基于计算气动声学/低阶热声网络耦合方法开展了含燃气腔燃烧室声学模态特性数值仿真，计算获得了燃烧室主要声学模态的特征频率、阻尼率及声压分布云图，验证了该耦合算法精度与效率，并对比分析了燃气腔对声学模态特性的影响。结果表明：考虑燃气腔影响后，燃气腔会与燃烧室声压分布相互耦合，导致燃烧室1阶横向、纵向模态阻尼率下降24.5%、16%，但对其特征频率影响不明显；另外，相比于常规计算气动声学法，耦合方法在保证计算精度的条件下，使计算效率提升49%，非常适合在工程中对多喷注器液体火箭发动机燃烧室开展声学特性研究。

针对多旋翼倾转机翼飞行器，开展了直升机模式机翼/旋翼气动干扰计算分析。基于CFD方法建立了适用于多旋翼倾转机翼飞行器气动干扰分析的计算模型，然后对直升机模式时悬停和前飞状态下的机翼/旋翼气动干扰进行了数值计算，重点分析了气动干扰对机翼气动特性的影响，并进一步研究了襟翼及副翼偏转对机翼/旋翼气动干扰特性的影响规律。结果表明：悬停状态，受旋翼尾流影响，机翼产生较大的后向力，约占旋翼总拉力的5.4%；悬停时襟翼及副翼偏转可实现纵向和航向的有效操纵，前飞时通过襟翼及副翼上偏可以使机翼后向力降低约30%，从而提高最大前飞速度。

冲击射流噪声是战斗机和舰载机起降过程中关注的焦点问题，但亚声速冲击射流中冲击纯音的产生机制尚不明朗。针对压比为1.69、冲击距离为3倍喷口直径的冲击射流为研究对象，采用大涡模拟方法捕捉近场流动，结合声比拟模型预估远场噪声，并利用拓展亥姆霍兹分解和主相关分解方法分析近场流动与远场噪声间模态特征关联。结果表明：受到冲击板影响，流场中出现超声速区域，并形成了激波格栅；冲击射流声学模态呈现轴对称形式；远场噪声的冲击纯音与近场的激波高度相关，其相关模态结构表现为从冲击区域逐步向外扩散的波，传递过程连接平板上的涡结构与自由射流段的激波结构；近场压力场相对于速度场对噪声的影响占主导作用；冲击区域内正负交替的模态幅值是冲击纯音产生的重要原因。该研究阐明了亚声速冲击射流噪声的产生与传播机理，为冲击射流噪声的控制与优化设计提供了理论依据。

以两级轴流对转压气机（CRAC）为对象，研究了叶尖间隙（TCS）耦合转速变化引起的流场非定常特性。在数值模拟结果的基础上，采用本征正交分解（POD）方法获取POD模态分布规律，进一步分析了近失速工况下叶尖间隙流场的流动特性。数值和FFT结果表明：随着叶尖间隙的增大，叶尖泄漏流（TLF）增强，叶尖泄漏涡（TLV）破碎加剧，引起的非定常波动范围增大，波动强度减弱；后排转子（R2）叶尖泄漏流波动频率提高；R2叶尖泄漏流溢出通道前缘并与相邻叶片前缘发生干涉是导致其前缘非定常性突增的原因。POD分析验证了上述的结论，并揭示了叶表静压波动区域产生的原因，还发现叶尖间隙增大导致前排转子（R1）的三维流场主导模态结构减小，R1高阶模态结构沿径向向叶根方向迁移。随着转速增大，上游转子对下游转子的干涉也随之增大。

永磁同步电动机（PMSM）是电推进系统的核心部件，健康状态关系系统安全运行。其故障会引发多物理量变化，依靠单一的信号源难以实现准确故障诊断。针对这一问题，提出一种基于卷积神经网络与门控循环单元（CNN-GRU）和改进Dempster-Shafer（D-S）证据论证结合的决策级多通道信息融合故障诊断方法。采用解析法和有限元仿真对永磁同步电机局部退磁和转子偏心故障振动、电流频域特征进行定量分析，增加诊断结果的可解释性。基于Pignistic概率距离和加权邓熵改进D-S证据理论，建立了CNN-GRU与改进D-S证据理论结合的决策级融合诊断模型。最后，搭建了电机故障模拟实验器，利用实验数据对模型进行验证。结果表明，相比于单通道诊断结果，多通道故障诊断更具优势。融合4通道情况下，基于多源数据的决策级故障诊断，3种工况条件下的诊断准确率分别达到了100%、100%和99.3%。所提方法能够精确识别永磁同步电机故障类型，为电推进系统故障诊断提供了参考，具有一定的工程应用价值。

脉冲爆震燃烧室出口强非稳态燃气对涡轮性能有显著影响，脉冲爆震燃烧室与涡轮部件匹配问题是制约脉冲爆震涡轮发动机研制的难点之一。鉴于此，为了理清脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能及其优化策略的研究进展，以脉冲爆震燃烧室排气特性为切入点，简要介绍了排气流场的流动特征和演化过程。然后，从理论分析、实验测试和数值仿真这3个方面，总结归纳了脉冲爆震燃气冲击下的涡轮性能评估方法、涡轮工作特性、涡轮内部流动特性及损失机理等关键问题的研究现状。在此基础上，提出了脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能的优化策略，包括稳压装置、激波衰减装置、涡轮叶型优化设计等，并指出多种优化策略的有机融合是未来的研究方向之一。最后，梳理了西北工业大学在脉冲爆震燃烧室与涡轮部件匹配领域的研究成果，并展望了该领域仍有待突破的关键问题。

基于子结构法建立超燃冲压发动机燃烧室主动冷却通道体胞的流-固-热多场耦合有限元模型，在相同体积分数和载荷工况条件下，仿真研究了支杆数量对支杆式点阵冷却细通道传热特性的影响，开展了支杆截面形状的多目标优化。研究表明：与槽道式矩形通道相比，支杆式点阵通道的平均努塞尔数提高了至少64.2%，显著提高了冷却通道传热性能，但流动阻力增大5.8倍以上；支杆式点阵通道的传热性能随支杆数量的增加先提高后降低，其中以两杆式点阵通道的传热性能最好。最大化平均努塞尔数、最小化压降和最高温度的点阵通道多目标优化结果显示：相同体积分数下，支杆数量越多，支杆截面形状对点阵通道的流动和传热性能的影响越小，圆截面杆是两杆及以上支杆式点阵通道兼顾传热和压降要求的1种合适方案；与圆截面杆方案相比，单杆式点阵通道各优化方案的目标性能提升最大，其中折衷解的平均努塞尔数增大20.2%、最高温度下降4.4%，压降增大55.1%，展现出较好的综合性能。研究结果为点阵通道设计提供参考。

针对三角形斜切口面S弯进气道地面工作状态，提出了一种基于唇口自给式射流的流场控制方法。通过数值仿真研究表明：唇口自给式射流使进气道口面旋涡被分割成两小一大3个旋涡结构，对称面附近三维分离涡尺度明显减小，对称面附近大尺度旋涡在上壁面的脱落得到延缓，改善了进气道出口截面低总压区分布的周向均匀性，进气道出口截面畸变指数大幅降低。同时，进一步探究了射流缝横向间距、射流缝横向位置、射流角度和射流面积对进气道内部流场结构和气动性能的影响，并得到较优参数配置。相比于基准方案，优选控制方案的总压恢复系数减小甚微，但周向畸变指数δ₆₀从0.8164大幅降低至0.2880，满足进气道/发动机匹配要求。

