民用涡轴发动机是航空发动机家族的重要成员，是通航产业和低空经济发展的核心动力。总结了民用涡轴发动机的技术特点及重要特性，介绍了国内外主要涡轴发动机厂商的代表性产品，分析了民用涡轴发动机的研制难点和关键技术，指出了涡轴发动机产品主要发展方式、途径和技术路线。通过总结国产1000 kW级民用涡轴发动机（AES100）的创新工程实践，提炼了“尊重规章、正向研发、自主设计、自主适航”等确保AES100发动机研制工作行稳致远的总体思路，简述了民用涡轴发动机自主研制的重要进展和低油耗、长寿命、高安全性等方面关键技术的重要突破。同时根据市场需求，指出了民用涡轴发动机技术正朝着新要求、新构型、新材料、新工艺和新燃料等研究方向快速发展，展望了民用涡轴发动机在先进民用直升机、倾转旋翼飞行器、涡轮-电混合动力系统、可持续航空燃料和氢燃料动力等领域的广泛应用前景。

为解决高超声速内收缩进气道低马赫数自起动困难及隔离段内涡流区显著的问题，提出了一种基于几何结构与流动控制的协同设计方法。该方法将“侧板分割-前掠-外移”的几何重构与受控侧向溢流策略相结合，显著降低了进气道有效内收缩比，并实现了对分离流和附面层的协同抑制与排除。三维数值计算结果表明：与常规唇口后切方案相比，新型进气道宽马赫数范围内的性能显著提升：自起动马赫数由3.9降至3.2，起动马赫数由3.3降至3.1；在来流马赫数为4.0和6.0工况下，实际捕获流量分别提高9.74%和6.54%，出口总压恢复系数分别提高9.91%和4.45%。此外，出口畸变指数显著降低（≥13%），并且在来流马赫数为4.0时出口截面的涡流区基本消失。

为了研究波形壁面对激波串振荡的抑制效果，在来流马赫数为3、高度为32 mm的矩形隔离段内通过定节流和50～250 Hz周期节流产生激波串振荡流动，采用高速纹影和瞬态测压记录平直壁面和幅度为0.25～1 mm正弦波形壁面的流动振荡过程。结果表明：定节流工况出现激波串小范围自激振荡，波形壁面会改变压强信号频谱、降低压强均方差，其中幅度为1 mm波形壁面可减小激波串振荡范围。周期节流工况出现激波串受迫振荡，波形壁面可减小振荡区域的壁面压强均方差。随节流频率增加，幅度为0.25 mm和0.5 mm的正弦波形壁面对振荡范围的影响从增强转为抑制，幅度为1 mm的正弦波形壁面均导致振荡范围增大。针对所用构型，幅度为0.25 mm正弦波形壁面对激波串受迫振荡的抑制效果最优，250 Hz工况振荡范围可减小32.2%。分析表明：波形壁面诱导的干扰波系和尾流涡效应会降低下游流场马赫数与总压恢复系数、在壁面处产生顺压与逆压梯度区域。较小幅度（如0.25 mm）的正弦波形壁面可在流动总压微小降低前提下，通过尾流涡效应和壁面压强梯度变化实现激波串振荡抑制。工程应用时需考虑波形壁面构型参数和激波串振荡参数的匹配。

为校验高速风洞流场品质以及完善大展弦比飞翼布局飞行器的CFD算法验证体系，解决传统标模难以适配新型飞翼布局气动特性研究的问题，本文介绍了自主设计的大展弦比飞翼标模以及在2.4 m暂冲型跨声速风洞完成的气动力测量试验情况。重点分析了边界层转捩对大展弦比飞翼类布局气动特性试验结果的影响、2.4 m暂冲型跨声速风洞在大展弦比飞翼类布局气动力测量的试验精度、典型试验状态下模型弹性变形量等，并对大展弦比飞翼标模的基本纵横航向气动特性进行了介绍。结果表明大展弦比飞翼标模具有良好的气动性能，能够作为大展弦比飞翼布局飞行器研究标模，通过持续构建的气动数据库和研究结果，可有力支撑大展弦比飞翼气动布局流动机理认知、雷诺数效应、气动弹性等一系列相关空气动力学研究，并可有效支撑新型风洞试验技术开发、CFD技术验证与确认等研究。

