对数螺旋线翼型具有高流动效率和低流动阻力等特性，探索新的对数螺旋线翼型及其设计方法具有重要实际意义。以NACA0012基准翼型的特征点和最大厚度及其位置作为约束条件，采用非线性最小二乘法对对数螺旋线翼型型线的相关系数进行参数逆辨识，构建对数螺旋线翼型型线理论模型。同时，基于嵌套网格和动网格法建立对数螺旋线翼型的静、动态气动特性有限体积计算模型，并开展了网格无关性验证、数值与试验数据对比分析以及静、动态气动特性分析。结果表明：所建立的翼型静、动态气动特性有限体积模型计算结果与试验数据吻合较好；在不同雷诺数工况下，对数螺旋线翼型可获得相对较好的静、动态气动特性，且动态升力系数峰值和动态失速攻角均较静态提升显著（最高分别可达44.6%和50%），对数螺旋线翼型具备较好的应用潜力，该研究结果可为新型翼型的设计提供一定参考。

为了研究进气旋流畸变对航空发动机整机及风扇/压气机部件气动性能与稳定性的影响，设计了一种由多个可变弯度叶片组成的旋流畸变发生器。通过结合计算流体动力学（CFD）数值仿真与试验方法，深入分析了旋流畸变发生器下游流场的特性，并对气动界面的旋流评价指标进行了评估。研究结果显示，通过调整旋流畸变发生器的叶片组合，能够在下游形成显著的整体涡和对涡。随着后段叶片安装角的增加以及来流马赫数的提升，旋流强度逐渐增强，在来流马赫数等于0.35时，整体涡发生器在气动界面上的整体涡旋流强度最大值可达36.04°，而对涡发生器的对涡旋流强度最大值可达29.95°。

针对旁路式双喉道气动矢量喷管在涡喷发动机上安装的问题，根据在微型涡喷发动机上常用的两种喷管安装方式的特点分别建立了尺寸特征参数，设计了对应的旁路式双喉道气动矢量喷管模型，并开展了数值模拟研究。数值模拟结果表明：以直连式安装方式安装的旁路式双喉道气动矢量喷管通流能力充足，不会影响发动机正常工作，能产生大于20°的矢量角，且等熵推力系数高于0.89，能充分发挥旁路式双喉道气动矢量喷管的性能优势；在引射式安装方式下，从外界引射的空气在引射口附近发生剧烈的掺混，产生了较大的推力损失，且推力矢量角小于20°。获得了不同安装方式下旁路式双喉道气动矢量喷管的性能变化规律，为旁路式双喉道气动矢量喷管在微型涡喷发动机上的应用提供了解决方案。

流体推力矢量喷管因其结构简单、质量轻、响应快以及隐身性好成为低可探测飞行器的关键部件之一。目前射流的矢量控制往往依赖于喷管扩张段或弯曲型面，而额外的型面结构势必会带来飞行器结构增重以及后体阻力，同时降低了飞行器的隐身性。因此本文立足于0°壁面角度约束下的被动式流体推力矢量喷管，通过实验研究方法探究了有限固壁约束下超声速射流在有无控制下的波系结构特征及演化规律。研究表明：在壁面角度为0°约束条件下，压比为2.0的主射流表现为多级马赫杆的类激波串波系结构，施加控制后可以实现3°的流动矢量角；当主流压比为2.5时，施加控制后射流边界的非对称膨胀导致射流在壁面发生非对称分离，最终驱动射流达到3.5°的矢量偏转角。研究结果有助于明晰壁面角度约束对超声速射流波系结构的影响规律，可为隐身飞翼布局飞行器提供矢量辅助增稳控制新方法。

