为了提升对活塞式航空煤油发动机中爆震强度的识别准确性，搭建了专用试验台架并开展燃烧试验，采集了多种工况下的缸内压力信号，从中提取爆震信息。采用小波包变换对缸压信号进行分解，并通过能量熵分析提取了表征爆震等级的子频带分量，发现爆震特征频带集中在7.5～18.75 kHz。基于此频带重构爆震信息，从时域和频域中提取了22个爆震特征指标，形成双域爆震特征图像。为精准识别爆震强度，分别构建了多层感知机（MLP）和卷积神经网络（CNN）模型，以双域爆震特征指标和图像作为输入参数，并在4组工况下进行验证。结果表明：两种模型均具有较高的识别精度，其中CNN模型的平均识别精度达93.46%，较MLP模型的88.50%高出4.96%，验证了CNN模型在爆震强度识别中的准确性与合理性。

由于工质的特殊性及极端的航空条件，溶解性气体是燃油空化中不可忽略的一个重要因素。为揭示溶解性气体对空化过程的独立作用机制，以常温水为工作介质，对二维Clark Y-11.7%水翼的空化流动特性进行研究，重点关注液体水中溶解氧对流扩散作用及溶解/析出过程，深入探究溶解性气体对基础水翼空化的影响机制。在Schnerr-Sauer空化模型框架下，耦合溶解性气体对流扩散作用及溶解/析出过程，从而构建SS-DG空化模型，并以该空化模型对水翼空化进行数值仿真，结合实验结果，详细分析两种攻角（8°和20°）、3种不同浓度溶解氧条件下溶解性气体对水翼空化形态及水动力学特性的影响。结果表明：液体中不同浓度溶解氧会改变水翼前缘附近空泡形态；两种攻角下，不同浓度溶解氧对水翼升阻力系数的平均值影响较小，但会改变其非稳态特性；此外，由于大尺度流动分离现象出现，20°攻角水翼空化区内溶解氧浓度时均值显著高于相同工况下8°攻角下的溶解氧浓度。

为了研究碳氢燃料内喷型斜爆震发动机的燃烧组织机理，开展了模拟飞行马赫数为8的斜爆震燃烧室数值模拟和燃烧加热直连试验研究。设计了小尺度斜爆震直连试验件，采用航空煤油作为燃料，利用布置于流道中心区域菱形支板通过4×Φ0.3 mm小孔组织燃料喷注雾化，利用R2 mm强制起爆结构在20°楔面上实现斜爆震起爆和驻定燃烧。采用10步11组分的化学反应机理和雷诺时均N-S方程，对燃料喷注掺混过程和发动机起爆燃烧过程进行了数值仿真。结果表明，液体燃料在274 mm距离内完成了蒸发并与来流完成部分掺混，楔面两侧形成了稳定的斜爆震流场，通过光学测量观测到了火焰位置与形态特征，燃烧区在2.2 s的有效试验窗口内保持稳定，试验结果与数值仿真结果在沿程压力、化学反应区特征上吻合较好。研究结果证明了液体碳氢燃料内喷型斜爆震发动机的技术可行性。

为研究近真实工况下先进航空发动机中心分级燃烧室内部流动反应组分场特性，在进口压力为0.5 MPa、进口温度为600 K的条件下对中心分级旋流液雾火焰开展同步的OH与fuel（煤油PAH荧光）平面激光诱导荧光（planar laser-induced fluorescence，PLIF）测量。为应对加温加压液雾火焰测试的困难与挑战，在试验流程、光路设计、图像采集与处理等多个环节进行了优化。OH/fuel PLIF同步测量结果表明：中心分级旋流液雾火焰存在4种典型的火焰结构；在进口温度、压力及总燃油供给量保持不变的条件下，随着燃油分级比的降低，主预燃级火焰耦合减弱，出现多种火焰结构的变化，其中预燃级对火焰稳定起到关键作用。

