针对涡轮叶片高效冷却和长寿命高可靠的性能需求，基于流热固耦合的数值计算方法，对典型双层壁冷却结构的气膜孔倾斜角和气膜平板厚度对冷却结构综合冷却效率、最大热应力和最大热机械应力特性的影响机制进行了分析。研究结果表明：气膜平板内壁面产生了较大的热应力，特别是在气膜孔前缘，扰流柱上缘等区域，热应力尤为突出。气膜孔倾斜角从90°减小至30°，综合冷却效率显著增大，但离心作用下的热机械应力也急剧增大。气膜平板厚度较小时，综合冷却效率受内部冲击冷却影响较大而分布不均匀；随着气膜平板厚度增大，离心作用下气膜孔及扰流柱的热机械应力水平均显著降低。

航空发动机燃烧室工作环境复杂，旋流条件下多参数耦合作用对横向射流雾化特性的影响规律尚不清楚。采用激光粒度仪、平面激光测量的方法，获取了空气压力、空气温度、旋流器压降比、燃油温度、油气比等多参数交叉影响下的雾化粒径和油雾锥角数据，构建了包含韦伯数、雷诺数、奥内佐格数、旋流数等无量纲参数的半经验模型。研究发现：雾化粒径与气体韦伯数相关系数高达0.964，而韦伯数主要受进气压力及旋流器压降比影响；旋流强度对雾化粒径影响较小。油雾锥角与旋流强度的相关系数为0.866，说明燃油分布受旋流强度的影响较大，要显著强于动量比的影响。给定旋流条件下煤油雾化特性数据及半经验模型，可为航发燃烧室性能优化以及横向射流雾化喷嘴的设计提供支撑。

针对民机多隔舱燃油箱惰化过程中氧气体积分数分析的难题，提出了一种基于流动模式识别并引入掺混修正项的氧气体积分数分析模型。通过将相邻隔舱间的气体掺混效应纳入建模过程，使得模型更加适配工程实际场景，通过某民用支线飞机平台的工程化应用，基于16架次研发试飞和4架次符合性试飞完成掺混系数修正与模型仿真精度验证，结果表明模型仿真误差下限不超过−0.26%，满足工程需求。研究发现，航后地面阶段相邻隔舱因掺混作用可在15 min内实现氧气体积分数趋同，验证了掺混效应对惰化均匀性的促进作用。忽略掺混将导致下降阶段仿真数据与试飞数据显著偏离，航后地面阶段前隔舱氧气体积分数误差达1.5%。研究成果为惰化系统设计及适航符合性验证提供了可靠技术支撑，已获多国适航机构认可。

为了验证射流冲击-再生通道复合冷却技术的可行性，采用稳态液晶技术来实验测量环境空气仅初始横流、仅射流和射流-初始横流复合冷却方式下的努塞尔数。实验结果表明：仅射流冷却和射流-初始横流复合冷却相比于仅初始横流冷却的传热效果分别提高了207.55%～370.24%和428.35%～545.35%，并且所有流量条件下射流-初始横流复合冷却的传热性能均优于仅射流冷却的情况。射流孔数量、射流流量和初始横流流量三者之间存在最佳优化关系可使得传热性能最大化：射流可大幅提升靶面传热性能但随着流量的增加提升幅度减弱，并且射流孔数量的增加可提高靶面温度分布均匀性；射流触及靶面且动量适宜时初始横流可进一步有效提升努塞尔数；流量过小导致射流无法触及靶面时初始横流和射流的共同扰动作用也可提高传热性能。

为了提高航空活塞发动机的高空性能，从换热器一维理论校核计算、风道-换热器联合仿真、换热器地面台架试验、飞行试验4个方面开展了设计研究工作。利用效能-传热单元数法（ε-NTU）开展一维理论计算，提出了冷侧混合系数（η）概念，表示由翅片开窗导致的空气侧混合程度，并完成了换热器选型校核；搭建换热器地面试验台架，分析了换热器迎风面进风温度对发动机缸头温度的影响；利用风道-换热器联合仿真模型，开展了高空发动机出水温度预测，并完成飞行试验验证。研究结果表明：换热器迎风面进风温度直接影响发动机的缸头温度，且各缸头温度增大幅度与进风温度增大幅度基本一致。经飞行试验校核，风道-换热器联合仿真模型预测发动机缸头温度误差小于3.1%，能够满足工程计算要求。当风道-换热器联合设计结果可以满足无人机最高海拔起飞状态散热需求时，则发动机水冷系统设计可满足无人机全爬升工况使用需求。

