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%。

基于数值结果构建了有关X型桁架通道壁面平均努塞尔数、摩擦因数和综合热力系数的2阶响应面模型，分析了桁架杆直径比、桁架杆夹角和桁架杆倾角等对X型桁架通道冷却性能的影响规律，并优化得到了最佳参数。结果表明：增大桁架杆直径比和桁架杆夹角均可以快速地提高平均努塞尔数，但也相应地增大了摩擦因数；增大桁架杆倾角先提高后又降低了平均努塞尔数和摩擦因数；增大桁架杆直径比、桁架杆夹角和桁架杆倾角均会使综合热力系数先增大后减小。当桁架杆直径比为0.0750、桁架杆夹角为60°和桁架杆倾角为33.79°时通道的传热性能最优；当桁架杆直径比为0.067、桁架杆夹角为37.88°和桁架杆倾角为31.36°时通道的综合热力性能最优。

采用数值模拟方法，通过分别在对转压气机（counter-rotating compressor, CRC）前后两排转子上进行周向槽机匣处理，研究了其在不同转速匹配方案下的扩稳效果以及对转压气机最先失速级的变化规律。结果表明：当前排转子R1转速高于后排转子R2时，其最先失速级为R1，当R2转速等于或高于R1时，其最先失速级为R2。在对转压气机的最先失速级进行机匣处理可以有效改善所处理转子的叶尖附近流场，包括来流相对气流角的减小、叶尖泄漏流反向轴向动量的减小、叶尖泄漏流与主流交界面位置的后移及叶尖堵塞程度的减弱等，进而提升了其失速裕度。机匣处理一般仅能对所处理转子的流场产生较大影响，但在特殊情况下也会使非处理转子的流场发生明显改变。

基于自校准Kalman滤波方法和多模型估计理论，针对工程实际中未知输入（如突风、故障和未知系统误差等）对系统状态方程的影响问题，提出了一种多模型自校准Kalman滤波方法。该方法同时采用自校准Kalman滤波和标准Kalman滤波进行运算，并根据贝叶斯定理自动分配两种方法滤波值的权重，通过加权融合得到最终的滤波结果。与自校准Kalman滤波方法相比，多模型自校准Kalman滤波方法既能有效地补偿非零未知输入的影响，又明显改善了系统在未知输入为零时的滤波精度，大量数值仿真结果表明该方法精度提升可达10%以上，具有更强的适应性和鲁棒性。

装药设计方法影响发动机内弹道性能，为提高装药利用率，分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算，得到了药柱燃烧过程中燃烧面积推移规律和残药率与设计参数的函数关系图，进行了算例分析。计算结果表明：以药柱外径D为基准，当环向槽圆弧半径$ r \in$（0，0.05D），圆柱段内孔半径$ {R_2} \in $（0.1D，0.4D），环向槽圆弧圆心旋转半径$ {R_3} \in $（$ {R_2} $，0.42D），圆柱段长$ {L_2} \in $（0.4D，1.53D）时，药柱燃烧呈现先增面性后减面性。残药率与$ r $和$ {R_2} $的变化趋势同为单调递减，残药率与$ {L_2} $的变化趋势为单调递增，残药率与$ {R_3} $的变化趋势为先增大后减小。从减轻重量，提高强度和提高产品加工制造的工艺性等方面综合考虑，建议优先选择碟形封头。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.078%。

针对高速飞行器减阻防热问题，提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆槽道组合构型。基于SST k-ω湍流模型，采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均Navier-Stokes方程，对组合构型的流场进行了数值模拟，并分析了减阻防热特性以及其影响因素。数值结果表明：相较于单一减阻杆，引入槽道后，侧向排气将分离激波推离减阻杆，飞行器主体再附激波强度明显减弱，组合构型减阻防热特性显著提高；槽道收敛半角越大，侧向排气孔位置越靠近减阻杆中部，构型减阻防热效果越好；随着飞行动压的增加，构型减阻防热性能不断提高。在研究范围内，收敛半角为60°，侧向排气孔位于减阻杆中部的组合构型减阻防热总体效果最好，并且在动压在30.15 kPa时达到最佳，相比单一减阻杆，飞行器主体壁面热流峰值降低33.84%，总阻力降低14.44%。

针对风扇管道宽频噪声，利用两传声器模态分解方法对风扇宽频噪声模态分解、声功率测量以及远场辐射特性进行了研究，与需要较多数量的传声器阵列测量方法相比，这种优势在高频管道宽频噪声测量上尤为突出。本文针对该方法的有效性和准确性进行了数值研究，并基于轴流风扇试验台实验验证了该方法的精确性。该方法预测出的声功率与理论值完全吻合。风扇噪声实验结果表明两传声器方法在声功率方面有较高的准确性，最大误差为3 dB，其预测的远程辐射指向性在20°～60°范围内能较为准确地捕捉风扇进口端远场噪声辐射特征，但需要指出的是其预测精度对传声器间距非常敏感，小间距麦克风测量的相关性特征更加稳定，促使其预测精度比间距更大的结果更高。

基于翼面压力分布与流动分离的对应关系，提出了一种用于等离子体激励抑制翼面流动分离的反馈控制方法，该方法通过模型表面特征点的压力判断流动分离情况，根据判断结果自动施加或取消等离子体控制。在NACA0015翼型和飞翼布局模型上分别对该方法进行了风洞试验验证，试验表明：基于压力反馈的等离子体流动控制方法能够实现对翼面流动分离的主动控制，通过控制能够改善模型的失速特性；在飞翼布局模型上，等离子体压力反馈控制与开环控制的效果基本一致，在来流风速为30m/s时反馈控制与开环控制均能使模型的最大升力系数提高27%以上、失速迎角推迟4°。

针对燃气轮机的双燃料混合燃烧问题，采用直接关系图法对NUI（National University of Ireland）机理进行简化（含204组分，902步反应），在此基础上数值研究了甲烷体积分数对正庚烷/甲烷混合燃烧特性的影响。结果表明，提高甲烷体积分数会使混合燃料的着火延迟时间非线性增加，层流火焰速度、绝热火焰温度、一氧化碳排放下降；当甲烷体积分数超过70%时，混合燃料的层流火焰速度和着火延迟时间对甲烷体积分数较为敏感。此外，对于采用正庚烷/甲烷的环形燃烧室，在保持混合燃料热值不变的条件下，两种燃料的火焰锋面位置基本相同，且随着甲烷质量分数的升高，火焰长度和托举高度逐渐增加，燃烧效率、总压损失、一氧化碳和氮氧化物排放逐渐下降；当甲烷质量分数低于30%时，火焰呈“V”型，高于30%时火焰呈“M”型。

为研究一、二级旋流器气量分配对燃烧室排放性能的影响，在总气量恒定条件下，针对配装气量比分别为0.85和1.1两种方案双级轴向旋流器的全环燃烧室开展了地面慢车、空中慢车和起飞状态下的排放试验。结果表明，气量比从0.85增加到1.1，空中慢车和起飞状态氮氧化物（NOx）排放分别降低33%～52%和14%～38%，地面慢车状态CO和未燃碳氢（UHC）排放分别降低23%～49%和32%～36%。地面慢车状态两方案旋流器对应的NOx排放差异不大，且排放值均较低。CO和UHC排放主要集中在地面慢车状态，随着状态增大，CO和UHC排放量逐渐降低，且空中慢车和起飞状态对应的CO和UHC排放量差异不大。在本文试验范围内，全环燃烧室CO排放指数随着NOx排放指数的增加呈现幂函数下降，随着UHC排放指数的增加呈现对数上升。