轻质热防护材料是当前飞行器大面积热防护系统的重要材料。通过耦合气动传热及热化学过程建立热响应模型，对比研究了纳米孔树脂基低微烧蚀材料和非烧蚀型陶瓷瓦在两种典型热环境下的防隔热性能，揭示了其能量耗散路径及贡献权重。结果表明：相较于陶瓷瓦，低微烧蚀材料通过热阻塞、热沉、热解气体逸散与热解反应的多机制协同作用，实现了10%～15%的综合能量耗散，展现出其多途径散热的优越性。辐射散热是两类材料共有的核心防隔热机制，其贡献随热载荷的加剧而显著增大。此外，低微烧蚀材料凭借其纳米孔结构赋予的低热导率优势，以及更高的比定压热容和密度，在相同条件下能够更有效地将热量阻滞在上层区域，显著抑制热量向内部传递，从而获得比陶瓷瓦更低的背温。研究证实树脂基材料通过动态调节能量耗散机制的配比与厚度方向的热沉分布，实现了宽域热环境下的高效防隔热性能。

针对某中心分级旋流燃烧室火焰筒切向发散冷却中的壁温不均匀性问题，通过数值模拟方法研究了发散小孔排布对冷却性能的影响规律。基于单管燃烧室近壁流场特性，提出了分区精细化排布策略：在高温热斑区（轴向1/4～2/3处）设置加密区，在其前后分别布置稀疏区和过渡区。在保持总冷却气量不变的前提下，通过减小加密区孔间距（从基准方案的11倍孔间距优化至8倍孔间距），并相应调整稀疏区和过渡区的孔间距分布。研究结果表明，加密区孔间距缩小可显著降低壁温峰值（最高降幅达50 K）并减小高温区面积；过渡区采用渐缩孔间距设计能有效增强气膜连续性，使壁温梯度降低至44 K/cm以下，满足火焰筒的热防护要求。优化后的排布方案使综合冷却效率提升至74%，为旋流燃烧室火焰筒冷却结构设计提供了重要的理论依据和技术支撑。

为提高摆盘发动机的循环热效率和输出功率，建立预燃室氢射流点燃氨的摆盘发动机仿真模型，分析预燃室关键结构参数对预燃室内热射流和发动机性能参数的影响。结果表明：适当的增大截面比，可使热射流起始时间提前，且热射流贯穿长度增加；当截面比达到0.225时，缸内火焰传播速度更快，综合效果最好。随着预燃室容积的增大，射流火焰的贯穿距离和分布面积呈现先增后减的趋势；当容积比为1%时，射流火焰贯穿距离更大，分布面积更大，使得发动机在该工况下的动力输出与经济性达到最佳平衡。喷孔直径对于摆盘发动机性能的影响同样呈现随喷孔直径增加先增大后较小的趋势；喷孔直径为1 mm时，主燃烧室火焰传播速度更快，分布面积更大，综合性能更优。为摆盘发动机的预燃室结构优化设计及氢氨燃料的高效应用提供了理论参考与技术支撑。

针对某型采用火炬式点火的三头部扇形燃烧室，研究了低温燃油条件下的点火性能及其影响因素。设计了低温燃油供油系统，采用高速摄影仪捕捉点火联焰动态过程，试验研究了不同总压损失和点火器引气孔大小对点火特性的影响规律。结果表明：低温燃油条件下，燃烧室点火性能显著下降。工况1与工况3下，起动喷嘴供油质量流量达到9 kg/h便无法成功点火；增大火炬式点火器引气孔面积和提高总压损失系数有助于改善点火性能，拓宽发动机工作包线；−35 ℃低温燃油对远离点火器的头部联焰过程影响较大，显著延长了着火延迟时间。点火完成时长最慢为806 ms，而常温燃油条件下点火完成时长可缩短至433 ms。

为评估涡轴发动机动力涡轮超转保护装置的安全性，在某型涡轴发动机上进行了规定状态下的模拟超转试验，获得了发动机超转燃油衰减规律；进一步提出了一种动力涡轮失去负载后最大转速预测方法，根据燃油规律与输出功率、气动转矩、动力涡轮转速与加速度的关系，采用分段迭代计算的方式对超转过程不同时刻的动力涡轮转速进行计算，获得了动力涡轮断轴最大转速；最后，对配装不同燃油切断时序的超转保护装置的断轴后最高转速进行了差异分析，结果表明断油过程的压力平稳区时长对动力涡轮最大转速有决定性作用，将燃油切断时间从65 ms调整至181 ms后，最大动力涡轮转速从116.1%上升至123.2%，为保证涡轮失去负载后的安全性，宜将燃油切断时间控制在162 ms以内。