针对不同的主流物性参数设置对涡轮叶片冷却性能数值评估结果的影响，以及涡轮叶片气热耦合计算中主流物性参数的选取应遵循何种原则的问题，以某燃气涡轮导向器叶片冷却方案设计阶段的全三维气热耦合评估为例，通过对比主流不同比热容、动力黏度、导热系数下的叶片表面温度分布与平均综合冷却效率差异，分析总结了涡轮叶片气热耦合计算中主流物性参数的影响机制与选取方法。结果表明：不同主流物性参数下的涡轮进口雷诺数、通道马赫数及贝克来数等不同，导致叶片表面附近的流动与传热特性存在差异。其中，贝克来数对于获取准确的涡轮叶片表面温度分布尤为关键。相比于比热容和动力黏度，保证高温燃气的导热系数能获得更可靠的涡轮叶片冷却性能评估结果。

为解决传统罩量调整和冷热态换算方法可能会导致的冷态叶型强度储备等性能偏离设计指标的问题，提出了一种将叶片罩量调节和冷热态换算结合的优化方法。该方法包含罩量调整和冷热态叶型换算两个小循环以及一个大循环，其中，罩量调整和冷热态换算的核心思想分别为基于叶片变形规律的重心修正和基于关键数据点变形的坐标换算，此外，大外循环以冷态叶型的分析结果作为优化目标、罩量调整的结束判据作为优化变量。结合UG自动建模、ANSYS二次开发以及iSIGHT集成平台等实现了叶片罩量和冷热态换算的优化过程。某型压气机一级转子叶片的优化实例表明：采用所提出的方法进行叶片优化能够确保热态叶型与目标叶型重合，同时使冷态叶型最大应力下降47%。

小槽宽蒸发式供油/稳焰一体化火焰稳定器具有火焰稳定性好、总压恢复系数高的技术优势，在未来宽域吸气式发动机加力燃烧室具有良好的应用前景，为了探究结构参数对小槽宽蒸发式供油/稳焰一体化火焰稳定器贫油点熄火特性的影响，在气流速度为40～115 m/s和气流温度为573 K条件下，在二元试验段内对不同槽宽和开孔率的小槽宽蒸发式供油/稳焰一体化火焰稳定器开展贫油点熄火试验及冷态流场数值模拟研究，研究结果表明：①开孔率增大，局部回流区涡数目增加，同时燃油气动雾化和蒸发增强，燃烧室点熄火油气比降低；②大开孔率火焰稳定器的贫油点熄火油气比随来流速度增加呈现先减小后增加趋势，小开孔率火焰稳定器的贫油点熄火油气比随来流速度增加持续减小；③槽宽增加，局部回流区涡系尺寸增大，同时燃油气动雾化和蒸发增强，燃烧室点熄火油气比降低。

为了探索组合冲压发动机燃烧室高空的燃烧性能，在进口压力为0.03～0.08 MPa、温度为500～800 K和马赫数为0.1～0.2条件下，试验研究了进口压力、温度和马赫数对值班式蒸发槽火焰稳定器燃烧性能的影响。研究发现：在低当量比条件下，温度增加有利于提高燃烧效率，且随着当量比的增大，该增益趋势逐渐减小；在进口温度为700 K时，随着当量比由0.38增大至0.48，燃烧效率增长比例从10.9%降低到2.0%。随着进口压力由0.04 MPa增大至0.08 MPa，当量比为0.4对应的燃烧效率由36.15%迅速增大至73.41%。同时，进口马赫数在0.1～0.2范围内，燃烧效率先增大后减小，且马赫数为0.15对应的燃烧效率最大。此外，随着当量比的增大，火焰稳定器下游火焰光学图片分布范围逐渐增大，火焰分布不均匀，其高亮区更靠近下侧壁面，对应地，出口温度整体呈现出“对勾”型分布。

