采用压敏漆（PSP）技术实验研究了簸箕形孔在涡轮工作叶片吸力面和压力面不同位置的气膜冷却效率分布特性，分析了吹风比（吹风比为0.5、1.0、2.0）和湍流度（湍流度为 0.62%、16.0%对气膜冷却效率的影响规律。实验结果表明：吸力面和压力面上的簸箕形孔最佳吹风比分别在M=1.0和M=2.0附近，吸力面上的簸箕形孔在低湍流度和中等吹风比（吹风比为1.0）下具有较高的气膜冷效，压力面上的簸箕形孔在高吹风比和高湍流度下具有更大的气膜覆盖面积和气膜冷效；吸力面的气膜覆盖面积和展向平均气膜冷效整体显著高于压力面，压力面曲率较大处的簸箕形孔气膜冷效最差。湍流度对气膜冷效的影响程度与吹风比相当；湍流度增强使得压力面气膜冷效降低，但提高了吸力面在高吹风比下的气膜冷效，同时降低了吸力面气膜冷效对吹风比变化的敏感性。

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段，为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求，中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究，自主研制了热气供气防除冰试验系统。设计并研制了数字阀流量控制单元、电加热器单元、流量控制单元等试验子系统，建立了试验流程与方法，构建了完善的多路热气供气防除冰试验技术，并对某小型航空发动机进气道部件开展了双路防除冰试验验证，试验结果表明：热气供气防除冰试验系统可模拟真实压气机引出的热气，具备多路热气供气试验能力，温度控制精度可达±1 ℃，流量控制精度可达±1%，性能指标优异，为下一步我国飞行器防除冰试验系统设计与适航审定提供了有力支撑。

针对可压缩流气力输运大尺寸颗粒的气固两相流动问题，建立了计算流体力学（CFD）与离散单元法（DEM）耦合的计算方法，通过计算流体力学计算得到抛射管内气流流场分布，离散单元法根据气动参数计算得到冰雹受力及运动情况。进行冰雹速度测量时，需在抛射管出口处加装专用测量段，对测量构型与开放构型进行对比，结果显示测量构型与开放构型下的计算结果基本一致，因此测量构型下的计算与试验可支撑连续抛雹装置设计。通过3种颗粒阻力模型下的对比计算，Ergun模型与Di模型得到的冰雹速度计算结果较大，自由流阻力模型计算得到的冰雹速度与试验测量结果最接近，其计算得到的冰雹速度与试验结果相差8.9%，对冰雹连续抛射装置设计有一定的指导作用。

为研究含铝高能量密度碳氢燃料在超燃冲压发动机中的燃烧组织细节，使用离散相模型（DPM）和简化反应机理对不同燃料喷注位置下燃烧流动过程进行了数值模拟。结果表明：使用七喷注器从上壁面进行燃料喷注时，出口截面处温度场形成了以近上壁面轴线为中心低温-升至最高温-降至较低温度的分布特征，氧浓度在中心处的含量也较低，这都将影响燃烧反应的进程。在研究工况下随着喷注器与燃烧室入口距离增大，燃料比冲呈先增大后减小的变化趋势，在研究工况中实现燃料最大比冲11092 m/s，可以通过改变燃料从上壁面喷入燃烧室的喷注位置和优化喷注器布局等提升燃烧室性能，优化后最大比冲提升了12.68%。

为了探究贫油直喷（LDI）燃烧室中剪切旋流与火焰的正反馈作用及其诱导燃烧不稳定机理，通过大涡模拟（LES）结合相空间重构、模态分解分析方法研究了外激励作用下分层旋流火焰流场与火焰的动态响应。将流场的试验与LES时均结果进行对比，发现数值计算的速度分布与涡旋结构的大小、位置都和试验结果吻合较好。对LES采集信号与瞬时流场分析表明：燃烧室内压力与释热率脉动处于极限环振荡状态，速度脉动下回流区的收缩与扩张导致燃料和释热区发生周期性压缩与舒张，从而产生准周期释热率脉动。对LES提取的子午面数据进行模态分解，发现速度脉动和释热率脉动主要集中在射流区与剪切层处，均为进口速度激励导致的纵向脉动。