采用6种详细反应机理对多工况条件下天然气的着火延迟时间、层流燃烧速度以及氧化过程中主要组分摩尔分数进行了数值计算，并与相应试验数据进行了对比分析。结果表明：相比于其它五种详细反应机理，Aramco 2.0机理在天然气的着火延迟、层流燃烧以及氧化特性的预测上精度最高。基于Aramco 2.0机理，通过路径敏感性分析、生成速率分析与反应路径分析，形成了天然气（CH₄/C₂H₆/C₃H₈）的初始简化机理（包含21种组分、150个反应）；同时，基于解耦法，耦合初始简化反应机理中的C₁～C₃反应机理、H₂/CO详细反应机理和NO_x简化反应机理，构建了天然气的简化反应机理（包含40种组分、189个反应）。通过与相应试验数据的对比发现，该简化反应机理能很好的预测多工况条件下天然气的着火延迟、层流燃烧与氧化特性。

针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统（RCS）喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题，基于高温空气及喷流燃气物理化学模型，通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟，研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响，分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律。研究表明：绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著，表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值，随着马赫数升高，其影响逐渐增大；喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别，在低空状态下，燃气组分主要发生复燃/复合反应，导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高，在高空状态下，燃气组分主要发生离解反应，导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低，沿弹道高度升高，喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强；为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性，有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应。

从ease-off差曲面拓扑修形出发，对变位斜齿轮啮合参数进行了解析，获得了齿面接触、运动与力学参数；应用离散接触线有限元，拟赫兹点接触仿真，解决了齿面边缘接触应力集中的求解问题；利用经典摩擦磨损计算模型，快捷求解了齿面瞬时接触线上的动态磨损系数，获得了两齿面磨损量三维分布云图。结果表明：主动轮齿根处磨损量远超齿顶处，从动轮齿顶处磨损略大于齿根处;主动轮啮入区磨损变化剧烈，啮出区磨损均匀，从动轮啮入区与啮出区磨损量无明显差异；抛物线修形，使齿面的磨损向齿宽中部集中，有利于改善齿面的磨损分布。选用合适的变位系数、修形量能够调整齿面的磨损分布，延长齿面的精度寿命。为变位、修形多变量耦合斜齿轮磨损计算、减摩设计提供了理论方法。

通过模拟仿真的方法研究了涡轮叶片通道内部V型间断肋的传热特性。主要探究了各结构参数（间断位置，分离肋长度，分离肋后置距离）对通道的传热性能影响。结果表明：相对于传统的扰流肋结构（直肋，60°斜肋，60°V型肋），V型间断肋在壁面平均相对努塞尔数，综合传热系数以及温度分布均匀性上更具优势。通过改变间断参数，能大幅提高V型间断肋的综合传热系数。在研究的参数范围内，当间断位置为2.5 mm，分离肋长度为10.0 mm，分离肋后置距离为9.6 mm时，通道具有最佳的传热性能。在雷诺数为30000下，与带有直肋的通道相比，优化后的V型间断肋的平均努塞尔数提高了35.75%，综合传热系数上升了28.95%。

以GA（W）-1翼型为研究对象，通过数值模拟的方法探究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及物理机制，结果显示：翼型在低雷诺数工况下具有突变性、迟滞性等强烈的非线性气动特性，且迟滞环的尺寸随着雷诺数的增大而逐渐减小直到最终消失，翼型前缘分离泡的破碎及该过程的不可逆性是非线性气动特性产生的物理根源。翼型在不同雷诺数工况下的非线性气动特性与尖点突变模型在空间拓扑上具有相似性，于是基于拓扑不变原理，通过发展高精度的拓扑映射方法，构建了尖点突变模型的平衡曲面与翼型非线性气动特性之间的拓扑映射关系，从而利用尖点突变模型的平衡曲面去预测低雷诺数下翼型的非线性气动特性，模型预测误差在5%以内。

建立了基于直接氨燃料的固体氧化物燃料电池-燃气轮机（Solid Oxide Fuel Cells-Gas Turbine, SOFC-GT）混合动力系统仿真模型，开发了一种架构优化的高功率-质量比的高效发电系统，并研究了燃料利用率和系统燃料分配对系统功率分配、各子部件质量以及其㶲损失等性能的影响。基于所建立的模型分析了燃料流量、压气机压比、空气流量等输入参数对系统性能的影响，在最优性能条件下对系统进行功率-质量比分析。仿真结果表明该系统的净发电效率为56.85%，㶲效率为50.71%，净发电量为213 kW，功率-质量比为0.7303 kW/kg，达到美国能源部太平洋西北国家实验室（PNNL）为SOFC-GT混合动力系统应用于航空航天领域制定的标准。在此基础上，讨论了该系统在商用飞机主动力和辅助动力上的应用，表明SOFC-GT混合动力系统在航空领域具有良好的应用前景。

为实现高空螺旋桨高效率和轻质量之间的权衡设计，提出一种考虑螺旋桨气动-结构性能的多学科多目标优化设计方法，理论上可得到约束条件下推力最大和质量最小的Pareto解集。但工程应用中，变量太多，可接受时间内仅能获得Pareto解集拟合趋势。为避免优化周期太长，提出以下阶段性优化方法。阶段1：根据上述Pareto解集拟合趋势和平台约束，确定最优桨径；阶段2：进行基于最优桨径的气动优化获得气动外形，结构优化获得结构方案。使用该方法对高空太阳能无人机螺旋桨优化，两个阶段耗时分别为96 h和4 h。对获得螺旋桨制造，仿真和试验，对比结果表明：推力最大误差为10.9%，质量误差为6.9%，刚度误差为15.2%，固有频率误差为15.4%，试验结果也表明该方法的合理有效性。

可重复使用液体火箭发动机能大幅降低航天运输成本，其中推力室内壁结构的循环使用寿命是影响可重复使用性能的关键因素。基于Chaboche随动强化模型和Norton蠕变模型建立推力室内壁材料的本构方程；采用瞬态热-力耦合分析方法，获得推力室各工况下的温度场与应力-应变分布；通过Lagneborg累积损伤法建立损伤模型，其中考虑了蠕变-疲劳的耦合作用，以预测内壁结构损伤及循环寿命。研究结果表明：推力室内壁结构损伤形式以低周疲劳损伤和蠕变-疲劳耦合损伤为主，其中低周疲劳损伤占比65.8%，蠕变-疲劳交互作用损伤占比29.8%，因此为了准确预测推力室内壁结构的循环使用寿命，需考虑结构在蠕变-疲劳耦合损伤作用下的影响因素。

辅助动力装置常被抽取轴功率、空气质量流量用于发电、引气，为降低该过程对涡轮发动机造成的干扰，提升原控制系统的抗扰性能，研究了自抗扰控制方法及其参数化设计方法，以便在工程应用中能够根据线性化模型设计相应的控制参数，并在某型辅助动力装置模型上开展基于传统的增益调度PI控制方法与自抗扰控制方法的数值仿真验证。结果表明：自抗扰控制在保持与PI控制基本性能相似的前提下,具有更优的抗发电和引气干扰的能力，在干扰出现时能够更快速地恢复至原工作状态，转速波动量减少了35%，转速调节时间缩短了9%，具有良好的实际工程应用潜力。