为了探究增材制造高温合金微动疲劳性能，设计了微动疲劳实验件，开展了不同工况下的增材制造高温合金宏观微动疲劳实验，获得了不同打印方向和载荷下试件的微动疲劳寿命。在不同打印方向下，增材制造高温合金试件微动疲劳寿命都随着峰值载荷的增大而减小，沿打印方向的微动疲劳寿命高于垂直打印方向。为了建立不同打印方向下增材制造高温合金微动疲劳寿命模型，对不同工况下的微动疲劳实验进行了有限元模拟，获得了应力、应变分布。发现最大Mises应力及最大应变均出现在微动疲劳接触区域，与裂纹萌生位置相吻合。进一步使用临界平面法建立了微动疲劳寿命预测模型，结果表明不同打印方向试件的SWT和FS参量的预测寿命均在2倍误差带内。

采用雷诺平均的Navier-Stokes方程（RANS）和Spalart-Allmaras一方程湍流模型（SA）模拟了NACA64A010翼型在空气和重气体介质R-134a中的非定常跨声速气动特性。在相同马赫数、雷诺数及减缩频率条件下，俯仰简谐运动的计算结果表明：重气体介质中翼型表面非定常压力系数的模值和相位的分布在激波位置与空气中差异明显，非定常升力系数与空气介质中差异不大，俯仰力矩系数在幅值和相位上都与空气中存在一定差异，将跨声速相似律应用于非定常气动力修正，俯仰力矩系数的幅值和相位实现了到空气的相似性转化，但随着减缩频率的增大，跨声速相似律的修正效果变差。通过俯仰力矩做功分析表明，如果对重气体中的非定常气动力不进行相似性修正，将使空气和重气体中颤振特性出现差异，影响重气体风洞颤振特性的评估。该研究为后续重气体介质中飞行器颤振特性研究及修正方法的发展提供了基础支持。

对带有边界层燃烧现象的氢与碳氢燃料气膜冷却进行大涡模拟研究，重点关注边界层燃烧对这两种燃料气膜近壁热质输运过程的影响。研究表明：边界层燃烧有效削弱了主流与燃料气膜间的质量和热量输运过程，这有利于提升气膜的隔热能力。然而氢气膜中热质输运通量的降低并不足以弥补燃烧释热和高热容氢气消耗所带来的不利影响，使得边界层燃烧下氢气膜的隔热能力大幅恶化。与此相反，碳氢燃料气膜中热质输运通量的降低与近壁裂解反应的吸热效应具有协同作用，从而大幅提升碳氢燃料气膜的隔热能力。

将${H_\infty }$鲁棒稳定性理论与经典回路成形理论结合起来，设计二自由度${H_\infty }$控制器，同时兼顾了系统的控制性能和鲁棒性要求；为简化控制系统，将内环控制器降为7阶，外环控制器降为4阶；针对全包线大范围跟踪控制问题，在飞行包线内选择18个设计点，并针对不同工作模态和功率水平分别设计控制器，构建增益调度表；选取不同飞行条件进行仿真，由仿真结果知稳态误差均为0，调节时间均小于2.5 s，验证了全包线${H_\infty }$控制器的良好控制性能；最后搭建硬件在环仿真平台对二自由度${H_\infty }$控制算法进行验证，结果表明控制算法能够在2 ms内完成计算，且发动机的输出能够快速准确地跟踪参考指令，验证了该算法在硬件环境下的实时性和有效性。

为研究燃气涡轮发动机球轴承及转子组件的转动微动磨损特性，综合利用光谱、自动磨粒、铁谱及能谱分析方法对燃气涡轮发动机滑油磨粒进行分析。结果表明：磨粒总量及尺寸与球轴承及转子组件的磨损进程存在对应关系，即磨粒随磨损量和磨损形式的变化而改变，并在磨损后期急剧增长；内圈相对轴的转动是导致轴承及转子组件转动微动磨损的主要原因，其特征磨粒为平片状疲劳磨粒，且球轴承及转子组件的磨损具有系统依赖性。结论：在摩擦力及内圈高温度梯度等作用下，内圈相对轴发生转动，使定距套、轴表面、锁紧螺母端面先后出现转动微动磨损，并在非承力半圈滚道底部形成碾压痕迹。本文提出的磨粒分析流程也可为其他燃气涡轮发动机的球轴承及转子组件转动微动磨损特性研究提供参考。

针对基本Gappy POD（proper orthogonal decomposition）方法的反设计精度较低、可操作性不强，且对跨声速叶型的反设计精度低于亚声速叶型的问题提出改进策略，发展了一套完整的改进型Gappy POD方法。通过验证算例证明了基于改进型Gappy POD方法的压气机叶型反设计更加简单高效，与基本Gappy POD方法相比，两种叶型的反设计精度分别提高了61%和78%，同时反设计耗时分别缩短了77%和63%。进一步研究发现改进型Gappy POD方法对叶型拟合精度提高的收益主要来自于压力面重构精度的提高，而在吸力面后半段叶型几何偏差较大，且几何偏差呈现从前缘到尾缘先增大后减小的趋势。

针对传统Pogo被动抑制方法难以满足新型运载火箭由于运载能力提升带来的新的脉动抑制需求，研究液体火箭Pogo主动抑制的方案与控制方法，并开展仿真验证工作。首先建立液体火箭流体-结构闭环耦合模型，利用Matlab/Simulink在时域上仿真了液体火箭Pogo振动现象。提出了高压溢流式和低压活塞式两种主动抑制方案，研究了基于次级通道在线辨识的自适应滤波控制方法。搭建了基于AMESim和MATLAB/Simulink联合仿真环境的仿真验证模型，开展Pogo主动抑制仿真。仿真结果表明，高压溢流式和低压活塞式均能对流体压力脉动实现90%以上的幅值衰减，同时消除了火箭的Pogo振动，验证了主动抑制方案的有效性。

以飞行试验视角，从进/发相容性、发动机安装性能以及飞推综合控制3个方面阐述了飞发一体化的技术内涵、相关技术研究进展及应用状况、应用中容易出现的问题等。质量流量不匹配、进气压力/温度/旋流畸变是导致发动机装机失稳的主要原因之一，过失速机动飞行中进气总压畸变远高于常规迎角范围飞行时的进气畸变水平，进气畸变诱导的振动和结构失效问题不容忽视。可用推力取决于标准净推力及与发动机工作状态相关的外部阻力的确定，以“是否与油门杆相关”为准绳的推力/阻力划分体系为基础，采用数值仿真-风洞试验-飞行试验3种手段互为辅助、联合计算的方法可以获得可用推力。美国军方和NASA开展的大量飞推综合控制研究项目表明，采用飞推综合控制可以实现整个系统性能最优和稳定性最好，使飞机能最大限度地发挥其性能潜力。未来重点应开展飞发一体化模拟试验、发动机安装性能确定、发动机装机气动稳定性在线评估以及飞发综合控制评估方法等研究。

针对国产航空燃油RP-3最小点火能测定需要，基于RLC放电电路，设计了小能量火花放电系统，采用考虑电容能量残余及回路消耗能量方法研究了火花放电与充电电压及电容容量的关系，分析了不同能级电容放电火花电流、能耗及效率，并开展了RP-3燃油的最小点火能试验。结果表明：RLC电路适用于1 J以下的电火花发生系统，电容容值越大，储存能量越大，放电时间越长，火花放电效率越高，可达80%。不同温度的燃油蒸汽的最小点火能不同，两者之间存在“U”形曲线关系，在燃油蒸汽50 ℃、101 kPa下，最小点火能为0.167 mJ。

针对传统涡轴发动机总体设计过程中直升机/发动机耦合关系考虑不足，且缺少对备选设计参数可行域边界限制的问题，本文提出了一种基于直升机飞行任务需求寻优设计涡轴发动机总体参数的方法，并根据涡轴发动机发展情况对其设计参数寻优可行域进行了合理限制。该方法由约束分析、任务分析、参数循环计算和寻优迭代四个模块组成，其中寻优迭代模块涉及对设计参数的动态调整，使设计的发动机与任务需求更加匹配。本文首先推导了上述四个模块的基本原理，随后基于给定的直升机飞行任务剖面，对提出的设计方法进行了算例验证，最后针对同一飞行任务，开展了与其他设计方法的结果对比。研究表明：提出的设计参数可行域边界能够为设计参数的选取范围进行合理限制，可作为设计参数选取的一项依据；提出的涡轴发动机总体参数寻优设计方法弥补了其他涡轴发动机总体设计方法中设计参数不参与迭代更新、对直升机/涡轴发动机性能耦合关系考虑欠缺等不足，得到的发动机设计参数与直升机任务需求更加匹配，能够有效减少起飞总重（总耗油量），为直升机/发动机一体化性能设计与优化研究提供基础支撑。

