针对滑油磨粒的在线监测技术是发动机部件磨损故障预测和评估的关键，本文设计基于磁通门原理的新型磁感应式传感器，将磨粒引起的微小磁场扰动转化为磁感应强度变化，从而获得可测的感应电压信号。针对磨粒有效信号微弱的问题，提出基于完全集成经验模态分解与自适应噪声算法（CEEMDAN）和离散小波变化（DWT）的磨粒微弱磁异常信号提取方法。CEEMDAN算法通过添加自适应白噪声，有效解决了经验模态分解（EMD）中的模态混叠问题，提高了分解的准确性和稳定性；同时，结合DWT的多尺度分析能力，能够准确捕捉并提取隐藏在强噪声背景中的微弱磁异常信号。样机实验结果表明：靠近管道中间通过的磨粒（距离传感器最远，信噪比最低）信号经过提取后，信噪比在1～10 dB范围内得到不同程度的增强。在信号保真度为0.6～0.9的基础上，去噪增益达到0.5～1。

以TC11钛合金为研究对象，基于临界平面法以及应力场强法的思想建立了考虑应力梯度的微动疲劳寿命预测模型。该模型以疲劳影响区域内的SWT（Smith-Watson-Topper）临界平面损伤参量的场强预测微动疲劳寿命；以普通单轴疲劳试验机和横向液压加载装置为试验平台，设计了可调切向刚度夹持装置，开展了考虑相对滑移幅值影响的微动疲劳试验，试验表明在相同力载荷下随着相对滑移幅值的增加微动疲劳寿命先减小后增加。结合文献中已有的微动疲劳试验数据，对寿命预测模型参数进行拟合并在寿命模型中引入相对滑移幅值参量，形成了考虑应力梯度以及相对滑移幅值影响的微动疲劳寿命预测方法。利用文献中燕尾榫结构模拟件的微动疲劳试验结果对本文形成的寿命预测方法进行验证，预测寿命和试验平均寿命相比误差在3倍分散带以内。

以高涵道比涡扇发动机风扇增压级部件为研究对象，针对中国西北和东南沿海地区飞机在起降时产生的颗粒侵蚀现象进行模拟研究，采用拉格朗日粒子追踪理论精确抓捕颗粒撞击壁面的位置参数及运动参数。结果发现：西北地区叶片压力面侵蚀速率远高于沿海地区；随转速降低，侵蚀区域扩大并向尾缘延伸，进入内涵道颗粒数量增加，进入外涵道颗粒数量减少，撞击风扇叶片颗粒数量降低，粒径较大的颗粒数量增加或减少幅度更为明显。当全速工况降低至80%转速工况时，西北地区叶片磨损速率降低约49.4%，95%叶高截面最大侵蚀速率降低约54.1%，压力面上颗粒撞击速度下降约7.5%～24.6%；沿海地区叶片磨损速率降低约45.8%，95%叶高截面最大侵蚀速率降低约60.6%，压力面上颗粒撞击速度下降约12.5%～22.9%。

基于可描述蠕变三阶段的归一化参数蠕变模型，通过编写usercreep子程序，实现了对涡轮叶片包含多工况的典型试验载荷谱下的蠕变模拟。对单个及多个循环的载荷谱分别进行蠕变模拟，结果显示在蠕变作用下，应力集中部位随着蠕变应变的增长会发生应力松弛现象，单个载荷谱循环下，高工况产生的蠕变应变占比超过90%。在试验载荷谱运行下，引发叶片失效的主要因素为蠕变与疲劳。结合Miner线性损伤累积法则，对涡轮叶片在寿命预测的基础上进行损伤分析。而在实际应用中，试验载荷远高于实际运行使用强度，因此为了更贴合实际地评估叶片的平均故障间隔时间，利用损伤等效系数对叶片的当量运行时间进行评估，并建立估算流程，针对本文研究的涡轮叶片及试验载荷谱，可以将其换算为实际运行强度下的时长为26 283.6 h。