为有效检测航空动力系统中Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道表面凹坑、划痕、擦伤的缺陷。采用中值滤波除去Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道原始图像零散噪点，对其处理图像进行剪切波变换，归一化阈值曲面法对变换后的剪切波系数进行重构、剪切波逆变换获取缺陷增强图像，对缺陷增强图像进行灰度阈值分割与识别分类，定位提取缺陷。基于剪切波变换的Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道的表面缺陷检测方法能有效的检测出Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道表面的缺陷。该方法对Si₃N₄陶瓷轴承内圈沟道表面缺陷提取的准确率可达97.50%，具有高精度与高准确性，满足预期要求。

为分析贫油预混预蒸发（LPP）燃烧室的燃烧不稳定（CI）特征，通过对三维亥姆霍兹方程进行了三种不同程度的简化：平均温度场和导入CFD温度场的无源项方程，以及导入燃烧流场特征的有源项方程，分别对单头部LPP燃烧室模型进行了三维频域特征数值仿真。结果表明: 燃烧室内的温度分布是燃烧室声学特征频率的重要影响因素，释热率源项对主频无影响。相比于仅设置平均温度场，导入CFD三维温度场可以获得与实验频率更吻合的结果，精度提高了5%。采用解耦方式求解频域方程能够快速建立声学系统与燃烧流场间的联系，释热率和迟滞时间的空间分布特征表现在亥姆霍兹方程的源项，其对预测燃烧室固有频率没有影响，但是能够获得详细声压分布特征。

开展了基于叶片解谐振动测试的整体叶盘失谐辨识和模型确认研究。对整体叶盘开展叶片解谐振动测试，提出一种解谐质量布置方案准则，获取整体叶盘所有“单个”叶片振动频率的差异化分布；引入一种失谐辨识方法，消除由于叶片解谐质量所带来的残余叶间振动耦合效应的影响，获取更为准确的叶片失谐分布辨识结果；重点探究不同解谐质量及位置对整体叶盘叶片解谐振动测试和失谐辨识结果的影响，并建立失谐整体叶盘有限元模型；开展基于常规模态测试的失谐整体叶盘模型确认研究，整体叶盘固有频率和振型的仿真/测试结果一致性良好，大多数模态的频差低于0.3%。结果表明该失谐辨识方法能够提高通过叶片解谐振动测试直接获取的叶片失谐分布的准确性，在此基础上建立的失谐整体叶盘有限元模型能够有效反映实际整体叶盘结构的固有振动特性。

详细介绍了磷光测温技术的物理机制、测量方法、常用材料及制备工艺，并从磷光材料及其制备工艺、温度测试方法及系统、发动机环境下信号传输方案三个层面梳理了磷光测温技术在航空发动机热端部件表面温度测试领域的发展历程和研究动态。通过对航空发动机热端部件磷光测温技术研究进展的全面分析，验证了磷光测温技术相比于传统辐射测温技术的独特优势，凸显了磷光测温技术在航空发动机极端环境下热端部件瞬态温度场测试中的应用潜力。

为研究不同喷嘴结构细节对气氢/气氧连续爆轰发动机冷态掺混特性的影响，采用商业软件Fluent对其冷态掺混流场进行了数值仿真研究。以环缝-喷孔式喷注结构为基础，设计了12种不同喷嘴结构的连续爆轰发动机，研究了在入口条件相同的情况下，不同气氧出口扩张角、不同气氢喷注角度、不同气氢出口扩张角以及单双侧喷注对掺混特性的影响。结果表明：气氧出口扩张角在0°～20°范围内，掺混效果呈现先下降后上升的趋势，扩张角最佳值为20°；气氢喷注角度在30°～90°范围内，掺混效果呈现先上升后下降的趋势，喷注角度最佳值为45°；在0°～10°范围内，增大气氢喷嘴出口扩张角使得掺混效果下降；气氢双侧喷注的掺混效果明显优于单侧喷注。

基于扩展Kalman滤波方法（EKF）、自校准扩展Kalman滤波方法（SEKF）和多模型估计理论（MME），针对工程实际中非线性系统状态方程受未知输入（如突风、故障和未知系统误差等）影响的问题，提出了一种多模型自校准扩展Kalman滤波方法（MSEKF），将多模型自校准Kalman滤波方法（MSKF）的适用范围扩展到了非线性领域。该方法同时采用EKF与SEKF进行计算，根据贝叶斯定理实时分配两者先验估计值的权重，通过加权融合进而得到最终的状态估计。本文方法不仅解决了非线性系统状态方程受未知输入影响时EKF滤波发散的问题，而且在未知输入为零时的滤波精度与SEKF相比也更高，大量数值仿真结果表明该方法精度提升可达4%，具有更强的适应性和鲁棒性。

针对空气利用率用于描述对置活塞（OP2S）二冲程压燃式发动机油气相互作用规律时局限性较大的问题，给出过浓系数的定义并以之作为对置活塞二冲程压燃式发动机缸内油气混合效果的评价指标。在此基础上通过基于CONVERGE软件的数值模拟研究了初始涡流比和喷油器倾角对OP2S燃烧效率的影响规律。结果表明：过浓系数可以排除平均当量比的影响并有效反映喷油参数对油气混合效果的影响。提高涡流比可以强化喷油过程中的油气混合，同时改变喷油过程形成的燃油径向分布。过小或过大的涡流比使燃油过度集中于气缸轴线附近或气缸壁附近，造成局部过浓，喷油结束后的燃烧效率下降。整个循环的燃烧效率由喷油过程中及喷油结束后的燃烧放热过程共同决定。在所研究范围内，涡流比对燃油径向分布的影响可以使燃烧效率在0.6～1.0的范围内变化。喷油器倾角同样可以改变燃油径向分布位置及燃烧效率，且这一影响可以与涡流对燃油径向分布规律的影响相叠加。

为对压气机叶片前缘的精细化设计与制造提供有力参考，以某高亚声速压气机叶型为研究对象，基于非嵌入式多项式混沌方法，定量评估了钝头前缘加工不确定性对叶型气动性能的影响。结果表明：在全工况范围内，钝头前缘加工误差恶化了叶型的平均性能；在7°攻角下，叶型气动性能的波动幅度最大。在设计攻角下，钝头前缘的加工不确定性导致叶型平均损失增加18.7%，平均静压比降低1.2%。在7°攻角下，叶型总压损失系数的波动幅度是设计攻角下的4倍。根据叶型气动参数对钝头前缘加工误差的敏感性分析结果，发现两者呈现近线性关系。通过叶型流场的不确定分析可知，钝头前缘加工误差对前缘绕流影响显著，进而导致叶型吸力侧损失和尾迹掺混损失增大。分析了不同前缘加工公差下钝头前缘对叶型的不确定性影响，确定了前缘抛光的加工公差范围。

为实现航空发动机内部热环境与热沉的有效交互，探究换热元件的流动换热特性。以航空发动机燃油系统回油冷却换热器为例，开展了小管径矩形翅片管式空气-燃油换热器流动换热性能试验研究。试验采用高温燃油与常温空气两股工质在换热器中进行能量交换，探究换热器在不同工况下的流动与换热性能，获取矩形翅片管式换热单元管外流动换热经验关联式。结果表明：矩形翅片管式换热单元的表面传热系数约为相同结构参数光滑管束换热单元的44%，且试验结构换热单元阻力系数高于光滑管束单元，在进行翅片管束换热器设计时应综合考虑翅片对流动换热性能的影响。试验获取的翅片管式换热单元管外努塞尔数经验关联式与阻力系数经验关联式拟合偏差均不超过5%，较为准确的反应了换热单元外侧的流动换热特性。