针对多旋翼无人机现存问题及实际长续航的应用需求，提出设计了一种以燃料电池作为主要供电装置，锂电池作为辅助电源的长航时多旋翼燃料电池无人机总体设计方案。基于有限元分析方法，选择了机体结构、确定了机臂长度和直径等结构参数，设计了结构合理的燃料电池储氢系统搭载平台。搭建了“燃料电池+锂电池”混合电源系统，通过公理设计精简了混动系统拓扑结构。根据设计方案，完成了无人机系统集成，开展了无人机空载、带载及续航能力等飞行试验，验证了混合动力系统及其控制策略以及散热模块的综合性能。经实际测试，无人机整机质量37.95 kg，有效载荷能力10 kg、载荷任务系统后续航时间可达到4 h20 min，符合预期设计效果。

为优化大展弦比转子叶片的动平衡布局，构建了以径向、轴向与切向质量矩为核心约束的多目标优化模型。针对传统遗传、蚁群和粒子群算法在收敛速度与寻优能力方面的不足，提出一种融合多维目标特性的改进优化策略。设计多维适应度函数以融合多方向力矩目标，增强算法对复杂约束的适应性；引入叶片对称性约束与权重控制机制提升解的结构合理性；改进种群初始化并引入局部搜索机制提升局部收敛精度与整体收敛速度。基于实际叶片数据的实验结果表明，改进遗传算法平均适应度由初始的28万降至2.8万，优化幅度超90%，相比其他算法优化效率提升约15%，最终解质量提高超过10%。

针对电液伺服阀用压电双晶片执行器在油液环境下的控制问题，提出了复合阻尼控制策略。对于100 Hz以下的低频段，采用基于逆乘法的前馈补偿策略，并结合干扰观测器反馈控制，以提高系统的鲁棒性。实验结果表明，在1 Hz频率下，方均根(RMS)误差由1.76 μm降低至0.83 μm，而在100 Hz频率下，由3.44 μm降低至2.17 μm。针对500～700 Hz的高频段，提出了融合干扰观测和正速度和位置反馈（PVPF）阻尼控制的复合控制策略，并与传统比例-积分-微分（PID）、前馈（FF）+干扰观测器（DOB）及FF+PVPF控制方法进行比较。结果表明: 复合控制策略能有效补偿液动力干扰，抑制一阶固有频率附近的轻阻尼特性，使得不同工况下谐波跟踪的方均根误差均保持在2.5 μm以下，显著提升了系统的高频跟踪能力。研究为压电双晶片执行器在高精度电液伺服系统中的应用提供了新的控制方法和实验验证。

基于反推装置工作原理，提取单链路运动机构，保留关键运动副接触状态及关键部件尺寸，设计研制反推装置模拟试验台，通过开展不同载荷工况下原理级试验项目，得到机构阻滞力及导轨刚度变化规律，同时建立含间隙碰撞的刚柔耦合反推装置非线性动力学仿真模型，完成试验仿真对比验证。结果表明：纵向加载相比于横向加载工况下，机构最大阻滞力同比增大19%，当横向载荷低于150N时，阻滞力峰值近似线性增加，增长率约为22%；机构导轨在纵向加载下整体变形比较稳定，横向载荷影响下变化更加敏感，但随着载荷的增大，导轨的振动现象受到抑制；试验数据与仿真结果基本一致，验证了试验的合理性和模型的正确性。

针对低温工况下高速齿轮传动润滑特性不明确及传统挡板对润滑效果提升有限的问题，开展了高速齿轮传动飞溅润滑特性研究。首先基于计算流体力学理论，建立高速齿轮传动飞溅润滑两相流分析模型，分析了两相流分布特性；然后在此基础上，研究了转动圈数、齿轮转速以及浸油深度对飞溅润滑特性与力矩损失的影响规律；最后提出一种仿生蜂巢挡板结构并采用多岛遗传算法对其结构进行优化。结果表明：在低温工况下的高速齿轮传动飞溅润滑过程中，齿面润滑油的体积分数随着齿轮转速的增加而下降，而随着浸油深度的增加则有所上升；力矩损失随着齿轮转速和浸油深度的增加而增大，其中齿轮转速对力矩损失的影响远大于浸油深度的影响；优化后的仿生蜂巢挡板结构在相同工况下，相较于无挡板，齿面润滑油的平均体积分数提高了68.46%，与原始挡板相比提升了7.88%。研究结果为低温工况下高速齿轮传动两相流分布特性研究及高速齿轮传动飞溅润滑优化设计提供了依据。

针对航空发动机滚动轴承故障信号受背景噪声影响导致故障信号特征微弱的难题，提出了基于灰狼算法优化特征模态分解与自适应窗长滑窗降噪的滚动轴承故障特征提取方法。采用特征模态分解方法对振动信号进行分解，再依据峭度-相关系数筛选准则对信号分量进行筛选重构；为了解决使用特征模态分解方法时输入参数需要人为筛选的弊端，选择重构信号的信息熵作为目标函数，应用灰狼算法对输入参数进行寻优，确定模态分量数和滤波器尺寸；然后，利用自适应窗长滑窗降噪方法对重构信号进行二次降噪和故障特征增强，输出降噪信号；对降噪信号进行包络解调，提取故障特征。分别使用仿真信号、美国凯斯西储大学数据集、航空发动机中介轴承实验台数据和主轴承实验台数据对本文提出方法的有效性进行验证。试验结果表明，特征模态分解与滑窗降噪方法的结合可以有效滤除振动信号中的干扰噪声成分，故障信号的信息熵降低了大约40%，使得包络谱图中的故障特征频率及其2～4倍频幅值明显，相较于其他现有的轴承故障诊断方法，具有更好的降噪效果和更强的故障特征提取能力。

多项式响应面模型（PRSM）具有建模简单、计算量较小的特点，在基于现代试验设计（MDOE）方法的风洞试验中得到广泛应用。然而，多项式响应面模型无法对模型拟合后的残差进行处理，会丢失部分模型矩阵信息而导致参数预测误差增加。因此，通过预测值和实测值的差值，构造模型残差目标函数，并根据轮盘赌计算个体适应度值，对遗传算法（GA）的交叉概率和变异概率进行改进，建立一种基于改进自适应遗传算法（IAGA）优化多项式响应面模型的MDOE方法，并应用于飞行器风洞试验。结果表明：MDOE方法仅需传统单变量（OFAT）方法35%左右的试验点，基于改进自适应遗传算法优化后的MDOE方法较基于传统遗传算法的MDOE方法，响应面模型预测误差降低了1.263%，平均迭代速度提高了3.76倍，有效提升风洞试验效率。

为了研究喷管出口面积变化对小型涡喷发动机性能的影响，选取一台某型100 daN级涡喷发动机为是实验对象，探讨其在33000～60000 r/min转速范围内，在恒定转速和恒定燃油流量两种工况下的响应特性。基于实验数据建立了量化发动机参数间耦合效应的数学模型并提出了优化策略。结果表明：在 54000 r/min恒速工况下，当量面积比（EAR）从1.24降至0.85，可使静推力提高107%，出口排气温度（EGT）提高400 K，单位燃油消耗率（SFC）降低10.6%；在恒定燃油流量工况下，EAR减小导致转速下降14.8%，推力降低4%，EGT上升121 K， SFC增加6%。定量分析发现，当EAR为0.925时，60～80 daN推力区间内SFC达到最小值，此时燃料燃烧与气体膨胀匹配最佳；对比高EAR（1.24），低EAR（0.85～0.925）可使SFC降低10%～20%，EGT升高300 K。研究确定最佳工作区间为EAR 为0.925～1.0，对应静推力为60～80 daN、EGT为 800～950 K。该区间内SFC可降低15%～20%，静推力提升30%～40%，同时EGT保持在材料耐受范围内。该研究为无人机推进系统的自适应喷管设计和实时控制提供了参考依据。