为提高换热器的结构强度和降低接触热阻，提出一种新型采用热冲压成形工艺的圆台凹凸板片。对径高比为3、6、12的圆台凹凸结构通道和径高比为6的圆柱和球型凹凸结构通道进行了数值研究，并探究了不同雷诺数下单侧和双侧凹凸表面通道的流动传热性能和熵产的分布规律。研究表明：单侧和双侧凹凸表面通道传热壁面的传热分布相似，但前者的流动传热性能要优于后者；当雷诺数从5 000增大到20 000时，圆台凹凸结构通道的摩擦因数比和综合传热因子均随着圆台径高比的增大而增大；当径高比一定时，通道的综合传热因子从大到小依次为球型、圆台和圆柱凹凸结构；此外，随着雷诺数的增大5种结构下通道的传热和摩擦熵产的比值会减小。

采用数值仿真的方法对比研究了涡轮转子叶片背侧不同叶高位置处的圆柱孔、扇形孔和簸箕孔三种孔型气膜冷却的差异。气膜孔位于吸力面17.8%流向位置，并分别在10%、30%、50%、70%和90%叶高位置各设有一个气膜孔，三种孔型的圆孔段直径均为0.8 mm。研究在600 r/min转速（对应旋转雷诺数为536 000）条件下开展并获得吹风比为0.50、0.75、1.00、1.25和1.50条件下的气膜冷却效率分布。研究结果指出：不同叶高位置处的气膜尾迹受叶根通道涡和叶顶泄漏流的影响呈现不同程度地向中间叶高位置偏转的趋势，因此不同叶高位置处的气膜尾迹内的涡对结构不对称的特征也不同。随着吹风比的增加，出现最大气膜冷却效率的叶高位置逐渐向叶顶方向移动。使用扇形孔和簸箕孔可以削弱冷却射流在气膜孔出口位置的法向动量，提升了气膜的附壁性和气膜冷却效率。

采用数值解耦的方法，定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现，吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时，综合冷效增大57.9%。内部冷却占主导地位的区域主要是冲击气流的驻点区。气膜孔内冷却影响最大的区域为气膜孔出口的上游，而且沿流向孔内冷却的影响逐渐减小。冷气覆盖对综合冷效的影响沿流向逐渐积累，在第3个气膜孔出口附近冷气覆盖的影响最大。而且在冷气覆盖区域的影响要大于在远离气膜孔区域的影响。当吹风比增大至1时，孔内冷却对综合冷效的影响已经超过了冷气覆盖。

以铝粉为燃料，空气为氧化剂，通过一步反应机理，对不同当量比下气固两相旋转爆轰发动机的流场进行二维数值模拟研究。结果表明：由于颗粒注入速度和空气注入速度存在差异，导致反应物区中的颗粒三角区和空气三角区不完全重叠，使得当量比从0.6增加到1.4时，爆轰波前的平均局部当量比从0.929增加到2.093，爆轰波速度从2070 m/s降低到1690 m/s，爆轰波压力从5.67 MPa降低到4.87 MPa。燃烧室内基本的流场与气相旋转爆轰发动机相似，但气固两相之间的相互作用使得颗粒呈现出特有的分布特性，包括2个颗粒群和4条颗粒带以及它们之间的间隙。

以降低一体化红外抑制器混合管出口导流片温度及其红外辐射强度为目的，设计了双层混合管和带冷却结构的导流器。通过CFD和红外辐射强度空间分布数值仿真，研究了双层混合管强迫冷却进气流量、导流器出口形状和波瓣瓣数对排气喷流和排气混合管红外辐射强度的影响。计算结果表明，双层混合管+导流器结构相较于基准模型（单层混合管，导流片无冷却）可以有效降低导流器可视表面高温区，导流器自身的红外辐射强度降幅可达82.9%；导流器出口的波瓣可以诱导流向涡对，强化冷却气流与混合管出口排气尾流掺混，排气红外辐射强度相对于基准模型最大的降幅可达68.2%，混合管及其排气的总体辐射强度的降幅峰值可达86.4%。排气红外辐射强度以及总体辐射强度均随着波瓣瓣数的减少而逐渐减小，导流器出口过多的波瓣瓣数设计反而不利于流向涡的发展。混合管总体辐射强度随着强迫冷却气流流量的增加而逐渐减小，冷却气流流量与主流流量比值为0.1时，相对于不通冷却气流的情况，总体辐射强度的降幅峰值为68.3%。