以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象，设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案，其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型，验证了重要部组件模型的准确性，并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定，最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明：在推力变比5∶1全工况范围内，双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制，系统不存在稳态误差，但是调节过程存在波动；针对调节过程而言，双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因，而积分输出造成了控制目标的稳态误差；相比阶跃信号调节，双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好，因此实际使用中，应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。

为了研究射流预冷下涡扇发动机的性能以及稳定性表现，分别考虑射流预冷导致的进气道掺混换热、截面工质热物理性质的修正以及部件特性修正这三种因素，对涡扇发动机的稳态性能进行了数值模拟。计算结果表明：射流预冷下发动机推力的大幅增长来自于进气流量的增加，其中掺混换热是引起进气流量增加的直接因素，而工质热物理性质和部件特性的变化则导致发动机的推力下降，高水气比下，受进气流量增加的影响，射流预冷仍能大范围的提高发动机的推力水平。进气道掺混换热使得风扇更为逼近喘振点，而随着水气比的增加，风扇和高压压气机的稳定性均有所回升。

为了识别某型涡轴发动机喘振时的特征，通过进气畸变方式开展了某型发动机台架试车逼喘试验，利用声压传感器测量采集了轴流压气机和离心压气机两侧的声压信号。对声压信号进行测试环境与背景噪声修正，再采用时频分析方法实现了对由于进气减少引起的压气机叶片失速团特征和低频喘振特征的检测，并采用小波低频重构声压信号方法实现了某型涡轴发动机喘振信号的提取与识别。结果表明：随着进气的增加，轴流压气机和离心压气机转子频率处声压信号幅值会降低，同时会产生失速团，轴流压气机右侧能最先监测到喘振，喘振频率约为60 Hz。

结合数值模拟和风洞试验技术，在高超声速连续流条件下对非线性耦合本构关系（NCCR）模型和由量纲分析推导得到的简化广义动力学（SGH）模型开展研究。基于小型高超声速风洞试验系统，在不同来流条件下对类HB2（hypervelocity ballistic model 2）标模和钝锥模型的气动力和物面压力进行了风洞试验测量。同时在三维有限体积框架下，分别采用分裂算法和耦合算法的NCCR模型、SGH模型对试验工况下的标模开展数值计算。结果表明：NCCR模型和SGH模型得到的气动力系数和物面压力均与Navier-Stokes（NS）方程解一致，并与风洞试验数据吻合较好；采用分裂算法的NCCR模型在类HB2头部膨胀拐角处预测的摩阻/热流系数明显低于NS方程解，而采用耦合算法的NCCR模型解与NS方程基本一致。计算结果和实验数据对比表明，NCCR模型和SGH模型在高超声速连续流中的准确性得到充分验证，此外，NCCR模型的分裂算法在三维高速流动中的适用性需进一步完善。

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。

对比分析了不同预旋比下反旋流装置对梳齿密封各腔室内压力、周向流速、周向旋流增长率及动力特性系数，对反旋流梳齿密封的有效性进行定量分析与判别。研究表明：反旋流装置对密封周向流动有较强的抑制作用，且对各腔室压力有不同影响，其中对C3～C6腔室压力作用效果较明显；引入周向旋流增长率衡量反旋流装置作用效果，添加反旋流装置后，密封周向旋流增长率沿泄漏方向降低至C8腔室，在C9腔室处略有回升，无反旋流密封基本保持不变。添加反旋流喷嘴使C3～C6腔室直接阻尼增大。且各腔室交叉刚度均减小，各腔室有效阻尼提高，总有效阻尼增大稳定性增强。预旋比使C1～C2腔室的直接阻尼有显著变化。添加反旋流喷嘴后，腔室交叉刚度在高预旋比下减小更多，有效阻尼受预旋影响较小，反旋流对进口正预旋有较好抑制作用。

为探究三维锯齿构型对入射激波/边界层干扰流场结构的影响，对一种前缘带锯齿的斜楔/底板流场进行数值仿真分析，并总结了不同锯齿深度对流场的影响规律。结果表明：与前缘平直斜楔相比，锯齿斜楔受溢流的影响。入射激波呈现为三波系曲面结构，激波强度减弱，波角减小，流场结构后移；底板上分离区呈现出“凹”型的空间结构，分离区展向表现为中间低、两边高，流向表现为中间短，两边长。随着锯齿深度增大，流场结构更加后移，分离区的三维特性更加明显。在溢流模型中，受侧面溢流影响，对称面处的分离最大，分离区呈现出三维的“半凹”结构；对比基准溢流模型，锯齿溢流降低了入射波系强度，使侧面溢流减少。

通过改变气体中心同轴离心式喷嘴的气体喷嘴内壁结构，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。气体喷嘴内壁加凹腔，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；而气体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。

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下，进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题，基于实验室现有能力条件，从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排放，提出了针对大涵道比涡扇发动机的尾气“分割排放”概念和排放质量流量预估方法，降低了从实验室排放的低温空气质量流量。对于空气补偿，采用液氮作为冷源将实验室外常温空气冷却至极端−50 ℃低温并持续补充进实验室，补偿排放损失、维持实验室内低温环境稳定和室内外压力平衡，保障实验安全。基于该项技术，在国内首次成功实施了民机整机−40 ℃发动机低温启动适航符合性实验，实验结果表明：飞机低温冷浸时间10 h，实验全过程室内温度波动在±3 ℃以内；与常温下相比发动机启动功能和性能无明显衰减。该项实验的成功为其他民机在实验室内开展发动机低温启动实验和相关适航标准规范的制定提供了实践依据和技术储备。

基于传统可调涡轮导叶，设计了一种带有端隙密封结构的喷嘴环导叶（end-clearance sealed guide vane, ESGV）。在导叶不同开度下，对ESGV可调涡轮进行数值模拟，分析了ESGV对可调涡轮性能的影响，结果表明：ESGV可以有效的抑制导叶端隙泄漏流，能够明显改善喷嘴环和转子通道的流动状态，进而提高涡轮效率。对ESGV可调涡轮和原始涡轮进行涡轮特性试验，结果显示：两型涡轮流量特性大致相同时，在导叶中开度下，ESGV涡轮效率较原始涡轮提高了5%，验证了ESGV方案的有效性。

为了考虑应力梯度对SiCp/Al复合材料结构疲劳强度的影响，基于三维空间矢量应力场强法和光滑件疲劳强度，发展了一种SiCp/Al复合材料缺口疲劳强度预测方法，其中三维空间矢量应力场强法计算中分别应用了经典一维应力场强与有效距离点应力场强的等效应力积分形式，避免了构建三维权函数和人为确定疲劳损伤区域。采用升降法制定了SiCp/2009Al复合材料光滑件疲劳试验方案，获得了SiCp/2009Al复合材料10⁷循环周次对应的轴向（R=−1）疲劳强度为180.91 MPa，并以散点法开展疲劳试验获得了SiCp/2009Al疲劳寿命分布，光滑件疲劳试验结果显示SiCp/2009Al复合材料应力-寿命关系存在明显的平台区。采用逐级加载法开展了SiCp/2009Al复合材料缺口件轴向（R=−1）疲劳试验，获得了缺口件的疲劳强度为82.2 MPa。缺口件疲劳强度预测结果与试验结果吻合较好，最大误差在10%以内，其中基于有效距离点应力场强的三维空间矢量应力场强法建立的SiCp/Al复合材料缺口疲劳强度预测方法预测精度更高。

