基于离散翅片微通道流动沸腾的多相流换热器是一种可工程化的热沉技术，可应对高热流密度的飞行器散热需求。实验研究了R134a制冷剂在4种典型离散翅片微通道中的流动沸腾换热特性。微通道的当量直径为0.67 mm，实验工况范围为：干度为0～1，质量流率为150～300 kg/（m²·s），热流密度为10～25 kW/m²。实验结果表明：微通道流动沸腾压降和传热系数随工质质量流率和热流密度的增大而提高，不同翅片之间对比结果表明：翅片形状对于压降的影响相比于传热系数更为显著，以质量流率为150 kg/（m²·s）、热流密度为10 kW/m²工况为例，方形、圆形和正弦形翅片的压降相较于菱形翅片高出约272.4%、116.9%、48.7%，平均沸腾传热系数相较于菱形翅片仅提高20.6%、11.0%、2.7%；以质量流率为300 kg/（m²·s）、热流密度为25 kW/m²工况为例，方形、圆形和正弦形翅片压降相对于菱形翅片分别增加351.1%、121.1%、94.7%，平均沸腾传热系数较于菱形翅片分别提高约24.7%、11.0%、8.8%。基于试验数据修正了离散翅片微通道流动沸腾压降和传热预测关联式，并进行不同翅片综合性能的对比分析，结果表明菱形翅片综合性能更优。

在航空发动机及燃气轮机实际高速旋转条件下，流体受到哥氏力、离心力和浮升力等旋转多场力作用倍增，导致高速旋转状态下旋转（攻角）和吹风比（M）等参数对涡轮叶片前缘气膜冷却效率（η）影响规律与低转速实验存在差异。采用实际弯扭涡轮叶片，在实际高速旋转状态下，进行了旋转角速度和M对前缘区域气膜冷却特性影响的数值模拟研究。旋转角速度分别为1350 rad/s（正攻角）、1400 rad/s（零攻角）和1450 rad/s（负攻角），M范围为0.5～1.25，射流-主流密度比为1.04。本文揭示了高速旋转状态下旋转（攻角）和M对真实的弯扭涡轮叶片前缘η影响机理，发现了旋转（攻角）是决定前缘η分布的一个关键因素。随着旋转角速度的增大，滞止线从压力排和滞止线排孔之间，先移动至滞止线排孔中心连线附近，再移动至滞止线排和吸力排孔之间。前缘区域展向平均气膜冷却效率（$ \overline{\eta } $）随着M的增大呈现非线性变化规律，具体区域变化不同。当前缘无吹飞现象（M=0.5），前缘腔内冷气受到的哥氏力分量直接朝向滞止线排孔，不仅使得冷却工质更容易从滞止线排孔出流，而且使得更多流量的冷却工质从低半径位置出流，哥氏力另一分量使得冷却工质流向压力侧，有益于冷却工质从压力排孔出流。

针对一种S形隔离段-超声速燃烧室构型开展了不同喷注方案下的燃烧流场数值模拟研究，并与作为基准的等直隔离段-超声速燃烧室进行了对比，分析了S形隔离段对燃烧特性影响及隔离段内的反压前传过程，比较了不同构型和喷注方案的燃烧室冷态流场，燃烧流场与燃烧性能。研究结果表明：冷态条件下，S形隔离段对燃料的混合特性影响不大；但在燃烧条件下，强耦合的非线性系统会放大来流的非对称程度，进而造成燃烧场非均匀程度极具变化，同时降低了燃烧效率，由82%下降到65%。针对燃烧条件下的非均匀来流，优化了喷注方案，结合支板喷注，在燃烧室壁面增加了额外的喷注位置，提高了燃烧场的均匀性与燃烧效率。燃烧室的出口燃烧效率由65%达到了85%，总温分布系数由64%下降到26%，达到了均匀来流下的燃烧效率和燃烧场均匀程度。