分析了带输出轴的肘弯式排气管直扩压段扩张角度（α=4°～28°）、弯曲段弯曲角度（β=55°～75°）和下壁面引导线F值（F=0.15～0.75）这三个决定性结构参数对其气动性能的影响；基于响应面模型和多目标遗传算法进行了排气管气动性能优化。结果表明：弯曲排气管内的流动损失主要来源于弯曲管内侧回流、中心套管和支板绕流尾迹涡，排气管中偏转气流和内置构件复杂绕流的耦合流动是其气动损失物理机制。在给定的参数范围内，单一结构参数对排气管总压损失和静压恢复的影响规律均具有很强的非单调变化。相较单因素分析中的特定优选模型（α=16°、β=60°和F=0.6），多目标优化后的排气管具有更大的直扩压段扩张角度（α=18.36°～18.95°）和更小的弯曲段下壁面引导线F值（F=0.39～0.48），弯曲角度基本相当（β=60.2°～65°），排气管的流通能力得到进一步提升。

为提升不可压缩流动中湍流模拟精度并发展高效湍流模型，本研究在先前提出的 partial averaged fluctuation velocity （PAFV） 湍流模型的基础上进行了部分改进，通过引入侧偏脉动速度调整动力黏度，构建了一款相等于无人工系数的主要用于不可压缩流体计算的湍流模型，以优化近壁面边界层分离的预测能力。基于 OpenFOAM 开源平台开发了模型求解器模块，对二维后向台阶流动进行了高分辨率数值模拟，获取瞬时速度场与脉动速度分布以及雷诺应力分布数据。结果表明：与 Spalart-Allmaras（S-A）、k-ω SST 两种常用湍流模型相比，PAFV 模型结果与理论值在部分区域的符合度更好，由于引入了侧偏脉动速度并降低了动力黏度，该新湍流模型在捕捉台阶下游近区的漩涡时表现出更高的敏感性，对漩涡的捕捉能力更强，可准确预测湍流边界层分离过程。然而，在捕捉上壁旋涡区方面，该模型表现不及传统湍流模型，且对远场涡结构的预测存在滞后，其有待进一步优化。本研究为近壁流动优化提供新思路，未来将致力于提升模型普适性。

针对探针在航空发动机复杂流场中因多种因素导致的总压测量误差的问题，采用了一种基于遗传算法优化反向传播 （GA-BP）神经网络的误差修正方法。基于数值模拟得到的多组样本数据集，采用GA-BP神经网络：确定隐藏层为6节点结构；logsig和purelin分别为隐藏层、输出层的激活函数，trainlm为训练函数；优化初始种群规模为45，交叉概率0.8与变异分布指数为5的组合使方均根误差降至0.37591。实验结果表明：GA-BP测试集的方均根误差较标准BP模型降低66.7%，平均相对误差降幅为72.4%，决定系数高于0.999；90%样本误差低于2×10⁻³且在零均值对称分布，显著提升了模型的修正精度与泛化能力，为航空发动机气动性能测试提供了参考方案。

提出了一种基于宏纤维复合材料（MFC）结合桨根作动器的混合式电控旋翼。为探索这种混合式电控旋翼基于MFC进行周期变距的可行性，首先基于中等变形梁理论，结合MFC压电本构方程，建立了混合式电控旋翼气弹动力学分析模型。并通过与试验结果和CFD计算结果进行对比，初步验证了该模型的正确性。之后基于该分析模型，以MFC模型旋翼为对象，仿真研究了混合式电控旋翼主要控制参数与设计参数对旋翼操纵响应的影响规律。并以±12°的旋翼周期变距范围为设计目标，分析了利用MFC实现混合式电控旋翼周期变距的可行性。仿真结果表明：通过提高MFC驱动电压、增加MFC铺设量、降低桨叶扭转刚度等措施，可有效提高该混合式电控旋翼的弹性扭转操纵量；同时模型桨叶最大可产生约±12°的1 Ω扭转角，达到了周期变距设计目标。