将弹性环式挤压油膜阻尼器（ERSFD）引入弧齿锥齿轮传动（SBGD）系统中以改善其动态特性。基于广义雷诺方程建立内外油膜控制方程，并通过半解析方法得到弹性环的变形，获得ERSFD油膜力后基于径向基（RBF）神经网络建立其近似模型，建立带有ERSFD支撑的8自由度SBGD系统双向流固耦合动力学模型，借助分时迭代方法获得系统稳态响应。结果表明：内油膜压力沿圆周分段式分布，且沿偏移线为非对称分布；ERSFD的存在有效削弱了油膜力与偏心率之间的非线性关系；弹性环凸台厚度的增加，使系统振动响应的幅值整体下降，并抑制了5200～8200 r/min转速范围内系统的混沌行为，有效改善了SBGD系统动态特性。

针对航空发动机圆柱滚子轴承在高速轻载条件下的打滑问题，开展试验与理论研究。基于滚动轴承打滑试验，探究内圈转速、径向载荷对轴承打滑特性的影响。同时考虑轴承工作径向游隙变化，求解滚子受力情况与轴承总力矩，并结合试验结果进行分析。研究表明，轴承内圈转速低于10 000 r/min时，径向载荷增大使轴承工作径向游隙增大，同时加剧轴承打滑程度。随着内圈转速升高，轴承工作径向游隙逐渐减小；存在内圈临界转速，此时轴承打滑率最大。不同径向载荷下内圈临界转速有所差别，本次试验所得内圈临界转速在7000～8 000 r/min之间。轴承整体滚子的总力矩直接影响轴承打滑程度。

精确模拟压气机可调叶片（VSV）角度任意变化造成的压气机部件特性的变化，对于发动机性能仿真的发展具有重要价值。基于骨架特性原理，建立压气机VSV变几何性能模型。介绍了压气机骨架特性处理方法的优点和适用性。基于压气机骨架特性处理方法，开发一种VSV模型修正方法，通过调整流量系数、功系数和损失系数的比例修正系数，实现压气机特性随VSV任意角度变化的高精度建模。建立自动优化方法，提高执行效率，减少人工干预。同时，与某型压气机VSV联调试验结果进行对比，相对误差达到小于0.2%的水平，验证了修正方法的正确性和精度；选用比例系数修正特定骨架特性的修正方法，可推广至压气机特性的其他二次影响修正（如雷诺数效应）。

针对液体火箭发动机中与阀门相关和与燃烧组件相关的两类重要振荡，阐述了发动机系统振荡现象、振荡模式以及稳定性的研究进展。结果表明，与阀门相关的振荡主要表现为阀门自身和与管路系统耦合的两种不稳定振荡模式；重点是振荡敏感参数分析，难点在于自激振荡临界稳定参数的获取和振荡频率的辨识。与燃烧组件相关的振荡表现为与供应系统耦合的燃烧不稳定、与喷注过程耦合的燃烧不稳定以及燃烧过程自身不稳定三种模式；流量型稳定性机理研究较成熟，内在稳定性机理准确建模相对匮乏；对时滞模型的进一步探究和对燃烧过程数学模型的深入完善是今后系统级燃烧不稳定振荡研究的重难点。

采用定容燃烧实验装置获得初始压力为0.1 MPa、初始温度为450 K、当量比为0.8～1.4工况下乙醇/RP-3航空煤油预混火焰和含水乙醇/RP-3航空煤油预混火焰的层流燃烧速度，并分析了乙醇掺混比、乙醇含水量、当量比等因素对混合燃料层流燃烧速度的影响。研究表明：随着乙醇掺混比的增加，乙醇/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度增大；当RP-3航空煤油中乙醇掺混比一定时，随着乙醇含水量的增加，含水乙醇/RP-3混合燃料层流燃烧速度减小。由燃烧反应动力学分析可知，混合燃料的层流燃烧速度受动力学、热力学等的综合影响。本研究所获实验数据能够为生物乙醇燃料在航空发动机中的应用提供理论基础和技术支持。

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。

提出一种具有强化散热结构的短测管型总压探针方案，建立了总压探针的多物理场数值模拟模型，提出一种基于数值模拟和改进粒子群算法的总压探针结构联合优化方法，采用混合网格划分技术减少网格数量，以正态分布初始化粒子位置，同时增加种群学习因子和自适应邻域比例，提高算法的优化效率。数值仿真结果表明，数值模拟模型中网格顶点数量减少了47%，改进后优化算法迭代代数减少了37%，优化效率高，获得的总压探针结构满足温度约束，且长度短、质量轻。

通过采用声学有限元法，求解带有平均流源项的亥姆霍兹方程，进而在考虑燃烧室高温、平均流场因素基础上分析了隔板结构参数对液体火箭发动机燃烧室声学模态特性影响规律。结果表明：增加隔板数目或长度，均会降低燃烧室一阶切向模态的特征频率；存在最佳隔板数目4，使燃烧室一阶切向模态阻尼率最大；而隔板长度越长，一阶切向模态声压波腹的分布面积越小，阻尼率越大；隔板型式对燃烧室一阶切向模态特性影响较小。

为了揭示叶尖小翼对跨声速压气机级气动性能的影响机制，利用数值方法研究了压气机级转子叶片上加装不同宽度压力面/吸力面叶尖小翼的作用效果和扩稳机制。同时，提出一种更加系统的叶尖小翼结构设计方法以优化叶尖小翼技术在压气机上的应用，使压气机级压比和绝热效率基本保持不变的前提下提升其稳定工作裕度。研究结果表明：随着压力面小翼宽度的增加，压气机级的稳定工作裕度分别增加了6.01%、9.90%、10.76%、11.43%，压力面叶尖小翼改变了转子叶顶气流偏转角，抑制了叶顶泄漏流的产生和泄漏涡破碎，提升了压气机级的流通能力，同时减弱了静子叶片吸力侧的分离损失。

基于Hertz弹性接触理论和无滚道控制理论，建立了不同预载机制下五自由度角接触球轴承拟静力学分析模型，采用牛顿拉夫逊法对已建立的模型进行数值求解，探究预载机制和过盈量对角接触球轴承动力学特性的影响。通过将已建立模型求解接触角和轴承刚度结果与已有文献结果进行对比，验证模型的有效性。分别探究了过盈量对内外圈装配压力和滚道接触变形量的影响以及过盈量和预载机制对轴承刚度的影响。结果表明：随过盈量增加，内外圈装配压力增加，初始接触角减小；随着过盈量增加，轴承径向刚度增加，轴向刚度和角刚度减小；与定压预紧相比，定位预紧能够提高轴承刚度；探究转速对接触变形和装配压力的影响，确定了松脱旋转速度约为40 000 r/min。

为探究拉杆转子在考虑接触面力学特性下预紧力失谐诱发振动的机理，从弹塑性理论及接触面微观角度，详细分析了单个微凸体在接触过程中的变形规律和力学特性，并通过高斯分布得到接触面宏观的力学接触模型。结合接触面力学特性，建立了一种保证其原始模型主要特征参数不变且能够确定其厚度的等效接触层；进一步通过这种等效接触层模型分析了拉杆预紧力降低和周向失谐时临界转速和固有频率的变化规律；利用波的传递揭示了预紧力周向失谐诱发拉杆转子振动模态局部化的机理。结果表明：预紧力减弱后，等效接触层刚度减小，临界转速和固有频率降低；随着预紧力失谐拉杆数量的增加，转子的临界转速和固有频率降低。当外部激励的频率处于拉杆转子的频率禁带时，振动能量无法传遍整体结构而积聚在局部区域，从而诱发了振动局部化现象。论文研究结果能够为复杂拉杆转子的动力学分析和优化设计提供参考方法。