为探究高空低压环境对空冷换热器对流流动与传热特性的影响，搭建了低气压对流传热测试风洞实验台，实验台的压力范围为5.5～101.3 kPa，流速范围为0～13.6 m/s。对微通道光管换热器在12～20 km海拔高度环境压力下的流动与传热特性进行了实验和数值研究。结果表明：现有关联式在预测雷诺数低于100的摩擦因数时偏低，在预测雷诺数低于40的努塞尔数时偏高，茹氏公式对努塞尔数预测的最大相对偏差达72.4%。同时，由于空气低体积热容的影响，管排数的增加显著削弱了平均表面传热系数，使得茹氏公式的传热预测偏差随着管排数的增加而显著上升。为此，建立了新关联式，显著提高了对低雷诺数范围的预测准确性，并考虑了管排数对换热的影响，对摩擦因数与努塞尔数的预测与实验数据的相对偏差均在10%以内。

研究了隔离段、扩张段以及多点混合喷注对燃油/空气旋转爆震燃烧室的传播特性与性能影响。针对冲压旋转爆震燃烧室典型工作状态，实验研究了爆震燃烧室燃烧效率与总压增益的变化情况。研究发现，随着当量比的增加，不同喷注结构会对爆震波传播特性有所影响，实验中观察到连续稳定爆震，不稳定爆震以及爆燃等多种燃烧模态；不同喷注结构对燃烧效率与总压增益特性也有一定影响，综合条件下在隔离段与扩张段多点混合喷注的效果更优。燃烧效率随当量比增加出现先上升后波动变化的趋势，实验中观测到当量比为0.653时，燃烧效率达到最高值89.5%。爆震燃烧室总压增益特性随当量比上升逐渐上升，最高有效总压增益出现在当量比0.644时，有效总压增益最高值为−0.171。综合考虑下，扩张段喷注在整体性能上更具优势，但需结合隔离段辅助喷注以改善燃烧组织，以进一步优化喷注布局。

为研究凹腔参数对航空发动机加力燃烧室内钝体/凹腔耦合火焰响应特性的影响，以模型加力燃烧室为研究对象，对不同凹腔长深比与后壁面倾角下的耦合火焰释热响应特性展开试验研究。试验在常温常压条件下进行，建立了火焰传递函数（FTF），并基于动态火焰图像重点研究了不同凹腔参数下耦合火焰的响应特性与动态特征。试验结果表明：随着长深比的增加以及后壁面倾角的减小，其FTF增益及延迟时间均减小，系统时滞效应减弱。并且在低频扰动下耦合火焰产生向内的卷曲运动特征，较高频时会产生多段火焰面褶皱，出现局部熄火。此外凹腔参数的变化会改变空间中强释热脉动区域的分布，这也是耦合火焰响应特性发生变化的内因。

为探究航空发动机涡轮导向叶片内部颗粒沉积动力学特性及沉积形貌对传热特性的影响，针对压力面为单层气膜孔壁、吸力面为冲击-气膜孔溢流组合冷却结构进行数值仿真。叶栅主流入口总压为3.09 MPa，出口静压为1.52 MPa，主流入口总温为1800 K，冷气入口温度为800 K，压力范围设定3.11～3.58 MPa。基于修正后的临界速度沉积模型，采用欧拉-拉格朗日方法预测颗粒在叶片内部迁移轨迹。结合动网格技术动态重构了沉积界面，定量分析了不同沉积阶段靶面沉积形貌特征及对应位置传热系数变化规律。研究表明：沉积层的形成是一个动态演化过程且呈现阶段性变化规律。随着吞砂量的持续增加，丘顶处的传热系数呈现局部最大值，较沉积前最大增幅达97.1%；部分相邻沉积丘之间“鞍部”位置传热系数呈现先减小后增大的变化趋势，较沉积前传热系数最大降幅达55.6%，当“鞍部”逐渐被新沉积的颗粒物填平时，该位置传热系数逐渐增大，但仍小于沉积前该位置的传热系数。