共轴刚性旋翼直升机前飞状态的纵向动稳定性特征受旋翼设计参数影响较大。针对刚性旋翼主要设计参数进行计算分析。采用CAMRAD II建立XH-59A共轴高速直升机模型，探讨旋翼桨叶挥舞频率、变距-挥舞、桨叶质量分布、桨叶重心-气动中心（CG-AC）位置、扭转刚度等对共轴刚性旋翼直升机纵向长周期模态的影响，计算结果表明：刚性桨叶的挥舞频率越高，旋翼迎角不稳定性越强，且随前飞速度增强；正的变距-挥舞耦合、较大挥舞惯性距、桨叶剖面重心(CG)位于气动中心(AC)之前等有效降低迎角不稳定性，可有效改善共轴刚性旋翼直升机纵向动稳定性；较大的扭转刚度会抑制桨叶扭转模态，从而抑制桨叶重心-气动中心对纵向长周期模态的影响。

构建了一种基于数据驱动的涡轮性能多模型耦合预测方法。该方法融合了多个机器学习模型和级间气流角变化规律，利用熵权法综合量化分析预测结果，动态确定最优模型。经多级轴流涡轮特性变工况实例验证表明：在定转速下，相较于传统方法，该方法在质量流量-效率特性与质量流量-膨胀比特性上的计算精度分别提升了40.47%与18.26%，与三维仿真结果的最大误差不超过3%。在变转速预测中，基于网格超参数优化，成功构建了2～8 kg/s质量流量范围内的特性图谱，膨胀比最大误差接近3%，满足精度要求。

针对高超声速飞行器气动热回收问题，对钝头体飞行器前缘固态温差发电技术展开了研究。构建高超声速钝头体与热电器件的多物理场耦合计算模型，模拟实际高空飞行环境中热电器件的输出情况。通过地面平台测试与风洞试验，验证模型计算的准确性，研究热电器件在不同环境下的输出性能。针对不同材料与结构的热电器件进行了对比研究。研究结果表明：热电器件能够有效地将飞行器表面气动热转化为电能；模拟实际高空飞行器中单个器件最大输出功率1.21 W，单位面积的功率密度为1344.44 W/m²；风洞试验相比地面平台测试更接近实际飞行环境，风洞试验中单个器件最大输出功率为0.5 W，最高效率为2.58%；不同温区的热电材料适合不同器件结构，需要合理设计布置以获取最佳输出性能。

以某燃气轮机排气蜗壳为研究对象，开展了基于粒子群和帕累托前沿的气动与声学优化研究。以给定外部尺寸为约束，建立了排气蜗壳核心部件的参数化模型，确立了总压损失、静压恢复和多角度平均总声压级等气动和声学指标。优化过程气动性能预测采用RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）方法，同时根据排气蜗壳直接排气时的流动发声特性，将其排气类比为亚声速喷流，声学性能预测采用Tam-Auriault模型。结果表明：①粒子群优化有较高效率和鲁棒性，经过6轮优化，排气蜗壳出口总压损失系数降低35%，静压恢复系数增加79%。②排气蜗壳气动和声学性能存在竞争关系，其气动和声学性能综合最优的总压损失系数降低20%，静压恢复系数增加48%，综合噪声增量1 dB。若优先考虑声学优化，噪声控制量可达3 dB。

利用壁挂式柔性涡流发生器（FVG）、串列圆柱和非牛顿流体增强微通道的传热，采用任意拉格朗日-欧拉（ALE）格式的有限元法，对描述微通道中流固耦合的连续性方程、动量方程和能量方程进行求解。在双圆柱间距离固定的条件下，调整FVGs与圆柱之间的间距以及改变流体的幂律指数（n），研究对称壁挂式FVGs通道中幂律流体的流致振动现象及换热性能。与直微通道相比，当下游圆柱与柔性板间距离G_x=1.5、幂律指数n=1.2时，努塞尔数Nu增加了184%，热性能系数增加了45%。

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。

以油脂加氢（HEFA）技术制备所得生物航空煤油为研究对象，开展层流燃烧特性研究。采用定容燃烧实验装置获得HEFA生物航空煤油及其与RP-3航空煤油混合燃料的层流燃烧速度（LBV）。实验参数包括当量比（0.8～1.4）、初始压力（0.05、0.1、0.15 MPa）、初始温度（450、470 K）、HEFA掺混比（0、0.1、0.2、0.3、0.5）等。分析当量比、初始压力、初始温度对HEFA生物航空煤油以及HEFA掺混比对HEFA生物航空煤油/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度的影响。研究发现：随着当量比增加，HEFA生物航空煤油的层流燃烧速度呈现出先增后减的趋势，其峰值速度出现在当量比1.1附近。随着初始压力从0.05 MPa增加至0.15 MPa，HEFA生物航空煤油层流燃烧速度减小13.54%。随着初始温度从450 K增加至470 K，HEFA生物航空煤油层流燃烧速度略有增加。随着HEFA掺混比从0增加至0.5，HEFA生物航空煤油/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度增加3.85%。结果表明：与RP-3航空煤油相比，虽然HEFA生物航空煤油碳数分布较高，但其化学组成却以链烷烃为主，导致其层流燃烧速度高于RP-3航空煤油。掺混HEFA生物航空煤油后，RP-3航空煤油层流燃烧速度略有增加。该项研究为生物航空煤油在航空发动机中的应用提供理论基础。

以镁粉为燃料，开展水冲压发动机地面直连试验，采用变出口面积与变压力供给镁粉相结合的动态调节方法，成功解决了燃烧室压力与镁粉供给压力不平衡造成的火焰返流问题，实现了金属粉末式水冲压发动机稳定燃烧。采用两次供给，分三组布置的方式进行冲压供水，总水燃比为2.5，燃烧室平均压力为0.181 MPa，平均推力为42.23 N，金属燃料燃烧效率为76.98%。试验表明：合理的供粉压差是影响发动机稳定工作的一个重要因素，发动机工作时序对点火成功和稳定运行至关重要，建立合理的燃烧室热环境，是确保发动机持续稳定燃烧的关键。

对亚/超临界RP-3航空煤油在亚声速空气横流中的射流特性进行了试验研究。在恒定的空气参数与燃油质量流量条件下，采用阴影成像技术对352～750 K燃油喷射温度范围内的横向射流结构进行了可视化观测。结果表明：随着喷射温度的升高，RP-3横向射流的破碎/解体机制会由机械破碎逐步转变为未壅塞闪蒸、壅塞闪蒸和超临界机制。在此过程中，射流稠密核心和雾化区横向长度分别缩短超过11倍和52倍喷口直径，稠密核心和雾化区覆盖面积分别缩小超过6 mm²和141 mm²。此外，随着喷射温度的升高，射流穿透深度在机械破碎机制主导下逐渐增大，在未壅塞闪蒸机制下逐渐减小，在壅塞闪蒸和超临界机制下基本保持不变。

