方法无需对复杂不规则分界面作光滑和修型处理，具备对复杂过渡流区工程问题数值模拟的通用性。分别对三维高超声速圆球和钝锥绕流进行模拟，数值结果显示：与参考文献中的DSMC方法相比，激波处数值和壁面特征值基本一致，最大误差不超过8%，但计算效率分别提高了1.74倍和2.28倍，验证了该耦合方法的正确性和高效性。

超燃冲压发动机高马赫数飞行时，气动热载荷急剧增加，然而冷却剂携带量严格受限，发动机热结构冷却面临严峻挑战。对再生冷却通道优化设计，提高机载冷却剂热沉利用率，是缓解超燃冲压发动机冷却挑战的关键技术。着眼于超燃冲压发动机高热环境下冷却剂流量分配不合理、局部超温风险高等问题，提出沿发动机周向的通道高宽比、位置，以及沿轴向的通道连通结构位置、尺寸的同步设计和独立设计3种优化策略。以正癸烷作为典型碳氢燃料，在跨临界温区对再生冷却通道进行参数化建模，以加热面最大壁温和出口燃油温度相对偏差作为目标函数，基于非支配排序遗传算法NSGA-Ⅱ和RNFNN代理模型联合进行多目标优化设计，求解全局Pareto Front最优解解集。研究结果表明基于NSGA-Ⅱ的再生冷却通道多目标优化可有效优化冷却效果，在不增加冷却剂的前提下，降低热结构温度，缓解超燃冲压发动机冷却挑战。

对超临界RP-3航空煤油喷入加压准静止空气的射流特性进行了试验研究。在0.15～1.02 MPa的环境压力范围内，采用阴影成像技术记录了二维收缩喷嘴喷出的超临界RP-3射流的近喷嘴区域宏观射流形态。结果表明：超临界RP-3射流经历了与理想气体类似的欠膨胀射流过程，呈现出明显的桶形激波结构。通过十组分RP-3替代燃料的热力学相图进行的物理解释表明超临界RP-3射流在近喷嘴区域经历了一个或多个等熵膨胀、熵增压缩和等压混合过程。随着环境压力的升高，超临界RP-3射流形态从超高度欠膨胀状态转变成高度欠膨胀状态，射流扩张角、第一波节直径、第一波节马赫盘位置与直径均逐渐降低。

冰晶进入航空发动机导致发动机结冰是危害飞行安全的重要因素。针对冰晶结冰研究过程中，影响结冰过程的关键高空云雾微物理特性参数及冰晶探测方法的系统性总结还比较少见。为了掌握国内外高空冰晶云雾微物理特性的研究情况，作者通过文献调研，总结了当前国内外对高空大气云层中的冰晶形状分类、冰晶尺寸、总水含量（TWC）及其探测方法的研究现状；并分类总结了冰晶形状和尺寸随云层类型、海拔高度、环境温度的分布特性与变化规律，以及TWC随云层海拔高度、环境温度、暴露长度等因素的变化规律。研究结果表明：冰晶形状会受到云层类型影响，冰晶的粒径（最大尺度）和冰晶的形状密切相关，云层中的TWC会随着云暴露长度、海拔高度和环境温度变化。在此基础上，结合高空冰晶探测技术的特点，归纳了高空冰晶云雾微物理特性研究和探测技术发展面临的挑战，主要表现在冰晶粒子实时观测和分类困难，环境因素影响及地理适用性限制，试验所需冰晶粒子的获取困难，探测技术手段的限制等方面。

为优化双级反旋多点直喷燃烧室运行方案，采用数值模拟的方法对燃油分级方案和值班级燃油占比影响进行研究。验证了研究方法的可行性；探究了高、低工况下不同燃油分级方案的排放特性；探究了LC（低工况）-3方案时值班级燃油占比对燃烧室性能的影响。结果表明：主燃级喷嘴分散布置的LC-1和LC-3在综合性能方面优于主燃级喷嘴集中布置的LC-2和LC-4；6主燃级喷嘴的LC-3在NOx排放方面优于3主燃级喷嘴的LC-1，而LC-1在CO排放方面略优于LC-3，综合现行规范LC-3方案更具优势； 9主燃级喷嘴高工况（HC）CO排放略低于LC-3，NOx排放高于LC-3；在LC-3方案中，随值班级燃油占比提高，CO和NOx排放均呈上升趋势，当值班级燃油占比为25%时，NOx排放达到最低值1.59×10⁻⁵。