以变循环发动机可变涵道比加力/冲压燃烧室为研究对象，采用缩比模型流场实验和全尺寸三维数值仿真的方法，揭示不同涵道比、平行混合器出口面积比下的加力燃烧室内部流场特征，定量评价加力燃烧室内速度不均匀度、掺混损失、隔热屏冷却通道外侧机匣壁面温度峰值等参数。研究结果表明：相较于内涵入口均匀流，内涵入口考虑旋流后，旋转的内涵流体与外涵流体增强了剪切混合，严重时引起内涵高温流体部分进入隔热屏冷却通道，致使隔热屏冷却通道外机匣局部温度高达812.97 K。采用平行混合器可有效控制加力/冲压燃烧室总压损失，在3.5%以内。内外涵出口面积比是重要参数，合理的面积分配能够确保外涵道流体有足够的空气进入隔热屏冷却通道，同时有足够的惯性力遏制隔热屏入口段内侧流动分离。小涵道比工况下，增大内外涵出口面积比将导致冷却气量减少约20%，可能造成隔热屏冷却效果变差；同时低动量的外涵流体难以克服逆压梯度，在隔热屏内侧形成回流区，导致火焰稳定器上游径向速度不均匀度恶化至0.10～1.20，对加力燃烧不利。在大涵道比工况下，过小的内外涵出口面积比将导致掺混损失增至3.16%，随着内外涵出口面积比提高，内外涵气流匹配度改善，速度不均匀度范围提升至0.85～1.07，展现出更优的综合性能。

为获得冲压模态下吸气式脉冲爆震发动机头部掺混结构对工作特性的影响，以汽油为燃料，空气为氧化剂，通过实验探索了掺混结构对于爆震起爆及传播特性的影响规律，实现了频率为12.5 Hz的稳定爆震，归纳出6种燃烧状态。结果表明：受旋流影响，相较于无旋流结构，有旋流结构对空气来流总压、汽油流量以及点火能量较为敏感，随着点火能量降低，不稳定燃烧持续时间加长，在点火能量下降至3 J时，会导致点火失败，稳定工作当量比范围更窄，但有旋流结构可进一步缩短起爆距离，增加掺混结构的阻塞比可拓宽稳定爆震的当量比范围。

当涡轮发动机工作时，旋转的上游尾流和下游背压波动使叶片受到波动压力，是影响发动机性能的关键因素，因此研究尾流背压波动及其效应非常重要，然而发动机内部结构复杂，直接进行发动机尾流背压波形测量是非常困难的。尾流背压激励的叶片气动力降阶模型与载荷识别理论中结构响应有着相同的时域反卷积形式，为此基于气动力降阶模型，提出通过叶片气动力识别尾流和背压波形的流场状态间接测量方法。二维叶片的算例表明：一阶Volterra级数降阶模型能够表征尾流激励下叶片气动力，基于该降阶模型的Tikhonov正则化方法能够根据叶片气动力识别尾流的总压波形。

为了快速获取复杂气动型面喷管在飞行包线内大批量载荷数据以满足其疲劳寿命评估的需求，通过引入复杂气动型面喷管载荷影响（nozzle load influence，NLI）因子，发展了复杂气动型面喷管载荷计算理论，同时提出了基于复杂气动型面NLI因子的喷管载荷计算方法。首先基于计算流体动力学（computational fluid dynamics，CFD）数值模拟方法获取复杂气动型面喷管载荷分布基本特征，得到复杂气动型面NLI因子；然后利用一维等熵内流流动理论推导的喷管载荷理论公式计算由于飞行高度、飞行马赫数、发动机状态变化引起的喷管载荷变化量。研究表明复杂气动型面喷管流向截面面积变化及局部型面特征两种因素叠加作用导致其壁面载荷分布复杂，但对于喷管给定位置处的载荷大小与喷管落压比存在线性或近似线性关系；基于NLI因子的喷管载荷计算方法可以获得不同高度、不同马赫数、不同发动机状态下喷管载荷数据，计算精度基本可以继承CFD计算方法的载荷计算精度，计算效率随着需要计算的载荷状态数量增加而大大提升。