为摸清运动模态稳定性变化规律，以XV-15为例，深入分析了短舱倾转角、飞行速度、旋翼/机翼气动干扰等因素对运动模态特征根、特征向量、稳定性导数等影响规律及产生机理。研究表明：旋翼倾转对主要运动模态特征根、荷兰滚和纵向长周期模态特征向量产生显著影响，其背后主要影响因素是机体角速度在旋翼坐标系投影、旋翼桨盘与飞行速度夹角和旋翼桨毂中心距重心距离等因素随短舱倾角成正弦或余弦变化。在低速飞行时，旋翼/机翼间气动干扰恶化了纵向长周期模态的不稳定性，但随短舱倾转角减小和飞行速度增加，稳定性得以改善。为能倾转过渡路径选择提供指导，提出了倾转走廊内运动稳定性综合评估指标，基于等值图直观反映出运动稳定性的综合变化规律。

针对几何失谐整体叶盘结构动力学特性评估问题，开展基于先进光学几何测量技术的高保真整体叶盘数字孪生建模、高性能结构动力学仿真分析和试验验证研究。首先，采用三维结构蓝光扫描系统测取叶片几何型面的高分辨率点云模型，将其直接关联至谐调整体叶盘设计有限元模型，通过网格自适应变形技术实现高保真整体叶盘数字孪生模型的高效构建。其次，整体叶盘数字孪生高性能动力学仿真分析方法立足于大规模几何失谐整体叶盘模型的新型动力学减缩技术，其核心是利用各几何失谐单扇区结构的循环对称模态振型来构建数字孪生整盘模型的减缩模态基底，以减少计算内存和时长的消耗。试验结果表明：针对实体整体叶盘模拟件结构构建的高保真数字孪生模型既能有效地捕获叶片微小几何失谐对其“扇区”频率和振型的影响，也能较为准确地预测旋转整体叶盘在发动机阶次激励作用下的失谐振动响应特性。

针对广泛存在于高超声速进气道中的机体/唇口双侧分离不起动流态，为了厘清其内部分离区的建立过程，揭示激发双侧分离的前提条件，基于风洞试验分析了增加攻角和堵撤反压两种方式构建该不起动流态的瞬态过程。研究表明：①无论是增加攻角还是堵撤反压过程，首先激发的均是机体侧大尺度分离区，而后才出现唇口侧大规模分离流动；②试验进气道的维持起动能力与双侧分离流态无直接关系，而是受制于喉部壅塞；③只有在机体侧有分离区存在，且其产生的分离激波入射至唇口压缩面特定范围之时，才有可能激发双侧分离流态。

为研究加力燃烧室中多喷嘴钝体结构下燃料分布改变对钝体火焰的燃烧不稳定性影响，以模型加力燃烧室为研究对象，对不同喷嘴数量、不同进气速度下钝体非预混火焰不稳定燃烧的振荡边界变化规律开展了研究。对试验结果采用FFT频谱、峭度分析以及解构火焰图像等方法进行分析，重点研究了不同喷嘴数量下燃料分布的改变对钝体模型燃烧室振荡边界的影响规律。试验结果表明：随着钝体喷嘴数量的增加，系统由稳定燃烧过渡为振荡状态的临界贫油当量比逐渐提高，并随进气速度的增加也不断提高，极易发生燃烧不稳定现象。此外振荡边界的压力脉动幅值与主频也随喷嘴数量的增加而提高，表明了多喷嘴钝体下火焰结构的改变是模型燃烧室内振荡边界变化的主要诱因。

针对燃气发生器转子系统支承结构设计问题，开展支承结构力学特性对转子动力学特性的影响分析，在此基础上，提出一种金属橡胶支承结构，并以保障转子系统临界转速裕度和降低转子系统动力响应为目标，开展金属橡胶支承结构力学性能的优化设计，开展金属橡胶支承结构的力学性能试验，测试其准静态力学性能和动态力学性能。结果表明：优化金属橡胶支承结构的刚度和阻尼后，转子系统在两阶临界转速下的支点动载荷幅值下降约40%，在扫频试验中，优化后的金属橡胶支承结构在峰值处频响函数降幅可达70%，验证了金属橡胶支承结构的有效性，对转子系统支承结构设计具有重要的工程参考价值。

针对含腐蚀缺陷的叶片结构件，提出了一种基于非线性超声检测信号的寿命评估方法。利用有限元法模拟了腐蚀缺陷试验件的超声无损检测过程，探讨了腐蚀坑对非线性系数和最大应力的影响；通过建立单个腐蚀坑试验件的疲劳寿命预测模型，提出了一种基于非线性超声的含腐蚀坑叶片结构的疲劳寿命评估方法；以某压气机叶片为例，介绍了评估方法的详细流程，并对此进行了可行性验证。结果显示：腐蚀坑直径与非线性系数呈正相关关系；在相同的腐蚀条件下，最大应力和非线性系数的变化规律一致；单坑寿命预测结果均在2倍分散带以内；多腐蚀坑叶片结构件的寿命预测精度良好，误差范围在25%以内。研究表明，非线性系数可以有效地表征腐蚀坑引起的损伤，非线性超声检测技术可为含腐蚀坑叶片结构件的疲劳寿命评估提供一种可行的手段。

采用了一种阵列安装的微管喷嘴模型燃烧器，通过交叉射流实现燃料与氧化剂的高效混合，在水蒸气环境下开展了氢氧燃烧特性研究。通过数值模拟验证了微管在水蒸气环境下的稳火性能。在常压条件开展了水蒸气环境下氢氧燃烧试验，获取了燃烧器的火焰图像、点熄火边界、燃烧效率以及压力脉动特性。结果发现，提高水蒸气温度可以明显拓宽燃烧器的点熄火边界，各工况下氢气的燃烧效率都高于99.9%，各工况下燃烧器的压力脉动都处于较低水平。初步验证了该模型燃烧器在水蒸气环境下能保证氢氧高效燃烧，且不易发生燃烧振荡。

提出了面向复杂空间管路的最远传递路径-最小能量损耗判别准则，在阐明该准则的内涵与确定依据的基础上，创建了复杂空间管路系统的有限元模型，并实现了振动传递路径的划分和不同传递路径对应的振动功率流曲线的预测。搭建了复杂空间管路系统振动传递测试平台，通过对比测试和有限元计算结果，发现前3阶固有频率的最大计算误差为3.5%，两种方法获得的模态振型结果吻合较好，且不同传递路径下输出端振动功率流曲线的变化趋势呈现较好的一致性，功率流峰值的最大误差不超过12.9%，由此证明了模型的正确性。此外，研究发现可利用该准则实现空间管路振动最远传递路径的排序，结合不同共振状态下获得的功率流损耗结果，可有效辨识主要振动传递路径。相关研究成果可为航空发动机复杂空间管路系统的减振、隔振、避振处理，提供一种新思路与手段。

针对多支油路供油的高速齿轮传动系统热-流特征不明确的问题，提出了基于多相流有限体积法的航空齿轮传动系统热-流数值分析模型，研究了齿轮箱内部流场与温度场的分布规律。发现油路弯折和骤缩导致较大压降，严重影响射流速度及出口油气比，使得高速齿轮啮合射流易发生破碎，齿面润滑与冷却性能下降。且齿轮箱初始结构存在存油问题，额定工况下风阻损失达12.30 kW，占系统总损失的85.20%。通过改进油路提升射流出口速度与油气比，并增添出油口和导流罩，实现系统风阻损失降低至5.22 kW，传动效率由93.54%提升至96.67%，为高速航空传动高功率密度设计提供方法支撑。

针对机载微型高压压缩机级间缓冲容积受限导致压缩机排气量下降的问题，通过构建多级压缩机热力学仿真模型，研究了级间缓冲容积及其前后级相位角对压缩机容积效率的影响。提出了一种考虑级间缓冲容积影响的气缸容积系数修正计算方法，并定义了相对级间缓冲容积（R_V）来阐述容积系数随级间缓冲容积的变化规律。证明受限空间下压缩机级间缓冲容积存在最佳大小，可以指导机载微型压缩机设计。结果表明：造成压缩机排气量下降的主要原因为1、2级级间缓冲容积对1级气缸容积系数的影响；且其影响程度还与1、2级相位角有关。在级间缓冲容积不变的情况下，1级气缸容积系数随着1、2级相位角的增大呈先增后减的趋势，当1、2级相位角为0°～45°或270°～360°时，1级气缸容积系数最小，仅为0.626，当1、2级相位角越接近180°时，1级气缸容积系数越接近设计值0.733；随着级间缓冲容积的增加，前一级气缸容积系数的增大速度先快后慢，逐渐逼近设计值；相对级间缓冲容积在1～2的范围内最为合理，能够在保证气缸容积系数的同时节省压缩机设计成本。