针对折叠翼插-拔式锁紧机构建模问题，采用平面应变假设和叠加原理对模型简化降维，构建了考虑间隙效应的连接刚度解析模型。首先，采用能量法求解接触摩擦引起的非静定问题，获得法向和切向接触力；其次，基于Hertz基本解计算出等效接触刚度，并采用梁模型计算弹性销的弯曲变形；通过将解析解与文献试验值进行对比，对方法的适用性进行验证，并进一步针对不同接触模式开展参数影响分析，最终给出了载荷和间隙对连接刚度的影响规律。结果表明：当载荷由20 N·m变为50 N·m时，锁紧机构的连接刚度增大约3%～5%，存在刚度渐硬非线性效应；而随间隙增大，连接刚度呈现下降趋势，其原因为配合尺寸影响弹性销与孔壁的相对姿态。

从燃料密度、显冷量和贮箱增压压力等方面阐述了采用过冷液氧推进剂的性能优势。以获取66 K过冷液氧为目标，从低温工质消耗、功率消耗、系统复杂性和安全性等多个方面对液氧抽空减压、负压液氮浴换热和氦制冷循环3种过冷方案进行了定量与定性对比。针对液氮浴过冷技术进一步对比了单级与两级过冷方案，最终建议采用常压+负压两级液氮浴过冷方案获取66 K深度过冷液氧，并基于该方案搭建了半工业级液氧深度过冷验证平台，成功将液氮过冷至66 K以下。试验获得了液氧过冷加注过程的温度及流量变化规律，验证了两级液氮浴过冷方案的可行性，为低温火箭发射场推进剂加注系统升级提供了理论及技术参考。

含AL固体复合推进剂在燃烧过程中，燃烧表面存在AL颗粒团聚现象，其对火箭发动机性能产生重要影响。通过分子动力学算法建立固体复合推进剂三维颗粒微观模型，实现了模拟三维空间内AP颗粒和AL颗粒的随机分布特征。并建立了颗粒的团聚模型，分析研究AL颗粒在随机填充模型中的团聚现象，得到了不同的临界分离距离下AL颗粒粒径分布规律，并将之与实验数据进行对比，最终总结出了合适的临界分离距离与AL颗粒直径的经验公式。然后总结出了AL颗粒在气固交界面发生团聚后粒径的分布规律,设计了AL颗粒在气固交界面的Rosin-Rammler概率分布函数，分析得到其均匀性系数与特征系数分别为1.4453与86.49，可用于数值模拟计算固体燃料燃烧面退移过程中表面AL颗粒喷射的初始粒径。

为寻求提高批量电液伺服阀分辨率一致性的制造工艺方法，针对滑阀副径向尺寸公差范围内参数摄动作用下卡紧力大小的不确定性，建立了径向卡紧力数学模型，获得了径向尺寸参数摄动下的滑阀副径向卡紧力分布特性。建立了工艺参数与径向卡紧力分布特征参数之间映射关系的响应面代理模型，并据此开展了滑阀副径向卡紧力分布特征参数对工艺参数的全局灵敏度分析。结果表明：径向卡紧力服从Weibull分布，改变阀芯圆柱度相比改变径向间隙对滑阀副径向卡紧力影响较小。相比减小径向间隙变动范围，降低径向间隙下限值对提高径向卡紧力一致性更加有效。而相比降低径向间隙下限值，减小径向间隙变动范围对从整体上减小径向卡紧力更为显著。

为解决目前绝大多数神经网络冰形预测方法只能针对特定翼型且不具备面向多翼型特征的普适性的问题，采用基于多模态融合的深度神经网络方法，以翼型截面图像与结冰工况参数作为输入，以二维冰形曲线傅里叶级数拟合参数作为输出，建立深度神经网络预测模型，实现了对任意对称翼型结冰特征的预测能力。结果表明：提出的模型可以准确地预测任意对称翼型几何特征条件下的结冰外形，冰形面积与最大冰厚等冰形主要参数预测误差均保持在10%以下。

分布式电推进飞机可通过多推进器间的推力差动来调节飞行姿态，从而为实现动力偏航提供了硬件条件。为此，提出一种基于非线性动态逆的动力偏航控制策略。建立考虑分布式电推进系统推力差动的飞机非线性飞行动力学模型，并基于时标分离原则，将其划分为快状态子系统和慢状态子系统。随后，针对慢状态子系统的非线性特性，设计非线性动态逆控制器实现动力偏航控制，所计算出的滚转、俯仰、偏航速率作为参考指令传递给快状态子系统。快状态子系统控制器同样基于非线性动态逆方法设计，通过调节各分布式推进器间的推力差动，实现对给定滚转、俯仰、偏航速率的跟踪。考虑到分布式电推进系统具有天然的冗余性和容错性，将动力偏航控制策略拓展至了推进器冗余和故障等特殊工况。同时，针对分布式电推进器易受突风、电动机参数变化等扰动影响的问题，设计了基于自抗扰方法的各电推进器本地推力控制器。数值仿真结果表明：该策略可以实现90°动力偏航，并且可以抵抗15 m/s的突风扰动。

在分析国内外航空重油活塞发动机发展现状的基础上，对现有成熟机型进行对比分析，获得了不同功率级别航空重油活塞发动机的核心技术指标，提出我国发展航空活塞发动机重油化和国产化的重要意义。按照功率级别分析了航空重油活塞发动机发展的技术途径，总结了高功质比航空重油活塞发动机面临的技术难点，提出了点燃式航空重油活塞发动机的关键技术，即重油燃料的快速雾化技术、快速冷起动技术、爆震抑制技术以及高空增压功率恢复技术，突破以上关键技术将对航空重油活塞发动机技术的发展具有重要意义。

为揭示热电偶非稳态测温误差的影响机制，建立了热电偶测温一维非稳态计算模型，综合评估了不同安装结构、黏合材料和表面传热系数工况对热电偶非稳态测温误差的影响，深入探究了毕渥数对非稳态测温的影响规律。研究结果表明：考虑环境辐射是必要的，与不考虑辐射传热相比测温时间300 s时的温度相差1.48 K。不同的安装方式对测温误差的影响较大，最大测量温差1.85 K。黏合材料的导热系数越大，正规状况阶段非稳态测温误差越小，测温时间150 s后绝对误差小于0.5 K。表面传热系数对非稳态测温误差起着重要的影响，表面传热系数越大，受初始温度场影响的测温误差越大。黏合材料导热系数为2.4 W/（m·K）时，表面传热系数为50～250 W/（m²·K）的范围内测温误差的变化范围为0.2～1.5 K。研究结果为发动机传热实验中壁温非稳态测量提供了参考。

结合平行平板流动理论，结合流量因子法和粗糙面接触压力与接触间隙的关系，提出了一种基于等效间隙、能够考虑微观粗糙形貌及受不均匀分布载荷的机匣安装边泄漏量定量计算方法；采用有限元计算方法，研究了内部气体压力和轴向力对机匣安装边气体泄漏量的影响规律；研究表明，随着内部气体压力的增加，泄漏量增大，随着轴向力的增加，泄漏量略微减小；最后将计算结果与泄漏量实验结果进行对比，在内部气体压力和轴向力作用下的泄漏量最大误差分别为3.5%和3.6%，证明了本文计算方法的有效性。