采用一种将基础失谐模型（FMM）、影响系数法和模态叠加法相结合的叶盘强迫振动响应分析方法，在考虑气动阻尼影响的条件下，对多种类型的失谐叶盘在行波激励下的频响特征进行了研究，通过分析不同失谐叶盘的频响曲线，总结行波激励频率对失谐叶盘强迫振动响应的影响规律。结果表明：在典型频率范围内，协调叶盘在行波激励下的强迫振动响应在叠加随机失谐后普遍增大，且在峰值附近出现“响应跳变”现象；进一步叠加交替错频后，叶盘振动响应明显减小，且其频响曲线表现出“多峰”和“响应跳变”现象。

镍基单晶高温合金基体上沉积Al涂层和Co-Al涂层，针对1000 ℃高温环境中200 h氧化后的实验样品展开系统性研究工作。实验数据表明：合金基体与两种涂层材料的氧化动力学过程均呈现典型的抛物线型变化趋势。相较于未沉积涂层实验样品和单一Al涂层，Co-Al涂层的氧化速率明显降低。经过高温氧化实验后，可以观察到合金基体表面存在大量孔洞结构及裂纹缺陷，内氧化现象和内氮化反应的发生使得材料抗氧化性能显著下降。与单一Al涂层相比，Co-Al涂层在高温氧化后形成的Al₂O₃保护膜展现出更优异的抗高温特性，该保护膜缺陷密度较低且纯净度较高，结构更为致密。实验还发现Co元素的引入有效延缓了β-NiAl相向γ'-Ni₃Al相的转变过程，难熔金属元素的外扩散行为受到明显抑制，有力促进连续致密Al₂O₃保护膜的形成。

针对矢量推力测试系统中测力组件装配误差对测试精度影响机理未知问题，提出了测力组件转角误差影响规律分析建模方法。分析了转角误差主要影响的形变方向。构建了存在转角时的挠性件的局部解析形变模型，进一步获取了转角误差对于测力组件形变的影响规律。对挠性件与测力组件进行数值模型仿真分析。以转角为变量进行形变性能数值计算。开展挠性件及测力组件验证实验。对不同转角误差下结构性能进行了实验分析。通过理论分析、数值计算以及实验可以看出，装配转角误差对于结构形变性能影响很小，不同角度下性能误差最大仅为4.09%。表明在测力组件装配过程中转角误差可以忽略。该研究成果为简化测试装置装配过程提供了依据。

为剖析航空发动机双转子系统“交叉激励”模态的特性，并评估其“可容度”，以某型发动机带中介轴承双转子相似模型为对象，将高、低压转子分别取为独立的单元体，以作用力和反作用力来替代中介轴承的耦合作用；利用转子模态分析方法，分析作用力与振型的正交性，由此证明了“交叉激励”模态的高“可容度”特性。最后，利用与某型发动机动力学相似的双转子试验器进行了试验验证。开展了模态测试、响应测试，以及“长时间共振”试验。双转子试验器升降速过程中，不平衡响应在“交叉激励”模态处无峰值；在“交叉激励”模态下双转子经历了超过62 min的“长时间共振”，所施加的不平衡量最大为耦合模态的145%，而响应峰值小于耦合模态的25%。本文的理论分析和试验结果表明，“交叉激励”模态为“可容模态”，剧烈振动的风险很低。

针对航空发动机转子通过临界转速时的振动问题，提出了在常值正压力基础上引入谐波分量的时变正压力弹支干摩擦阻尼器。首先根据转子系统的运动特点，以简化的二维干摩擦动力学模型为对象，通过扩展傅里叶全局参数敏感性分析方法，研究了时变正压力在典型二维运动轨迹下对干摩擦阻尼的影响机制。结果表明：对于圆形运动轨迹，时变正压力会削弱常值正压力的减振性能；而对于椭圆形运动轨迹，正压力的2阶谐波分量能够进一步增强减振效果，可使振动响应峰值进一步下降24.7%。在此基础上，将弹支干摩擦阻尼器应用于某型航空发动机的低压转子系统，采用2阶谐波时变正压力控制策略，基于高保真有限元模型和谐波平衡法开展动力学仿真分析。结果显示，对2阶谐波分量进行有效控制后，相较于常正压力，时变正压力弹支干摩擦阻尼器使得转子系统的2阶反进动、2阶正进动和3阶反进动的共振峰值分别进一步降低35.6%、10.6%和5.1%。