针对尾部螺旋桨推进无人机，研究进气道与螺旋桨的流动耦合特性。采用瞬态数值模拟与滑移网格技术，分析地面与高空巡航状态下螺旋桨旋转对进气道内外流场的影响。建立包含机身、进气道和五叶螺旋桨的一体化模型，使用六面体与多面体混合网格。结果表明：地面状态下，螺旋桨滑流通过诱导流场扭转和收缩，使总压恢复系数提高0.17%，但总压畸变指数（δ₆₀）因局部扰动呈周期性波动；巡航状态下，螺旋桨对进气道性能影响微弱，总压恢复系数波动仅0.05%，气动交界面（AIP）旋流角变化小于1.6°。在大迎角或侧滑角工况下，滑流可抑制流动分离，改善总压恢复与畸变，但对旋流特性改善有限。研究揭示了滑流与进气道流动的演化规律，为推进系统一体化设计提供依据。

基于多通道计算模型，采用能量法分析了风扇转子叶片一弯模态振型下的气动弹性稳定性。揭示了叶片振动引起的非定常压力扰动在周向上的传播规律，并基于影响系数法思想从能量做功角度解释了转子叶片负阻尼的来源。结果表明：叶片振动引起的非定常压力扰动在周向上快速衰减，仅相邻叶片表面存在较大的由振动叶片引起的非定常扰动。振动叶片在其自身引起的非定常气动力总是对流体做正功，气动弹性稳定；转子叶片负阻尼主要来源于相邻叶片振动在其表面引起的非定常气动力做功。一弯模态振型下转子叶片最小气动阻尼主要发生在低节径的原因是相邻叶片振动在转子叶片表面引起的非定常气动力与其振动位移在相位上是同步的，对叶片做正功提供负阻尼。

针对高马赫数喷流中主导扰动结构难以识别、声源远场辐射机制模糊与非线性交互路径缺乏量化等问题，提出了一种融合了层析重建技术的背景定向纹影（TBOS）实验、密度-压力层析反演、本征正交分解（POD）、复模态构建与非线性交互张量分析的多物理场模态识别框架。该方法以马赫数为1.26与1.53两种典型啸音工况为例，通过TBOS技术层析重建轴对称流场密度与压力结构，揭示剪切层与激波的耦合演化过程。构建复模态场并量化主导波长，发现高马赫数下，主导波长增大17%，明确表征剪切层-激波驱动下声波远场辐射结构的有序化。POD频谱主频与理论模型吻合度达99.7%，验证声反馈路径的存在。此外，还引入了Hilbert变换与三模态能量转移张量，发现主模态锁频结构由1-2协同转向1-3强耦合，反馈路径由集中单通道向多模态并联扩散演化，揭示了高马赫喷流中主导模态体系重构与多尺度能量协同调制机制。研究利用单相机投影，结合TBOS可视化技术，建立了“结构识别-传播提取-非线性交互”三层耦合路径，一定程度上突破了传统POD难以辨析主瓣声源演化的瓶颈，为啸音控制、喷流调制与远场辐射建模提供了一种范式与技术支撑。

由于环境噪声会掩盖滚动轴承故障信号，导致故障特征难以提取。为解决这一问题，提出一种基于烟花优化算法（fireworks optimization algorithm，FWA）优化多点最优最小熵解卷积算法（multi-point optimal minimum entropy deconvolution algorithm，MOMEDA）的强噪声干扰下滚动轴承早期故障特征提取方法。该方法首先以包络谱峰值因子作为适应度值，使用FWA的全局搜索能力自适应选择MOMEDA方法的最佳参数组合；其次利用MOMEDA算法增强早期故障信号；增强后的信号通过集成经验模态分解（ensemble empirical mode decomposition，EEMD）进行分解，并构建多尺度模糊熵特征集；最后通过支持向量机（support vector machine，SVM）进行分类识别。实验结果表明：与最小熵反卷积方法（Minimum entropy deconvolution，MED）和最大相关峭度解卷积方法（maximum correlated kurtosis deconvolution，MCKD）相比，该方法的分类准确率分别提高了12.5%和21.7%。

