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。

为探明扩压器对先进高负荷轴流压气机气动性能的影响及机理，选用某型带有扩压器结构的2.5级高负荷轴流压气机为研究对象，借助经过校核的数值计算方法系统深入地开展了扩压器的引入及扩张角分配对压气机/扩压器耦合匹配工作性能的影响及机理研究。结果表明：扩压器上、下壁面扩张角分配能够显著影响高负荷轴流压气机气动性能，定扩张比下随着扩压器下壁面扩张角α增大，压气机/扩压器耦合流量裕度呈先增加后减小的变化趋势，存在最佳下壁面扩张角（α ≈ 7°）使其耦合流量裕度提高11.5%。扩压器上、下壁面扩张角分配通过改变压气机出口气流参数径向分布来调节流动最先失稳部位和耦合流量裕度，下壁面扩张角α较小时压气机末级静子叶根因角区分离而最先失稳，而α的增加将抑制末级静子叶根低能流体迁移堆积并改善来流攻角，进而不断提高压气机/扩压器耦合流量裕度，直至α ≈ 7°时压气机末级转子因叶尖流动分离堵塞而先于末级静子失稳；进一步增加下壁面扩张角α将诱发扩压器内流动分离加剧，使得扩压器先于压气机发生流动失稳，导致压气机/扩压器耦合流量裕度逐渐降低。

选用某亚声速轴流压气机，借助经过校核的数值计算方法深入开展了53%设计转速下压气机机匣椭圆变形的典型流动特征和损失特性辨析。结果表明：随着机匣变形度的增加，压气机叶顶区域流动和损失恶化，压气机气动效率加速下降且峰值效率最高降低2.1%。机匣椭圆变形下压气机叶顶流动恶化源于转子上游流场周向畸变及其新增流动损失：叶顶间隙周向不均匀导致转子最大叶顶间隙通道的上游压力势场畸变，形成顺叶片旋转方向的压力梯度和周向二次流动，诱发低能流体向偏离最大叶顶间隙的周向位置迁移堆积并形成高损失区，损失周向分布出现“相位偏移”现象。相对机匣变形下转子叶顶间隙变化导致泄漏损失增加，转子上游损失畸变对转子内部叶顶损失影响更为深远，其一方面决定了转子内损失峰值所在的叶片通道，另一方面在转子内发展演化诱发了更大间隙泄漏损失。

针对某航空发动机锥齿轮在较宽的工作速域内易发生节径型行波共振破坏及设计优化中发现的振型跳变问题，提出一种基于Campbell图的齿轮危险节径振型识别与宽域避振优化方法，将事后的、人工的、基于经验的传统判断，转变为事前的、自动化的、基于数学特征的优化导向，实现齿轮避振优化中对节径振型的分离与控制。首先，基于模态置信准则区分各转速下各模态固有频率数据，拟合Campbell图并提取图中各阶固有频率直线斜率，根据斜率特征识别各阶次是否为节径振型，基于振型识别结果预测节径型行波共振频率并存储节径信息。然后，基于提出的危险节径振型识别方法，以齿轮质量最小为优化目标，以应力及节径型行波共振频率为约束参数，建立基于危险节径振型识别的齿轮宽域避振优化数学模型，并基于赋大值法和Pointer优化策略构建齿轮避振优化流程。优化后，齿轮在75%～107%的工作速域内成功避免了节径型行波共振，且齿轮质量降低了6.566%，证实了提出的齿轮节径振型识别与避振优化方法在工程应用中的有效性，也为某型航空发动机锥齿轮结构优化提供了重要支撑。

综述了计算机断层（CT）技术在航空发动机复合材料构件缺陷检测中的研究进展。针对复合材料在航空发动机应用中产生的跨尺度、多形态缺陷难以精准检测与评估的瓶颈问题，重点从缺陷产生的工艺机理、CT检测的技术原理及智能识别算法的视角展开论述。分析了树脂基、金属基、陶瓷基及碳碳复合材料的核心关键部件典型缺陷，通过梳理CT技术的应用场景，从CT检测典型缺陷特征、结构形态差异切入，对比了微焦点CT、同步辐射CT等不同技术在不同类型缺陷识别中的有效性及局限性。结果表明：基于深度学习的智能识别技术是实现跨尺度缺陷精准表征的有效途径，而多模态融合检测是解决厚壁构件微缺陷检测难题的重要发展方向。综述分类探讨了不同基体复合材料在CT检测中的研究方法，为航空发动机复合材料构件全生命周期智能检测与可靠性评估提供了理论依据和技术支撑。

针对温度敏感涂料在模型表面喷涂时常面临的涂层厚度及其均匀性不可控的问题，研究涂层厚度对涂料特性的影响规律。以某型温度敏感涂料为研究对象，制备了4种不同涂层厚度的涂料样片；在自主建立的温度敏感涂料特性测量系统中，采用强度法测量了涂料样片的压力敏感性和温度敏感性。基于厚边现象定量分析了涂层厚度对测温不确定度的影响。结果表明：涂层厚度对涂料的温度敏感性和压力敏感性均影响显著，由涂层厚度造成的温度灵敏度和压力灵敏度最大相对变化幅度分别为7.7%和53.0%。当温度敏感涂料涂层厚度大于20 μm时，可大幅降低由涂层厚度变化造成的测量不确定度。实验过程中，需关注模型与校准实验样片表面涂层厚度的一致性，并明确最佳喷涂范围，以提升测量精度。

为评估梁式管接头作为航空输氢管路连接件的可行性，开展输氢管路梁式管接头自密封性分析。建立了包含粗糙密封表面形貌特征的梁式管接头多尺度有限元模型，基于该模型对不同工况环境下密封区域的实际接触面积和接触压力进行仿真计算，研究了梁式管接头的自密封性随预紧力、密封介质温度和介质压力的变化规律。研究结果表明：梁式管接头的自密封性主要体现在第一道密封上，轴向预紧力和密封介质压力的增加能够强化自密封效果，提升第一道密封的密封性能；流体介质温度对自密封性的影响并不显著，在所考察的温度范围内第一道密封和第二道密封的密封性能均无显著变化研究结果说明了梁式管接头在宽温域环境下的密封性能稳定性和对高压力环境的适应性。

针对工业机器人旋转矢量减速器主轴承在时变载荷条件下外滚道剥落故障的问题，提出一种基于瞬时角速度（IAS）的时变载荷下主轴承外滚道剥落的动力学模型。考虑机械臂在运动过程中产生的时变载荷以及外滚道剥落故障产生的冲击力对附加力矩的影响。运用Runge-Kutta数值积分法求解动力学方程，通过仿真和实测信号对比分析，验证了所建动力学模型的正确性。研究表明：IAS信号因故障产生的扰动波形在低速重载工况下更加清晰，并且基于IAS信号方法的轴承剥落故障尺寸估计，不受转速波动影响，更加适用于变速工况下的剥落区尺寸估计。研究结果有助于完善基于IAS的工业机器人关节主轴承故障检测方法的动力学理论。