利用VOF（流体体积法）多相流模型和RNG（重整化群）k-ε湍流模型，通过数值模拟方法研究了不同初始压力（20、30、40 kPa）和当量比（0.8～1.2）下，爆震波对煤油液滴破碎、蒸发及火焰形态的影响。结果表明：RP-3煤油液滴在爆震波作用下的破碎行为根据液滴形态特征，主要分为褶皱期、挤压期、发展期和后期这4个阶段。液滴蒸发特性受韦伯数的影响较小，拟合出液滴迎风面位移S与We的线性关系式，液相质量百分比在破碎形态稳定前保持在41%～56%范围。液相蒸发速率随时间先增大再缓慢下降。随着韦伯数的增大，液滴迎风面位移量的增大速率减小，扁平化速率加快，液滴燃烧过程中的“钳形”火焰变得更紧凑且卷吸更深，旋流火焰的尺寸和弯曲度也逐渐增加，而不规则的全包火焰形态更加复杂。

通过实验研究了掺氢比及分级比对CH₄/H₂分级旋流火焰形态及声激励响应特性的影响。使用OH*化学发光技术（OH*-CL）和粒子图像测速技术（PIV）分别获得了火焰热释放及流场信息。结果表明：在无氢气掺混的低分级比条件下，火焰呈现D型。保持低分级比不变，随着掺氢比增加，火焰形态转变为S型，火焰整体长度逐渐减小。在高分级比时，火焰变为L型。此外，通过对来流空气施加不同振幅的200 Hz速度脉动，分析了不同掺氢比及分级比下的火焰响应特性。掺氢比及分级比通过改变火焰形态，进而影响燃烧室不同位置对速度脉动的敏感程度，导致了不同程度的主频响应。具体而言，随掺氢比增加，S型火焰热释放响应提升。然而，随着分级比的增加，L型火焰热释放响应降低。以上研究结果对于优化现有燃烧室低排放设计，推进氢气发动机的发展具有重要意义。

相较于溅射沉积、离子束蒸发等薄膜制造方法，采用喷墨打印直写沉积原位制造三维曲面高温多层薄膜传感器线路更为简单高效。提出一种利用喷墨打印技术精准制造薄膜传感器的方法，探究了墨水特性、打印参数、烧结参数等因素对薄膜沉积质量的影响规律，获得了陶瓷及镍基合金基底上高质量、高性能的薄膜线路。对薄膜传感器进行室温至1100 ℃的标定测试，其平均赛贝克系数为46.8 μV/℃，升降温段热电特性曲线的重复率为99.96%，测量误差为±0.21%。

为探究含氧量对加力燃烧室动态燃烧特性的影响，采用大涡模拟方法研究了不同压力（0.1～0.3 MPa）下含氧量（14%～23%）对加力燃烧室流场结构、火焰形态、释热脉动以及压力脉动的影响。研究表明：不同压力下含氧量对钝体火焰稳定器后的火焰和流场均具有显著影响；随着压力和含氧量的变化，在剪切层中观察到BVK和KH两种不同的不稳定特征，燃烧室下游的流动主要由BVK不稳定主导；随着含氧量降低，火焰摆动幅度增大，燃烧室中的OH基浓度降低，火焰温度减小；此外，含氧量和压力的变化还影响KH不稳定向BVK不稳定转变的位置；在BVK不稳定主导下，压力脉动和放热脉动的主频一致，在KH不稳定主导下，放热脉动没有明显的主频。

为了探究主燃级出口张角对NOx排放的影响，针对采用4种不同主燃级出口张角的中心分级燃烧室，通过高温高压排放试验得到NOx排放数据，并利用光学诊断获取燃烧室内组分分布信息，最后结合数值模拟进一步分析燃烧室内热态回流区及温度分布。结果表明：随着主燃级出口张角的增大，NOx排放降低。在主燃级出口张角影响NOx排放的因素中，停留时间占主导作用。主燃级出口张角通过改变热态回流区的轴向长度和后驻点位置来影响停留时间。主燃级出口张角和出口附近气流的旋流张角是一致的。

闪点作为燃油的安全衡量标准，为预防混合蒸汽进入可燃性区域燃爆提供了必要信息。基于GB/T 261-2008《闪点的测定 宾斯基-马丁闭口杯法》标准，搭建了惰化气体环境下的闪点测定装置，选取了N₂和CO₂两种不同的惰化气体，先测定了RP-3燃油在空气中的闪点，再测定了5%～20%N₂和5%～20%CO₂摩尔分数对RP-3燃油闪点的影响效果，同时与已有文献数据对比，验证了实验数据的可靠性。结果显示：闪点随N₂与CO₂摩尔分数的增加而不断上升，且CO₂对闪点的影响效果明显强于N₂，与文献中Jet A煤油受两种惰性气体的影响趋势相似，由此，在油箱惰化应用中可以根据实际需要选择惰化气体摩尔分数方案。