对于广泛采用涡扇发动机的现代军用飞机，红外探测技术对飞行器的生存力构成严重的威胁。针对现代战机的高隐身性能要求，聚焦于多通道的涡扇发动机喷管，采用实验与数值模拟相结合的方法，系统探究气动突片技术的应用及其掺混性能。利用主动流动控制方法，强化多通道喷管射流的掺混，从而有效降低射流温度并抑制红外辐射，满足战机隐身性能需求。对气动突片强化掺混实验模型开展风洞实验，对比实验结果与数值模拟结果；通过实验验证的数值模拟结果表明：气动突片能够使喷管热混合效率从无突片时的约0.17提升至0.3以上，喷管下游的高温射流核心区面积减小了30%以上，且掺混几乎不引起总压和推力损失，具有良好的强化掺混效果。

提出一种整体造型、局部细修的设计方法，针对某重型燃气轮机开展了燃烧室与第一级涡轮导向器一体化气动设计研究，并采用三维流场数值模拟，分析了不同单元体数量及前缘截断长度下的气动性能。结果显示，前缘结构对出口气流参数无显著影响，截断长度增加可显著降低总压损失系数至5%以下，证明了设计方法的有效性。流场分析揭示，燃喷联合体构型流道呈现轴向收缩、周向扭转、径向斜流的复合特征，叶片与端壁协同主导气流加速与转向。与传统导向器相比，其不存在前缘冲击滞止流动及马蹄涡结构，尾迹涡主导的周期性涡对演化成为主要二次流特征。

针对航空发动机止口螺栓连接结构安装边装配精度差的问题，提出了轴线偏差下止口螺栓连接结构的装配机理和误差分析，基于此进一步构建了可记录圆心偏移量的安装边装配模型，并通过同心度比较了拧紧顺序、拧紧步数和工艺螺栓数量的装配精度。最后以缩尺模拟件进行试验验证，以组件同心度和上下两级盘外伸端端面变形变化量为表征获取了最优装配工艺。结果表明：①止口螺栓连接结构的过盈止口对轴线偏差有补偿作用，仿真中效果更明显，可以使200 μm轴线偏差几乎减小到0 μm，试验中也可使122 μm轴线偏差大幅降低；②最优装配工艺为拧紧顺序应使用对角交叉拧紧、拧紧步数应使用三步拧紧、工艺螺栓数量应使用4颗；③倾斜装配试验中同心度增大了4.69倍，装配过程中一定要避免倾斜装配。

针对涡轮叶片缘板阻尼（UPD）结构设计中存在的多目标优化机理缺失及迭代建模计算成本高昂的问题，提出了一种基于参数化等效模型的阻尼器质量-几何解耦优化设计方法。建立了叶片-缘板阻尼的等效梁模型，在准确复现其1阶弯曲模态动力学特性与非线性强迫响应的基础上，显著降低了模型自由度与计算成本。在阐明缘板阻尼关键设计参数对减振效果影响规律的基础上，提出了减振幅度、适用激振域宽度与重合度3个无量纲指标，多维度定量表征阻尼器的减振性能。研究揭示了接触倾角主要决定减振性能的“深度”与“适用宽度”，而阻尼器质量则调控其工作域与发动机流场激励的重合度。基于此，提出了先利用帕累托多目标遗传算法优化几何参数，再根据激励信息优化阻尼质量的解耦优化策略。以非对称缘板阻尼器为算例验证表明，优化后阻尼器的相对减振幅度、适用激振域宽度及重合度分别提升了13%、38%和114.6%；在目标工况激励下，叶片的一弯共振响应幅值降低了43.8%。