跨声速压气机内流动呈现强三维性，其损失来源多且复杂。分解损失成因并量化评估其致损程度具有重要意义。基于跨声速压气机三维流场分析明确了流动高损失的主要来源，发展了以涡识别方法为主、基于流动特征参数的高损失区域划分方法，进一步利用熵产率积分实现了损失量化评估。以NASA Stage 35为对象的分析结果表明：叶表边界层损失、端壁边界层损失、叶尖泄漏损失和尾迹损失是跨声速压气机转子流动损失的主要来源。近失速工况和峰值效率工况相比，叶表边界层损失、尾迹损失占比有所减小，叶尖泄漏损失和端壁损失占比显著增加，分别达到了21%和20%。转子进口叶尖相对马赫数接近1.5所产生的激波本身并未造成明显的损失，但激波与边界层相互作用所引发的额外流动损失需重点关注。

高效卸荷槽的设计与优化是缓解航空燃油齿轮泵因高速化、高压化、高温化而产生的剧烈困油问题的有效措施。为此提出了一种基于多容腔集中参数模型的燃油齿轮泵卸荷槽结构优化方法，引入集中参数框架建立燃油齿轮泵多容腔性能模型，对两种典型及异形卸荷槽的工作性能展开对比分析，确定异形卸荷槽优化方向；基于神经网络建立代理模型并通过遗传算法优化程序对异形卸荷槽结构参数进行多目标性能优化，并对优化前后卸荷槽的困油特性进行仿真对比。研究结果表明：所构建的燃油齿轮泵多容腔性能模型具有较高的仿真精度，仿真结果与试验结果的误差在5%以内；异形卸荷槽抑制空化和缓解流量脉动的能力显著，与传统卸荷槽相比出口流量脉动下降约20%；优化后卸荷槽与原卸荷槽相比，齿轮泵出口流量品质基本不变且齿腔困油区压力峰值由12.49 MPa减少至10.52 MPa，下降约15.77%，工作性能更优，能够显著缓解困油带来的不利影响。

为精确评估高温高压下涡轮叶片综合冷效，采用数值仿真方法研究热辐射对低工况实验结果外推精度的影响。结果显示，不计热辐射时，由低工况模化得到的高工况叶片平均综合冷效与真实值偏差为3.14%；计入辐射效应后，该偏差增至6.48%，表明辐射是导致模化失准的主要因素。针对该问题，选取主流雷诺数比、温度比和压力比作为关键无量纲参数，构建幂函数形式的修正模型，并通过多工况仿真数据的非线性回归确定了关联式具体形式。验证表明，应用该修正关联式后，高低工况间的最大冷效偏差被控制在1.21%以内，显著提升了模化预测的准确性。

航空梁式管路连接结构阴接头的构型设计是保证其耐高压密封性能的关键。以综合考虑接触应力与微观粗糙密封界面泄漏特征的S指数为密封性能评价准则，基于宏观接触有限元模型，采用Sobol全局灵敏度方法识别出椭圆凹槽型和双锥面型两种阴接头影响密封性能的结构敏感参数。进而，利用径向基函数神经网络模型与多岛遗传算法得到两种阴接头的优化设计结构。在此基础上，数值模拟得出两种阴接头结构密封界面的接触应力与塑性应变随预紧力变化的规律。对比研究表明：在28 MPa和35 MPa的管内流体压力下，椭圆凹槽型阴接头的S指数较双锥面型阴接头超出64%以上，具有更高的密封性能，同时较小的塑性变形使其更适用于保证多次重复装配后的可分离管接头的密封可靠性。

研究了基于残差神经网络与物理信息神经网络（PINN）融合的高精度流场预测方法。基于数值模拟数据构建训练集，建立融合残差结构的PINN模型（Res-PINN）用于求解圆柱绕流问题。该模型利用流场采样点的速度和压强信息进行训练，以预测不同区域内的流场和压强分布。同时探究了网络结构类型、激活函数、训练集规模、网络层数、神经元数量及损失函数权重对预测结果的影响，寻求网络的优化方法。结果表明，Res-PINN模型能有效重构圆柱绕流场的流速和压强分布，预测精度与直接数值模拟结果高度吻合，物理量相对误差均低于5%；对比分析显示，Res-PINN相较于传统PINN，预测误差均下降超过45%，显著提升了预测精度与稳定性；多种网络超参数对预测效果均有明显影响，优化时需综合考虑并平衡这些参数。

为有效降低燃烧室出口叶尖温度进而保障发动机涡轮叶片叶冠断裂故障的顺利解决，对燃烧室开展了基于火焰筒冷却孔的径向温度分布控制仿真及试验研究。通过流场与流量分配分析，提出外环第8排冷却孔几何面积增加65.3%的控制方案。数值仿真表明，控制方案使该孔流量占比提升60.63%，其余进气结构流量占比相应减少2.95%～3.45%，出口叶尖温度显著降低56 K。部件与整机试验进一步验证了方案的有效性。部件试验显示，控制方案叶尖温度较原型降低51 K，出口温度径向分布呈现叶尖与叶根温度较低、约2/3叶高处达峰值的特征，OTDF、RTDF均满足设计要求，且未对燃烧室其他关键性能产生不利影响，将有利于涡轮叶片可靠性。仿真与部件试验的温度分布趋势一致性较好，为燃烧室出口温度场的精准控制提供了一种有效技术路径。

针对高马赫数压缩拐角的降热需求，通过数值模拟研究了来流马赫数为11.63条件下气体发汗对15°压缩拐角流动结构和气动热的影响。计算结果表明，气体发汗会显著增大其作用区域及下游区域的边界层厚度，降低边界层内的速度梯度并增大局部压力。当发汗位置位于流动分离区上游或内部时，在发汗作用下压缩拐角的分离区显著扩大，而当发汗位置位于流动分离区下游时，气体发汗对压缩拐角的流动分离特性几乎无影响。压缩拐角流动结构的变化显著影响了其气动热分布，边界层增厚降低了边界层内的温度梯度，从而降低了其作用区域及下游区域的壁面热流。为实现最优降热效果，发汗冷却应覆盖热流峰值附近的高热区域，同时其作用局限于下游区域，以避免分离区扩大，从而稳定热流峰值位置并有效降低峰值热流。