针对部件失效独立假设导致旋转机械系统可靠性分配结果不佳的问题，提出一种基于失效相关性和模糊层次分析（FAHP）的可靠性分配策略。基于层次分析模型，根据初始评价对系统部件建立非模糊综合评价矩阵，以降低初始评价的主观性影响。引入载荷分散系数，设计了一种反映部件间失效相关性的失效相关因子，用于修正评价矩阵中复杂度、失效严重度和失效发生度这3类系数，并计算出各部件的可靠性分配权重。将可靠性分配权重输入Gumbel Copula函数以建立系统可靠度分配模型。以某型号液体火箭发动机涡轮泵为例，进行对比分析，结果表明：所提策略因考虑失效相关性而给出了更合理且成本更低的可靠性分配方案，其中失效危害度较高的涡轮和壳体被合理分配了较高的可靠度指标0.99982和0.99992，并且系统的无量纲成本为95.21305，远低于失效独立和失效负相关下的设计结果。

针对变弯度可调导叶尾迹激励引起的气动弹性问题，基于时间变换法和谐响应模态叠加法对一级半风扇转子进行强迫振动分析，研究了变弯度导叶不同弯角对风扇转子气动性能及其振动特性的影响。结果表明：随着导叶的打开，风扇转子流量增加，压比提高，效率增加，调节导叶对下游转子叶根部位影响更大。在气动激励方面，随着导叶的关闭，转子叶片表面气动力幅值增大，相位变化剧烈。导叶角度对所关注的高阶局部模态的气动阻尼影响较小，随着导叶的关闭，气动阻尼略有下降。总体上，当导叶角度偏离设计角度越大，下游转子叶片的振动响应越高，认为存在一个最优的导叶调节角度，使得转子叶片振动应力最小。

基于涡轮机械叶片气弹稳定性数值计算的能量法，发展了1种求解篦齿封严环气弹稳定性问题的仿真方法。基于标准文献篦齿封严环几何参数，建立了篦齿封严气弹稳定性数值模型，分析了齿腔宽度、壁厚和封严间隙对气弹稳定性的影响。结果表明：通过能量法分析气弹稳定性仿真方法可准确计算篦齿封严环的气动阻尼比及失稳节径，为篦齿封严环气弹稳定性分析提供理论依据。齿腔宽度的增加会恶化气弹稳定性，且齿腔宽度对气弹稳定性的影响随压比增加而增大。壁厚和封严间隙的增加可改善气弹失稳。

为使力学模型更好与物理模型相匹配，采用集中参数/有限元混合建模法构建计及轴与机匣结构柔性的直升机主传动系统动力学模型。基于所建模型开展了固有特性分析，并综合采用坎贝尔图与模态能量法对系统共振能量传递特性进行了研究。结果表明：直升机主传动系统的振型可归为全局纯扭转振动模式、定轴-行星轮系耦合振动模式、局部行星轮系振动模式和局部定轴传动振动模式；输入转速在5210 r/min附近时低速级啮频易引发该系统共振，振动能量可能主要通过齿轮6、轴5、轴承10和轴承座10传递，其中齿轮6和轴承10模态能量较大，视为危险构件。

提出一种监测发动机转子振动的发动机整机机匣表面传感器测点位置选择方法。基于转子载荷激励下的整机振动响应，建立机匣表面响应关于转子载荷的灵敏度分析方法；基于灵敏度信息，采用有效独立法分析各测点的独立性；进一步综合考虑各测点的灵敏度与独立性，选择机匣表面最佳测点位置。以某航空发动机单转子整机试验器为例，借助有限元模型，应用此方法，选择最佳测点，并将最佳测点的响应与机匣表面上其他测点响应进行比较；最后，在试验器上进行试验验证，试验结果与仿真结果一致，最佳测点信号灵敏度相比于其他测点最多提高3倍，具有良好的振动监测效果。