以柔性套齿结构为对象，利用三维接触有限元模型仿真了套齿受载过程中的变形特征和接触状态变化；以仿真结果为指导，通过在各齿面啮合点处引入三维接触摩擦单元并利用受力平衡关系和数值迭代法，提出了一种套齿连接迟滞行为预测的解析模型；最后对所提模型进行验证，并利用该模型分析了套齿连接结构迟滞行为和接触特性。结果表明：所提出的模型能够充分考虑各齿面接触分离、黏滞滑移及其沿轴向分布特征，与有限元模型相比，所提模型在能准确预测结构迟滞特性的同时计算效率可提升3个数量级；剪力载荷作用下啮合齿面接触面积降低是导致结构刚度降低的原因，而啮合齿面滑移导致了套齿内阻尼，其中以轴向滑移的贡献最为显著；套齿连接迟滞特性对齿宽和扭矩变化较为敏感，受摩擦因数影响相对较小。

为研究多源不确定性作用下铺层复合材料风扇叶片高周疲劳失效概率，并揭示复合材料单向带竞争损伤模式，采用非局部Weakest-link模型描述材料疲劳极限固有分散性；基于非平稳高斯随机场表征制造缺陷，建立关于多源不确定性随机向量的代理模型；最后使用蒙特卡洛法求解失效概率和Sobol敏感性系数。各典型模态的设计曲线均表明：在设计转速，叶片相对疲劳强度比95%分位数为0.142，纤维间损伤是主要失效模式；相比扭转模态和弦向弯曲模态，一阶弯曲模态具有最低的分位数。全局一阶敏感性系数说明：总阻尼比对纤维间损伤条件失效概率影响最大，其次是气动激励幅值。稳健性分析结果显示：总阻尼比认知和随机不确定性均占据主导；随着铺层厚度变异性增大，纤维间损伤总失效概率趋于一致。

加工误差、平行不对中和角向不对中导致花键各齿受载不均，严重影响其使用寿命和可靠性。针对以上问题，提出了一种考虑多误差作用的花键载荷分配模型和可靠性分析方法。首先，考虑不同误差对花键齿形位的影响，推导了一定误差和不对中量下的花键不均匀齿间隙。在此基础上，根据扭矩对花键轴扭转变形和齿弹性变形的影响，建立了花键沿轴向的不均匀扭矩分配计算模型，获得了各齿上的不均匀载荷，并通过仿真验证了所提模型的准确性。最后，根据经典疲劳损伤准则，建立了花键疲劳可靠性模型。案例分析表明：在经历10⁶次循环载荷作用后，公差等级由4下降至6时，花键的可靠度降低了0.011；平行不对中由0.01 mm增至0.03 mm时，可靠度下降了0.054；而角向不对中由0.01°增至0.03°时，可靠度则降低了0.935。不对中对花键可靠性的影响显著，特别角向不对中的增大导致花键可靠度大幅降低。

为探究组合式弹性金属密封泄漏特性相关影响因素，本文理论分析了组合式弹性金属密封工作原理，设计并搭建组合式弹性金属密封泄漏特性实验装置，探究组合式弹性金属密封泄漏特性的影响因素，并针对影响因素对组合式弹性金属密封结构进行优化，进一步对优化结构进行了实验验证。研究结果表明：在O形圈补充弹性片弹性力的实验阶段，组合式弹性金属密封泄漏量随压缩量增加而增大，随腔室压力增大而增大，经计算发动机特性曲线，组合式弹性金属密封内部流场主要在压比为1.5～2.0时发生明显变化，在压比为2.0后内部流场逐渐趋于稳定。综合原始结构的实验结果，可以从提高弹性片的弹性势能以及销钉与U形槽接触处的间隙两方面优化组合式弹性金属密封结构。优化结构从弹性片宽度、弹性片结构以及销钉与U形槽接触处进行了改进，优化后泄漏量较初始实验结果减少29.87%，优化后有效流通面积较初始实验结果减少22.98%，可以说明优化后的组合式弹性金属可以明显减少泄漏，达到更好的封严效果。