基于颗粒物沉积模型与动网格技术，研究了不同冷气质量流量比与颗粒物直径下气膜冷却平板表面的沉积特性及颗粒形成沉积物后对平板气膜冷却性能的影响。结果表明：在颗粒速度较低时，冷气射流对颗粒的吹拂作用使其难以在气膜孔下游沉积，且冷气射流结构对颗粒的阻隔与卷吸作用使得气膜孔下游两侧形成明显的脊状沉积带；平板表面的沉积效率随颗粒直径的变化呈现双峰分布；在较大的质量流量比下，冷气射流两侧拢起的脊状沉积带会使得气膜冷却效率显著提高，相比沉积前最大提升了6.15%；同时，颗粒沉积物能增强冷气的横向扩散，使得横向平均冷却效率有一定程度的提升。总体而言，颗粒沉积物对气膜冷却性能的影响由沉积分布特征与沉积量共同决定。

航空发动机进气温度过高是限制其性能的关键问题之一，采用射流预冷技术可以有效降低航空发动机进气温度。为了研究射流预冷技术对进气道内温度场的影响，基于欧拉-拉格朗日方法，建立航空发动机进气道液滴雾化和蒸发过程的数学模型，实现气液两相的双向耦合，描述了射流预冷过程。并与已有的试验结果进行对比，验证了数学模型的准确性。并利用该数学模型研究了水气比、喷射速度、液滴粒径和喷嘴锥角对进气道降温效果和温度畸变的影响。结果表明：改变水气比发动机进气温度变化最显著，当水气比由0.02增大至0.055时，温降系数由8.10%增加到19.87%，蒸发率由85.76%降低为79.80%；当水气比为0.055、喷射速度为10 m/s、液滴粒径为25 μm和喷嘴锥角为15°时，温降系数最大为22.77%；增大喷嘴锥角和减小喷射速度会使进气道出口截面温度场分布更均匀。

在流动管反应器中对当量比分别为0.5、1.0、2.0、温度范围为550～1200 K、压力分别为0.1、3.0 MPa条件下RP-3航空煤油/O₂的氧化特性进行了试验测试。结果表明：当量比由0.5增加到2.0时，RP-3航空煤油/O₂氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均升高；压力由0.1 MPa升高到3.0 MPa时，RP-3航空煤油/O₂氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均降低，烷烃的摩尔分数峰值升高，而烯烃的摩尔分数峰值则降低。同时，在激波管中对当量比分别为0.8、3.5、压力分别为0.2、1.0、5.0 MPa、温度范围为950～1500 K条件下RP-3航空煤油/O₂的着火延迟特性进行了试验测试。结果表明，RP-3航空煤油/O₂的着火延迟时间随压力与温度的升高、当量比由3.5减小到0.8时逐渐缩短。

针对连续纤维增强复合材料涡轮轴结构损伤演化及失效机理分析，基于宏-细观力学跨尺度分析方法，建立了与轴结构试验件尺寸相符合的有限元仿真计算模型及细观力学代表体积元（RVE）模型，预测轴结构的损伤演化并分析其失效机理。反向扭矩下，[45]₆轴结构的损伤始于界面开裂，裂纹向两侧钛合金扩展，钛合金的剪切变形最终带动纤维的断裂；正向扭矩下，[45]₁₀轴结构的损伤始于基体损伤，断口两侧钛合金相互挤压摩擦，最终将纤维剪断。开展复合材料失效模式验证试验，通过声发射及扫描电镜技术，实现对失效过程中不同失效模式的判别。将仿真结果与试验结果进行对比验证，验证了模型和方法的有效性。模拟涡轮轴结构在扭转载荷下的损伤演化过程及失效机理，预测失效强度。结果表明：0°和90°铺层时扭转强度最低，45°铺层时扭转强度最高，提高近3倍。本文研究提出的预测模型及分析结论为纤维增强复合材料的设计和应用提供依据。