基于搭建的过热水蒸气（200 ℃）发生系统以及轴切型微混喷嘴，在水蒸气稀释条件下开展了甲烷纯氧微混燃烧实验研究。研究发现，随着水蒸气（H₂O（g））稀释流量的增加和氧浓度的减小，火焰结构经历附着于喷嘴内部、附着于喷嘴出口、抬升火焰、被吹熄4个过程，同时当量比的增加提高了火焰抗吹熄能力；进一步对比研究了H₂O（g）/CO₂/N₂稀释时在不同当量比下的火焰稳定性，发现H₂O（g）稀释下的火焰相比于CO₂稀释表现出更好的稳定性；温度测量结果表明：H₂O（g）稀释下的火焰温度最高；此外，通过PIV技术对石英管内冷流流场进行了分析，结果表明石英管内存在明显的回流区，同时在喷嘴出口上方20 mm处存在轴向速度的极小值点，这一现象有助于增强火焰稳定性和抗吹熄能力。

采用空气射流冲击通道壁面的冷却方式，研究了制冷剂R134a在3种规格锯齿翅片微小通道内的冷凝传热特性，通道当量直径分别为1.13、1.18 mm和1.44 mm。工况范围为：干度0～1，质量流率：56～430 kg/（m²·s）， 饱和温度：50～70 ℃，热流密度：8.4～44.2 kW/m²。实验获得了通道内局部冷凝传热系数，分析了锯齿翅片几何结构、干度、质量流率、饱和温度以及热流密度对冷凝传热的影响。结果表明：干度和质量流率的增加导致流体湍流度上升、冷凝液膜厚度减小，冷凝传热增强。饱和温度提高伴随着制冷剂液相导热系数、液汽密度比和黏度比降低，增加液膜热阻的同时减小了汽液界面的剪切力，减弱了冷凝传热。提高热流密度可引起传热系数的提高，但随着干度降低，液膜厚度增加，热流密度的作用逐渐减小并趋于消失。对于翅片高度相同的锯齿通道，减小翅片截距可以增大冷凝传热系数。对比截距相同的锯齿通道，翅片高度变化对冷凝传热系数的影响不明显。基于实验数据，提出了适用于不同锯齿翅片微小通道的冷凝传热系数的计算关联式。

为了验证高热负荷下超临界压力航空煤油对金属实验段的冷却特性，通过数值模拟的方法获得了实验的相关工况，讨论了冷却水质量流量对实验段壁面内传热的影响，实验验证了冷却燃油质量流量对冷却效果的影响、实验段燃气侧壁面温度分布情况，仿真模拟了实验段入口燃气温度分布对壁面冷却效果的影响。得出如下结论：每个冷却燃油质量流量都存在一个对应的冷却水质量流量，使得实验段的水冷通道对燃油冷却的影响最小；随着冷却燃油质量流量增加，燃气侧平均温度和最高温度逐渐减小；实验数据显示，在实验段主流燃气平均温度为904 K的条件下，冷却燃油质量流量为0.09 kg/s的最大值时，实验段燃气侧壁面最高温度可降至539 K，实验测量值略高于相应位置的仿真值，仿真误差在12%以内，并将燃气侧壁面最高温度和单位面积燃气侧壁面所需的冷却燃油质量流量间的关系拟合成经验关系式；在实验段入口2200 K燃气作用下，燃气侧壁面温度先急剧降低、后略微升高，超临界压力燃油可将金属壁面温度控制在920 K以下。

