综述了计算机断层（CT）技术在航空发动机复合材料构件缺陷检测中的研究进展。针对复合材料在航空发动机应用中产生的跨尺度、多形态缺陷难以精准检测与评估的瓶颈问题，重点从缺陷产生的工艺机理、CT检测的技术原理及智能识别算法的视角展开论述。分析了树脂基、金属基、陶瓷基及碳碳复合材料的核心关键部件典型缺陷，通过梳理CT技术的应用场景，从CT检测典型缺陷特征、结构形态差异切入，对比了微焦点CT、同步辐射CT等不同技术在不同类型缺陷识别中的有效性及局限性。结果表明：基于深度学习的智能识别技术是实现跨尺度缺陷精准表征的有效途径，而多模态融合检测是解决厚壁构件微缺陷检测难题的重要发展方向。综述分类探讨了不同基体复合材料在CT检测中的研究方法，为航空发动机复合材料构件全生命周期智能检测与可靠性评估提供了理论依据和技术支撑。

面向高推质比航空发动机设计要求，以某航空发动机单辐板涡轮盘为基准，采用ANSY Fluent数值计算温度场和ABAQUS计算应力场，对比分析了单辐板涡轮盘和双辐板涡轮盘周向应力、径向应力和Von-Mises等效应力分布特点；重点研究了双辐板涡轮盘辐板倾角（θ）变化（8°≤θ≤ 12°）对双辐板涡轮盘应力水平影响规律。结果表明：与基准单辐板涡轮盘相比，双辐板涡轮盘结构质量减轻效果明显，θ=8°，9°，10°，11°和θ=12°双辐板涡轮盘质量分别降低22.78%、23.23%、23.42%、23.2%以及23.16%。双辐板双传力路径结构特征使得双辐板涡轮盘的载荷和应力分布更加均匀，θ=12°双辐板涡轮盘应力水平在所研究倾角范围内最优，其最大周向应力、最大Von-Mises等效应力、关键点最大平均周向应力和关键点最大Von-Mises等效应力分别比θ=8°双辐板涡轮盘降低了15.66%、16.03%、15.65%和17.09%。未来进行双辐板涡轮盘结构设计时，应该将辐板倾角θ作为关键因素。

螺栓连接因其结构简洁和高可靠性，在航空设备装配中被广泛应用。螺栓连接的动态特性对装配结构的动力学行为有着显著影响，而采用详细有限元模型进行螺栓振动特性分析时计算量巨大，难以适用于复杂装配结构的分析。为解决这一问题，提出了一种阶梯型双环形薄层单元螺栓连接等效单元模型，以模拟螺栓连接面的应力分布状态。该模型由结合上部、双环形薄层单元和结合下部三部分组成，通过螺栓应力分布确定薄层单元尺寸，再通过赫兹接触理论，推导出圆环薄层单元的关键参数，包括厚度、弹性模量、泊松比和密度。随后，通过与典型航空工装的振动试验数据进行对比，验证了该模型在动力学特性仿真中的准确性。结果显示，与传统的虚拟材料法相比，提出的模型显著提高了仿真效率，且振动频率仿真误差控制在10%以内，表明该模型可有效用于螺栓连接结构的动力学仿真分析。

为提升航空发动机轮盘关键部位疲劳寿命评估精度，支撑长寿命高可靠性轮盘设计，聚焦轮盘偏心孔低周疲劳寿命精准预测，提出三参数临界距离模型，解决传统临界距离模型因应力梯度与寿命复杂关联导致拟合精度受限问题。核心创新在于：引入归一化应力梯度与高应力区尺寸，建立三参数临界距离表达式，揭示应力梯度与临界距离的强相关性，通过缺口件试验验证高/低应力梯度下临界距离随寿命的差异化演变规律，构建完整寿命评估流程，结合弹塑性有限元仿真与Smith-Watson-Topper疲劳寿命模型，实现临界距离的直接解算与寿命精准预测。轮盘偏心孔模拟件低周疲劳试验验证表明，所提出的三参数临界距离模型将寿命预测误差从传统方法的3倍分散带外精准至1.5倍分散带内，显著提升轮盘应力集中部位的寿命预测精度，为航空发动机轮盘强度设计、安全裕度优化及延寿决策提供直接支撑，具有重要工程实用价值。