提出一种基于定频测试和神经网络代理模型的管路-卡箍系统非线性参数辨识的方法。首先，开展低激励幅值下的模态测试，基于测试数据建立管路-卡箍系统的底层线性模型。其次，开展不同激励幅值和激励频率下的定频测试，构建系统的恒位移和恒速度响应面，基于等效线性化理论对卡箍的动力学参数开展非线性参数表征及辨识。然后，针对等效线性化模型存在响应预测精度不足的问题，开展不同非线性参数下卡箍结构的非线性动力学特性分析，采用神经网络技术定量描述非线性参数对其响应特性的影响规律，并构建其代理模型。最后，基于代理模型及其灵敏度特征，逆向辨识卡箍的非线性刚度和阻尼系数，从而获得该系统的非线性动力学模型。基于该模型的响应预测结果与实测结果高度吻合，在共振峰处的最大频差小于0.007%，响应幅值误差小于1.53%，表明基于辨识结果得到的非线性动力学模型能够准确地预测其非线性振动行为，验证了辨识结果的可靠性。

设计了一种双通道航空发动机剩余寿命（remaining useful life，RUL）预测模型。第1条通道使用膨胀卷积并引入注意力机制，减少了模型参数量，加强了对RUL关键特征信息的表达；第2条通道使用了平均回归特征对原始信号进行去噪和平滑处理，降低噪声对RUL预测的影响；最后将两条通道特征融合并输入至全连接网络得到最终的RUL预测结果。为了验证本文的模型有效性，在美国航空航天局公布的C-MAPSS（commercial modular aero propulsion system simulation）数据集上进行了实验。研究表明该方法相比于CNN-LSTM（convolutional neural network & long short-term memory network）、AdaBN-DCNN（adaptive batch normalization-deep convolutional neural network）、RCNN-ABi-LSTM（region-based convolutional neural network & attention bi-directional long short-term memory network）模型的方均根误差分别降低了32.1%、7.8%、6.3%，双通道模型的预测精度得到了显著提升。

针对传统摆盘发动机约束结构存在振动和噪声问题，提出一种协同轴约束结构设计方案。通过活塞行程方程确定摆盘发动机主要参数，在SolidWorks软件中建立协同轴摆盘发动机的三维模型。为了对比直导槽约束结构在输出端动力学特性，在Adams软件中进行刚体仿真。为了研究协同轴真实约束情况，进行Ansys-Adams联合的刚柔耦合仿真。结果表明：在转速为1200 r/min的额定工况条件下，协同轴摆盘发动机相较于直导槽摆盘发动机，其输出端的转速偏离峰值降低4.16 r/min，正向和负向角加速度峰值分别减少4375.11 rad/s²和3032.46 rad/s²，前者可作为后者的替代方案；将协同轴柔性化后，虽然协同轴的弹性形变会在仿真开始的0～0.0354 s内造成振动等不利因素，但协同轴依旧起到了约束良好的效果。

设计了一种自由衰减振动试验，通过对叶片模拟件施加一阶弯曲振动方向载荷并释放后激发其一阶自由振动，对其关键位置应变及加速度时域信号进行测试分析，一次试验即可获得较大振动应力范围内的临界阻尼比特性曲线。试验结果显示：阻尼器的特性曲线与仿真计算结果吻合较好；峰值阻尼比与阻尼器的惯性载荷无关；接触面积不同的阻尼器提供的阻尼比大致相同；阻尼效果与伸根段长度呈正相关。

为了模拟压气机叶片表面积垢的不规则粗糙特征，针对压气机叶片积垢粗糙特征的关键参数，基于多重余弦函数建立了描述压气机叶栅不规则粗糙积垢的几何模型。以某扩压叶栅为研究对象，采用数值模拟手段研究了不同积垢粗糙结构参数对扩压叶栅气动性能的影响。结果表明：不规则粗糙叶栅积垢造成了气动性能退化，流动损失增加，且随着松散层积垢表面粗糙度的增加气动性能退化程度加剧，这一现象在负攻角工况尤为显著。相较于积垢表面粗糙度大小，积垢粗糙结构宽度对气动性能退化的影响相对较小。相较于压比，总压损失对叶栅积垢更加敏感，当积垢造成总压损失最大增加145.75%时相应的压比仅降低3.07%。

对进气道总压畸变模拟器稳态流场进行数值分析，所得总压畸变图谱和稳态周向畸变指数与试验结果符合良好，证明了数学模型及方法的可靠性。以数值分析所获得进气道/发动机气动交界面的流场参数为基础，与试验所得紊流度相结合，基于改进的紊流关联模型方程，利用反向传播人工神经网络建立了动态畸变指数的预测方法。经过验证，该动态总压畸变指数预测方法的最大误差为4.19%，可用于指导进气总压畸变模拟试验的相关研究。最后，应用所搭建的神经网络紊流度预测模型对扇形板畸变模拟器的动态畸变图谱进行了预测，为其工程应用提供了重要指导。