针对金属增材制造构件中各向异性与孔隙损伤协同演化的力学响应行为，建立了一种耦合各向异性与孔隙演化机制的宏观本构模型。模型融合各向异性屈服准则、非线性混合硬化机制与多孔介质损伤演化理论，系统描述了复杂加载路径下的增材制造高温合金的屈服行为、应变硬化与孔隙演化过程。通过数值模拟与试验数据对比，验证所提模型在单调拉伸、循环加载及各构建方向下均具有良好的预测精度，能够准确反映包辛格效应主导的非对称循环响应特征及孔隙缺陷演化的控制作用。研究结果表明：模型对增材制造高温合金V向与H向试样的单调拉伸响应预测误差与循环载荷下的应力幅值预测偏差均小于5%，同时有效量化了孔隙演化对力学性能的影响，预测得出当孔隙率从0.004%增至0.010%时，材料延性下降约15%。具有良好的工程实用性与推广潜力。

针对尾部螺旋桨推进无人机，研究进气道与螺旋桨的流动耦合特性。采用瞬态数值模拟与滑移网格技术，分析地面与高空巡航状态下螺旋桨旋转对进气道内外流场的影响。建立包含机身、进气道和五叶螺旋桨的一体化模型，使用六面体与多面体混合网格。结果表明：地面状态下，螺旋桨滑流通过诱导流场扭转和收缩，使总压恢复系数提高0.17%，但总压畸变指数（δ₆₀）因局部扰动呈周期性波动；巡航状态下，螺旋桨对进气道性能影响微弱，总压恢复系数波动仅0.05%，气动交界面（AIP）旋流角变化小于1.6°。在大迎角或侧滑角工况下，滑流可抑制流动分离，改善总压恢复与畸变，但对旋流特性改善有限。研究揭示了滑流与进气道流动的演化规律，为推进系统一体化设计提供依据。

针对航空发动机高压涡轮叶片在服役中疲劳寿命预测难的问题，编制应力和温度相关的服役载荷/环境谱，基于耐久性和损伤容限理论评估其低周疲劳寿命。基于流-热-固耦合仿真模型结合随机森林代理模型计算了叶片疲劳危险位置服役应力温度时间历程，通过多轴雨流计数方法编制载荷/环境谱。基于细节疲劳额定值法的半经验方法评估涡轮叶片裂纹萌生寿命。基于损伤容限理论和Franc3D平台构建物理模型计算涡轮叶片裂纹扩展寿命。结果表明：叶片疲劳危险位置为前缘根部气膜孔处，该处应力温度预测误差分别为0.4%和0.71%，二者时序强相关，Pearson系数为0.902。建立的半经验-物理混合模型方法的预测寿命与真实叶片统计的平均寿命相比误差约8%，可为航空发动机涡轮叶片寿命预测和维修间隔制定提供有价值的参考。

以TC11钛合金为研究对象，基于临界平面法以及应力场强法的思想建立了考虑应力梯度的微动疲劳寿命预测模型，该模型以疲劳影响区域内的SWT临界平面损伤参量的场强预测微动疲劳寿命；以普通单轴疲劳试验机和横向液压加载装置为试验平台，设计了可调切向刚度夹持装置，开展了考虑相对滑移幅值影响的微动疲劳试验，试验表明在相同力载荷下随着相对滑移幅值的增加微动疲劳寿命先减小后增加；结合文献中已有的微动疲劳试验数据，对寿命预测模型参数进行拟合并在寿命模型中引入相对滑移幅值参量，形成了考虑应力梯度以及相对滑移幅值影响的微动疲劳寿命预测方法；利用文献中燕尾榫结构模拟件的微动疲劳试验结果对本文形成的寿命预测方法进行验证，预测寿命和试验平均寿命相比误差在3倍分散带以内。

针对双侧二元超声速进气道在非对称来流条件下的不起动现象，通过旋转背风侧/迎风侧唇罩进行了进气道再起动控制研究。采用非定常数值仿真方法，获得了几何壅塞背压加载方式下进气道的不起动流场，进而对比分析了旋转背风侧/迎风侧进气道唇罩的再起动过程。研究结果表明：随着几何壅塞程度加剧，进气道呈现出非对称工作状态，即背风侧进入深度不起动状态，而迎风侧表现为起动状态；在几何壅塞引发进气道不起动后，迎风侧唇罩不动，只旋转背风侧唇罩，该进气道无法恢复起动状态，其根本原因在于迎风侧出口气流对背风侧进气道的堵塞程度过大；而背风侧唇罩不动，只通过旋转迎风侧进气道唇罩使迎风侧捕获流量减小，可以有效缓解其对背风侧的堵塞，从而实现背风侧进气道再起动。

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%。

为了降低污染物排放，满足日益严格的环保要求，同时减少对RP-3航空煤油的依赖，发展航空替代燃料正在成为航空业的迫切需求。为探究RP-3航空煤油与加氢催化生物柴油替代燃料不同掺混比的燃烧作用机制，现对某型号航空发动机燃烧3种燃料（RP-3航空煤油、70% RP-3航空煤油/30%加氢催化生物柴油、50% RP-3航空煤油/50%加氢催化生物柴油）的燃烧过程进行数值模拟计算，并分析燃用不同燃料时燃烧室的燃烧和排放特性。结果表明：与RP-3航空煤油相比，燃用两种混合燃料时燃烧室内流场分布特性基本相同，主燃区的高温区域明显延长，燃烧室内最高温度分别下降9 K和13 K，燃烧室出口截面平均温度分别上升1 K和4 K，3种燃料的出口温度分布系数均符合规定；燃烧室污染物排放分布特性基本相同，其中CO排放分别降低5%和6.4%、CO₂排放分别降低2.9%和7.8%、NO排放分别降低4.2%和5.8%、碳烟排放分别降低3.2%和4.7%。

采用非定常数值模拟研究高负荷无导叶对转压气机级间动/动干涉下叶片表面动态载荷特性。研究表明：上游转子扰动源于下游转子外伸激波扫掠，集中于压力面尾缘结尾激波之后，脉动强度最大可达25000 Pa，平均为2485.5 Pa，与上游转子叶片表面平均静压的比值分别为24.91%和2.48%，主频为下游转子叶片相对通过频率及其倍频；下游转子扰动源于上游转子尾迹、尾迹涡及其势流，遍布整个叶片表面，脉动强度与主流相对速度分布强相关，在超声速区为8000 Pa，在亚声速区最大可达40000 Pa，平均为6331.25 Pa，其与下游转子叶片表面平均静压的比值分别为0.28%、14.21%和2.25%，主频为上游转子叶片相对通过频率及其倍频。上游转子叶片表面时均力为102.8 N，脉动幅值为21.3 N，压力面受力远大于吸力面；下游转子叶片表面时均力为698.5 N，脉动幅值仅为7.2 N，吸力面与压力面相互抵消。动/动干涉显著强化叶片载荷水平，上游转子扰动集中于叶片尾缘，下游转子集中于叶片表面亚声速区，载荷受激波和叶片表面相对速度分布影响。