针对复合翼无人机（UVA）发展面临的悬停高能耗与长航时需求冲突问题，提出一种氢电增程式混合动力系统设计。为保证巡航效率的同时提升悬停阶段能源利用效率，设计采用燃料电池为核心的高能量密度混合动力系统，优化传统复合翼无人机的能源系统布局结构。在此基础上，提出了一种面向跨模式飞行工况的氢电协同功率调度策略，动态分配燃料电池与锂电池的输出功率，在巡航阶段可将动力电池的荷电状态（SOC）稳定恢复并保持在95%的预设值，在保障高耗能悬停作业功率冗余的同时，实现氢-电协同输出的能量动态平衡与全局氢气消耗量最优。通过仿真试验与飞行验证，系统支持样机完成了28 min悬停与230 km巡航的复合任务，相较于rule-based equivalent consumption minimization strategy（RB-ECMS）策略，氢气消耗量降低了约8.3%，为复合翼无人机提供了一种高效清洁的混合动力解决方案。

为研究一型高速地效飞行器机体对短舱周围流场的干扰及安装对发动机净推力的影响，对独立短舱构型和安装短舱构型的三维流场进行数值计算，采用推阻分解方法对相关推力、阻力分量进行提取，分析巡航状态下发动机安装造成的推力变化；此外对安装短舱构型，在机体轴线方向取多个发动机安装位置进行数值计算，采用推阻分解方法研究安装位置对推力的影响规律。结果表明：机翼对发动机喷流的吸附、加速使得发动机内推力及内阻分别增加0.4%及1.5%，而机体对短舱外罩表面压力分布的影响导致短舱外阻增加18.24%，是造成安装后净推力减小的主要原因；而安装位置在机体轴向的变化影响发动机的净推力，短舱越接近机翼，喷流受到的吸附、加速越强，内推力增益越明显，同时短舱外罩表面压力分布受机体干扰的影响减弱，短舱外阻降低，短舱与机翼的近耦合有利于净推力的提升，最接近机翼位置较最远离机翼位置净推力增加1.46%。

为了提升吻切锥乘波体宽域性能，选取前缘曲线函数系数a和l、激波型线函数系数b和c以及基准流场的半锥角δ_c共5个参数作为设计变量，在Ma=4～7范围内开展设计参数的敏感性分析，并采用第二代非支配排序遗传算法以容积率、设计点Ma=6和非设计点Ma=4升阻比为目标变量进行优化研究。结果表明：设计参数与总体性能参数之间存在显著的非线性关系，其中基准流场的半锥角对乘波体几何和气动性能起着决定性作用。相对基准构型，优化乘波体的容积率提升了7.1%，设计点Ma=6和非设计点Ma=4的升阻比分别提升了3.4%和10.7%。在宽马赫数范围内优化乘波体表现出较高的气动效率和较低总压损失，Ma=7时升阻比为4.88，即使前缘钝化后升阻比仍可保持在3.90。优化设计显著提升了乘波体设计点和非设计点的气动性能，具有良好的宽域适应性。

针对某轴向超声速通流风扇设计与之匹配的轴对称进气道，提出了一种适用于此类进气道的设计方法，此类进气道无扩张段结构，出口即为喉道，全流场超声速。首先以Ma₀=2.5为设计点设计初始进气道并探究了半锥角等典型参数对进气道的影响，结果表明：随半锥角增大，进气道出口总压恢复系数σ增大、长度缩短。经分析，缩短进气道长度对于提升进气道出口σ较为有效。将内压段中心体型面以曲面形式设计缩短进气道长度并设计试验模型进行风洞试验，此方案进气道长度缩短了约23.3%，数值模拟结果表明，在Ma₀=2.5和2.0下的不同攻角工况，进气道出口σ提升；数值模拟的中心体沿程压力曲线和外压段纹影与风洞试验吻合较好，验证了本文数值模拟方法和进气道设计方法的正确性。

以某燃气轮机为研究对象，利用基于部件法的燃气轮机总体性能仿真模型，通过敏感性分析选取合适的部件特性修正系数，然后耦合试车数据设计共同工作方程组，并利用多点优化对部件特性进行修正，最终获得高精度的燃气轮机总体性能仿真模型。基于修正后总体性能仿真模型获得的数据，使用多层感知机（MLP）建立燃气轮机性能预测模型。研究结果表明：与试车数据相比，基于修正后燃气轮机总体性能仿真数据建立的预测模型，对各稳态工况点性能评估的误差均在1%以内，满足工程精度需求，并且比修正后的总体性能仿真模型快74.7%，计算耗时远小于总体性能仿真模型，能够为燃气轮机总体性能实时预测提供技术支撑。