为提高航空发动机花键连接转子动力学建模的准确性，研究齿面的表面粗糙度对结构动力学特性的影响机制。建立含粗糙表面的花键单对齿啮合仿真模型，揭示法向与切向啮合刚度随位移载荷的变化规律；提出基于虚拟材料法的花键连接结构动力学建模方法，构建考虑表面形貌的整体有限元模型。结果表明：齿面的表面粗糙度降低可提升接触应力分布的均匀性与接触刚度，高表面粗糙度则导致接触面积损失并引发齿根滑移损伤；表面粗糙度通过刚度软化效应降低系统固有频率并增大振动响应，其中一阶固有频率对表面状态最为敏感，具体影响程度分别约为7%与11.8%；扭矩载荷通过改善接触状态可部分抵消表面粗糙度的负面效应。构建的跨尺度分析框架阐明了微观形貌对局部接触行为与整体动力学响应的影响规律，为花键连接转子性能预测与制造工艺优化提供理论依据。

为了掌握高超声速飞行器防隔热/承载一体化点阵夹芯平板结构的宏细观力学响应规律，本文开展了波纹点阵夹芯平板高温压缩行为的多尺度模拟与试验验证。首先介绍了通用单胞方法（general method of cells, GMC）的基本理论；然后根据波纹点阵夹芯平板的周期性结构特征，提取其代表性体积元开展了基于通用单胞方法的多尺度模拟与宏观等效力学性能参数预测；最后，设计了高温压缩试验对本文方法进行验证。试验结果表明，本文方法预测的宏观应力应变曲线、内部细观应力分布与试验结果基本吻合，所预测的弹性模量与试验测试结果最大相对误差不超过5.0%。

为研究航空发动机叶片在旋转状态下的气体激振响应特性，基于叶盘工作中所受尾流激振载荷的谐波分解原理，建立基于立式轮盘试验器的旋转叶片气体激振试验平台，提出一种融合仿真与试验的气体激振试验载荷分析流程。以某压气机叶盘为例开展旋转状态下振动特性试验研究，系统探究了扰流器轴向距离与舱压对叶片动应变响应的影响规律。试验及分析结果表明：该试验平台能有效模拟旋转叶片所受的周期性气体激振，成功获得压气机叶片的前3阶动频；扰流器在空间上的分布决定旋转叶片所受激振载荷的主要阶次，应变幅值随扰流器与叶片轴向距离呈非线性变化，并在10～12 mm区间存在最优值；舱压在10 kPa范围内，叶片应变幅值与舱压呈正相关。

综述了航空发动机转子盲腔螺栓拧紧技术的研究现状。以转子盲腔螺栓拧紧的技术需求为牵引，从拧紧工艺、拧紧装备以及拧紧检测3个方面展开论述。首先，围绕转子止口配合和螺栓连接两个阶段总结了止口压装工艺、力矩转角法和多轴拧紧法等优化工艺；其次，围绕装备构型设计和精度控制方法两个方面，总结了拧紧装备的力矩传递方式、机构展开方式、整体构型发展以及螺栓定位和拧紧精度控制方法等研究成果；最后，围绕螺栓拧紧的检测方法，总结了当前拧紧力矩、转角和预紧力的检测技术。研究结果表明：为彻底突破转子盲腔狭小空间的限制，提升转子装配质量，盲腔螺栓拧紧技术将向着压装-拧紧-测量一体化、机器人智能拧紧以及多模态融合测量的方向发展。

由于叶冠接触面的复杂非线性和多模态阻尼特性分析的巨大计算量，导致传统方法难以全面、高效、准确地求解，因而提出改进鲸鱼优化算法-极限学习机（IWOA-ELM）多模态阻尼特性预测模型，在极短的训练时间与较少的输入数据条件下，实现快速、准确预测输入和输出比例为数量级比例的多模态阻尼特性。通过能量法和有限元模态分析构建轻量训练集。提出带历史记忆机制的分组协同策略与Sobol反向初始化改进WOA得到IWOA，通过CEC2017试验验证IWOA具备卓越的全局性能。通过IWOA优化ELM权值和阈值，实现模型极低输入-极高输出的强大网络性能。采用带冠叶盘结构验证，输入一阶弯曲模态5个振动应力下对应的5个阻尼比，预测振动应力范围为0～100 MPa的前20阶模态的完整阻尼特性曲线（共2000个阻尼比）。结果显示：IWOA-ELM模型的方均根误差为0.26×10⁻⁴，相对于ELM模型降低了73%。说明IWOA-ELM具备极高的预测精度。预测时间仅需0.51 s，将计算效率提高近2000倍，可以实现对数据量巨大的叶冠多模态阻尼特性的快速求解。IWOA-ELM阻尼预测模型使得快速而充分地考虑多个模态的减振特性具备可行性，能够最大程度地降低共振风险，具有工程实用前景。