采用一种将基础失谐模型（FMM）、影响系数法和模态叠加法相结合的叶盘强迫振动响应分析方法，在考虑气动阻尼影响的条件下，对多种类型的失谐叶盘在行波激励下的频响特征进行了研究，通过分析不同失谐叶盘的频响曲线，总结行波激励频率对失谐叶盘强迫振动响应的影响规律。结果表明：在典型频率范围内，协调叶盘在行波激励下的强迫振动响应在叠加随机失谐后普遍增大，且在峰值附近出现“响应跳变”现象；进一步叠加交替错频后，叶盘振动响应明显减小，且其频响曲线表现出“多峰”和“响应跳变”现象。

结合试验与数值模拟，对新型可调导叶的端壁气膜冷却特性开展了研究。对比了不同出口马赫数Ma工况下传统导叶与新型可调导叶端壁气膜冷却效率特性，研究了不同冷气与主流的质量流量比以及新型可调导叶不同转角状态下的气膜冷却效率变化规律。结果表明：在相同冷气与主流的质量流量比下，Ma的变化对传统导叶和新型可调导叶的端壁气膜冷却效率均影响较小，气膜覆盖范围及冷却效果变化较小。随着冷气与主流的质量流量比增大，两种导叶端壁的气膜冷却效率都有所提升。新型可调导叶的转角变化会改变壁面附近的压力分布，从而对端区气膜冷却效率分布产生较大影响。

新型旋流器研发是提升燃烧室贫油熄火边界、优化典型工作工况中火焰稳定性的关键突破口。基于数值计算方法系统研究了一种融合翼果仿生特征的双级反向旋流器在燃烧室冷态流场中的特性演化规律，通过解析主燃级与值班级叶片设计类型对中心回流区的调控机制，揭示了不同叶片组合及后缘厚度变化对冷态流场的拓扑特征影响规律。结果显示：主燃级与值班级的叶片组合方案显著影响中心回流区涡核范围与速度分布，当叶片后缘削薄率为40%～60%临界值时，涡核区域面积及回流速度的增长率随削薄率增加呈非线性衰减趋势，但仍维持正相关性。其中，当主燃级叶片采用仿生设计时，有助于扩大涡核区域并提高回流速度，对中心回流区的影响范围集中于0.3≤x/D≤1.2与−0.3≤z/D≤0.3的空间区域；值班级叶片为仿生设计时，对涡心区域的扩展产生增强效应。

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。

航空活塞发动机凭借其低成本、低速性能优良等优点，在各类“低空经济”应用场景中被广泛采用。以汽车用活塞发动机为基础进行航空适用性改造，可进一步降低该类航空发动机的开发与使用成本。基于某型车用自然吸气汽油活塞发动机，探讨了活塞发动机“汽改航”工程应用中的关键技术。提出并建立了该型发动机电子控制系统物理模型及可靠性评估模型，控制系统双冗余设计可将系统平均无故障时间由单系统的3 103.02 h大幅提升至9508.23 h；依据飞机端载荷、巡航质量及速度等对发动机的动力需求及其动力传递路径，提出了一种涵盖飞机-螺旋桨-减速器-发动机的四维度“飞-桨-发匹配”流程。依据该匹配流程动态设定发动机转速及功率、螺旋桨桨叶角及减速器速比，可获得最大巡航航程；为了满足7 000 m高空的动力输出需求，提出了高空使用环境下的废气涡轮增压器选型与适配计算方法，所选型增压器与发动机匹配工况下可工作在高效区间。研究结果可为车用活塞发动机“汽改航”工程应用提供参考。

通过开展不同一次取向偏角（1.5°～7.1°）、温度（850 ℃和980 ℃）和应力比（−1、−0.33、0.1、0.5、0.8和0.9）条件下的气膜孔模拟件高周疲劳试验，结合疲劳断口宏微观形貌分析，系统揭示了晶体取向、温度场与载荷参数对疲劳强度的影响规律。基于Kitagawa-Takahashi（K-T）图法框架，结合EI-Haddad模型与平均应力修正理论，构建了多因素协同作用的高周疲劳强度预测模型。结果表明：疲劳断口均呈现类解离断裂特征，未观察到缩颈或明显伸长现象，疲劳裂纹主要萌生于气膜孔附近，并沿{111}晶体学滑移平面扩展。当一次取向偏角小于7.1°时，疲劳强度的差异不超过2%，显示该阈值范围内的取向不敏感性。温度效应表现为显著的高周疲劳强度衰减规律，980 ℃下的疲劳强度较850 ℃下降了12.4%。恒寿命曲线（2×10⁷循环周次）呈现典型外凸特性：低应力比区（R<0.5）平均应力增速为高应力比区（R>0.5）的3.44倍，而应力幅值衰减速率呈现相反规律。建立的疲劳强度模型显示预测值与试验值相比误差小于7.7%，表明该模型在复杂多因素耦合条件下的工程适用性，可以为先进航空发动机单晶涡轮叶片的抗疲劳优化设计提供重要理论支撑。

涡轮叶片端壁面积大，常采用分区多排气膜孔进行有效热防护，但由于端壁表面不同区域的燃气流动特征差异大，且受涡轮叶栅流场中的通道涡裹挟作用，易于导致端壁气膜均匀覆盖难。扩张型气膜孔因其出口动量的调节或使得冷气射流易于贴附表面，数值仿真分析了不同端壁区域下异形孔气膜冷却特性的影响规律，采用基于传热传质类别的压力敏感漆（PSP）技术实验测量了不同密度比（DR）和吹风比（M）下圆柱孔群布局结构及前缘缝孔-叶栅通道水滴孔结构对端壁表面气膜冷却效率的影响。结果表明，高吹风比下冷气高动量特征致使两种结构端壁前缘均出现了冷气吹飞现象。端壁前缘缝孔结构有效地削弱了叶栅通道内通道涡的强度，且叶栅通道内水滴孔结构具有抵御压力面侧马蹄涡分支破坏作用的能力，从而使得端壁气膜冷却效率在密度比为1.4和吹风比为 3.0下分别最大增加了80.18%和66.16%。随着吹风比的增大，端壁气膜冷却效率呈现先增大后减小的趋势，密度比为1.4且吹风比大于 3.0和密度比为3.0且吹风比大于4.0时出现冷效衰退现象，冷却效率峰值吹风比与密度比、端壁压力梯度因素相关。