以典型多级端齿连接结构的燃气发生器转子为研究对象，分析了转子系统的动力学特性，并对转子及端齿在临界转速下的应变能分布特征进行了分析。对连接结构的界面损伤提出了界面损伤评估方法，采用界面接触状态系数、界面接触应力和摩擦功对装配状态下、起动状态下和工作状态下的转子结构系统的界面接触损伤进行了评估。最后对考虑界面损伤的转子动力学特性进行了分析。结果表明：端齿D的界面损伤较为严重，起动状态下端齿D的有效接触区域占比20%；工作状态下：在多重载荷（装配载荷、离心载荷、温度载荷）的作用下，端齿D的有效接触区域占比34.67%，有效接触区域相较起动状态有所改善，但端齿D的摩擦功增加了231.6%，端齿D左右端齿的相对径向变形较大，达0.23～0.25 mm，界面滑移较为严重，对转子的稳健性影响较大；考虑界面接触损伤，转子的1阶和2阶临界转速分别变化了3.11%和0.55%，弯曲临界转速降低了7.77%。

为研究不同制备工艺和弹击工况对直升机尾传动轴弹击损伤及剩余强度的影响，分别制备了编织型和缠绕型复合材料尾传动轴，基于轻气炮装置和扭转试验机开展了典型工况下的弹击试验和扭转试验。研究结果表明：相比于子弹入射角度，子弹偏移量对尾传动轴损伤程度的影响更为显著；从制备工艺的角度来看，相比于缠绕型尾传动轴，编织型复合材料尾传动轴表现出更优异的抗弹击损伤性能；从失效模式的角度来看，无损和贯穿式弹击工况下复合材料尾传动轴在扭转试验中的失效模式表现为瞬间断裂，而切边式弹击工况下复合材料尾传动轴在扭转试验中的失效模式表现为渐进断裂。

针对航空发动机高压涡轮叶片在服役中疲劳寿命预测难的问题，编制应力和温度相关的服役载荷/环境谱，基于耐久性和损伤容限理论评估其低周疲劳寿命。基于流-热-固耦合仿真模型结合随机森林代理模型计算了叶片疲劳危险位置服役应力温度时间历程，通过多轴雨流计数方法编制载荷/环境谱。基于细节疲劳额定值法的半经验方法评估涡轮叶片裂纹萌生寿命。基于损伤容限理论和Franc3D平台构建物理模型计算涡轮叶片裂纹扩展寿命。结果表明：叶片疲劳危险位置为前缘根部气膜孔处，该处应力、温度预测误差分别为0.4%和0.71%，两者时序强相关，Pearson系数为0.902。建立的半经验-物理混合模型方法的预测寿命与真实叶片统计的平均寿命相比误差约为8%，可为航空发动机涡轮叶片寿命预测和维修间隔制定提供有价值的参考。

为优化前缘提升可变弯度导叶气动性能，将圆形前缘改为椭圆型前缘和曲率连续前缘，通过数值模拟分析比对了不同前缘可变弯度导叶在不同工况下的性能，结果表明改型前缘产生的前缘吸力峰强度更低，使得叶片表面附面层流动状态更好，从而降低总压损失。前缘形状的影响随着后叶转角角度的变化而变化，小转角状态下，改型前缘可有效增大低损失攻角范围；大转角状态下，改型前缘在正攻角状态下优化效果明显，在来流攻角为4°时，改型前缘导叶的总压损失最多降低32.6%，负攻角状态则影响较小，在来流攻角为−4°时最多降低9.9%。说明前缘改型可有效提升可变弯度导叶的性能。

针对未来先进发动机匹配机制复杂，热力循环参数及部件性能与流路几何参数高度耦合，且概念设计阶段输入参数较为欠缺的特点，建立具有通用性的耦合仿真架构和流程；基于经验关系式及部件耦合图，形成热力循环参数与流路几何参数耦合设计方法，可在不同的热力循环参数下预测部件效率水平，并得到关键叶轮部件的进出口尺寸参数。利用上述方法，对混排涡扇发动机、自适应变循环发动机、“双变”循环发动机模型开展仿真验证。结果表明：本文方法得到的旋转部件流路几何参数估算值与实际设计值或文献设计值的误差可控制在10%以内，达到美国NASA发动机流路尺寸预测精度，可有效缩短方案迭代周期，减小后期颠覆设计风险，为发动机详细设计提供参考。