针对电子束物理气相沉积（EB-PVD）热障涂层的烧结行为研究了陶瓷层微结构及弹性模量演化。开展了EB-PVD热障涂层1150 ℃下的烧结试验，并利用扫描电子显微镜（SEM）对烧结后的试验件进行微结构观测，获取了陶瓷层柱状晶间隙演化过程。采用纳米压痕法测量试验件陶瓷层弹性模量，结果表明陶瓷层弹性模量在烧结初期迅速增加随后趋于平稳。为将陶瓷层弹性模量与微结构演化联系起来，结合制备态微结构建立了陶瓷层柱状晶模型，采用基于微结构演化的烧结力学模型计算得到了弹性模量的演化规律。结果表明烧结诱发的陶瓷层微结构致密化导致了其弹性模量的演化，基于微结构演化所建立的烧结力学模型能准确地预测弹性模量随烧结时间的演化规律，测试值与计算值误差小于±20%。

针对SR20飞机起落架减震器因国产O形橡胶密封圈替代原厂X形橡胶密封圈引发的密封寿命衰减问题，采用有限元分析方法对比研究O/X形橡胶密封圈密封性能差异。通过建立Mooney-Rivlin超弹性材料模型，模拟压力为5 MPa下动态往复运动工况的密封行为，重点对比分析O/X形橡胶密封圈的应力状态、接触面积和泄漏量等关键指标。同时基于参数化优化设计，对比O形和X形橡胶密封圈不同截面尺寸的密封性能，得出了密封性能最佳的截面尺寸参数。研究结果表明：O形橡胶密封圈的单线结构对比X形橡胶密封圈的多唇结构在动态工况下的密封稳定性更差。

针对航空发动机多源传感器数据在时变工况下退化特征难表征的问题，提出融合改进型卷积自编码器与temporal fusion transformer（TFT）解码器的预测模型，通过多尺度时空特征融合提升了剩余寿命单点预测精度与时变不确定性量化能力。改进的卷积自编码器利用其多尺度卷积单元（MSCU）从多维传感器时序数据中提取不同尺度下的特征信息，灵活捕获序列中信息间的局部依赖关系，同时避免了信息丢失问题。TFT解码器通过特征选择模块和多头注意力机制有效捕捉了数据中的全局依赖关系，并通过这些机制揭示了特征的重要性，从而提供了对数据特征影响程度的解释。采用公开数据集进行实验验证，与先进预测模型的比较分析表明，MS1DCAE_TFT模型在FD001与FD003数据集上的方均根误差和分数指标至少提高了0.2%和65.5%，同时分位数回归预测了其寿命区间进行了不确定性量化，可为发动机剩余寿命预测提供可靠的解决方案。

为了研究叶片缘板阻尼装置对某型发动机燃气涡轮叶片振动的动力响应的影响，基于整体-局部统一滑动模型理论建立摩擦模型，结合有限元分析软件ANSYS和谐响应计算程序，对成组三齿涡轮叶片进行了仿真分析，当阻尼器和叶片缘板之间正压力与叶片受到的激振力比值在合适范围内，叶片第2阶共振幅值仿真结果可降至无阻尼状态下的25%以下，依据仿真分析结果，完成了两种涡轮叶片的缘板阻尼器结构设计。针对某型涡轮叶片高频振动模态，设计高频减振特性试验方案，搭建高频减振特性试验系统，开展成组涡轮叶片高阶模态减振试验，叶片第1阶共振幅值相对无阻尼状态可降至70.72%。结合仿真计算结果和实际试验结果，得到涡轮叶片减振特性影响参数，形成了一套针对危险模态下涡轮叶片缘板阻尼器的结构设计和试验验证方法。

考虑传动系统各轴转速与功率、壳体变形导致的轴端偏心量、齿轮材料特性和齿面摩擦等因素，构建了“机械-惯性-热”载荷作用下某航空发动机齿轮传动系统动力学数值模型，描述了考虑锥齿轮传动在内的真实啮合状态下系统的模态特征；补充了高速齿轮传动链振动的传递形式，包含了齿轮副之间节径-节径、节径-涡动、节径-扭转，双联或三联轴及其齿轮的节径-涡动、节径-节径等多种耦合形式，还包括上述形式在整个传动链中的传递；开展了薄辐板齿轮传动系统结构避振方法研究，发现通过改进该航空发动机传动系统中齿轮的辐板厚度、轴内径等结构参数，可实现传动系统仅增加质量11%的前提下，传动系统中各齿轮振动应力的最大值降低15%～59%。