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1Ω扭转角，达到了周期变距设计目标。

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。

针对航空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齿轮泵实际服役状态的必要性。

为探究涡轮组合发动机中旋流畸变的产生规律及其对轴流压气机性能的影响，构建了进气道S弯扩压段-轴流压气机转子一体化模型，针对典型工况点开展数值仿真计算，详细分析了旋流畸变的产生机制与规律，研究了旋流畸变对压气机的性能影响。结果表明，超声速S弯进气道出口背压通过影响结尾激波位置，改变扩压段入口截面气流能量分布，从而影响旋流畸变的类型与强度：低背压时形成较强的对涡旋流，中背压时旋流很弱、流动近乎均匀，高背压时产生较强的整体涡旋流。在系统级计算中，高空均匀来流条件下，压气机在80%、90%及100%转速和不同出口静压工况下，气动交界面平均静压均低于进气道临界背压，进气道处于超临界状态，S弯扩压段入口能量呈对称分布，下游形成对涡旋流。在上述系统级计算工况下，与压气机单部件工作特性相比，各转速下的工作流量范围收窄，相同工作点下的压比和效率均降低，其中最高效率降低5.49%，最高效率点流量减少8.82%，稳定裕度下降57.82%。

为提升稀薄气体流动模拟的计算效率，针对非结构网格在复杂几何建模中的适应性特点，构建了一种基于统一计算设备架构（CUDA）平台的非结构网格直接模拟蒙特卡洛（DSMC）并行算法。建立通用的DSMC求解框架，设计高效的网格搜索与粒子追踪机制，并在CUDA平台上对流场初始化、粒子推进、碰撞、排序及结果取样等核心模块进行了并行优化。通过合理划分线程与存储资源，解决了图形处理器（GPU）计算中数据一致性、线程发散与负载不均衡等问题。以超声速圆柱绕流为算例进行验证，结果表明：该算法在单卡GPU上整体加速比达到52.5；基于网格并行策略的各模块取得了24.7～53.7的加速比，基于分子并行策略的各模块取得了47～68倍的加速比。该算法显著提升了非结构网格DSMC模拟的并行性能，为高马赫数稀薄气体流动的高效数值模拟提供了一种可行方案。

基于热弹性耦合多材料拓扑优化方法建立了S弯管加筋布局优化设计方法，核心思路是引入虚拟材料概念并利用多材料尺寸控制技术，实现任意曲面上自由筋与定向环筋布局的协同优化设计。在热弹性耦合多材料拓扑优化三场法框架内，利用局部搜索建立单一材料环向变量链接模型，实现规整的定向环筋形态；进而构建了自由筋与定向环筋最大实体尺寸整体控制方法与定向环筋间距控制方法；采用了非设计域蒙皮柔顺度最小作为优化目标，满足内表面控形要求。采用所提方法完成了S弯管结构自由筋与定向环筋布局协同优化设计，通过定向环筋间距控制获得了多种S弯管设计方案。重构结果表明：在相同重量下，相比于常规的规则加筋方案，拓扑优化构型的重构设计方案的最大变形降低高达17.1%。

为获取某型涡轴发动机排气污染水平及芳香烃含量对排气污染的影响，通过在RP-3航空煤油中添加甲苯（C₆H₅CH₃）获得不同芳香烃含量，开展了涡轴发动机的排气污染测量试验。结果表明：随着发动机功率状态的增加，一氧化碳（CO）排放指数显著降低，未燃碳氢化合物（UHC）排放指数接近于0，氮氧化物（NOx）排放指数逐渐提高，冒烟数逐渐增大。芳香烃体积分数增加3.5%，在起飞状态和最大连续状态下，冒烟数变化程度小于10.3%；燃烧效率、CO和NOx排放指数变化程度小于5%。经过数据可信度分析，油气比最大相对偏差为4.2%，优于规范指标要求，验证了所设计建设的排气污染测量系统和试验的可靠性，为评估燃油中芳香烃含量对航空发动机排气污染的影响提供了依据。

为获取低温轴流压缩机真实工质条件下的性能参数，建立基于真实工质的喘振检测与控制方法，计算给出了真实工质在全包线范围内的热力和热值，建立了基于真实工质的归一化折合模型，提出了防喘振簇线和性能参数裕度设置方法，建立了基于主、被动判定的喘振检测以及精细化降速、安全裕度自动修正等喘振控制方法。结果表明：真实工质与完全气体相比，热力和热值的最大偏差分别为6.94%和7.54%，折合质量流量和折合转速的最大偏差为5.41%和1.69%，必须考虑真实气体效应的影响；基于运行工况点真实运动轨迹设置的防喘振簇线可实现喘振的准确检测和裕度计算，控制策略满足安全运行所需。

铣削作为轮盘加工的最后一道工序，引入的表面残余应力是航空发动机轮盘安全性设计的重要输入。克服了三维铣削结构复杂、网格生成和重新划分耗时、迭代周期长，二维铣削过于简化铣削变量的局限性，提出了考虑螺旋角的二维连续铣削仿真模型；进而，以实际钛合金限寿件铣削加工工艺参数为参照，偏离铣削工艺参数，并分析不同铣削主轴转速、铣削进给参数对残余应力的影响规律。结果表明：铣削工艺引入表面残余应力为压应力，量级为−20～−50 MPa，影响残余应力深度为0～100 μm；随着主轴转速的增加，表层残余压应力有减小趋势，而对残余压力层的层深几乎没有影响；随着进给量增加，表面残余压应力绝对值总体有增大趋势。

推导离心力作用下旋转刷式密封刷丝变形特性理论公式，先后建立旋转刷式密封离心效应刷丝力学变形特性求解模型与三维叉排管束泄漏流动特性求解模型。在分别通过理论公式和实验测试结果验证求解模型准确性基础上，分析不同刷丝直径与刷丝安装角随转速变化下的旋转刷式密封刷丝力学变形特性，研究内外转子两种安装方式对旋转刷式密封泄漏流动特性的影响规律。研究结果表明：内外转子两种安装方式下，旋转刷丝承受离心效应均随转速升高而增强，增加刷丝直径和减小刷丝安装角均可降低刷丝离心变形量。内转子刷丝安装方式下，密封泄漏量随刷丝直径和刷丝安装角的减小而降低；内转子刷丝转速为6000 r/min时，刷丝直径从0.10 mm减小到0.05 mm，密封泄漏量降低56.45%；安装角从40°减小至30°，密封泄漏量降低72.62%。外转子刷丝安装方式下，密封泄漏量随刷丝直径增大与刷丝安装角减小而降低；外转子刷丝转速为6000 r/min时，刷丝直径从0.05 mm增大到0.10 mm，密封泄漏量降低59.13%；刷丝安装角从40°减小到30°，密封泄漏量降低27.78%。考虑离心效应对封严性能影响，内转子刷丝安装方式旋转刷式密封为优选结构。