压气机可调静叶枢轴与机匣之间存在间隙泄漏，对压气机效率有直接影响。为获得枢轴间隙的泄漏特性，搭建了高压比的枢轴泄漏实验平台。通过质量流量控制法和压力损失法，测量不同间隙和进出口压比下的空气泄漏率，分析了枢轴与机匣的配合状态、轴向间隙和径向间隙等对泄漏率的影响。实验结果表明：压比、轴向和径向间隙的增大，会导致泄漏率和质量流量系数的增长；在压比为3.3的工况下，径向接触状态的泄漏率相对于0.01 mm间隙状态降低了86.54%；枢轴的偏心会导致泄漏率增加，而倾斜会导致泄漏率降低。为减少泄漏，对泄漏的流动特性进行仿真分析，并提出了空腔填充简单衬套或篦齿衬套的封严结构。仿真计算结果表明：在压比为3.3的工况下，增加简单衬套后泄漏率下降约为40.04%，增加篦齿衬套后泄漏率下降约为31.8%。

针对旋翼翼型动态失速的模拟精度不高的问题，利用课题组发展的延迟分离涡（delay detached eddy simulation, DDES）模型与$ \gamma {\text{-}}\overline{{{Re}}_{\theta t}} $耦合模型（transitional delay detached eddy simulation, TDDES）进行非定常气动特性研究，该模型引入新的RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes equation）/LES（large eddy simulation）转换函数，减少了由LES模型的网格依赖性引起的不确定性。选取NACA0012和SC1095翼型进行非定常计算，并与URANS-SST（unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes with shear stress transport）和URANS-$ \gamma {\text{-}}\overline{{{Re}}_{\theta t}} $模型的计算结果进行对比，系统地验证了TDDES模型对非定常气动特性的模拟能力。研究结果表明：TDDES模型相对于URANS方法，能够更准确地预测升阻力系数迟滞回线及动态失速涡的演化规律，能够更准确地预测翼型的分离流动，同时保持了$ \gamma {\text{-}}\overline{{{Re}}_{\theta t}} $转捩模型较高的转捩预测精度和DDES模型对分离流动的模拟能力。

在可压缩两相流数值模拟中为解决激波、物质界面等间断问题导致的精度下降和Gibbs等现象，实现间断的精确解析，提出一种基于间断谱元法（discontinuous Galerkin spectral element method，DGSEM）框架的耦合方法。该方法通过熵黏性模型自动区分激波与接触间断，自适应地添加人工黏性解决单相间断问题；并基于DGSEM方法离散水平集（level-set）方程，结合虚拟流体方法实现了两相界面的准确追踪以及与流场的耦合求解。结果表明该方法在光滑区域可以达到设计精度，相比变量阶跃型人工黏性和5阶weighted essentially non-oscillatory-Z（WENO-Z）格式，减少了过耗散得到了更多流场细节；在仅使用1/4网格密度的情况下，得到的监测点数据与实验结果的误差比同样采用间断有限元但使用耗散类型界面模型的计算结果最多降低了6.4%，证明该方法有效提升了间断捕捉和与物质界面追踪的精度。

针对双侧二元超声速进气道在非对称来流条件下的不起动现象，通过旋转背风侧/迎风侧唇罩进行了进气道再起动控制研究。采用非定常数值仿真方法，获得了几何壅塞背压加载方式下进气道的不起动流场，进而对比分析了旋转背风侧/迎风侧进气道唇罩的再起动过程。研究结果表明：随着几何壅塞程度加剧，进气道呈现出非对称工作状态，即背风侧进入深度不起动状态，而迎风侧表现为起动状态；在几何壅塞引发进气道不起动后，迎风侧唇罩不动，只旋转背风侧唇罩，该进气道无法恢复起动状态，其根本原因在于迎风侧出口气流对背风侧进气道的堵塞程度过大；而背风侧唇罩不动，只通过旋转迎风侧进气道唇罩使迎风侧捕获流量减小，可以有效缓解其对背风侧的堵塞，从而实现背风侧进气道再起动。