TC4ELI钛合金在氢燃料发动机上应用前景巨大，但存在氢损伤风险。通过高温气相充氢得到了不同氢质量分数的TC4ELI，结合扫描电子显微镜和X射线衍射仪等微观表征手段，开展了纳米压痕和单轴拉伸等力学试验，深入研究了氢对其微观组织和力学性能的影响。结果表明：氢原子优先固溶在β相中，随后从富氢的β相扩散到贫氢的α相，当氢质量分数达到0.28%和0.52%时，α相和β相内先后析出δ氢化物。随着氢质量分数的增加，TC4ELI的弹性模量和断裂应变显著降低，其断裂模式受氢化物的影响而由穿晶韧窝断裂逐渐转变为沿晶脆性断裂，且氢损伤敏感性随应变速率的降低而升高。在低应力水平下因应力诱导氢化物开裂，充氢TC4ELI的低周疲劳寿命显著降低，而在高应力水平下因氢致局部塑性，充氢TC4ELI表现出更好的抗疲劳性能。

为了对具有2D应力梯度的安装座孔边结构实现精确的疲劳寿命预测，提出了一种改进的TCD-SWT（theory of critical distance-Smith-Watson-Topper）寿命预测模型。针对厚度较大的安装座孔边结构，考虑其孔边2D应力梯度特征，对传统临界距离法进行改进；采用梯度下降法编制计算程序，提取出孔边应力集中处实际应力梯度线，并结合梯度线上的SWT参量确定临界距离，建立寿命预测模型。基于损伤等效原则发展了一种安装座孔边结构特征模拟件设计方法，实现模拟件与实际结构危险截面应力梯度及梯度线上的损伤参量分布均较为接近。通过开展模拟件高温疲劳试验，验证了改进TCD-SWT模型的预测精度。结果表明：改进模型相较于传统模型预测精度有较大提高，预测结果均在±1.4倍分散带以内。

开展湿热环境下新型三枚衬经2.5维编织复合材料平板结构动力学测试、仿真与模型修正研究。首先，开展湿热环境下的复合材料自由平板结构振动测试，分析湿热因素对其结构固有频率的影响；其次，基于纤维束/树脂基体组分材料力学性能退化预测模型，建立湿热环境下复合材料结构固有振动分析方法；最后，利用实测结构模态数据，实现湿热环境下复合材料平板结构的动力学模型修正。试验结果分析揭示了复合材料自由平板结构固有振动特性随温度与吸湿量变化的规律。同时，仿真分析能够有效地预测复合材料自由平板结构固有频率在湿热环境下的变化趋势。对关键弹性常数进行修正后，复合材料自由平板前六阶固有频率测试与仿真数据的一致程度得到了大幅提高，其误差最大值由12.21%回落至2.4%，同时有效获取了包括切变模量在内的湿热环境下复合材料等效弹性常数。

针对疲劳载荷下复合材料层板容易产生分层且多是从边缘开始分层的现象，利用解析法求解复合材料层合板各层间应力，得到拉伸和弯曲载荷下各层间界面层间应力分布情况。提出了局部平均应力的概念对自由边界附近的层间应力进行处理，利用改进的Hashin分层失效准则作为分层判据选取危险层间的局部平均应力，将其引入到复合材料Stress-Fatigue life N（简称S-N）曲线模型当中，采用拉-拉和三点弯曲疲劳载荷下的复合材料寿命数据进行拟合，利用拟合得到的模型进行寿命预测，结果发现拟合精度较高，预测寿命均在±2倍误差带以内，并将建立的模型与目前3种常用的S-N曲线模型进行对比，发现本文模型在整体上预测结果最好，对拉伸和弯曲疲劳寿命预测误差最小。