为评估梁式管接头作为航空输氢管路连接件的可行性，开展输氢管路梁式管接头自密封性分析。建立了包含粗糙密封表面形貌特征的梁式管接头多尺度有限元模型，基于该模型对不同工况环境下密封区域的实际接触面积和接触压力进行仿真计算，研究了梁式管接头的自密封性随预紧力、密封介质温度和介质压力的变化规律。研究结果表明：梁式管接头的自密封性主要体现在第一道密封上，轴向预紧力和密封介质压力的增加能够强化自密封效果，提升第一道密封的密封性能；流体介质温度对自密封性的影响并不显著，在所考察的温度范围内第一道密封和第二道密封的密封性能均无显著变化。研究结果说明了梁式管接头在宽温域环境下的密封性能稳定性和对高压力环境的适应性。

通过建立航空发动机风扇叶片鸟撞过程的数学模型，提出了一种量化风扇叶片鸟撞损伤的分析方法。基于鸟撞过程的动能和叶片抗鸟撞关键结构参数，定义了鸟撞等效应力反映风扇叶片鸟撞损伤程度和叶片抗鸟撞能力。对发动机真实风扇叶片在不同工况下的鸟撞损伤进行了系统分析，明确了不同发动机状态下风扇叶片鸟撞的最危险工况。研究表明：风扇转速、飞机飞行速度、撞击位置以及叶片前缘角和前缘厚度共同影响风扇叶片的鸟撞损伤；不同工况下的最危险撞击位置可能不同，鸟体质量的改变不会影响最危险撞击位置。鸟撞等效应力可快速分析风扇叶片抗鸟撞能力并确定最危险工况，为设计优化阶段的评估和试验考核方案的选取提供高效分析手段。

针对数值仿真计算量大、难以直接用于在线运维的局限性，为了满足燃气轮机透平动叶片的在线运维需求，发展了一种面向低周疲劳寿命预测的降阶建模方法，以提高寿命预测的效率和准确性。基于一定工况下透平叶片的流-热-固耦合数值仿真多物理场结果，采用本征正交分解技术，结合数据驱动的回归拟合方法构建降阶模型，实现了温度、应力和应变场的快速精准预测。在此基础上，引入 Manson-Coffin和Smith-Watson-Topper方法，对叶片的低周疲劳寿命进行高效评估。结果表明：所构建的降阶模型平均相对误差在温度场为0.11%，应力场为1.01%，应变场为0.75%。在预测速度上，温度场、应力场和应变场分别耗时为0.005、0.03 s和0.31 s。低周疲劳寿命预测的平均相对误差小于3.5%，为燃气轮机透平动叶片的在线运维监测和寿命评估提供重要的理论和方法支撑。

系统综述了航空发动机燃烧室与涡轮导向叶片应用场景下陶瓷基复合材料（ceramic matrix composites，CMCs）与金属连接结构的结构设计方法、数值模拟与试验验证、具体应用三个方面。文献分析表明，当前研究主要围绕4类热失配协调策略展开：过渡区域配合、间隙设计、互锁配合与热适配螺栓；广泛采用多尺度建模与渐进损伤分析的仿真方法以及阶梯式试验验证体系；具体设计形式因不同应用场景工况下存在差异。结论认为，未来技术发展应致力于多种设计策略的混合应用，并从部件级的连接点设计转向系统级的热-力-冷却多功能协同设计，以最终实现连接结构长时可靠服役。

针对航空发动机涡轮轴和叶片的接触传热问题，以IN718高温合金为研究对象，基于稳态热流法搭建了新的接触热阻实验平台。首先，采用单点接触热阻标定法对设备不确定度进行评估，结果表明无量纲单点接触热阻的相对误差可控制在18%以内。其次，通过实验测量研究了IN718样件两种界面的表面粗糙度、界面压力（0.05～10 MPa）及平均温度（20～160 ℃）对接触热阻的影响规律。结果表明：接触热阻随界面压力和平均温度的升高而减小，随表面粗糙度的增大而增大。最后，将实验结果与经典半经验关联式对比发现，现有接触热阻模型及实验关联式在特定压力与表面粗糙度区间存在显著失效现象。综合考虑表面粗糙轮廓曲线的高斯与非高斯分布特征，提出了一个新的无量纲接触热阻经验关联式，该公式预测值与实验数据的最大误差小于±20%。