针对最小二乘支持向量机分类模型在滚动轴承全寿命周期故障诊断中准确率较低的问题，提出了一种基于小波阈值去噪、白鲸优化算法-变分模态分解（beluga whale optimization- variational mode decomposition，BWO-VMD）、河马优化算法-最小二乘支持向量机（hippopotamus optimization algorithm-least squares support vector machine，HO-LSSVM）的混合陶瓷轴承全寿命周期故障诊断方法。采用小波阈值去噪方法对振动信号进行去噪处理，使用白鲸优化算法对变分模态分解的参数进行优化，使用河马优化算法优化最小二乘支持向量机参数构建故障诊断模型。基于课题组高性能滚动轴承综合性能试验台采集全寿命周期振动数据，以方均根值和峰峰值作为全寿命周期故障阶段划分依据，实现混合陶瓷轴承全寿命周期故障状态识别。结果表明所提方法识别准确率高于卷积神经网络等传统方法，最高可达99.38%。

鉴于航空涡轮风扇发动机在恶劣气象条件、鸟击碰撞、异物损伤（FOD）等特殊工况下存在耦合失效风险，构建了集成退化失效与突发失效的混合分布维护优化模型。在构建模型层面，运用Weibull分布刻画突发失效特征，并基于共享的潜在风险因子混合Gamma过程与Clayton Copula函数建立多元退化失效的联合概率分布框架，建立了以维护成本最小化、退化失效可靠度最大化、突发失效可靠度最大化为目标的多目标优化模型，采用NSGA-Ⅲ算法求解帕累托最优解集。基于NASA涡轮风扇发动机退化仿真数据集的验证结果表明：最优维护策略下，维护总期望成本为15 749.6元，系统综合可靠度达到0.9506；NSGA-Ⅲ算法的IGD指标为5.8×10⁻⁴，相比NSGA-Ⅱ算法性能提升13.4%，收敛性能提升29.3%；LS-SVM预测模型的平均相对误差为6.676%。混合分布模型能够准确量化复合失效风险，在确保系统可靠性的前提下实现维护成本的最优控制，为航空发动机智能维护决策提供了理论支撑。

航空梁式管路连接结构阴接头的构型设计是保证其耐高压密封性能的关键。以综合考虑接触应力与微观粗糙密封界面泄漏特征的S指数为密封性能评价准则，基于宏观接触有限元模型，采用Sobol全局灵敏度方法识别出椭圆凹槽型和双锥面型两种阴接头影响密封性能的结构敏感参数。进而，利用径向基函数神经网络模型与多岛遗传算法得到两种阴接头的优化设计结构。在此基础上，数值模拟得出两种阴接头结构密封界面的接触应力与塑性应变随预紧力变化的规律。对比研究表明：在28 MPa和35 MPa的管内流体压力下，椭圆凹槽型阴接头的S指数较双锥面型阴接头超出64%以上，具有更高的密封性能，同时较小的塑性变形使其更适用于保证多次重复装配后的可分离管接头的密封可靠性。

基于采用转动式后涵道引射器的凹腔驻涡超级燃烧室矩形实验件开展了模态转换过渡态点火实验和数值研究，引射器出口马赫数为0.21～0.32，涡轮和冲压进气温度为700 K和310 K。研究表明：点火后，燃烧室温度上升延后，火焰强度阶梯式上升；5～10 ms凹腔火焰基本稳定，35 ms内燃烧室火焰基本稳定；火焰强度与油量正相关，低油量时为凹腔稳焰形态，高油量时为凹腔加径向稳定器稳焰形态；引射器角度为0°～4.6°，凹腔气温由700 K降至310 K，需提升当量比实现固定点火能量下点火，当量比由0.33增至1.21；4.6°～13.8°，凹腔进气速度降低，索太尔平均直径（SMD）增加，要维持猝熄距离，当量比进一步增加至2.26；13.8°～23°，凹腔进气速度增加，SMD减小，当量比降低至1.43；贫油点火边界与凹腔进气速度负相关，因此调节规律设计时，应以凹腔进气速度平稳为目标。