结合滑模理论与干扰观测器设计了倾转四旋翼机倾转过渡走廊动态飞行完整控制律，使用遗传算法对倾转四旋翼机过渡飞行状态的倾转角曲线进行优化，在时域仿真环境中以倾转角作为旋翼控制器和固定翼控制器的权重因子进行操纵分配，对控制系统进行时域响应分析，将倾转角曲线优化前后的姿态角响应进行对比。仿真实验结果表明所设计的控制器动态性能良好（响应速度快）、鲁棒性强，利用遗传算法对倾转四旋翼机倾转角曲线优化，能进一步降低过渡飞行过程中横向及侧向发生的操纵耦合影响，提高了过渡模式的转换效率，降低了倾转四旋翼机的姿态波动。其中，倾转状态达到滚转角和俯仰角极值状态的时间明显缩短，滚转角处于极值附近时间明显缩短，倾转全过程偏航角的变化幅值降低25%、飞行高度的变化幅值仅为0.75 m。

为了解决航空发动机二元矢量喷管控制过程中尚未考虑的协同性以及部分安全性能指标无法满足的问题，提出了基于正、逆模型的二元矢量喷管协同控制方案。设计了动态指令规划协同决策和基于模糊事件触发的协同控制算法。验证了不同工况下二元矢量喷管动态控制性能。仿真结果表明：协同方案消除了喷管出口面积负调问题，出口面积和喉道面积比值动态跟踪精度控制在5%之内，对航空发动机的安全控制具有重要意义。

为控制超高负荷大折转动叶二次流损失，借助数值模拟技术分析了转子通道涡、泄漏涡间的演化干涉机制，考察了端壁倒圆对损失的影响，结果表明：动叶前缘至50%轴向弦长，马蹄涡演化形成下通道涡后迅速迁移至近叶顶区域，抑制了上通道涡发展，而上通道涡则减弱了叶顶泄漏涡强度；50%轴向弦长以后，泄漏流与主流剪切效应增强，泄漏涡迅速增强，其与下通道涡共同将上通道涡推离吸力面，使其无法卷吸壁面低能流体，限制了上通道涡发展。在通道涡系卷吸作用下，低能流体在叶顶处堆积，致使叶顶区损失及气流落后角增加，因而端壁二次流诱发的损失是损失的主要来源。倒圆对动叶的影响与传统涡轮存在差别：当倒圆半径小于轮毂前缘边界层厚度，倒圆减弱马蹄涡及下通道涡强度，但增大了端区涡系影响区域，涡系卷吸作用导致吸力面叶根30%～50%弦长范围低能流体减少，径向压力梯度增大，下通道涡径向迁移受限，其对壁面低能流体卷吸量减少，强度减小，涡轮效率因而随倒圆半径增大而增加；当倒圆半径大于轮毂前缘边界层厚度，马蹄涡及下通道涡作用区域减弱，叶根近吸力面低能流体堆积增加，径向压力梯度减小，下通道涡强度及其径向迁移位置、吸力面上堆积的低能流体量增加，因而涡轮效率随倒圆半径增加而降低。

针对多电发动机高功率密度一体化电动燃油泵难以满足加力燃油质量流量供调需求，提出一种基于发动机压气机中间级引气驱动的加力燃油泵及其调节系统，建立了发动机部件级数学模型与空气涡轮驱动机数学模型，并结合燃/滑油系统模型进行了全系统数字仿真。据此分析了典型加力状态下，该方案的燃油系统及发动机性能，并与常规驱动方式进行了对比。结果表明：基于压气机中间级引气驱动加力泵的燃油系统，可有效避免传统燃油系统大调节比供油节流或旁通回油的能量损耗，并在确保滑油冷却效果前提下降低燃油温升。发动机处于加力状态时，引气驱动加力燃油泵系统相较于常规方案所提取功率降低46.1%，主燃油温度降低27.9%，并且几乎不对发动机性能产生影响。

为了探究不同叶尖小翼与叶片结构过渡曲面造型对压气机叶栅气动性能的影响，在马赫数为0.5时对吸力面叶尖小翼进行变过渡曲面研究，并选取最优过渡曲面方案进行变冲角工况下的流场研究。结果表明：不同过渡曲面造型的叶尖小翼结构都可以改善流场的流动状态，降低流动损失，在设计冲角下，叶尖小翼过渡曲面与叶顶夹角为15°方案的叶尖小翼结构可以使叶栅的总压损失系数降低7.69%。不同冲角下，该叶尖小翼方案对流场都具有改善效果，可以降低流场对冲角变化的敏感性，使叶栅流场状态更加稳定，在6°冲角时，该方案使叶栅的总压损失系数最大降低了9.89%。