针对滚动轴承诊断受环境噪声影响，特征频率难以提取的问题，提出了一种基于小波包变换与完全自适应噪声集合经验模态分解（CEEMDAN）的滚动轴承故障诊断方法。通过CEEMDAN将传感器收集到的原始振动信号进行分解并依据峭度值-相关系数（K-C）筛选准则划分高噪信号和低噪信号。利用小波包变换分解高噪信号后选取合适分量重构实现环境噪声的滤除并与低噪信号进行整合产生新的振动信号进行包络解调，提取实际故障特征频率实现滚动轴承的故障诊断。经对比试验，所提出的方法清晰地提取出滚动轴承的转频、故障特征频率及其倍频和调制频率，由仿真信号计算可知降噪后的信号信噪比提高了7.61 dB，有效优化了对噪声滤除的效果。

针对CCF300/QY9511碳纤维/双马树脂复合材料层合板开展了连续冲蚀试验，研究了不同冲蚀条件下的质量冲蚀率和损伤规律。结果表明：随着冲蚀角度和供砂率的增加，质量冲蚀率先增加后减少，并在60°左右出现峰值冲蚀率；冲蚀率随冲蚀速度的增加而增加；复合材料表面铺设平纹布可增强复合材料抗低速冲蚀的能力，但增强效果在高速冲蚀时不明显；复合材料主要冲蚀机制为微裂纹的产生、纤维的断裂、纤维-基体脱黏以及基体变形。该研究明晰了双马树脂基复合材料层合板材料的去除机理及损伤变化规律，为后续航空复合材料结构抗冲蚀研究奠定了基础。

针对导弹导引头在高温高负载下的结构设计问题，引入多尺度拓扑优化设计方法对导弹导引头进行优化设计，提出了一种在稳态热源情况下热力耦合连续体结构多尺度并行化拓扑优化方法。该方法在宏观尺度上，将热源引入的等效热载荷耦合至力载荷当中，获得符合热力耦合载荷的宏观构型分布；在微观尺度上，通过聚类方法划分微结构类型，提升微结构计算效率和解决宏微观结构尺度分离问题。以结构柔度作为目标函数，材料的体分比为约束，建立了基于固体各向同性材料惩罚模型的多尺度并行拓扑优化模型；采用直接法对热力耦合情况下的灵敏度进行分析计算，运用OC准则法对设计变量进行优化，从而获得有效的热力耦合情况下的宏微观并行拓扑优化模型。利用悬臂梁结构对所提方法进行了验证，结果表明所设计的结构既具有热力耦合工况下的承载能力，也具有一定的热防护的能力。应用该方法对导弹引导头进行结构一体化优化设计，获得了较好的既具有承载性能，又具有隔热性能的引导头结构。两个案例展示了在保证质量减少50%的情况下，依然都获得了理想的优化结构，从而验证了所提方法的正确性与有效性。也为类似热力耦合工况下的结构一体化设计提供了可行方法，具有一定的工程应用意义。

为揭示叶片丢失后转子系统停车过程动力响应特征，研究了叶片丢失后叶盘转动惯量非对称性及停车过程变转速特征，建立了非对称变速转子瞬态动力响应分析模型，对叶片丢失后转子系统停车过程瞬态响应进行了分析。结果表明：叶片丢失瞬间及转子过共振区，转子系统的瞬态振动响应加剧，并伴有横向固有振动。当转动惯量非对称比例为0.2时，转子系统响应峰值与不考虑轮盘非对称性相差58%。因此，对于大质量叶片或多叶片丢失情况，轮盘转动惯量非对称性就不能忽略，表明所建转子动力学模型可以有效分析大非对称转子停车过程复杂振动响应特征。