针对先进航空发动机燃烧室广泛采用的气动雾化形式，将核心物理现象简化为旋转液膜在内外侧旋流空气作用下的扰动破碎。从理论角度对这一过程进行了线性稳定性分析，给出了详细的推导与数值求解步骤。讨论了实验物性参数两相旋转运动对界面扰动特性的影响。内侧气流旋转运动对轴对称扰动有促进作用，外侧气流旋转有相反作用，主导扰动波数随液膜自身旋转强度增加而线性增长。对于高阶周向模态，内外侧旋转气流激发的扰动增长范围分别是轴对称模态的54.6%和35.1%。将理论结果与相近条件下的气动雾化隐式大涡模拟进行对比。内侧高速气流条件下，稳定性分析得到的主导扰动频率为2 546.5 Hz，与数值结果基本一致，外侧高速气流条件稳定性分析正确预测了扰动发展的趋势。通过理论计算，加深了对旋转条件气液相互作用机理的认识。

采用粒子图像测速技术（PIV）和平面激光诱导荧光技术（PLIF）从两个方向对单头部和三头部燃烧室的流场、喷雾场和燃烧室组分场进行同步测量。结果表明：低油气比工况下的火焰呈现V型结构，其稳定位置位于角涡区与主回流区交界剪切层；高油气比工况下火焰形态和稳定机制均发生了改变。单头部燃烧室的氮氧化物排放量从2 g/kg增加到了4.57 g/kg，而三头部燃烧室的氮氧化物排放量从1.28 g/kg增加到了9.99 g/kg，这是因为头部间相互作用会导致相邻头部的流场和火焰叠加，显著提升EINOx值，但CO和UHC等燃烧不完全产物未发生明显变化。揭示了头部间相互作用将通过影响流速、高温区体积的方式影响燃烧室排放特性，为航空发动机的研制工作提供了有力支撑。

为获取某型涡轴发动机排气污染水平及芳香烃含量对排气污染的影响，通过在RP-3航空煤油中添加甲苯（C₆H₅CH₃）获得不同芳香烃含量，开展了涡轴发动机的排气污染测量试验。结果表明：随着发动机功率状态的增加，一氧化碳（CO）排放指数显著降低，未燃碳氢化合物（UHC）排放指数接近于0，氮氧化物（NOx）排放指数逐渐提高，冒烟数逐渐增大。芳香烃体积分数增加3.5%，在起飞状态和最大连续状态下，冒烟数变化程度小于10.3%；燃烧效率、CO和NOx排放指数变化程度小于5%。经过数据可信度分析，油气比最大相对偏差为4.2%，优于规范指标要求，验证了所设计建设的排气污染测量系统和试验的可靠性，为评估燃油中芳香烃含量对航空发动机排气污染的影响提供了依据。

针对温度敏感涂料在模型表面喷涂时常面临的涂层厚度及其均匀性不可控的问题，研究涂层厚度对涂料特性的影响规律。以某型温度敏感涂料为研究对象，制备了4种不同涂层厚度的涂料样片；在自主建立的温度敏感涂料特性测量系统中，采用强度法测量了涂料样片的压力敏感性和温度敏感性。基于厚边现象定量分析了涂层厚度对测温不确定度的影响。结果表明：涂层厚度对涂料的温度敏感性和压力敏感性均影响显著，由涂层厚度造成的温度灵敏度和压力灵敏度最大相对变化幅度分别为7.7%和53.0%。当温度敏感涂料涂层厚度大于20 μm时，可大幅降低由涂层厚度变化造成的测量不确定度。实验过程中，需关注模型与校准实验样片表面涂层厚度的一致性，并明确最佳喷涂范围，以提升测量精度。