CoKriging模型在百千维变量问题上的建模代价往往难以承受，以致多级压气机叶片形状优化的百千维问题无法求解。为打破CoKriging模型的维数诅咒问题，建立了一种基于无限宽度贝叶斯神经网络（IBNN）的关联函数及基于IBNN关联函数的CoKriging模型。理论分析显示IBNN关联函数不利用欧式空间距离评价任两样本点之间的关联程度，且关联函数的超参数对任意维度问题均为3个，与变量个数无关。因此，所提方法的建模代价可显著降低。为验证所提方法的有效性和高效性，求解了5维、31维、144维和1512维的压气机气动建模问题，并与多保真度深度神经网络、分层Kriging等方法相比，结果显示所提方法可快速建立高精度代理模型，仅需0.1 s和7 s即可完成144维和1512维问题的压气机气动性能预测模型的建立。

针对现有特定时频变换方法在提取振动信号中的复杂动态特征时存在一定局限性，以及传统MobileNetV3网络中存在的通道注意力机制特征选择偏差与池化层策略设计不当导致的信息丢失等问题，提出了一种基于融合时频变换的MobileNetV3-AHFF和MS-HNNE（Mahalanobis distance hierarchical nearest neighbor graph embedding for efficient dimensionality reduction）的行星齿轮箱故障诊断方法。通过集成短时傅里叶变换、连续小波变换和Chirplet变换图像编码技术，将行星齿轮箱的振动信号转化为多维时频图像，进而融合这些时频特征，构建出全面表征信号特性的特征图像。通过设计自适应分层特征融合（AHFF）模块，提高深度学习网络的表征能力。采用监督型MS-HNNE算法取代MobileNetV3全连接层前的池化层，在维度约简的过程中保留数据的内在结构和关键信息。使用Softmax函数完成低维数据的分类任务。DDS（drivetrain diagnostics simulator）和东南大学行星齿轮箱故障诊断实验结果表明：该方法相较于现有故障诊断模型，不仅诊断准确率显著提高，而且模型泛化能力也得到了增强，其最高诊断准确率达到99.9%，具有一定的应用前景。

为了提高轴承喷射润滑方式下的润滑效率以及适用范围，研究高速角接触球轴承腔内气帘效应成因及影响因素，基于计算流体力学（computational fluid dynamics, CFD）的方法，构建轴承腔内单相流流场特性有限元分析模型，对不同引导/兜孔间隙以及转速下的轴承流场特性进行分析。以第二代涡识别技术中的Q准则为基础，提出了针对气帘效应的评价方法与评判标准；分析轴承腔内气帘形成机理，对比不同转速、引导间隙和兜孔间隙对气帘效应的影响；通过正交实验的方法分析影响气帘效应的主要因素。结果表明：轴承腔内气帘效应随着轴承转速的增加而加剧，增大引导间隙和兜孔间隙均能减弱气帘效应；转速对气帘效应的影响要远大于保持架间隙的变化；兜孔间隙相较于引导间隙对轴承气帘效应的影响程度要更加显著。

喷管临界面积控制计划是航空发动机运行安全和性能表现的重要保障，但是其易受到传感器漂移、导叶漂移等多元不确定性因素的影响，导致发动机的喘振裕度和推力下降。为了定量分析传感器和导叶漂移对发动机的影响，提出了一种基于风扇喘振裕度约束的喷管临界面积控制计划设计方法，利用发动机部件级模型设计了增压比、落压比和转差控制计划，验证了三种喷管控制计划的同一性，分析了三种控制计划在典型工况点时压力传感器和高压导叶分别发生漂移时的鲁棒性。结果表明：在面对压力传感器漂移时，相比落压比控制计划，增压比控制计划鲁棒性更好；在面对导叶漂移时，增压比控制计划鲁棒性最好，落压比控制计划的鲁棒性次之，转差控制计划的鲁棒性最差。