研究了燕尾榫连接结构微动磨损对裂纹萌生的影响。基于球/平面模型，通过与已有文献对比验证了有限元微动磨损模拟和Smith-Watson-Topper（SWT）参数值计算的正确性。建立燕尾榫连接结构二维有限元分析模型，计算接触表面的SWT参数值，通过对比发现：随着循环次数的增加磨损加剧导致SWT参数值下降，即微动磨损降低了裂纹萌生的风险；同时还发现未发生磨损时，SWT参数最大值出现在接触表面上边缘，磨损后由于上边缘磨损量远大于下边缘，SWT最大值转移到下边缘，即燕尾榫裂纹萌生的位置从未磨损时的上边缘转移到磨损后的下边缘。考虑微动磨损的影响，讨论了摩擦因数、底角和离心力对燕尾榫SWT参数值的影响规律，研究发现：随着摩擦因数的减小表面接触状态从部分滑移变成完全滑移，表面磨损量逐渐增加，SWT参数值会不断减小；45°的燕尾榫底角与其他角度时相比，SWT参数值最小且结构最可靠；随着离心力增加接触表面变形和应力都会增大，所以SWT参数值会逐渐增加。

针对滚动轴承微弱故障特征提取难的问题，提出一种基于灰狼算法优化特征模态分解的滚动轴承故障诊断方法。首先通过特征模态分解对信号进行分解，获得若干模态分量；然后采用峭度-相关系数筛选准则对模态分量筛选分类，输出高噪信号和低噪信号；其次对高噪信号进行小波包分解，以峭度、偏度和信息熵组成的融合指标对信号分量进行加权重构，完成信号降噪和故障特征增强；同时为了解决特征模态分解的关键参数和小波包变换的小波包基需要人为设置的弊端，选取重构信号的信息熵除以峭度为目标函数，使用灰狼算法在一定范围内进行寻优并代入；最后对信号进行包络解调，提取故障特征。采用仿真信号、西储大学数据集、涡扇发动机主轴承实验台数据和深沟球轴承故障实验数据对所提方法进行验证。结果表明处理后的信号故障特征明显，方法降噪效果良好，仿真加噪信号的信噪比提高了10.76，航空主轴承加噪信号的峭度值提高了1.94。

引入具有非线性刚度特征的动力吸振器（非线性能量阱）至三自由度系统开展对主系统多阶频率振动抑制的研究，在此基础上扩展至具有连续介质特性的航空发动机真实机匣结构。在理论分析方面，基于复变量平均法揭示了三自由度非线性系统中非线性能量阱实现瞬态共振捕获和靶向能量传递的内在机理和必要条件，得到了多自由度系统中非线性能量阱的动力学响应特性。在规律分析方面，开展三自由度非线性系统中不同非线性刚度和阻尼参数对非线性能量阱能量耗散特性影响规律研究，得出了多自由度系统中非线性能量阱最优振动耗散特性。基于振动能量可视化分析方法，非线性能量阱设计方法扩展至真实航空发动机组合机匣结构，成功可视化捕捉到振动能量从机匣振源传递至非线性能量阱的过程，从振动能量的角度揭示了非线性能量阱对机匣结构的靶向能量吸收与耗散特性，单个非线性能量阱有效抑制机匣三阶模态振动，振幅分别降低25.1%、25.3%和25.2%，实现了非线性能量阱对薄壁机匣结构的宽频振动抑制。

为优化斜盘式轴向柱塞泵工作的振动现象，建立了斜盘式轴向柱塞泵柱塞副有限元模型，通过试验验证了模型具有高度准确性，并采用等间距试验法分析了排油口负载压力、缸体转速和斜盘倾角等工况参数对柱塞副油膜的压力特性和空化特性的影响规律，基于压力特性和空化特性分析比较了三种柱塞副织构对油膜特性的影响规律。结果表明：柱塞在吸油区与排油区相互转换阶段，随排油口负载压力、缸体转速和斜盘倾角等工况参数增大，柱塞副油膜压力梯度增大，油膜正压力增大、油膜空化程度增大，随着吸油口压力的增大，油膜空化程度降低；柱塞副微织构类型与油膜特性直接相关，3种微织构类型中应用矩形沟槽的柱塞副油膜特性为最优，当沟槽类型为矩形、正梯形和倒梯形时，气相体积分数峰值分别为7.143%、7.216%和7.293%，正压力峰值分别为187.16、211.5 N和219.8 N，为柱塞泵振动现象优化设计提供参考。