一维分析模型在离心压气机设计研发中占据重要地位。基于时间推进求解方法，发展了离心压气机一维性能分析模型，并开发了相应计算程序。为实现性能准确预测，以体积力源项形式在一维流动控制方程中引入了无黏叶片力模型和黏性力模型，分别用以模拟叶轮对气流的偏转做功和黏性损失效应。利用该程序分别对一低速和一高速离心压气机展开特性分析，并将预测值与相关实验数据或三维数值仿真进行了对比验证。结果表明：所发展一维模型能快速准确评估离心压气机特性，并获得包括叶轮在内的压气机通道内部流动参数分布，初步具备自然模拟压气机堵塞工况的能力，在离心压气机初始设计阶段性能评估中具备较好的应用潜力。

为了拓宽叶栅在低雷诺数效应影响下有效攻角范围，实现叶栅扩稳、减损的目的，对某小折转角的扩压叶栅开展数值和试验研究。通过研究原型叶栅失速后的湍流主要特征，选择3种角度的表面脊微结构针对其加以控制，研究结果表明：扩散型表面脊是扩大叶栅有效攻角和减小损失的有效手段，特点是扩大正失速边界而不牺牲设计攻角损失，最大减损17.7%；无偏角脊结构可实现大攻角减损，其最大减损19.58%。总的来说，扩散型脊减损效果好于无偏角型，好于汇聚型。另外发现减损后尾迹宽度和损失峰值减小且尾迹扩散中心线推向压力面一侧偏移。

针对压气机叶片积垢典型厚度分布建立了均匀积垢厚、前缘积垢厚和尾缘积垢厚3种分布形式，并以某扩压叶栅为研究对象，采用数值模拟手段研究了不同分布形式及大小的积垢对压气机叶栅气动性能退化程度影响。结果表明：均匀积垢厚对于评估真实压气机叶片积垢非均匀厚度分布所带来的气动性能退化程度存在局限性，且3种厚度分布形式的结果均表明负攻角工况下气动性能退化程度更加明显。相较于尾缘积垢厚，前缘积垢厚对气动性能退化影响更加显著，当积垢最大厚度相同时，前缘积垢厚造成的损失比尾缘积垢厚增加了84.35%，静压比降低了0.98%，进一步说明了压气机叶片积垢建模必须考虑其非均匀分布位置及大小，才能在气动性能退化的评估时得到更加可靠的结果。

基于计算流体力学（CFD）理论，发展了一种面向多级轴流风扇的通流反设计方法。为准确加载无黏叶片力，基于近似因子分解法提出了一种鲁棒的流面几何更新数值解法。采用该方法对一款两级跨声速风扇进行了重新设计，并通过全三维数值模拟进行了验证。结果显示：程序能够稳健且高效地实现通流设计的完全收敛，且子午流场与全三维周向平均结果基本吻合。经全三维验证，设计工况的质量流量和总压比均达到设计目标；非设计工况下本设计方案与其原型性能各有优劣。非设计转速下的峰值效率虽有所降低（最大降低1.04%），但稳定裕度和失速总压比均有一定提升（最大分别提升1.7%和1.26%）。

为了解决高负荷轴流压气机端壁角区分离问题，将一种多局部控制通道二次流、适用于多工况的吸力面及端壁联合造型方法应用于2.5级压气机末级静子中，探究造型方法在面对流动情况复杂的压气机环境时，所带来的效率提升或损失控制的效果。通过对最高效率点进行单目标优化，使压气机的末级峰值效率提高了约0.3%。流场分析显示，在多级压气机环境中应用端壁-吸力面一体化造型设计时，造型虽位于静子，但转子通流乃至效率亦受到一定程度的级间干涉。由于原型压气机端区流动结构不同，最优造型流动控制机理与在前期叶栅研究中所得结论有所差异。如此，可在一定程度上证明本文所采用的端壁-吸力面一体化造型方法于多种流动结构控制的可行性，其在压气机环境中的应用效果得到验证。