为满足不同应用场景下的无反馈自激扫掠喷嘴工作特性调控需求，提出一种自激扫掠喷嘴参数化设计方法，并采用二维数值模拟方法揭示了结构参数对该型喷嘴的内部流动机制以及宏观工作特性的影响。研究结果表明，在喷嘴内部形成自激振荡流动的关键在于选取合适的对冲角角度、进出口比例及对冲点位置距出口长度；扫掠频率与对冲角度、对冲点位置及腔室长宽比呈强相关性；频率特性主要受到几何穹顶处漩涡的影响，降低腔室长宽比、对冲角度以及调节对冲点距离喷口位置均可提高扫掠频率。此外，进出口比例显著影响扫掠张角与流量特性，减小该比例可增大张角并提升气液两相速度梯度，但伴随流动损失增加。

航空发动机通常布有大量自由弯曲、交错分布的管道，为避免运行中管道间的摩擦或共振引发故障，装配过程中需严格控制管道间距。然而，现有检测方法依赖人工操作，且存在劳动强度大、效率低、测量精度不稳定的问题。利用激光扫描仪采集航空发动机管道点云数据并进行间距计算，可以显著提高管道间距测量的自动化程度和效率。然而，航空发动机管道点云数据量庞大且分割困难，为后续的管道间距测量带来了挑战。因此，本研究以曲率、法向量夹角、法向量叉积这3种关键特征作为分割判断条件，提出了一种基于层次化多特征的管道分割算法。计算结果表明，该算法通过逐层细化分割的方式精确分割出管道点云，改善了现有算法的过分割和欠分割问题，准确率达到了94.65%，为后续计算管道间距奠定了基础。

为探究提升航空发动机滑油系统润滑效果、实现多点位按需精确润滑的设计方法，提出了一种带挡油坝的轴向环下润滑结构，对其内部的油气两相流动过程和滑油流量分配特性开展了数值研究，在验证数值方法准确性的基础上，分析了供油流量、转速、供油温度和挡油坝周向夹角对花键和轴承的润滑流量及其分配比的影响规律，并揭示了影响因素的作用机制。结果表明：滑油在旋转离心作用下形成具有显著分相流动特征的连续油膜，经挡油坝分隔后输送至轴承和花键。在不同工况下，花键和轴承的流量分配比与挡油坝周向夹角比的相对偏差在6%以内，表现出良好的一致性。挡油坝周向夹角比越大，在初始阶段更多的滑油会滞留在收油腔内，导致出口流量减小；在稳定阶段出口流量比随挡油坝周向夹角比呈近似等比例线性变化，偏差最大为4.72%。相关研究验证了在不同工况下通过调节挡油坝周向夹角来控制流量分配关系的有效性，较好地实现了同时对轴承和花键按需精确润滑的要求。

针对三点接触球轴承因钢球与沟道多点接触引发的失效问题，选取某型号三点接触球轴承为研究对象，运用动力学模型分析了结构参数与工况条件变化时钢球-沟道发生多点接触的形成机制，得到了钢球与副承载内圈接触点数量的变化规律。这些规律揭示：基础工况下，内圈沟曲率系数小于0.5058、或外圈沟曲率系数大于0.5134、或垫片厚度大于0.60 mm时，轴承发生多点接触；非基础工况下，载荷比大于等于0.35 时轴承脱离多点接触，高转速和大径向载荷需更高的载荷比以避免发生多点接触。另外，构建了多因素下多点接触状态临界条件的量化图谱，界定了不同垫片厚度下发生多点接触的内、外圈沟曲率系数临界值，以及不同径向载荷下发生多点接触的载荷比和转速临界值。该研究从设计和服役角度为避免三点接触球轴承发生多点接触与磨损失效提供了指导。