以轴承全周期摩擦力矩时间序列为分析对象，以分形理论为主要分析方法，通过互信息法确定最佳延迟时间，通过观察法确定最佳嵌入维数，最终得到关联维数。结果表明：轴承摩擦力矩性能具有混沌特性；嵌入维数与系统非线性及混沌程度呈正相关，而关联维数则呈负相关；关联维数可以作为轴承性能衡量指标，A、B轴承可分别提前120、160 min预报轴承失效；基于最大熵原理验证A轴承与分形理论预测的失效时间相差12 min，仅占预报时间120 min的10%，偏离误差处于较低水平，充分验证了分形理论表征轴承性能演变的有效性和可靠性。

为了研究全局轮廓度误差对跨声速轴流压气机性能及稳定性的影响，基于高斯过程和主成分分析法构建了表征叶表全局轮廓度误差的五维几何不确定性模型。同时，基于非嵌入式混沌多项式法量化了全局轮廓度误差对压气机气动性能的影响，并采用了损失源模型对两类极端性能叶型进行了流动机理分析。研究结果表明：在全局轮廓度误差的影响下压气机峰值效率工况下的总性能参数略微偏离正态分布，并且转子的性能会倾向于恶化；各性能参数对叶顶前缘部位的轮廓度误差最敏感，并且将其适当减薄能够有利于性能的提升；其中的原因是，叶顶前缘轮廓变薄有利于削弱激波强度，因而会减弱激波-泄漏涡相互作用的强度，从而减小流动损失。

为获得单级风扇发生气动失稳时内部流动特性并发展喘振辨识方法，在入口截面和出口截面布置动态压力传感器，通过控制节流阀开度的方式进行不同转速下风扇逼喘试验，获得风扇发生旋转失速和喘振时的动态压力数据。通过时域信号和频域信号相结合的方法分析单级风扇旋转失速和喘振特性及喘振演变过程。试验结果表明：单级风扇在不同转速下发生喘振时均伴随失速团的产生、发展和消失；在节流逼喘的过程中，存在过渡周期使得风扇由旋转失速向喘振过渡，且退出喘振时也存在1～2个周期的恢复过程；不同转速均存在温和喘振的现象，该现象是由于风扇在喘振过程中气体压缩使得上游和下游产生迟滞效应所导致，并将该风扇喘振演变过程简化为等效力学模型进行分析，根据等效力学模型发展同一周向、不同轴向位置传感器的互相关分析，提出基于互相关时频分析的喘振监测与辨识方法。该研究为获得风扇旋转失速及喘振演变过程、风扇喘振在线监测与故障分析提供依据，但受限于试验条件，并未安装更多的动态压力传感器，无法获得关于旋转失速及喘振过程的更多细节。

采用数值模拟方法，研究了亚声速压气机级中不同转向与转速的可控转速机匣对压气机性能的影响。结果表明：当可转动环段转向与转子转向相同时，转速的增大将导致稳定工作裕度和峰值效率下降，可转动环段向叶顶泄漏流施加反向作用力，泄漏流速度降低，流道堵塞情况加剧。当可转动环段转向与转子转动方向相反时，转速的提高使得稳定工作裕度扩大，可转动环段向叶顶泄漏流施加同向作用力，泄漏流速度增加，近失速工况的流道流通能力提升。可转动环段在100%转子转速且其转动方向与转子转动方向反向时，压气机级的稳定工作裕度提高了16.34%，同时压气机级的压比提高了0.12%。

针对航空燃油齿轮泵流固耦合模拟中，径向缩放齿轮以连通无间隙齿顶及啮合区流场引起的流固域几何失配问题，以及经典径向基函数（RBF）映射算法忽略物理守恒性导致载荷传递失准风险，在源域与目标域间引入力与力矩守恒约束，采用最小范数法修正目标场网格压力，提出一种守恒性增强的先进RBF数据重构算法，并结合网格分析与试验验证开展某型航空燃油齿轮泵流固耦合仿真。测试算例结果表明先进RBF算法消除了总力和力矩偏差，映射平均误差为0.0015%。应用先进守恒RBF加载齿轮泵流场载荷于固体网格节点，静态最大等效应力为31.61 MPa，动态啮合应力峰值为192.18 MPa，流场压力对固体应力和应变的贡献率达到34.38%与29.84%，证明了流固耦合模拟对评估航空燃油齿轮泵实际服役状态的必要性。