在压气机实际运行条件下，转轴偏心、机匣变形或加工装配误差等因素会导致叶尖间隙具有周向非均匀特征，对其性能尤其是稳定性产生重要影响。以NASA Rotor 67为研究对象，针对转轴偏心造成的周向非均匀条件开展数值研究。通过机匣-转子分域建模手段，构建叶顶间隙周向非均匀分布条件，对3种偏心度条件下的压气机三维流场进行全环仿真，获得了流场周向非均匀分布规律，并基于“等效间隙原则”建立了周向非均匀间隙压气机失稳准则。结果表明：偏心转子中大间隙区域叶尖泄漏流动增强导致阻塞效应加剧，使叶顶局部流量系数降低，更接近失稳边界，而小间隙区域则相反；流量系数极值位置相比间隙极值位置不重合，具有一定的相位延迟；偏心转子的失速流量系数接近以大间隙扇区平均间隙为间隙值的同心转子失速流量系数，因此“大间隙扇区平均间隙”等效原则可作为预估周向非均匀间隙压气机失速点的判定准则。

电动机控制器作为电动航空器动力装置的重要组成部分，其可靠性与航空器的飞行安全息息相关，因此对控制器的可靠性进行评估是控制器设计过程中的关键环节之一。为了提高对控制器可靠性的评估的准确性，提出一种基于失效模式及其影响分析与动态故障树分析结合的电动机控制器可靠性分析方法，在关注控制器故障模式的同时也对其动态特性进行分析，尽可能全面地评估控制器可靠性。以某四旋翼电动垂直起降航空器电推进系统的电动机控制器为分析案例，结合电动机控制器拓扑结构分析其故障模式并通过动态故障树计算得到其失效概率为1.18×10⁻⁶，验证了该方法的可行性和有效性，为电动航空器电动机控制器的可靠性评估提供了一种可参考的方法。

分析了一种复合式高速直升机的飞行原理，设计了不同飞行模式下的操纵策略，并建立了飞行动力学模型。考虑传感器噪声和复杂飞行环境导致的系统状态难以准确测量的问题，提出了一种基于高阶滑模微分器的姿态自抗扰控制算法。在MATLAB/Simulink环境下构建了复合式高速直升机姿态控制系统，并与PID（proportion integral differential）控制器和LQG（linear quadratic Gaussian）控制器进行了仿真对比。研究结果表明：所提出的基于高阶滑模微分器的姿态自抗扰控制器能够实现对姿态角的无超调跟踪，相较于PID控制器和LQG控制器，误差收敛速度分别提升31.5%和64.2%，且在噪声干扰下，最大跟踪误差比LQG控制器小34.2%，比PID控制器小39.5%。

针对转子加速度（N-dot）加速控制计划存在全包线范围内适用性不足的问题，提出了一种基于相似换算N-dot的全包线加速控制方法。推导并验证了在等风扇进口总温线上涡扇发动机风扇转速、压气机转速、涡轮前温度等参数稳态相似换算误差小；研究了N-dot可以直接反映剩余功率的大小，保证动态过程相似换算精度高；选择覆盖发动机全工作包线的有限个等温线工作点，构建了不同总温下换算的N-dot加速控制计划；通过相邻等温线线性插值将加速控制计划拓展至非等温线上工作点，实现N-dot加速控制方法全包线内适用。仿真结果表明：相比于传统开环油气比加速控制计划，在同一等温线不同工作点的加速过程，所提方法的加速时间分别缩短了5.31%和10.32%，在非等温线工作点的加速过程，加速时间缩短了57.74%，且全工作包线点的加速时间在2.3～12.3 s内，加速过程均不会出现参数超限问题。所提方法在发动机全包线内的加速控制均能满足快速性和安全性的需求。

为明晰加压环境下团聚硼颗粒燃烧特性，采用激光点火试验系统，探究了粒径约为350 μm的团聚硼在0.1～1.0 MPa 环境范围内的点火燃烧过程。试验结果表明：在激光开始加热的15 ms以内，压强越高的环境中，BO₂的发射峰更明显，且颗粒表面温度更高。但在激光开始加热的15 ms之后，高压环境中，硼燃烧会出现明显的产物凝结-聚集-沉降现象，具体为燃烧产物氧化硼凝结形成烟雾，聚集成较大颗粒并沉降覆盖在团聚硼的外表面，影响硼颗粒的能量释放过程，使颗粒表面温度降低。环境压强从0.2 MPa增加到1.0 MPa，平均自维持燃烧时间从191 ms增加到547 ms。本研究有利于深入认识团聚硼颗粒在加压环境中的能量释放过程，研究结果对优化含硼推进剂的配方设计和优化含硼冲压发动机的燃烧组织具有实际意义。