在研究核磁共振成像测速技术（MRV）测速核心方法的基础上，成功实现了在10 min内对大宽高比肋柱通道200×100×25个空间点上三维全场速度的测量，并对流场结构进行了深入的解析。将MRV测得的通道中心截面速度分布与粒子成像测速（PIV）的实验结果进行了对比，两者吻合良好。利用MRV测得的空间三维速度分布解析了菱形肋柱与端壁附近复杂的三维流场与涡量场，发现端壁附近流体靠近肋柱时，先向下冲击端壁，仅仅在在肋柱前缘两侧形成马蹄涡，随后绕过肋柱两侧尖角处向上抬升，端壁边界层内的涡，迅速演变为肋柱两侧尖角附近以及下游的剪切层涡。

针对航空发动机热管理系统方案提出了基于㶲分析和当量质量分析的综合性能评价方法，从热力学性能和起飞总质量增加值两个角度对不同热管理系统方案的性能进行对比分析。根据建立的分析方法对某发动机两个舱内热管理系统方案（直接引气和泵后引气）进行了性能综合评价，结果表明：采用泵后引气热管理系统方案由于实现了功率提取和冷却的综合利用，同时减少了全程引气带来的气动阻力损失，相比直接引气方案，总的㶲效率最高提升12.3%，起飞总质量降低了233.7 kg，因此泵后引气热管理方案的综合性能优于直接引气方案。该方法对其他类似系统方案的性能评估具有参考价值。

针对航空发动机高空舱飞行高度模拟控制系统存在的强非线性、高度不确定性、强外部扰动等实际工程问题，对抑制系统不确定性影响的主要控制方法进行了分析和讨论，设计了一种基于降阶线性扩张状态观测器（RLESO）的串级线性自抗扰（LADRC）鲁棒控制方法。分析了被控对象的主要特性和控制难点，并将广义受控对象分为蝶阀位置回路和飞行高度回路。对两个回路分别设计降阶扩张状态观测器和控制器并组建串级控制系统。通过控制仿真并与经典PID控制方法进行了对比分析，结果显示在推力瞬变试验控制仿真中，被控压力的最大波动值从3.5 kPa减小至0.8 kPa，表明了基于RLESO的串级LADRC控制技术能够显著提升高空台飞行高度模拟的控制品质，获得了较为理想的鲁棒控制性能和抗扰性能。

为得到准确的离心喷嘴气涡固有声学频率，通过renormalization group (RNG) $k{\text{-}}\varepsilon$湍流模型和volume of fluid（VOF）气液两相流模型进行数值仿真研究。仿真结果表明将离心喷嘴与喷嘴出口锥形液膜视为一个声学系统可准确预测固有声学频率，修正后离心喷嘴固有声学频率计算公式可准确计算气涡中不同气体介质的1、2阶声学频率，误差在3%以内。室压扰动频率等于离心喷嘴固有声学频率时两者发生耦合共振，气涡压力脉动振幅增加量约为室压扰动幅值的16倍，气涡声学压力脉动可能传入上游供应系统，引起喷注不稳定。

针对中心分级旋流模型燃烧室中出现的不稳定燃烧特征进行试验研究，在常压试验中同步采集了不同工况下燃烧室动态压力脉动信号、释热率脉动信号和高速火焰图像信号。通过经验模态分解（EMD）对压力脉动信号进行分析，发现脉动特征主要集中在前3阶本征模态（IMF）中。这些IMF通过快速傅里叶变换（FFT）进行主频分析后发现分别与释热率脉动、气流旋流脉动和火焰不稳定脉动特征频谱吻合。进而可以判断通过EMD可以从单一燃烧室压力脉动信号中分解出3个主要物理过程的脉动特征，为进一步分析工程级燃烧室试验中振荡燃烧的诱发机制和燃烧诊断提供了数据处理方法。

针对高负荷轴流压气机端壁角区分离问题，提出了一种多局部控制端壁二次流、适用于多工况的端壁造型方法，在选取参数的同时考虑结合优化，通过少量参数来控制型面变化。该方法的思想是定义对端壁二次流有不同影响的表面单元，然后通过几何叠加的方式将它们的影响组合起来。而后将该方法应用到多目标优化设计中。优化结果表明：高负荷叶栅的总压损失系数在设计点降低0.03，大攻角点降低0.05时，与传统方法相比，新方法的优化设计过程收敛更快，计算时间更短。最优造型设计规律是在叶片通道内构造一个吸力侧上升、压力侧下沉的端壁面，同时局部抬高吸力面角区，前缘至凸起部位上坡平缓。流场分析表明，该方法在控制变量较少的情况下，对端壁几何形状产生了清晰直观的影响。同时有效结合表面单元在二次流控制中的作用，抑制角区分离。由此可见，新开发的端壁造型优化设计方法与以往的研究相比具有一定的优势。

针对齿轮、轴承故障，提出了基于冲击特征提取胶囊网络的旋转机械智能故障诊断模型。在胶囊网络的构架基础上，将原始故障振动信号作为输入，通过构造首层小波核卷积层，针对性提取冲击故障特征，提高深度学习网络特征提取的可解释性。在小波核卷积层之后扩展一层卷积层，强化首层小波核卷积层提取的特征，将强化的特征经初级胶囊层、数字胶囊层输出分类结果，从而构造了“端到端”的小波卷积胶囊网络模型。通过对各层提取的特征可视化分析，证明了该模型对故障振动信号的冲击特征具有良好的提取能力。3个不同实验平台的数据集验证结果表明不同故障类型、不同故障程度的齿轮及轴承的识别精度最高可达到100%，并具有良好的泛化能力。

建立齿在静子上迷宫密封(TOS LS)、齿在转子上迷宫密封(TOR LS)与交错式迷宫密封(ILS)三维数值分析模型，并采用多频椭圆涡动轨迹模型与计算流体力学方法阐明四种齿形角(θ=0°, 15°, 30°, 45°)对三种迷宫密封泄漏与动力特性的影响。结果表明：在转子转速15000 r/min与进口压力6.9×10⁵ Pa的运行工况下，ILS具有最小的泄漏量，但是若采用过小的齿形角(θ=0°, 15°)易引发转子失稳；TOR LS具有最差的封严性能；TOS LS具有最好的系统稳定性。在齿形角从0°增加至45°时：TOS LS、TOR LS与ILS的泄漏量分别降低5.6%、5.1%与16.8%；中间腔室负气流切向力的绝对值分别增加60.2%、133.9%与470.3%；整个密封段的有效阻尼分别增加44.9%～61.9%、30.7%～53.6%与90.4%～445.3%，系统稳定性均得到显著加强。

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SIMP方法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。

针对喷气式飞行器跨声速排气系统的高温固壁与尾喷流的发射红外辐射及其在大气中的远距离传输衰减特性的数值计算，将现有多尺度多线组宽带k分布气体辐射模型MSMGWB（multi-scale multi-group wide-band k-distribution model）从3～5 μm波段扩展到2～2.5、3.7～4.8、7.7～9.7 μm和8～14 μm波段，并对模型光谱吸收系数分组组合与匹配高斯积分格式的寻优方法进行了改进。56个一维算例与真实结构跨声速排气系统远程红外成像算例计算结果表明，优化后的MSMGWB模型对比多线组统计窄带模型计算精度和效率都有明显提升，尤其在3～5 μm和3.7～4.8 μm波段，综合计算精度提升近一倍的同时，计算效率分别提升了4倍和1.5倍；对比国内主流目标远程红外特性计算方法，综合计算精度提升更大，计算效率则提升了1个量级左右。