针对传统圆管内单相表面传热过程中一直存在的厚热边界层以及流体混合不足的问题，研究了一种新型射流腔插入物，通过实验与数值模拟研究其在雷诺数Re=200～1100范围内对圆管内流体流动和传热的影响机理。结果显示，新型射流腔能够产生垂直于换热壁面的强射流，在流体热边界层内产生强烈的扰动，促进空间冷热流体的混合，显著地提升了对流传热效率，即努塞尔数（Nu）。相比于涡杆和翼型扰流结构，归一化的Nu提升了约一倍。同时，综合评价指标（η）也远高于两者，达到了2.4。此外，数值模拟结果显示，中心杆直径越大，换热性能越好，直径为6 mm时Nu高达117，相比光滑圆管提高了292%，综合评价指标（η）达到了2.86。因此，本文提出的新型射流腔插入物对管内表面传热有重要的影响作用，为设计高效圆管换热器提供了可选方案。

由于无人机的储能和质量要求，现有的主动防除冰与被动防除冰技术很难用于其上。依据圆柱被动流动控制来流的思路提出了一种能够有效减缓积冰导致的流动分离方法。针对NREL S826积冰翼型的典型积冰分离泡状态开展了基于SA（Spalart-Allmaras）以及改进延迟分离涡模拟（improved delayed detached eddy simulation，IDDES）方法的离面圆柱被动控制前后积冰流场影响分析，离面圆柱控制效果高度依赖圆柱半径和圆柱与翼型间安装距离，通过变参分析，研究半径、安装距离对控制效果的影响，以确定最优控制效果。在变参分析过程中发现离面圆柱控制存在两种不同的控制状态：空腔模式和尾流撞击模式，并且建立了两种模式的临近函数。从不同工况下气动力结果来看，安装离面圆柱控制前后主要呈现升力特性恢复、阻力大幅降低的特点，造成这一现象的主要原因是由于离面圆柱后方的尾流区影响翼型前方的自由来流结构；通过分析离面圆柱控制下的流场特性发现角冰后回流区域减小，流动分离再附过程提前，积冰分离泡几何尺寸缩小使原本的大尺度分离涡演变为更多更小的涡系结构。

为了研究变工况下燃烧室的热声不稳定，采用气路模型与声学低阶网络模型结合的方法研究热声模态随工况变化的特征。通过构建整机气路模型和燃烧室低阶网络模型，将气路仿真参数通过对火焰和流场两条路径实时输入低阶网络模型中，分析其对热声模态的影响。结果表明模态对当量比和燃烧室入口温度相对敏感，压力和流量的影响相对较弱。除当量比变化外，通过流场路径对模态的影响相对火焰路径较小。热声研究仍需要统筹考虑流场和火焰参数的实时更新，以分析瑞利准则所述的火焰与声学相互耦合。预测模型通过变工况的燃烧噪声测量试验验证了准确性，为热声问题从燃烧室设计阶段的研究拓展至变工况的预测控制提供了可行路径。

以经典跨声速涡轮叶片为研究对象，采用数值模拟方法研究了5种叶尖间隙高度（0.23、0.46、0.69、0.92 mm和1.38 mm）对涡轮动叶叶尖及附近区域流动换热特性及气动性能的影响规律。研究结果表明：随着叶尖间隙增大，叶尖超声速区域范围向前缘扩展，流动分离点后移，激波与膨胀波干涉效应增强，流场复杂性加剧。1.38 mm间隙高度下面平均努塞尔数较0.23 mm间隙增大了9.9%。叶尖泄漏涡和马蹄涡的强度与尺度均随间隙增大而增强，相互作用加剧；然而，面平均总压损失系数随间隙增大呈下降趋势，1.38 mm间隙下的损失较0.23 mm间隙降低了1.993%，表明小间隙下泄漏流的强约束与掺混集中是导致较高气动损失的主要原因。此外，绝对泄漏量随间隙增大显著增加，但单位间隙高度下的泄漏率随之减小。