以某型飞机辅助动力装置（APU）安装系统静强度设计为例，提出了基于Gap单元APU安装系统分载模型，分载模型考虑了APU本体、APU安装拉杆与减振器连接接触的非线性。对比APU安装系统减振器实体有限元模型计算结果，说明基于Gap单元APU安装系统分载模型的有效性。同时建立了APU安装静力试验方案，为保证仿真模型与试验模型高度一致，对APU安装拉杆进行试验标定、对减振器刚度进行试验测试。筛选严酷工况，通过与试验结果对比，拉杆应变在100 με以上，基于Gap单元APU安装系统分载模型计算拉杆应变与试验结果最小差异在4.6%、最大差异在7.5%，实体建模计算拉杆应变与试验结果最小差异在9.4%、最大差异在11.2%，进一步说明基于Gap单元APU安装系统分载模型的准确性。基于Gap单元APU安装系统分载模型提高了APU安装系统分载量值计算精度和建模效率，为减振器组合件之间的接触建模提供了一种有效的建模方法。

为了研究流动控制中非圆射流与外围来流作用过程的流场特性，基于多组分可压缩Navier-Stokes方程，采用大涡模拟（LES）方法和高精度调谐中心差分（TCD）格式，对不同速度横流作用下的亚声速椭圆射流初期流动特性进行了数值研究。聚焦于射流喷出后主涡环形成、演化直至发生首次轴置换的初始发展阶段。数值结果清晰描述了横流速度对射流涡结构演化、穿透深度及混合效率的影响，得到了横流作用下非圆射流主涡环的三维流动形态演变机理，发现因横流绕射流表面运动时的切向速度有效抵消了非圆射流自诱导变形而出现的切向速度，抑制了迎流侧剪切层上肋状流向涡的生成，提升了迎流侧剪切层上周向涡管的稳定性。当横流绕过长轴两端剪切层时，内外侧切向速度差诱导长轴两端形成一对强反向流向涡对（CVP），并在射流后期发展过程中逐渐占据主导控制地位，最终导致射流截面形状转变为典型的反向涡对结构。此外，射流剪切层上反向流向涡对与背流侧涡环段的耦合作用，加剧了主涡环的破碎与失稳，使射流穿透深度降低，而混合效率得到提升。

航空发动机转子轴向力测量是发动机压力平衡试验中获取转子轴向力的重要手段，其轴向力测量结果对于转子结构安全性评估、气动改进设计、轴向力调节等具有重要意义。论文阐述了航空发动机转子轴向力测量要求，分析了常见转子轴向力测量方法的特点及其在航空发动机转子轴向力测量中的适用性。针对航空发动机结构特点和工作环境条件，重点论述了航空发动机转子轴向力测量中的气流压力测量法、测力环测量法、鼠笼弹支测量法的基本原理和应用案例，指出了目前存在的主要问题，并进一步论述了它们的发展趋势和面临的挑战。气流压力测量法、测力环测量法和鼠笼弹支测量法仍将作为今后航空发动机转子轴向力测量中的主流方法，还需要在测量精度、测量稳定性、测量灵敏度等方面进行提升，以消除目前存在的影响其测量效果的弊端。

以变循环发动机可变涵道比加力/冲压燃烧室为研究对象，采用缩比模型流场实验和全尺寸三维数值仿真的方法，揭示不同涵道比、平行混合器出口面积比下的加力燃烧室内部流场特征，定量评价加力燃烧室内速度不均匀度、掺混损失、隔热屏冷却通道外侧机匣壁面温度峰值等参数。研究结果表明：相较于内涵入口均匀流，内涵入口考虑旋流后，旋转的内涵流体与外涵流体增强了剪切混合，严重时引起内涵高温流体部分进入隔热屏冷却通道，致使隔热屏冷却通道外机匣局部温度高达812.97 K。采用平行混合器可有效控制加力/冲压燃烧室总压损失，在3.5%以内。内外涵出口面积比是重要参数，合理的面积分配能够确保外涵道流体有足够的空气进入隔热屏冷却通道，同时有足够的惯性力遏制隔热屏入口段内侧流动分离。小涵道比工况下，增大内外涵出口面积比将导致冷却气量减少约20%，可能造成隔热屏冷却效果变差；同时低动量的外涵流体难以克服逆压梯度，在隔热屏内侧形成回流区，导致火焰稳定器上游径向速度不均匀度恶化至0.10～1.20，对加力燃烧不利。在大涵道比工况下，过小的内外涵出口面积比将导致掺混损失增至3.16%，随着内外涵出口面积比提高，内外涵气流匹配度改善，速度不均匀度范围提升至0.85～1.07，展现出更优的综合性能。

针对航空发动机风扇管道声模态重构时，均匀环形声阵列所需传感器数量庞大，而传统基于L1范数的压缩感知方法存在幅值低估的问题，研究基于稀疏贝叶斯的航空发动机风扇声模态重构方法，建立稀疏贝叶斯分层先验模型，利用块坐标下降法求解，有效解释并量化测量过程中的不确定性；利用非支配遗传算法优化阵列布局，提高声模态重构精度。开展了某3.5级航空发动机风扇声模态测试试验，结果表明：在相同传声器数目下，稀疏贝叶斯方法的重构平均误差低于L1范数正则化方法；在低速工况下，采用6支传感器最优布局，稀疏贝叶斯方法对周向模态阶数为5的声模态重构误差为0.01 dB；在高速工况下，采用8支传感器最优布局，稀疏贝叶斯方法对周向模态阶数为5和−12的声模态重构误差分别为0.50 dB和0.46 dB。

基于离散翅片微通道流动沸腾的多相流换热器是一种可工程化的热沉技术，可应对高热流密度的飞行器散热需求。实验研究了R134a制冷剂在4种典型离散翅片微通道中的流动沸腾换热特性。微通道的当量直径为0.67 mm，实验工况范围为：干度为0～1，质量流率为150～300 kg/（m²·s），热流密度为10～25 kW/m²。实验结果表明：微通道流动沸腾压降和传热系数随工质质量流率和热流密度的增大而提高，不同翅片之间对比结果表明：翅片形状对于压降的影响相比于传热系数更为显著，以质量流率为150 kg/（m²·s）、热流密度为10 kW/m²工况为例，方形、圆形和正弦形翅片的压降相较于菱形翅片高出约272.4%、116.9%、48.7%，平均沸腾传热系数相较于菱形翅片仅提高20.6%、11.0%、2.7%；以质量流率为300 kg/（m²·s）、热流密度为25 kW/m²工况为例，方形、圆形和正弦形翅片压降相对于菱形翅片分别增加351.1%、121.1%、94.7%，平均沸腾传热系数较于菱形翅片分别提高约24.7%、11.0%、8.8%。基于试验数据修正了离散翅片微通道流动沸腾压降和传热预测关联式，并进行不同翅片综合性能的对比分析，结果表明菱形翅片综合性能更优。