为实现较少旋转圈数工况下的行星传动齿轮故障检测，本文提出一种基于局部同步拟合和窄带解调的行星传动齿根裂纹故障检测方法。该方法首先对行星齿轮箱振动信号进行角域重采样，再采用局部同步拟合方法估计出确定性分量；随后，由研究中提出的啮合谐波能量比最大准则自动选择包含齿轮故障信息最丰富的滤波阶次频带，并进行窄带解调；最后，通过幅值解调和相位解调揭示齿轮故障特征。实验和对比结果表明：该方法可以有效检测出齿根裂纹引起的周期性幅值和相位突变，且所需数据量较传统的加窗同步平均方法更少，在少转数工况下的齿根裂纹故障检测具有一定的优势。

针对火箭增压系统设计过程中关键换热参数难以确定的问题，提出1种基于混沌自适应粒子群算法（ACPSO）的增压系统换热参数辨识方法。建立了考虑换热模型的液体火箭增压系统非线性数学模型，通过灵敏度分析筛选出待识别参数，采用含有早熟抑制和惯性权重自适应调节策略的粒子群方法对选定参量进行辨识，对引入了权重衰减机制的均方根目标函数进行优化。结果表明：辨识后的仿真曲线与实测曲线具有良好的一致性，氧箱增压电磁阀打开时间仿真值与实测值偏差低于3%，气瓶1次飞行结束温度仿真值与实测值仅相差2.4 K。将辨识结果应用于某相似的新研型号，气瓶设计容积和质量相比绝热假设的设计方案降低了32 L和11.6 kg，有效减少了由设计过度冗余造成的额外试验和设计迭代成本。

为了解决行星齿轮箱振动信号存在噪声干扰和特征提取困难的问题，提出一种基于水母搜索优化变分模态提取（JS-VME）、深度置信网络（DBN）和监督型马氏距离的均匀流形逼近与投影算法（MS-UMAP）的行星齿轮箱故障诊断方法。采集行星齿轮箱的振动信号，利用JS-VME对其进行预处理，获得相关性较强的期望IMF（intrinsic mode function）分量；然后将该IMF分量应用DBN提取特征向量，构建高维故障特征集；采用MS-UMAP进行维数约减，获得低维、敏感的故障特征；将低维故障特征集应用水母搜索优化核极限学习机（JS-KELM）判别故障类型。行星齿轮箱故障诊断实验结果表明：与UMAP、t-SNE、Isomap、LPP、W-Isomap、LLE、LTSA和MDS等方法相比，MS-UMAP算法对JS-VME-DBN的特征提取结果有着最佳的降维效果，所提方法对行星齿轮箱的裂纹、磨损和缺齿等故障的识别率达到了100%，具有一定的有效性。

针对飞机起落架液压系统故障诊断精度低，深层故障特征提取困难的问题，提出了一种基于双路特征融合卷积神经网络（TSFFCNN）与粒子群优化支持向量机（PSO-SVM）结合的起落架液压系统故障诊断模型。该诊断模型以起落架多节点压力信号作为输入，采用一维卷积神经网络（1DCNN）与二维卷积神经网络（2DCNN）并行多通道网络结构自适应提取深层特征信息，并在融合层将深层特征信息融合，通过优化后的SVM分类器对融合特征进行故障分类。为验证所提诊断模型的故障分类效果，基于AMESim搭建了典型飞机起落架液压系统仿真模型，构建了几种典型故障类型数据集。基于仿真数据的诊断结果表明，所提故障诊断算法精度能达到99.37%，能够有效实现起落架液压系统故障诊断；与其他智能算法对比，基于TSFFCNN-PSO-SVM故障诊断模型具有更好的平稳性与可靠性，诊断精度更高。

对存在角速度和控制输入有界的快速机动航天器姿态控制问题，设计了一种自适应双环姿态跟踪控制器。将虚拟有界角速度作为运动学方程的虚拟控制输入，使姿态控制问题降阶为角速度跟踪问题；构建递归自适应算法估计时变转动惯量及其微分，并基于障碍李亚普诺夫函数和线性回归算子，设计了角速度跟踪误差有界的变增益自适应姿态控制器。结果表明：该控制策略能使抓捕非合作目标航天器的姿态呈指数收敛到期望轨迹，且收敛轨迹不受外部干扰和抓捕瞬间的强干扰影响；在整个控制过程中，航天器的角速度小于0.4 rad/s，控制力矩小于10 N·m，满足了航天器对角速度和控制输入有界的物理限制。

采用理论分析和数值计算的方法系统地研究了静态篦齿封严温变效应产生机理和影响因素，对静态篦齿封严温变效应进行了理论分析，建立了基于RNG（renormalization group） k-ε湍流方程的数值求解模型。研究了静态篦齿封严温变效应，分析了压比和相对封严间隙对温变效应的影响规律，揭示了静态篦齿封严温变效应产生机理。结果表明：气体流经封严间隙温度先降低后升高，从涡流中心到外缘温度升高，齿腔近壁面气体温度升高。篦齿封严局部气体温度既有升高也有降低，总体上温度沿轴向降低；静态篦齿封严气体温度随压比和相对封严间隙的增加而降低，当压比为1.6，相对封严间隙为1.6时，温降最多为4.70 K；静态篦齿封严的温变效应主要是由其节流效应、热力学效应和摩擦效应产生。气体在间隙由于节流效应，分子动能减小，在齿腔由于热力学效应，涡流中心动能传递给涡流外缘，在齿腔近壁面由于摩擦效应，气体动能转换为热能。研究成果为篦齿封严间隙气流热分析提供了理论依据。

为掌握畸变进气下非轴对称端壁造型对大径向落差长度比紧凑型压气机中介机匣气动特性的影响机制，采用数值模拟方法研究了畸变进气条件下中介机匣的流动特性，并进一步探索了轮毂非轴对称端壁造型对中介机匣内部流动结构和节流特性的影响。结果显示：进气畸变下中介机匣出口流场高总压损失与畸变主要来源于轮毂表面附面层分离产生的旋流和支板角区分离的共同作用。采用提出的基于三角函数的非轴对称端壁造型方法可有效消除轮毂表面的分离螺旋节点和支板角区分离，使中介机匣性能得到明显提升，总压损失系数降低约11.4%，且畸变进气下轮毂端壁造型对中介机匣节流特性的影响规律与均匀进气不同。

采用计算流体力学方法建立贯通式袋型阻尼密封（FPDS）三维数值计算模型，基于多频椭圆涡动轨迹的密封动力特性求解方法研究了高进口压力、转速及预旋比对FPDS动力特性的影响。结果表明：保持进口压力为7 MPa不变，随压比的增加，有效阻尼增加，穿越频率逐渐减小；压比为7时，有效阻尼随进口压力增加而急剧增大，进口压力为7 MPa时有效阻尼约为进口压力为0.69 MPa的10.26倍，系统稳定性增强显著。当转子转速为25 000 r/min时，较转速为5 000 r/min，穿越频率可增加约62.2 Hz，有效阻尼约降低28.5%，交叉刚度增长约6.94倍，高转速严重影响系统稳定，但转速增大有利于在腔室内形成旋涡，降低密封泄漏。当预旋比为0时，系统最稳定，当增加到预旋比为0.8，交叉刚度约增长4.84倍，穿越频率约增加24.9 Hz，有效阻尼下降，导致系统稳定性降低。