为探究涡轮组合发动机中旋流畸变的产生规律及其对轴流压气机性能的影响，构建了进气道S弯扩压段-轴流压气机转子一体化模型，针对典型工况点开展数值仿真计算，详细分析了旋流畸变的产生机制与规律，研究了旋流畸变对压气机的性能影响。结果表明：超声速S弯进气道出口背压通过影响结尾激波位置，改变扩压段入口截面气流能量分布，从而影响旋流畸变的类型与强度：低背压时形成较强的对涡旋流，中背压时旋流很弱、流动近乎均匀，高背压时产生较强的整体涡旋流。在系统级计算中，高空均匀来流条件下，压气机在80%、90%及100%转速和不同出口静压工况下，气动交界面平均静压均低于进气道临界背压，进气道处于超临界状态，S弯扩压段入口能量呈对称分布，下游形成对涡旋流。在上述系统级计算工况下，与压气机单部件工作特性相比，各转速下的工作流量范围收窄，相同工作点下的压比和效率均降低，其中最高效率降低5.49%，最高效率点流量减少8.82%，稳定裕度下降57.82%。

航空起动/发电机是现代多电第二动力系统的关键核心。对起动/发电机的常用发电机类型进行了概述，按起动/发电机是否内置于发动机中进行分类并分别对两大类起动/发电机的发展现状进行简介，讨论了内置式起动/发电机的结构布置方案。综合分析了高效散热技术、轻质高效发电机技术、强容错发电机技术、高温发电机技术、高性能变流技术这五项起动/发电机关键技术。展望了起动/发电机结构集成化、设计协同化、任务多样化的发展趋势。最后指出，各主要类型发电机在起动/发电机应用中均有不可替代的地位，起动/发电机的内置化仍需要在强散热、高功率密度、强容错以及耐高温等自身重要技术指标上取得突破。

为提升稀薄气体流动模拟的计算效率，针对非结构网格在复杂几何建模中的适应性特点，构建了一种基于统一计算设备架构（CUDA）平台的非结构网格直接模拟蒙特卡洛（DSMC）并行算法。建立通用的DSMC求解框架，设计高效的网格搜索与粒子追踪机制，并在CUDA平台上对流场初始化、粒子推进、碰撞、排序及结果取样等核心模块进行了并行优化。通过合理划分线程与存储资源，解决了图形处理器（GPU）计算中数据一致性、线程发散与负载不均衡等问题。以超声速圆柱绕流为算例进行验证，结果表明：该算法在单卡GPU上整体加速比达到52.5；基于网格并行策略的各模块取得了24.7～53.7的加速比，基于分子并行策略的各模块取得了47～68倍的加速比。该算法显著提升了非结构网格DSMC模拟的并行性能，为高马赫数稀薄气体流动的高效数值模拟提供了一种可行方案。

针对金属增材制造构件中各向异性与孔隙损伤协同演化的力学响应行为，建立了一种耦合各向异性与孔隙演化机制的宏观本构模型。模型融合各向异性屈服准则、非线性混合硬化机制与多孔介质损伤演化理论，系统描述了复杂加载路径下的增材制造高温合金的屈服行为、应变硬化与孔隙演化过程。通过数值模拟与试验数据对比，验证所提模型在单调拉伸、循环加载及各构建方向下均具有良好的预测精度，能够准确反映包辛格效应主导的非对称循环响应特征及孔隙缺陷演化的控制作用。研究结果表明：模型对增材制造高温合金V向与H向试样的单调拉伸响应预测误差与循环载荷下的应力幅值预测偏差均小于5%，同时有效量化了孔隙演化对力学性能的影响，预测得出当孔隙率从0.004%增至0.010%时，材料延性下降约15%。具有良好的工程实用性与推广潜力。

为研究过载对金属隔膜翻转行为的影响，本研究采用仿真及试验验证的方法，深入探讨了过载作用下金属隔膜翻转过程中质心偏移的规律，并设计了一种能够控制质心偏移的筋结构隔膜。根据本文研究，可得出如下结论：当隔膜的轴线与过载方向一致时，隔膜的翻转弯边受到均匀背压，导致隔膜翻转至锥段处无显著偏心，但翻转至球段处则会出现质心偏移；而当隔膜的轴线与过载方向存在角度时，隔膜的翻转弯边受到的背压不均匀，导致隔膜翻转至锥段处便产生质心偏移，并且在翻转至球段处时质心偏移加剧，此外加速度值或角度的增加会导致隔膜质心偏移程度增大。与传统隔膜相比，筋结构隔膜通过筋结构提供的额外启动压力，能够有效地纠正过载排放过程中产生的质心偏移，从而展现了出色的质心控制性能。