针对对转螺旋桨气动力和气动噪声性能评估和优化研究需求，依托声学风洞，研发了1套大功率对转螺旋桨动力模拟试验装置，并发展了对转螺旋桨气动力和气动噪声风洞试验数据处理方法。对转螺旋桨动力模拟试验装置由300 kW电动机提供动力输入，由齿轮箱实现增速和内外传动轴反向旋转，由旋转轴天平测量气动力。装置完成研制后，在5.5 m×4 m声学风洞开展了对转螺旋桨气动力和气动噪声试验。结果表明对转螺旋桨动力模拟试验装置的转速控制精度优于0.5 r/min，传动效率达到97.7%，装置运行平稳、可靠；对转螺旋桨试验的拉力系数重复性精度优于0.002 1，功率系数重复性精度优于0.0022，气动噪声重复性精度优于0.5 dB。

为降低超声速飞行器的气动力和热载荷，研究一种减阻杆/盘与双喷流组合构型，并采用数值方法分析了几何参数和喷流参数对流场特征以及减阻和防热性能的影响。结果表明：减阻杆长径比对构型的减阻效率影响较小，但对防热效率影响较大；增加减阻盘直径比，构型的减阻效率先增大后减小，防热效率先减小后增大，但当逆向喷流总压较高时，减阻盘直径比对减阻和防热效率的影响均较小；提高逆向喷流总压比，构型的减阻和防热效率一直处于较高水平，且其变化幅度均不明显；提高侧向喷流总压比，构型的减阻和防热效率均增大，减阻效率变化率增大，防热效率变化率减小；侧向喷流出口位置远离钝体头部，减阻效率增大，防热效率减小；适当选取减阻杆/盘与双喷流参数，可达到57.1%的减阻效率，同时防热效率达到100.4%。

针对二维横向减阻沟槽的形状优化问题，提出了基于自由变形技术及遗传算法的优化方法。以三角形为初始减阻沟槽截面外形，基于自由变形技术对沟槽外形进行几何参数化。通过流场求解对沟槽壁面阻力进行计算，以沟槽壁面的流向气动阻力最小化为优化目标，以遗传算法为优化算法，对沟槽外形进行气动减阻优化。优化结果表明：在来流马赫数为0.8时，优化后的沟槽外形相比于初始的三角形沟槽壁面，减阻率从6.4%增加至10.1%。优化方法表明，自由变形方法结合遗传算法可以为减阻沟槽形状优化提供更大的设计空间，为减阻沟槽形状的优化设计提供了新的设计方法。

针对目前理论不能准确计算受载齿轮啮入冲击时间的问题，提出一种基于圆柱碰撞理论与接触动力学理论的受载齿轮副啮入冲击激励计算方法，准确计算受载齿轮啮入冲击时间与冲击力。建立受载变形下的渐开线齿轮啮入冲击数学模型，应用反转法计算出线外啮合点的精确位置，基于圆柱碰撞理论求得齿对啮入冲击力。同时在所建立的啮入冲击数学模型上，准确计算冲击时间，并与现有计算方法进行对比分析。而后根据齿轮运行真实工况，对航空机匣齿轮副进行动态接触有限元分析，提取冲击时间与冲击力，并与理论进行对比。结果表明：计算模型的啮入冲击时间误差在15%以内，最大啮入冲击力误差小于10%，故该冲击激励计算方法能对冲击时间与最大啮入冲击力进行准确快速求解。

针对高速圆柱滚子轴承高温失效问题，采用流体体积（VOF）方法和多重参考系（MRF）模型对圆柱滚子轴承内圈供油槽和轴承腔进行建模，计算供油槽油液供给情况并将结果施加到轴承腔内模型中，计算环下进油孔相对于滚子多个位置处的温升，并通过加权平均得到轴承腔内最终温升。分析轴承转速、供油量对轴承腔内摩擦温升和润滑油黏性剪切温升的影响规律。结果表明：轴承供油量一定时，转速越高，轴承内部组件摩擦加剧，腔内润滑油受到的黏性剪切力增大，摩擦、黏性温升均升高；轴承转速一定时，由于油量增加造成的润滑油黏性剪切温升的增加和冷却效果的提高在油量较低时前者高于后者，随后两者逐渐持平，黏性温升先下降然后维持在一定水平，摩擦温升降低。该研究对高速圆柱滚子轴承环下润滑设计提供了参考依据。