为了降低污染物排放，满足日益严格的环保要求，同时减少对RP-3航空煤油的依赖，发展航空替代燃料正在成为航空业的迫切需求。为探究RP-3航空煤油与加氢催化生物柴油替代燃料不同掺混比的燃烧作用机制，现对某型号航空发动机燃烧3种燃料（RP-3航空煤油、70% RP-3航空煤油/30%加氢催化生物柴油、50% RP-3航空煤油/50%加氢催化生物柴油）的燃烧过程进行数值模拟计算，并分析燃用不同燃料时燃烧室的燃烧和排放特性。结果表明：与RP-3航空煤油相比，燃用两种混合燃料时燃烧室内流场分布特性基本相同，主燃区的高温区域明显延长，燃烧室内最高温度分别下降9 K和13 K，燃烧室出口截面平均温度分别上升1 K和4 K，3种燃料的出口温度分布系数均符合规定；燃烧室污染物排放分布特性基本相同，其中CO排放分别降低5%和6.4%，CO₂排放分别降低2.9%和7.8%，NO排放分别降低4.2%和5.8%，碳烟排放分别降低3.2%和4.7%。

为优化一体化加力燃烧室中的整流支板设计方案，在非均匀强余旋进气条件下开展了支板整流特性的试验研究，设计了不同构型的余旋角发生器用以复现非均匀强余旋进气条件，分析了不同构型支板的整流效果，并对不同构型支板的流动损失进行了研究。结果表明：设计的余旋角发生器能够为整流支板构建强余旋非均匀气流条件；弯曲角度与进气余旋角匹配的支板设计具有最好的整流特性，进气余旋角与支板弯曲角度不匹配会导致支板的整流特性变差，其中支板对马赫数非均匀特征的整流特性影响显著；支板的流动损失随着马赫数的增加而增大，整流特性最佳支板的流动损失随马赫数增长缓慢，且损失不大于2.6%。

为探明扩压器对先进高负荷轴流压气机气动性能的影响及机理，选用某型带有扩压器结构的2.5级高负荷轴流压气机为研究对象，借助经过校核的数值计算方法系统深入地开展了扩压器的引入及扩张角分配对压气机/扩压器耦合匹配工作性能的影响及机理研究。结果表明：扩压器上、下壁面扩张角分配能够显著影响高负荷轴流压气机气动性能，定扩张比下随着扩压器下壁面扩张角α增大，压气机/扩压器耦合流量裕度呈先增加后减小的变化趋势，存在最佳下壁面扩张角（α ≈ 7°）使其耦合流量裕度提高11.5%。扩压器上、下壁面扩张角分配通过改变压气机出口气流参数径向分布来调节流动最先失稳部位和耦合流量裕度，下壁面扩张角α较小时压气机末级静子叶根因角区分离而最先失稳，而α的增加将抑制末级静子叶根低能流体迁移堆积并改善来流攻角，进而不断提高压气机/扩压器耦合流量裕度，直至α ≈ 7°时压气机末级转子因叶尖流动分离堵塞而先于末级静子失稳；进一步增加下壁面扩张角α将诱发扩压器内流动分离加剧，使得扩压器先于压气机发生流动失稳，导致压气机/扩压器耦合流量裕度逐渐降低。

基于原始的γ-Re_θt转捩模型，开展了两种可压缩修正方法在叶轮机械内流领域中边界层转捩预测的应用研究。第1种方法考虑马赫数和温度，对边界层中的涡量雷诺数Re_v与动量厚度雷诺数Re_θ的关系式进行可压缩修正，并利用雷诺数可压缩比拟关系f_Re修正原始的不可压转捩关联函数。第2种方法考虑高马赫数效应对压力梯度参数的影响以及实际流动中湍流普朗特数的可变性，对两个关键参数进行可压缩修正。基于团队自研求解器实现两种修正方法，然后采取3个典型叶轮机械算例进行转捩预测，并与原始转捩模型进行对比分析。结果表明：在叶轮机械内流领域中，第1种修正方法改善效果显著，第2种修正方法与原始模型差异不大，但是在面对由流动分离诱导出的边界层转捩时，两者预测结果与原始模型几乎一致。