为提高平面叶栅试验效率，基于集合卡尔曼滤波原理，采用拉丁超立方抽样组装生成shear stress transport（SST）湍流模型参数、计算数据与试验数据的集合矩阵，通过K-nearest neighbors（KNN）算法对不同数据间的分辨率进行误差对齐，编写了一套适用于涡轮平面叶栅的数据同化程序，对某宽攻角涡轮平面叶栅多种工况下的流场进行了数据同化研究。通过植入3种策略的试验数据，重新适配了SST湍流模型的系数，获得了与试验数据高度吻合的同化数据。同化结果表明：在不同工况下，3种同化策略均可使数值计算结果与试验数据的相对误差降低64.7%以上。故在试验中可适当采信同化数据，调整试验方案，起到提高试验效率，降低试验成本的作用。

基于非线性谐波法研究了进气弯管对离心压气机气动激振力的影响，通过数值模拟分析了弯管诱导的流动畸变与蜗壳几何非均匀性的耦合作用。结果表明：当弯管安装角度与蜗壳0截面一致时，弯管进气显著强化了叶片表面1阶脉动压力（最大压力增幅达77%），但对2阶激振力表现出抑制效应（压力幅值降低27%），且高压力幅值激振区域集中于主叶片及分流叶片前缘叶顶附近。质量流量工况分析显示，小质量流量工况下弯管使1阶脉动压力幅值最高增加78%，而大质量流量工况下跨声速流动导致激振力高压力幅值区向叶片下游移动，且弯管对吸力面叶顶前缘的扰动显著增强（增幅为800%）。机理分析表明：弯管与蜗壳的协同效应通过周向压力畸变和扰动相位干涉影响激振力，而马赫数变化（亚声速/跨声速）决定了扰动传播路径及耦合强度。此外，弯管安装角度对激振力的阶次特性具有显著影响，叶片入口区域对安装角度变化最为敏感，随着流动向下游发展，蜗壳势流效应逐渐削弱了弯管的影响。

自适应循环发动机叶尖风扇（fan on blade, FLADE）涵道转子叶片与内涵道转子叶片共用旋转轮盘，转静部件间隙导致了从FLADE涵道至内涵道的泄漏流，为发动机内外涵间封严措施带来了新的挑战。当FLADE结构被用于压气机时，内外涵间的封严泄漏流对质量流量变化影响更为突出，对气动性能影响更加显著。以某自适应循环发动机采用FLADE结构的压气机为研究对象，建立了包含内外涵间封严篦齿结构的1.5级压气机计算模型，采用数值模拟方法分析内外涵间篦齿泄漏流动对压气机气动性能的影响。研究结果表明：内外涵间封严篦齿泄漏使得内涵总压比升高0.519%，而FLADE涵道总压比降低0.264%；封严篦齿结构在封严腔内形成局部高压区域，对泄漏流起到抑制作用；封严篦齿泄漏流主要影响内涵静子前缘，其对主流的掺混作用主要作用在80%～99%叶高区，导致静子叶尖形成低能区，从而使内涵静子总压恢复系数降低，转子总压比升高进而影响1.5级压气机整体气动性能。

为了研究同轴式喉栓变推力发动机的喉栓在流场中的受力情况，通过数值仿真，研究了不同型面喉栓在多种典型工况下的受力特性。计算结果表明：在起飞级工况下，喉栓所承受的最大载荷与发动机推力相当，且不同型面喉栓之间的受力差异并不显著；在续航级的巡航和末尾加速阶段，凹型面受力分别为凸型面的63%和51%，锥型面的受力介于两者之间。当主动调节喉栓位置时，随着燃烧室压力的升高，喉栓的受力呈现明显的线性增长特征。当燃烧室压力出现波动时，喉栓受力也会随压力变化而呈线性变化。通过本文提出的尾部凹槽设计方法优化凸型面喉栓外形后，最大载荷可降低95%。