为解决设计中的协同困难和多学科仿真集成问题，采用基于模型的系统工程（MBSE）方法，构建了需求-功能-逻辑-物理（RFLP）系统工程框架，并发展了针对总体-部件的高效分解综合模型，以实现流程化建模和管理。通过开发需求条目管理、系统建模语言（SysML）可视化建模工具，以及集成性能求解器支持的部件嵌入仿真方案，建立了一个多学科协同设计平台，实现了基于MBSE的航空发动机完整正向设计流程，构建了支持多厂所、多学科和多团队协同工作的B/S架构环境，为航空发动机设计提供了高效可靠的解决方案。平台支持三维结构模型的轻量化、可视化及其管理与追溯，并通过部门权限管理和审批工作流打通了正向设计全流程。以高通流双变循环发动机为例进行验证，平台提高了设计的准确性，减少了重复劳动；SysML可视化建模为后续仿真提供了坚实基础；多学科仿真集成和多方案比选加快了设计迭代速度；三维结构管理模块提高了模型评审与优化效率。

为了解决基于Gappy POD（本征正交分解）的反设计方法鲁棒性差及约束条件添加难等问题，发展了一种结合粒子群优化算法与Gappy POD的反设计方法，并针对由过约束状态主导的精度降低，提出了基于CFD计算的压力面修正迭代方法以使反设计脱离过约束状态。对亚/跨声速压气机叶型的验证表明：该方法能够在最大厚度约束下实现高精度反设计，且较正向优化设计方法计算耗时显著降低。结合关键流动区域控制的改型设计结果表明：两种叶型整体攻角性能较原始叶型均显著提升，设计攻角下叶型静压升基本不变，总压损失分别降低9.53%和12.7%，同时亚声速叶型的可用攻角范围不变而跨声速叶型的可用攻角范围拓宽了14.3%。

为研究燃烧室长度对旋流燃烧不稳定性的影响，基于燃气轮机模型燃烧室，在不同当量比下进行实验。采用高频压力传感器和光电倍增管同步测量燃烧室内压力振荡和CH*表征的释热振荡，采用高速摄影和激光诱导荧光技术捕捉了火焰结构。结果表明：燃烧室长度对火焰时均形态影响较小，稳定的火焰呈“V”型，不稳定的火焰趋向于“M”型，且“M”型火焰面积更大。不稳定燃烧的共振主频和压力振幅受燃烧室长度的影响，长度较短的燃烧室共振主频率更高，压力振幅更小，压力振荡和释热振荡相互耦合。不稳定的火焰两侧发生回火，外剪切层旋流会对火焰产生“拉扯”作用，进而导致其表面出现褶皱现象，最终呈“孤岛”分布。火焰整体释热强度与其形态存在关联，周期性的热声振荡导致火焰形态在“V”型和“M”型之间切换。

PSP（压力敏感涂料）技术在高空间分辨率下的动态压力解析能力受到多因素钳制，其技术迭代亟需可靠的动态数据反馈。基于矩形谐振腔理论设计并构建了一种多频压力发生器，采用频域分析和PSP测压方法对其前5个低频驻波模式下的时空压力进行了数值与实验研究。结果表明声源安装位置会影响矩形谐振腔驻波模式激起的有效性，安装位置位于壁面近顶角处时可完成所有理论驻波模式的激起。实时动态PSP测压主要受到时域噪声的严重干扰，仅能用于定性观察，定量结果可靠性差。基于相位平均的测压结果证明了构建的多频压力发生系统均有效实现了设计频率下驻波模式的激起和对应时空压力的形成，在单声源输入下可产生幅值约为0.8 kPa的时空动态压力。验证了论文所用典型PSP动态测压系统的能力，在频率为1192 Hz动态压力环境中，实现了空间分辨率4测点/mm²，测压精度为50 Pa。

采用数值模拟方法从熵产率、堵塞因子、泄漏流动能分量等角度定量与定性探究了端壁运动对串列扩压叶栅气动性能与叶尖流动特性的影响，主要结论如下：首先，端壁运动后，串列叶栅整体损失降低，叶尖区域堵塞加剧，且气流转折角减小，落后角增大。在−4°～4°攻角范围内，损失降低3.9%以上，堵塞加剧30.4%以上。其次，端壁运动增加了前后叶的泄漏流流量，分别相对增加12.3%与9.9%以上，但降低了缝隙射流流量。同时，端壁运动使得前后叶泄漏流动能比增大，二次流动能占主导地位，前后叶负荷增加，最大压差位置提前，泄漏涡的形态与发展发生改变并抑制了射流涡的形成。此外，端壁运动显著削弱了端壁剪切效应及缝隙射流掺混作用，扩大了前叶泄漏流周向影响范围并造成了二次泄漏，使得前叶熵产大幅降低，而后叶熵产变化较小，前后叶堵塞加剧。端壁运动与攻角的变化对串列叶栅前叶的影响较后叶更大，这主要是缝隙射流调控作用的结果。

以超临界翼型RAE2822和CHN-T2标模为研究对象，用CFD方法计算了其在重气体介质和空气中的定常跨声速气动特性，基于跨声速相似律和临界比热比将重气体介质中的气动数据转换到等效空气介质下的数据。结果表明：修正后两种介质中物面压力分布吻合性较好，对于颤振试验所关心的小迎角范围内的升力系数曲线和俯仰力矩系数曲线的斜率，经过相似性修正后重气体介质中所得的斜率值与空气介质中的相差不超过2%，满足颤振试验的要求。

为了研究纳米铝颗粒（Al NPs）作为高能添加剂在碳氢燃料中的应用，实验将正癸烷、油酸和纳米铝颗粒分别作为燃料、表面活性剂和金属添加剂，制备了纳米铝癸烷单液滴。在波长为1064 nm的恒功率红外激光激励下，研究了纳米铝颗粒质量分数（1%～15%）和激光功率（9.1～100.0 W）对液滴蒸发和燃烧特性的影响。结果表明：纳米铝颗粒的添加显著加速了液滴蒸发，并出现了微爆和燃烧现象。微爆是纳米铝癸烷液滴能被点燃的关键，其喷射出的铝颗粒在空气中被激光点燃，形成火焰促进燃料液滴燃烧。通过增大激光功率和提高含铝量，能加速液滴温升和提高微爆频率，从而提升液滴蒸发速率。随着纳米铝颗粒质量分数从2.5%增加到15%，液滴点火敏感性显著增强，点燃液滴所需的最小激光功率从83.3 W减少到28.0 W。

为了解决目前带劈缝结构的单晶涡轮叶片工程应用中出现的排气窗开裂问题，通过视频显微镜、扫描电镜和能谱分析等手段开展排气窗裂纹断口宏、微观分析，明确裂纹断口性质，归纳出导致排气窗过早开裂的多种制造影响因素。结果表明：排气窗裂纹均起源于尾缘排气窗的间隔墙。间隔墙表面沟状缺陷是陶瓷型芯局部未打磨存在毛刺所致；间隔墙表面再结晶主要是由于陶瓷型芯强度过高，退让性不足，铸造应力无法释放所致；间隔墙表面原始“沟纹”主要是由腐蚀检验酸溶液对单晶枝晶干和枝晶间腐蚀速率不同引起的；间隔墙表面铸造缺陷主要是由于型芯和合金的界面反应所致；锯齿冠磨削过程中缺少辅助支撑会导致间隔墙表面产生疲劳裂纹。