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。

随着航空发动机向着高推质比以及低油耗方向发展，刷式密封的工作环境越来越苛刻。特别是在高压、高转速环境下，刷丝尖端极易与转子发生摩擦磨损，进而导致整个密封系统的失效。基于三维稳态刷式密封模型，并结合Archard黏着磨损理论，在考虑刷丝多载荷作用发生变形情况下建立了能够高效求解刷丝尖端摩擦磨损特性的流固耦合研究方法。实际工作过程中转子受热膨胀/径向跳动，与刷丝发生严重干涉，从而加剧刷丝尖端的磨损。因此，详细研究了转子径向位置不变及恢复原位两种情况下的刷丝磨损特性，揭示了刷丝尖端磨损对刷丝受力、变形以及泄漏量的影响规律，并且对比了不同压比和干涉量下的磨损情况。研究结果表明：在转子径向位置变化并恢复原位的情况下，上游区域刷丝所受转子接触力大于下游刷丝，磨损较快。磨损量在前100 min内增长速度最快，300 min后逐渐趋于平稳。在转子在干涉位置保持不变的情况下，刷丝磨损速度比磨损后转子恢复原位的情况下快29.7%，泄漏量的激增主要发生在磨损开始的0～50 min。两种情况下泄漏量激增的原因不同，转子恢复原位的情况下泄漏量由于径向间隙的增大而增大，转子位置保持在干涉位置不变的情况下泄漏量的增长取决于刷丝的排列状态。

为获得冲压模态下吸气式脉冲爆震发动机头部掺混结构对工作特性的影响，以汽油为燃料，空气为氧化剂，通过实验探索了掺混结构对于爆震起爆及传播特性的影响规律，实现了频率为12.5 Hz的稳定爆震，归纳出6种燃烧状态。结果表明：受旋流影响，相较于无旋流结构，有旋流结构对空气来流总压、汽油流量以及点火能量较为敏感，随着点火能量降低，不稳定燃烧持续时间加长，在点火能量下降至3 J时，会导致点火失败，稳定工作当量比范围更窄，但有旋流结构可进一步缩短起爆距离，增加掺混结构的阻塞比可拓宽稳定爆震的当量比范围。

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。

垂直返回可重复使用火箭在返回气动减速阶段由于火箭底部为迎风面，对底部发动机喷管的力、热特性产生显著影响。采用计算流体力学方法对超重星舰一子级火箭底部的流动特性进行数值模拟，获得了火箭在典型气动减速段工况马赫数为3.5、攻角为0°～15°范围的流场结构及底部喷管的载荷分布。结果表明：火箭返回时底部形成了随攻角变化的弓形激波，在背风侧形成了大尺度的流动分离；外圈、中圈和内圈喷管所受侧向载荷之比为335∶19∶1，呈指数级下降；随着攻角增加，喷管侧向载荷从背风侧向迎风侧逐渐减小。气动热对火箭底部以及外圈喷管的影响显著。研究结果可为垂直返回火箭底部发动机的布局及气动减速阶段的姿态控制方案提供理论支撑。

为确定航空发动机在飞行试验实测压力温度组合畸变下的稳定裕度损失，开展了基于图谱等效转换和平行压气机模型的稳定裕度损失评估方法研究。通过对试飞实测组合畸变图谱进行等效协调转换，结合平行压气机模型仿真计算，得到畸变下压缩系统的稳定边界，再通过畸变时刻发动机参数确定压缩系统工作点，从而得到畸变时的稳定裕度损失。对涡轮风扇发动机装机试飞下的实测进气畸变进行计算，得到温度不均匀度为2.2%、周向总压畸变强度为3.3%、高温区和低压区相位一致条件下的风扇稳定裕度损失为9.2%，表明形成的方法可用于试飞实测压力温度组合畸变下发动机稳定裕度损失确定。

为提高鱼雷等水下航行体高突防性能，针对金属水冲压发动机设计了多级推力方案，针对常规进水道总压损失显著问题，借鉴喉栓式变推力发动机结构，提出一种多分支分布式异形管路进水高效减阻进水方案，旨在实现高效减阻。通过理论分析与数值模拟相结合的方法，系统研究了管路布局、截面形状以及注水口分配对管路阻力损失的影响。结果表明：以二次进水管为例，与相同进水量的外部进水方式相比，分布式进水布局可使压降降低50.00%，引入异形截面后压降进一步降低22.45%，引入多分支进水口后压降进一步降低13.17%。综合来看该分布式多分支异形管路方案能够使进水在燃烧室轴向均匀分布，同时也能使压降显著降低85.62%。该研究为水冲压发动机的性能优化提供了一条技术路径。

为研究凹腔参数对航空发动机加力燃烧室内钝体/凹腔耦合火焰响应特性的影响，以模型加力燃烧室为研究对象，对不同凹腔长深比与后壁面倾角下的耦合火焰释热响应特性展开试验研究。试验在常温常压条件下进行，建立了火焰传递函数（FTF），并基于动态火焰图像重点研究了不同凹腔参数下耦合火焰的响应特性与动态特征。试验结果表明：随着长深比的增加以及后壁面倾角的减小，其FTF增益及延迟时间均减小，系统时滞效应减弱。并且在低频扰动下耦合火焰产生向内的卷曲运动特征，较高频时会产生多段火焰面褶皱，出现局部熄火。此外凹腔参数的变化会改变空间中强释热脉动区域的分布，这也是耦合火焰响应特性发生变化的内因。

以典型多级端齿连接结构的燃发转子为研究对象，分析了转子系统的动力学特性，并对转子及端齿在临界转速下的应变能分布特征进行了分析。对连接结构的界面损伤提出了界面损伤评估方法，采用界面接触状态系数、界面接触应力和摩擦功对装配状态下、起动状态下和工作状态下的转子结构系统的界面接触损伤进行了评估。最后对考虑界面损伤的转子动力学特性进行了分析。结果表明：端齿D的界面损伤较为严重，起动状态下端齿D的有效接触区域占比20%；工作状态下：在多重载荷（装配载荷、离心载荷、温度载荷）的作用下，端齿D的有效接触区域占比34.67%，有效接触区域相较起动状态有所改善，但端齿D的摩擦功增加了231.6%，端齿D左右端齿的相对径向变形较大，达0.23～0.25 mm，界面滑移较为严重，对转子的稳健性影响较大；考虑界面接触损伤，转子的1阶和2阶临界转速分别变化了3.11%和0.55%，弯曲临界降低了7.77%。