为了优化圆弧端齿装配工艺，对圆弧端齿齿面加工偏差对齿面配合状态的影响机理进行了研究。根据圆弧端齿加工原理，研究了关键成型参数对齿面偏差的影响规律，建立了圆弧端齿装配初始齿面间隙模型，研究了齿面偏差对端齿盘装配初始齿面间隙的影响规律。理论研究和试验研究表明：齿面偏差是导致装配初始齿面间隙的直接原因。通过优化安装相位能使装配初始齿面间隙的均值减小18%，方差减小25%。为圆弧端齿连接结构装配精度形成原理与装配工艺优化研究提供基础，对于提高圆弧端齿连接的航空发动机转子装配品质具有重要的意义。

为提高轴流压气机叶型优化设计水平，提出了一种基于吸力面叠加厚度分布的参数化造型方法，结合基于Kriging代理模型与差分进化的代理优化方法开发了一套优化设计平台，并将吸力面控制参数作为优化变量，对某跨声与超声叶型进行性能优化。结果表明：基于吸力面叠加厚度分布的叶片造型方法能对叶型进行较好的表达，并成功应用在优化设计平台中。跨声、超声优化叶型在设计点损失分别降低了10.66%与7.4%。分析表明：跨声优化叶型的主要特征是吸力面型线前缘附近型线弯度降低，使得激波强度降低，激波损失与边界层损失降低，同时中后部位置处的负荷增大，扩张通道扩压能力增强；超声叶型优化由于边界层影响更显著，因此还需要更多考虑吸力面扩张通道区域型线；叶型喉部位置与喉部宽度会影响堵塞冲角的变化。

为探究进气支板与下游叶片相对周向位置对压气机动叶所受激励和振动的影响规律和机理，模拟了一个带进气支板的重型燃气轮机压气机前1.5级。通过对动叶片的流场和振动的分析发现：进气支板周向位置对总压比和总温比影响很小，但会明显改变动叶受到的激励和振动水平。当进气支板尾迹与导叶尾迹重合时，两种尾迹叠加加强，导致动叶的激励和振动整体增强。支板位置会明显改变支板尾迹和下游静叶势流对动叶的叠加影响，这对弦长中部非定常载荷和整体振动的影响较明显，对前尾缘附近影响很小。研究结果为支板的安装提供了参考和指导。

通过改变气体中心式同轴离心喷嘴的气喷嘴内壁结构，分别对平滑内壁（A）、内壁加凹腔（B）和内壁加凸起（C）的3种喷嘴的喷雾特性进行了实验观测，同时为分析气喷嘴内壁结构改变引起的流场变化，在不考虑液相的情况下对纯气相流场进行了三维模拟研究。结果表明：3种喷嘴的雾化锥角均随气体质量流率的增加而减小，随液体质量流率的增加而增大。气喷嘴内壁加凹腔，对喷嘴的雾化锥角、破碎长度以及自激振荡频率几乎没有影响；而气喷嘴内壁加凸起则对喷雾特性有显著影响。相同工况下，内壁加凸起会使气喷嘴出口的引射作用增强，雾化锥角减小，同时气液间更强的相互作用使喷雾破碎长度随之减小。喷雾自激振荡发生时，内壁凸起亦会导致喷雾自激振荡频率随之增大。3种喷嘴的自激振荡频率均随气体质量流率的增加而增大，并对3种喷嘴的喷雾自激振荡诱发及维持机理进行了分析。通过实验探究了不同凹腔、凸起大小对喷雾特性的影响，对于B喷嘴，其喷雾的雾化锥角、破碎长度几乎一致，自激振荡频率亦差别不大；C喷嘴的雾化锥角、破碎长度均小于B喷嘴，且随凸起的增大而减小，而自激振荡频率均大于B喷嘴，且随凸起的增大而增大。