基于热弹性耦合多材料拓扑优化方法建立了S弯管加筋布局优化设计方法，核心思路是引入虚拟材料概念并利用多材料尺寸控制技术，实现任意曲面上自由筋与定向环筋布局的协同优化设计。在热弹性耦合多材料拓扑优化三场法框架内，利用局部搜索建立单一材料环向变量链接模型，实现规整的定向环筋形态；进而构建了自由筋与定向环筋最大实体尺寸整体控制方法与定向环筋间距控制方法；采用了非设计域蒙皮柔顺度最小作为优化目标，满足内表面控形要求。采用所提方法完成了S弯管结构自由筋与定向环筋布局协同优化设计，通过定向环筋间距控制获得了多种S弯管设计方案。重构结果表明：在相同重量下，相比于常规的规则加筋方案，拓扑优化构型的重构设计方案的最大变形降低高达17.1%。

为研究航空发动机行星齿轮减速箱滑动轴承在高频次启停工况下的磨损情况，搭建了一台模拟滑动轴承启停的试验机，该试验机可实现转速、载荷的独立控制及复合加载，同时监测轴承静特性参数。通过数值模拟与试验验证相结合的方法，对比了轴承静特性参数的理论解与试验结果，验证了试验机模拟工况的可靠性；按实际飞行启停工况进行了12000次启停试验，获取了轴承表面形貌的变化及表面尺寸变化；分析了表面磨损变化对轴承性能的影响。试验表明轴承在12000次启停试验后，承载面半径间隙增大了15.4%，油膜承载力降低了7.4%；轴承表面双侧损伤时，损伤中心距离端面1/4总宽时轴承的性能削减最大；轴承表面单侧损伤时，损伤边缘距离端面1/4总宽时轴承的性能削减最大。

针对航空发动机圆柱滚子轴承保持架打滑、摩擦生热及疲劳破坏的问题，提出一种U形兜孔圆柱滚子轴承，并对其保持架打滑、摩擦力矩及疲劳寿命展开研究。基于Hertz接触理论、流体润滑理论、轴承动力学理论，建立U形兜孔圆柱滚子轴承刚柔耦合动力学仿真模型；基于Miner线性累计损伤理论，建立保持架疲劳寿命模型，在此基础上，研究了轴承结构参数对保持架打滑、摩擦力矩及疲劳寿命的影响规律，并运用响应面法与NSGA-Ⅱ（nondominated sorting genetic algorithm Ⅱ）相结合对轴承结构参数进行优化，对比分析优化前后的轴承保持架打滑率及摩擦力矩。结果表明：轴承结构参数对轴承性能影响显著，在相同工况下，不同轴承结构参数组合对应的保持架打滑率和轴承摩擦力矩最大差值分别达到了3.65%和1203 N·mm；在不同工况下，优化后的轴承保持架打滑率最大降低了4.74%，轴承摩擦力矩最大减少了548 N·mm；与普通轴承相比，在不同工况下，优化后的轴承均表现出更低的保持架打滑率和摩擦力矩。

从叶片振动测量、振动监测、故障诊断与运行状态评估4个方面对航空发动机叶端定时技术进行了系统性概述，总结了近年来国内外在叶端定时系统关键技术方面的主要研究成果。国内外学者围绕叶片位移测量、叶片振动参数辨识、叶片裂纹故障诊断与叶片应变重构等方面取得了显著进展。认为未来叶端定时技术的研究应重点在5个方面实现突破：从冷端叶片到热端叶片叶端定时测量的拓展，从多传感向单传感叶端定时测量的演进，从低频低阶到高频高阶振动监测的延伸，从发动机地面测试向机载应用的跨越，以及从信号处理向叶端定时智能监测的升级，以持续提升航空发动机运行的安全性与可靠性。