压电双晶片替代力矩马达，能够提升电液伺服阀的响应速度，简化先导级结构，提高系统的零位稳定性和可靠性。目前压电性电液伺服阀力马达组件模型无法从物理机理层面解释不同约束条件对输出特性的影响。针对压电型射流偏转板电液伺服阀先导级设计了等效力马达组件，基于分段建模思想与等效原理开展数学建模研究，并开展不同约束条件下输出特性测试。结果显示：静态输出方面，当伸出长度减小4 mm时，前置级力马达组件位移减小幅值最大，为27.7 μm；动态输出方面，当伸出长度减小4 mm时，前置级力马达组件谐振幅值下降最多，为1.9 dB；谐振频率增幅最大，为15.9%。建立了包含迟滞模型、线性动力学模型及液动力模型3部分的数学模型，进行了静/动态输出特性仿真。通过仿真与实验对比分析可知：静态输出特性方面，仿真迟滞为11.6%，实验迟滞为11.2%，两者方均根误差为2.5 μm；动态输出特性方面，在驱动频率为600 Hz且不同约束条件下，仿真与实验最大方均根误差为5.7 μm，说明数学模型准确。研究为力马达组件结构设计与优化提供理论指导。

以Krain 6高压比离心压气机为研究对象，提出了一种分流叶片周向偏置方法——独立偏置，并与传统的整体偏置方法进行对比。结果表明：独立偏置方法可以在整体偏置方法基础上进一步提高压气机性能。整体偏置方案中分流叶片向主叶片压力面偏置时，分流叶片吸力面前缘附近的激波强度和范围减小，分流叶片对泄漏流进行有效分配，同时流道1宽度以及扩张角的减小使分流叶片吸力面对流道1中泄漏流的引射作用加强以及沿流向的逆压梯度减弱，从而减小流道1中激波和叶顶泄漏流相互作用和泄漏流掺混扩散引起的损失，但过大的偏移量会破坏泄漏流的合理分配，分流叶片整体周向位置为68%时压气机性能最优，在压气机出口质量流量为2.95 kg/s工况下，压比和效率分别提升1.44%和0.62%；在独立偏置方案中，当分流叶片前缘周向位置为68%，尾缘周向位置为72%时压气机性能最优，在压气机出口质量流量为2.95 kg/s工况下，压比和效率分别提升2.02%和1.08%。独立偏置方案提升压气机性能的机理在于分流叶片前段泄漏流强度减小，分流叶片吸力面前缘附近高强度激波消失，以及流道1扩张角减小导致沿流向逆压力梯度减小，限制了泄漏流的掺混和扩散。

通过数值模拟方法研究了气液内混喷嘴在反压条件下的动态雾化特性，重点分析了不同频率振荡对雾化场的影响。研究采用VOF转DPM（volume of fluid to discrete particle method）耦合模型，结合网格自适应加密（AMR）技术，模拟了喷嘴内气液两相流的雾化过程。结果表明：在一定反压条件下，对入口施加激励能够显著改善雾化效果，但频率过高会导致部分液滴直径增大，整体雾化效果优于稳态工况。此外，喷雾锥角在频率变化时会有一定升高，而液滴的索太尔平均直径（SMD）呈现周期性波动，频率越高，平均SMD值越大；频率增加会让喷嘴出口流量振荡增强，相位滞后。研究为液体火箭发动机内混喷嘴的动态特性优化提供了参考。

传统的航空发动机转子盲腔螺栓拧紧机构采用一次展开的结构形式，并且能够承载的拧紧力矩较小，在可达性和结构强度方面无法适用于新一代转子盲腔螺栓的拧紧工况。为解决此问题，分析了盲腔螺栓拧紧的技术需求，在此基础上提出了大小力矩组合式拧紧的设计方案：第1步通过齿轮传动形式的拧紧机构进行小力矩的螺栓拧靠与预加载，第2步采用整体摆动形式的拧紧机构实现目标力矩的最终加载。基于多目标优化方法完成了大小力矩拧紧机构的设计，并通过运动学仿真进行了拧紧机构的运动轨迹规划。研究了基于全局定位的运动精度控制方法和基于预先校验的力矩精度控制方法，实现了机构-转子的几何位姿精准匹配与拧紧力矩的精准输出，并集成于转子盲腔自动化拧紧系统。该系统可实现目标拧紧力矩为48 N·m的螺栓拧紧操作，拧紧力矩精度为±2%，可以在70 min内完成所有螺栓拧紧工作。在转子盲腔模拟件上开展了试验验证，证明了上述指标的有效性，并基于拧紧系统研究了两步拧紧的工艺优化方法，有效提升了转子盲腔螺栓预紧力的一致性。

针对高马赫数喷流中主导扰动结构难以识别、声源远场辐射机制模糊与非线性交互路径缺乏量化等问题，提出了一种融合了层析重建技术的背景定向纹影（TBOS）实验、密度-压力层析反演、POD模态分解、复模态构建与非线性交互张量分析的多物理场模态识别框架。该方法以马赫数为1.26与1.53两种典型啸音工况为例，通过TBOS技术层析重建轴对称流场密度与压力结构，揭示剪切层与激波的耦合演化过程。构建复模态场并量化主导波长，发现高马赫数下，主导波长增大17%，明确表征剪切层-激波驱动下声波远场辐射结构的有序化。POD频谱主频与理论模型吻合度达99.7%，验证声反馈路径的存在。此外，还引入了Hilbert变换与三模态能量转移张量，发现主模态锁频结构由1-2协同转向1-3强耦合，反馈路径由集中单通道向多模态并联扩散演化，揭示了高马赫喷流中主导模态体系重构与多尺度能量协同调制机制。研究利用单相机投影，结合TBOS可视化技术，建立了“结构识别-传播提取-非线性交互”三层耦合路径，一定程度上突破了传统POD难以辨析主瓣声源演化的瓶颈，为啸音控制、喷流调制与远场辐射建模提供了新范式与技术支撑。

针对传统方法难以准确预测复杂工况下的燃油流量，进而影响排放计算精度的问题，提出一种基于神经网络基函数分解的NBEATS-MARS（neural basis expansion analysis for time series with multi-variable adaptive rapid state-transition）模型。该模型采用多栈分解结构，设计多类型基函数系统，通过基函数分解实现可解释的高精度预测。实验表明：NBEATS-MARS模型方均根误差为59.49，对称平均绝对百分比误差为5.75%，中位数误差仅为0.29%；在爬升巡航下降阶段表现最佳，均方根误差为32.75，对称平均绝对百分比误差为1.87%。基于此构建了综合航空排放计算方法，通过将预测的燃油流量数据作为核心输入，结合发动机排气温度等健康状态参数，实现了二氧化碳、氮氧化物、黑碳和有机碳等多种航空排放物的精确量化。燃油流量预测误差的降低使排放计算不确定性显著减小，巡航阶段排放量计算精度提升至±2%以内。该方法通过提高上游燃油流量预测精度，有效改善了下游航空排放评估的准确性和空间分辨率。