为了实现不同尺度下的应变测量，开展了基于数字图像相关法（digital image correlation，DIC）的多尺度全场应变测量研究。发展了一种多层次散斑制备方法，通过数值模拟试验验证了散斑质量；然后，通过楔形面模型对离面位移进行了量化，提出基于透镜成像模型的虚假应变矫正方法；最后，通过相关试验对离面位移计算方法和虚假应变矫正方法进行了验证。结果表明：离面位移计算方法的平均误差小于4.20%；相比于传统DIC方法，采用虚假应变矫正算法后的应变测量精度提高了8.16%以上，实现了多尺度全场应变的高精度测量。

为满足高性能航空发动机对转子振动主动控制的需要，基于主控式弹支干摩擦阻尼器建立主动控制模型并根据模态控制策略，设计开关控制器与PI（proportional-integral）控制器，然后以某型航空发动机高压转子试验器为对象开展仿真分析并进行试验验证。结果表明：根据模态控制策略设计的开关控制和PI控制方法有效地控制了转子通过临界转速的振动，减振最高可达96.17%。此外，相较于开关控制方法，PI控制方法更有利于转子稳定性，能以更低的控制代价实现控制目标且具有针对多种工况振动实时应变的控制能力。

针对高速转子叶片裂纹监测需求，研究基于非接触式测量的高速转子叶片叶尖定时测量技术，提出了一种基于压缩感知的叶尖定时欠采样信号重构方法。基于叶片动频的时频稀疏特征，改进欠采样信号模型，并采用自适应分块正交匹配追踪方法对模型进行求解，以监测叶片在变转速工况下叶片动频随转速的变化规律。开展高速转子叶片高周疲劳试验，同时测量叶片动应变与叶尖振动信号，比较不同转速下正常叶片与裂纹叶片振动信号的时频特征，裂纹的存在会导致叶片振动频率的偏移，通过频移的变化能够实现对裂纹的早期诊断。当叶片出现裂纹时，动频降低了24.5 Hz，所提出的监测方法与应变片辨识结果对比动频误差均小于0.50%，该方法具有较高的信号重构精度和裂纹识别率，为旋转叶片的健康状态监测和早期故障诊断提供有效的解决方案。

为了探究不同喷注结构下的旋转爆轰发动机环形燃烧室的燃料掺混特性，本文采用商业软件FLUENT对冷态掺混流场进行数值仿真，采用密度基求解三维N-S方程，选取环缝-双侧喷孔对撞喷注结构作为基础模型，在保持进口条件一致的条件下，探究燃料喷注角度及其轴向位置对冷态流场掺混特性的影响。研究结果表明，随着喷注角度的增大，掺混不均匀度升高，总压损失增大，在喷注角度60°～180°范围内，60°的掺混不均匀度最低，总压损失最小；随着甲烷喷注轴向位置向上游移动，掺混距离增加，掺混不均匀度降低；结合流动特征分析可知，甲烷小孔射流在扩张段诱发复杂多变的涡系结构，继而促进甲烷-氧气的掺混效果。

为了研究增材制造和经过航空领域标准热处理的镍基合金的疲劳性能，对沉积态和固溶时效试样开展了微观结构测试、拉伸试验和应力比R=−1和0.1的高周和超高周疲劳试验。试验结果表明，增材制造镍基合金经过固溶时效处理后，其拉伸和疲劳性能得以显著提升。表面失效是增材制造镍基合金在常温下的主要疲劳失效模式，但在R=0.1的长寿命状态下，裂纹萌生位置将会由材料表面向内部转移。拉伸和疲劳性能的提升主要归因于γ'、γ''和δ相的析出。在强化相的协同作用下，基体强度显著增加，位错移动受到抑制，裂纹扩展也被阻碍。缺陷和晶粒局部取向不相容都会导致内部裂纹的萌生。内部失效裂纹萌生区的微裂纹在剪切力作用下在以穿晶的形式扩展，晶粒断裂形成小平面。根据自应变能理论，建立了一种疲劳寿命预测方法，预测结果与试验结果具有较好的一致性。

以某涡扇发动机风扇叶片亚声叶型为研究对象，参考美国标准大气推广委员会（COESA）的大气模型，对原始叶型和两种前缘侵蚀叶型在5个大气高度下进行数值模拟计算，探究在高空低雷诺数环境下前缘侵蚀对亚声叶栅流动特性的影响。结果表明：0°攻角下低雷诺数条件削弱了气流在前缘处对前缘形貌的敏感程度，使得3种叶型前缘处压力分布、吸力面边界层的流动分离与转捩、尾缘分离程度均趋于一致，最终表现为由前缘侵蚀引起的总压损失增大量随着雷诺数降低而减小，3种叶型的总压损失系数和压比趋于一致。而在4°攻角下，前缘侵蚀在低雷诺数下可以促进转捩的发生，减小尾缘分离程度，进而使得总压损失小于0°攻角的情况，在进口马赫数为0.6时降低了23.6%，在进口马赫数为0.8时则降低了41.2%。

为了揭示高温合金电子束焊接及热处理后残余应力分布规律，开展了电子束焊接和焊后热处理过程残余应力场模拟及试验研究。采用双椭球体与锥形体组合的热源模型来模拟焊接过程中电子束的热输入，模拟熔池形貌与实际焊接熔池形貌相吻合；模拟得到的接头残余应力沿焊缝中心向两侧呈“M”形双峰状对称分布，距焊缝中心线约3 mm处达到残余拉应力峰值268 MPa。基于ABAQUS UMAT子程序开发了考虑固态相变的热处理模拟方法，以模拟热处理后残余应力分布，结果表明：热处理后焊板残余拉应力峰值降低了48%，而峰值所在位置未发生改变。进而采用XRD法开展了实际焊板焊后及热处理后残余应力测量试验，与模拟结果对比表明：模拟得到的焊缝附近残余应力分布规律与试验结果较为一致，且焊接残余应力模拟峰值误差不超过3%而热处理后模拟峰值误差不超过11%，验证了模拟方法的有效性。

针栓燃气阀是固体姿轨控火箭发动机能量管理的关键部件。针栓燃气阀可以分为亚声速构型和超声速构型，两种阀门分别主要工作在亚声速段和超声速段，其工作特性和应用场合也各不相同。本文采用CFD数值计算方法，分析了多开度下两种阀门构型的流动损失、阀杆负载及热化学烧蚀等，并对比分析了两种结构阀门的优缺点。计算结果表明：两种阀门构型的流动损失都会随着开度的增大而减小，在工作条件相同的情况下超声速燃气阀流动损失更大。不同开度下，超声速阀的负载力更为稳定，并且大开度下超声速阀负载小，与此同时，阀杆结构尺寸对阀门负载具有很大影响。亚声速阀针栓阀杆处的热化学烧蚀率较超声速阀杆高，是超声速的5倍。超声速阀腔喉部处热化学烧蚀高，是亚声速阀的1.5倍。

根据涡轮叶片的工作原理、流动换热机理，利用编程软件二次开发了包含ANSYS Fluent、ANSYS APDL和Flowmaster的流热固耦合计算系统，实现仿真软件自动调用、自动计算、不同计算域之间的数据交互和计算结果监控。利用该联合仿真软件对不同内冷通道高宽比的油冷涡轮导叶的燃气通道流动特性以及叶片换热特性进行了分析，结果表明，涡轮叶片内冷通道的结构设计和排布方案对油冷涡轮叶片冷却效果的影响较大，更改U型内冷通道高宽比会对油冷涡轮叶片的温度分布产生较大的影响；随着U型通道的高宽比增大，叶片的冷却效率随之降低，但降低幅度较小；高宽比更小的油冷结构设计，其叶片外壁面的温度分布更均匀，冷却覆盖区域更大，高宽比更大的油冷结构设计，其冷却效果更集中，冷却覆盖区域更小。