为了提高冷却效果，开展了转子叶片冷却方案的优化设计，并验证了叶片综合冷效。对于原型叶片，叶片前缘与尾缘为高温区，吸力面中部温度也比较高。随着流量比的增大，压力面与吸力面分别在7%和5%以上工况出现了气膜覆盖效果变差导致测点温度升高的情况。优化方案叶片通过内腔与气膜孔设计优化，实现了叶身温度均匀性与整体冷效的同步提升。在相同的流量比下，优化方案压力面与吸力面前部区域测点温度最大降幅约30 K，使得整体综合冷效提高0.02。随着流量比的增大，优化方案的气膜一直能提供很好的覆盖效果，叶身测点温度持续降低，综合冷效从0.568逐渐增加至0.613。

研究了基于残差神经网络（ResNet） 与物理信息神经网络（PINN）融合的高精度流场预测方法。基于数值模拟数据构建训练集，建立融合残差神经网络的PINN模型（Res-PINN）用于求解圆柱绕流问题。该模型利用流场采样点的速度和压强信息进行训练，以预测不同区域内的流场和压强分布。同时探究了网络结构类型、激活函数、训练集规模、网络层数、神经元数量及损失函数权重对预测结果的影响，寻求网络的优化方法。结果表明：Res-PINN模型能有效重构圆柱绕流场的流速和压强分布，预测精度与直接数值模拟结果高度吻合，物理量相对误差均低于5%；对比分析显示，Res-PINN相较于传统PINN，预测误差均下降超过45%，显著提升了预测精度与稳定性；多种网络超参数对预测效果均有明显影响，优化时需综合考虑并平衡这些参数。

结合实验与数值模拟，对新型可调导叶的端壁气膜冷却特性开展了研究。对比了不同出口马赫数Ma工况下传统导叶与新型可调导叶端壁气膜冷却效率特性，研究了不同冷气与主流的质量流量比以及新型可调导叶不同转角状态下的气膜冷却效率变化规律。结果表明：在相同冷气与主流的质量流量比下，Ma的变化对传统导叶和新型可调导叶的端壁气膜冷却效率均影响较小，气膜覆盖范围及冷却效果变化较小。随着冷气与主流的质量流量比增大，两种导叶端壁的气膜冷却效率都有所提升。新型可调导叶的转角变化会改变壁面附近的压力分布，从而对端区气膜冷却效率分布产生较大影响。

随着航空发动机向着高推质比以及低油耗方向发展，刷式密封的工作环境越来越苛刻。特别是在高压、高转速环境下，刷丝尖端极易与转子发生摩擦磨损，进而导致整个密封系统的失效。基于三维稳态刷式密封模型，并结合Archard黏着磨损理论，在考虑刷丝多载荷作用发生变形情况下建立了能够高效求解刷丝尖端摩擦磨损特性的流固耦合研究方法。实际工作过程中转子受热膨胀/径向跳动，与刷丝发生严重干涉，从而加剧刷丝尖端的磨损。因此，详细研究了转子径向位置不变及恢复原位两种情况下的刷丝磨损特性，揭示了刷丝尖端磨损对刷丝受力、变形以及泄漏量的影响规律，并且对比了不同压比和干涉量下的磨损情况。研究结果表明：在转子径向位置变化并恢复原位的情况下，上游区域刷丝所受转子接触力大于下游刷丝，磨损较快。磨损量在前100 min内增长速度最快，300 min后逐渐趋于平稳。在转子在干涉位置保持不变的情况下，刷丝磨损速度比磨损后转子恢复原位的情况下快29.7%，泄漏量的激增主要发生在磨损开始的0～50 min。两种情况下泄漏量激增的原因不同，转子恢复原位的情况下泄漏量由于径向间隙的增大而增大，转子位置保持在干涉位置不变的情况下泄漏量的增长取决于刷丝的排列状态。

新型旋流器研发是提升燃烧室贫油熄火边界、优化典型工作工况中火焰稳定性的关键突破口。基于数值计算方法系统研究了一种融合翼果仿生特征的双级反向旋流器在燃烧室冷态流场中的特性演化规律，通过解析主燃级与值班级叶片设计类型对中心回流区的调控机制，揭示了不同叶片组合及后缘厚度变化对冷态流场的拓扑特征影响规律。结果显示：主燃级与值班级的叶片组合方案显著影响中心回流区涡核范围与速度分布，当叶片后缘削薄率为40%～60%临界值时，涡核区域面积及回流速度的增长率随削薄率增加呈非线性衰减趋势，但仍维持正相关性。其中，当主燃级叶片采用仿生设计时，有助于扩大涡核区域并提高回流速度，对中心回流区的影响范围集中于0.3≤x/D≤1.2与−0.3≤z/D≤0.3的空间区域；值班级叶片为仿生设计时，对涡心区域的扩展产生增强效应。