固体火箭发动机喷管内部热环境预示影响热防护结构的优化设计，为实现喷管内强迫对流换热的快速预测，建立了喷管壁面能量交换预示模型，并采用隐式有限差分格式求解，其中耦合传热通过热流密度相等与温度连续的条件实现，同时引入无量纲壁面距离表征湍流边界层速度分布，并将其转化为热边界层参数参与传热。计算得到了壁面的表面传热系数、热流密度以及热防护结构温度变化历程，并与传统数值模拟方法、Bartz经验公式的计算结果进行了对比验证。结果表明：快速预示模型计算获得的喷管热防护结构内部监测点温度变化历程与数值模拟方法相比最大误差为5.63%，预示的表面传热系数均值与热流密度均值精度相比Bartz公式分别提高了3.56倍和3.04倍，在强迫对流换热最为剧烈的喷管喉部，预示结果相对数值模拟方法的平均误差为9.19%；在相同计算资源条件下，预示模型的计算效率相比数值模拟方法提高了两个数量级。

针对深度节流工况下液氧煤油补燃发动机产生低频振荡的问题，由于使用集总参数燃气管路的系统仿真模型难以算出此类振荡且对振荡机理、振荡抑制方法的研究较少，基于分布参数燃气管路模型构建了补燃发动机系统仿真模型，仿真得到了深度节流工况下发动机的低频振荡，分析了振荡机理，研究了振荡抑制方法。研究结果表明：基于分布参数燃气管路模型构建的发动机系统仿真模型较原有模型更接近深度节流工况下的工作实际，能够计算得到30%额定推力工况下的2.5 Hz低频增幅振荡，40%额定推力及更高工况振荡收敛；发动机系统存在燃气发生器-燃气管路-涡轮泵-氧供应路的反馈回路，该回路与作为能量源的燃气发生器共同激发了深度节流工况下的低频振荡；对氧供应路进行节流能够增加反馈回路上的阻尼，氧供应路流阻增大到原值40倍及以上时振荡得到抑制。

针对如何提升无人机续航的问题设计了基于燃料电池-锂电池-超级电容的氢燃料无人机混合动力系统拓扑结构，提出了一种多时间尺度分层能量管理框架，能够实现无人机混合动力系统的决策实时性与燃料最低消耗的要求。在短时间尺度层面，设计了一种适用于无人机混合动力系统的自适应下垂控制算法，能够解决传统下垂控制的精度不足和母线电压降的问题；在长时间尺度层面，设计了一种基于等效氢耗量最小的模型预测控制实时分层能量管理策略，使其能够根据系统的瞬时状态和需求进行动态调整，并在系统内部对不同类型的储能装置进行分级管理和优化协调，实现系统的最优能量分配。通过仿真试验计算分析来验证该系统的整体效能和可靠性，结果表明该策略与状态机控制策略相比可以减少5.2%的氢气消耗，并能使燃料电池的平均工作效率提高约10%，峰谷功率波动减少了92.8%。

针对直升机涡轮发动机故障难以识别、健康状况难以量化的问题，提出了基于注意力机制的胶囊网络-双向门控循环单元模型（Caps-BiGRU-Attention）来进行涡轮发动机的故障模式识别以及扭矩裕度预测。该模型由3个主要部分构成：胶囊层用于捕捉输入数据的内在关系，双向门控循环单元（bidirectional gated recurrent unit，BiGRU）层用于提取时间序列特征并输出结果，压缩激活注意力机制（squeeze-and-excitation attention mechanism，SE）对特征加权以突出重要信息。通过直升机涡轮发动机数据集进行实验验证，模型在故障诊断中准确率超过99.7%，并将扭矩裕度预测中的平均绝对误差降低至0.027；其次对诊断和预测过程进行特征分析，寻找有利于发动机健康状态的特征取值范围。最后针对扭矩裕度的分布进行了概率分布拟合，确定在发动机严重失效、轻微失效和健康状态的最佳分布为贝塔分布，为直升机涡轮发动机的健康管理提供了重要参考。