针对燃烧室多参数复杂的耦合关系，以燃烧室头部结构为研究对象，研究了火焰筒不同头部扩张角与旋流器耦合关系对燃烧性能的影响。研究结果表明：对于头部扩张角90°的突扩型火焰筒，随旋流器旋流数增大：燃料-空气掺混不均匀系数增大，燃烧室出口温度分布系数增大，具有更宽的稳定工作区间，贫油熄火油气比更贫， 一氧化碳（CO）、未燃碳氢（UHC）排放指数降低，氮氧化物（NOx）排放指数增大。对于头部扩张角45°的渐扩型火焰筒，随旋流器旋流数增大：燃料-空气掺混不均匀系数减小，燃烧室出口温度分布系数减小， NOx排放指数降低。

采用数值模拟方法研究了可控转速机匣可转动环段不同转速对低速轴流压气机级的扩稳特性。结果表明：覆盖转子叶顶整个轴向弦长区域且与转子同向旋转的可控转速机匣可控制叶顶泄漏流动以实现扩稳。通过对间隙气流施加周向作用力，增加主流动量，抑制泄漏流与主流的动量比，改善泄漏涡的偏转，推迟二次泄漏的发生和主流/泄漏流交界面的前移，进而拓宽低速压气机级的稳定工作范围。可控转速机匣在保证压比基本不变的同时，随着可转动环段转速的提升，扩稳效果增强，可转动环段转速为转子设计转速时，低速压气机级的稳定工作裕度最多提高了30.86%。

为了提高基于部件法搭建的发动机起动过程性能计算的精度，基于功率提取法提出一种起动节流反算方法，明确起动过程的功率平衡关系，构建发动机起动共同工作方程组，从而依据起动过程供油量、转子加速率和起动机特性反向评估起动过程中的燃烧效率。基于相似原理，提出了换算扭矩缩放系数计算方法，完成了效率特性与扭矩特性的转换，并验证了该方法的有效性。进一步建立了点火前起动性能计算模型，实现了从零转速到慢车转速的起动仿真，并基于微型涡喷发动机整机试验数据对仿真模型进行验证，结果表明：起动过程中转速和p₃的最大误差分别为2.81%和2.22%。该方法可以实现对起动过程的近似模拟，反算起动燃烧效率，此外还可以验证低转速区部件特性曲线的合理性，为其他类型航空发动机起动性能建模与验证提供参考。

为了研究横向燃烧不稳定的潜在耦合机制，针对气氧/甲烷矩形火箭发动机开展了试验和数值模拟。试验采用高频压力传感器捕捉燃烧室内的动态压力特性，数值模拟采用应力混合涡模拟（SBES）和小火焰生成流（FGM）模型。结果表明：数值模拟可以准确捕捉到试验中的横向燃烧不稳定，数值计算结果在压力波形、主振频率和方均根幅值等方面与试验数据和理论结果吻合较好。对横向燃烧不稳定的驱动机理和瑞利指数进行了分析。燃烧室内流场特性表明，横向压力波会使氧气射流被周期性地“剥落”以及涡破碎，涡内燃料燃烧产生释热脉冲并耦合到燃烧室第一横向（1W）模态。瑞利因子分析表明，边缘喷嘴较中心喷嘴对横向燃烧不稳定具有更强的驱动特性。

提出了一种基于转子叶片叶端定时（BTT）信号的幅频多重信号分类（MUSIC）法，用于进行压气机喘振特征辨识。通过理论分析转子叶片叶端定时的实正弦振动信号模型，挖掘异步振动的幅值和频率与自相关矩阵特征值和特征向量的对应关系，实现了MUSIC法框架内的伪谱幅值补偿。开展压气机喘振的叶端定时实验，通过与快速傅里叶变换、最小二乘拟合方法的喘振特征辨识效果进行对比，对所提方法进行了验证。结果表明：喘振故障在在时域对应显著增大的幅值和转速的波动，在频域对应大幅值的低频异步振动特征。所提方法相比最小二乘拟合法和傅里叶变换，能够准确辨识5.3 Hz的喘振特征频率，并且其幅值聚焦性超过傅里叶变换的3倍，具有更高的频率分辨率和幅值识别精度，能够有效稳定地提取喘振故障的频域特征。

为研究真实耦合偏差对叶栅气动性能的影响，本研究基于矩的任意多项式混沌方法，将弦长偏差、最大厚度偏差与前缘半径偏差施加于一高负荷压气机叶栅进行研究。研究结果表明：与原型相比，负攻角工况下，总压损失系数增大的概率约为79.47%，静压系数减小的概率约为92.83%；正攻角工况下，总压损失系数增大的概率约为91.11%，静压系数减小的概率约为86.42%。不同工况下性能参数均对前缘半径偏差敏感性最高，结合损失源分析发现前缘损失占主导地位，因此在加工时需严格控制前缘加工精度。相较原型叶片，负攻角工况下，加入耦合偏差的叶栅角区分离程度变化明显，分离点、回流区域面积与回流区轴向长度明显增大；正攻角工况下，加入耦合偏差的叶栅角区分离程度不明显。

电推进技术以其高比冲、效率高和寿命长等优势，已经成为继冷气和化学推进之后的主要空间推进方式之一。以水为工质的电推进因其无毒、无污染、价格低廉的特点，逐渐引起广泛关注。本文系统总结了国内外水工质电推进技术的研究现状，根据水工质加速方式不同，将其分为电热式、电磁式和静电式三类推进方式进行总结。研究结果表明：水工质电热式推进技术在地面实验和在轨验证中取得了显著进展，已实现较高的成熟度；水工质电磁式和静电式推进技术尚处于发展阶段。水工质电推进技术的未来发展方向包括与化学推进技术的结合、多模态推进系统的设计以及在深空探测任务中的进一步应用。水作为绿色环保的推进工质，展现出其在多种推进方式中的应用潜力，有望为未来空间任务提供更加高效、灵活的推进解决方案。

为了排查前掠风扇叶片低转速性能录取试验过程中发生疲劳断裂的原因，并对风扇叶片改进设计，仿真分析排除了叶片共振和颤振致破坏，高周疲劳分析得到风扇叶片2阶模态危险点与裂纹起始位置吻合，分析认为在低转速下风扇叶片叶尖处存在不稳定气流，产生6.5倍转频激振力，激起了风扇叶片2阶固有模态，进而引发叶片非同步振动。叶尖振幅测量和动态压力测量试验验证了分析结果，在断裂故障转速，动态压力信号出现多个非同步频率，同时风扇叶尖振幅3.7 mm，裂纹起始位置振动应力671.2 MPa。风扇叶片前掠过大，导致前掠部分局部弯曲模态频率低，易被激起共振。改进措施是切除叶片部分前掠，消除前掠部分局部弯曲模态，试验验证改进措施有效。对前掠小展弦比风扇叶片规避非同步振动设计有借鉴意义。

分析转静盘腔螺栓结构风阻温升特性理论模型，建立转静盘腔螺栓结构风阻温升特性数值求解模型，在验证求解模型准确性的基础上，分析转静盘腔内部流场特性，研究工况参数和结构参数对转静盘腔螺栓结构风阻温升的影响规律，采用修正系数法构造转静盘腔螺栓结构风阻温升理论公式。研究结果表明：螺栓在随旋转圆盘旋转时，螺栓表面与黏性气流相互作用，使得气体温度升高，产生风阻温升效应；在本文研究工况下，转速从6000 r/min增大到15000 r/min时，螺栓结构风阻加热系数增大24.2%；入口流量由2.2 g/s增大到8.0 g/s，螺栓结构风阻加热系数降低51.5%；螺栓个数由6增大到36时，螺栓结构风阻加热系数增大65.1%；构造的转静盘腔螺栓结构风阻温升理论公式能够准确计算转静盘腔螺栓引起的风阻温升，为转静盘腔螺栓结构风阻温升特性分析提供理论依据。