重型燃气轮机气冷透平内部的流动与传热现象复杂且高度耦合，准确预测这些现象对透平部件研发成功至关重要。为满足透平部件试验需求，本文研发了一种大流量、高转速、高功率的多级透平综合性能试验器，用于透平关键部件的气动和冷却试验验证。根据主流重型燃气轮机指标和相似模化理论，提出了试验需求参数计算方法。试验器主流进气总压为0.2～0.8 MPa、进气总温为573～773 K、主流最大流量为110 kg/s、最高输出功率为30 MW及最大转速为5000 r/min。试验器由气源系统、主气进气系统、排气系统、冷气进气系统及传动系统等子系统组成，针对各子系统的流场均匀性、气锤效应、排气温度控制、冷气调节能力和传动轴系的转子动力学特性进行了详细分析和优化，提出了激波后最高压力在设计压力的1.3倍以内，膨胀波后最低压力大于0 kPa，温度变化率小于0%作为空气管道设计和设备选型的准则。通过对1.5级配置透平试验件的试验验证，完成了试验器调试。试验录取的设计点能量平衡效率为86%，轴功效率为76%，各工况下能量平衡效率比轴功效率高出4%～13%，为透平设计中功率损失的精确量化提供了试验依据，采用试验验证对试验功率损失进行了分析，试验功率损失包括轴承摩擦功率损失、鼓风损失和泄漏损失。试验调试结果表明：试验器结构稳定，运行平稳，能够满足设计要求，并具备承担多级透平综合性能试验的能力。

聚焦美国SpaceX公司的“超重-星舰”项目，深入剖析其技术体系与发展进程。详细梳理了星舰首飞至第九飞的技术细节、试飞表现及改进路径，全面展示其在可重复使用、推进、结构材料、导航控制等多领域的创新成果，如塔架机械臂回收技术、猛禽发动机全流量分级燃烧循环等。同时探讨项目面临的技术难题与应对策略，精准展望其在商业航天、深空探测、军事应用等方面的广阔前景，研究表明中国航天在大推力发动机工程化、复用技术成熟度、商业航天闭环生态等方面仍存差距，需从技术攻坚、成本管控、产业培育、国际竞合及人才培育等维度精准施策，走自主创新与市场化协同的航天强国建设路径。

为了研究流动控制中非圆射流与外围来流作用过程的流场特性，基于多组分可压缩Navier-Stokes方程，采用大涡模拟（LES）方法和高精度调谐中心差分（TCD）格式，对不同速度横流作用下的亚声速椭圆射流初期流动特性进行了数值研究。聚焦于射流喷出后主涡环形成、演化直至发生首次轴置换的初始发展阶段。数值结果清晰描述了横流速度对射流涡结构演化、穿透深度及混合效率的影响，得到了横流作用下非圆射流主涡环的三维流动形态演变机理，发现因横流绕射流表面运动时的切向速度有效抵消了非圆射流自诱导变形而出现的切向速度，抑制了迎流侧剪切层上肋状流向涡的生成，提升了迎流侧剪切层上周向涡管的稳定性。当横流绕过长轴两端剪切层时，内外侧切向速度差诱导长轴两端形成一对强反向流向涡对（CVP），并在射流后期发展过程中逐渐占据主导控制地位，最终导致射流截面形状转变为典型的反向涡对结构。此外，射流剪切层上反向流向涡对与背流侧涡环段的耦合作用，加剧了主涡环的破碎与失稳，使射流穿透深度降低，而混合效率得到提升。

随着低空经济的快速发展和直升机应用场景的不断拓展，直升机的安全性、维护性和可靠性要求持续升级。主减速器作为直升机传动系统的核心部件，其健康状态直接影响整机服役寿命与飞行安全。然而，主减复杂的结构与苛刻的工况使得健康监测面临信号成分复杂、特征提取困难、传感器布置受限等挑战。近三十年来，围绕直升机主减速器健康监测技术开展了大量研究，主要涵盖振动信号处理、状态监测指标、传感器技术、机器学习与数字孪生等方向。通过对比分析各类技术的优势边界与适用局限，总结未来研究应聚焦于构建系统化全域研究体系、发展多源传感信息融合技术、增强状态指标物理可解释性，深化数字孪生及迁移学习的工程化应用。研究成果可为主减速器健康监测系统的优化提供技术支撑，提升直升机安全性、可靠性及维护效率。