滑动轴承磨损退化是影响航空燃齿泵寿命和可靠性的重要因素之一，以此为对象的数值仿真模型在不断提高与试验结果的拟合程度的同时也牺牲了计算效率，不利于其应用于工程实践。对此，针对轴承磨损过程提出了一种将磨损量参数化后建立高斯过程模型的方法，通过将不同转速、偏心率和磨损时间下的磨损量周向分布进行参数化，简化了输入输出参数，构建了计算效率远高于传统仿真方法的数据驱动模型。在此基础上，研究了模型预测结果在不同训练集、不同工况和磨损时间下的误差和置信程度，并通过对比试验结果与模型预测验证了模型的准确性。研究发现：选取合适训练集的可以部分改善模型预测效果，表现为95%置信区间的收窄；以轴颈转速、偏心率和磨损时间分别为自变量时，预测模型给出的结果与仿真模型均有较高的一致性，最大相对误差为5.26%，进一步的，通过将模型预测与相同工况下的试验结果对比发现其相对误差低于5%，符合精度需求，预测模型的合理性得以验证；以磨损时间为自变量时平均绝对误差最低，仅0.001 µm，以偏心率为自变量时最高，为1.33 µm；进一步对比研究发现，模型预测的误差来自参数化过程的系统误差和高斯过程回归模型的系统误差两个方面，并分析了不同工况、磨损时间下预测误差的主导因素。

变电站环境下，基于声信号的无人机监测系统，相比基于光电、无线电等类型信号的无人机探测系统，能以较低的成本实现变电站邻近空域全覆盖而受到了广泛关注。针对变电站电磁环境噪声复杂、空域覆盖要求高等特点，提出一种基于分布式声阵列的无人机监测系统。系统采用双四面体麦克风阵列获取声信号，通过设计500 Hz高通滤波与对数梅尔谱提取算法抑制电流噪声；在此基础上，构建 ResNet-18检测网络，使200 m 范围内无人机检测准确率超过90%、误检率低于4%。针对远距离声信号时延估计不稳定的问题，引入时延连续性判定与异常值剔除策略，并结合最小二乘双曲定位模型，实现实际场景中100 m内无人机定位效果提升。实测结果验证了所提方法的有效性。

推力矢量技术逐渐成为提升飞机机动性和故障容错能力的重要手段之一，有效整合推力矢量技术与传统控制系统，提升整体控制策略的容错能力是一个亟待解决的研究问题。本文通过构建飞/发一体化被控对象及作动器模型，形成推力矢量控制策略的模型基础，并针对推力矢量固定翼飞机的升降舵失效情况，提出了一种基于切换控制的容错控制策略。该策略结合了传统PID控制与自抗扰控制（ADRC）算法，根据系统状态进行切换：在正常状态下使用PID控制升降舵，在升降舵失效时切换到ADRC控制推力矢量角，从而保证系统的稳定性和控制性能。通过控制系统与飞/发一体化被控对象联试的非线性仿真验证了所提方法的有效性，结果表明：故障状态下所设计的控制器相较于基准控制器的上升时间性能提升约15%，调整时间性能提高约2%，同时在不同故障条件下，该切换控制策略均能够保证系统的稳定性与性能。

离子回旋共振（ICRH）单元的高效能量耦合对提升可变比冲磁等离子体发动机（VASIMR）的推进效率具有至关重要影响。为探究ICRH单元的能量耦合特性，本文建立了串联螺旋波等离子体源（HPS）与ICRH单元的多组分流体模型，并利用该模型在不同天线长度与输入频率条件下进行了数值模拟。研究结果表明：ICRH单元中角向离子电流密度与电场出现共振现象，离子持续从电磁场中沉积能量；随ICRH天线增长，离子与电场的共振区增大，离子加热效率升高；ICRH单元的输入频率对离子加热效果有显著影响，随ICRH单元输入频率上升，离子温度逐渐下降，而在离子碰撞过程的影响下ICRH单元的最优输入频率略低于离子回旋频率。