压电双晶片替代力矩马达，能够提升电液伺服阀的响应速度，简化先导级结构，提高系统的零位稳定性和可靠性。目前压电性电液伺服阀力马达组件模型无法从物理机理层面解释不同约束条件对输出特性的影响。针对压电型射流偏转板电液伺服阀先导级设计了等效力马达组件，基于分段建模思想与等效原理开展数学建模研究，并开展不同约束条件下输出特性测试。结果显示：静态输出方面，当伸出长度减小4 mm时，前置级力马达组件位移减小幅值最大，为27.7 μm；动态输出方面，当伸出长度减小4 mm时，前置级力马达组件谐振幅值下降最多，为1.9 dB；谐振频率增幅最大，为15.9%。建立了包含迟滞模型、线性动力学模型及液动力模型3部分的数学模型，进行了静/动态输出特性仿真。通过仿真与实验对比分析可知：静态输出特性方面，仿真迟滞为11.6%，实验迟滞为11.2%，两者方均根误差为2.5 μm；动态输出特性方面，在驱动频率为600 Hz且不同约束条件下，仿真与实验最大方均根误差为5.7 μm，说明数学模型准确。研究为力马达组件结构设计与优化提供理论指导。

考虑涡扇发动机在包线内大范围工况变化下的强非线性、强不确定性特点，提出一种基于多元特征智能提取的涡扇发动机全包线区间二型（IT2）模糊模型建模方法。设计并提取涡扇发动机全包线多元特征参数，利用改进的判别邻域嵌入算法（IDNE）对多元特征参数降维处理，并结合模糊C均值算法（FCM）求取典型特征，避免传统聚类算法在高维空间失效。在典型特征点处辨识模糊规则后件变量模型。优化获得IT2型隶属度函数，提高存在不确定性时模糊模型精度，最终建立了小涵道比涡扇发动机IT2模糊模型。开展了全包线内模型性能验证，结果表明IT2模糊模型与部件级模型输出相比，平均方均根误差（ARMSE）小于0.20%，具有较高精度；在退化等不确定性作用下，IT2模糊模型精度变化小于0.05%，显著优于一型模糊模型，具有更强的不确定性表征能力；IT2模糊模型单次计算平均耗时为3.9 ms，具有良好的实时性。

对于跨声速离心压气机，激波与泄漏流的相互作用对失速具有重要影响。以级压比为6.1的Krain叶轮作为研究对象，数值研究在不同流量和叶顶间隙下，激波与叶顶泄漏流的相互作用，包括激波结构、叶顶泄漏涡轨迹和主流/泄漏流交界面位置的变化规律。结果表明，激波与泄漏涡相互作用形成一个低速区，激波被推向上游，呈现凹状，且随着流量减小，凹状幅度增大。叶顶泄漏涡轨迹和主流/叶顶泄漏流交界面（ITLMF）经过激波后发生偏转，随着流量减小，叶顶泄漏涡轨迹逐渐向压力面偏移，且受激波作用的偏转角度减小。ITLMF逐渐向叶片上游移动，在近失速点到达相邻叶片前缘。随着叶顶间隙增大，叶顶泄漏涡轨迹向相邻叶片压力面偏移，且受激波作用的偏转角度减小，ITLMF逐渐向相邻叶片上游移动。ITLMF受激波偏转会导致交界面提前在相邻叶片前缘溢出，对失速预测有重要影响。在原始模型基础上，考虑无量纲子午速度以及无量纲叶顶间隙对进口相对马赫数的影响，建立改进的ITLMF受激波作用偏转角度预测模型，并进行数值验证。结果表明：改进模型预测精度更高，在不同流量下平均误差由46.59%降至5.83%，不同叶顶间隙下平均误差由27.21%降至4.69%。