为降低暂冲式超声速风洞起动/关车过程中冲击载荷对试验模型和测量天平带来的风险，设计了一套冲击载荷抑制装置。装置由上下作动机构和平板等结构件组成，通过有限元方法对四连杆作动机构进行了受力分析，验证了结构的强度和刚度可靠性。开发了伺服控制系统及软件，结合结构动力学分析确定了控制系统参数，设计了与风洞试验过程兼容的抑制装置工作流程，定制了可视化软件界面。从结构稳定性和抑制效果两个方面对装置进行了试验验证，结果表明该装置对法向力和俯仰力矩受到的冲击载荷抑制效果较好，降幅分别可达78%和77%。

雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程由于计算成本较低，当前仍然在工程设计领域广泛应用。为了进一步提升计算精度和减少时间，应用深度神经网络(deep neural networks, DNN)方法自适应辨识稳态湍流涡黏性系数。以隔离段的激波串前缘位置检测流场生成为例，使用Wilcox-2006 $k$-$ \omega $湍流模型进行模拟。在不同的背压情况下，产生稳定状态的湍流涡黏性流场作为模型学习的训练数据集。最后在不同背压条件下开展了测试。结果表明：提出的DNN方法能够快速预测湍流涡黏性系数的值，预测值与计算流体力学数值模拟计算的参数值相比，方均根误差较小，可决系数大于99%，预测的流场结果与真实流场基本一致，进一步验证了深度学习技术在湍流模型参数辨识的可行性。

为了从发动机性能数据中寻找风扇叶片外来物损伤航班特征，从而将风扇叶片受外来物损伤的航班区分出来，在机载快速存储记录器（quick access recorder, QAR）数据检测中提出将经验小波分解和信息熵结合的方法。通过对各航班原始振动数据的拟合平滑处理和经验小波分解，提取了分解后各模态的能量熵和，分析了添加汉明（Hanmming）窗函数的多尺度熵，结果表明：拟合后数据的熵值变化更明显，且风扇叶片受外来物损伤航班的能量熵和有10%以上的降低趋势，改进后的多尺度熵有40%以上的增长趋势，均明显异于其他正常航班。证明采用EWT-熵值方法可以较好地对发动机风扇叶片外来物损伤情况进行监控。

以高温合金低压涡轮叶片为原型，研究了采用SiC/SiC复合材料进行该型涡轮叶片结构设计的可行性。完成了SiC/SiC叶片的宏观设计、榫头设计和细节设计。计算分析了金属和复合材料涡轮叶片的变形和应力特点。最后对按设计制备的SiC/SiC叶片开展了拉伸强度测试，并在试验中监测了叶片的应变。计算结果表明：SiC/SiC叶片在额定状态下的伸长量低于原金属叶片；叶身叶根与缘板过渡处应力水平最高，但低于SiC/SiC复合材料的拉伸强度；榫头榫颈处有发生局部剪切破坏的风险。试验结果表明：该SiC/SiC叶片的断裂明显呈现出拉伸失效模式，以断裂时转速计算的静强度储备系数约为1.3；所采用的SiC/SiC叶片结构设计方法可行，所制备的复合材料叶片也顺利通过了实验室条件下的静强度考核。

开展了矩形通道内微小狭缝肋的换热和流阻性能的多目标优化研究。选取缝宽、相邻缝间距、狭缝的前端面和后端面与壁面距离四个参数作为优化变量，采用非支配排序遗传算法（NSGA-Ⅱ）获得了Pareto 最优解。分析了Pareto最优前沿面上四种优化方案下微小狭缝肋的流动和传热热特性。结果表明：优化后的微小狭缝肋的换热能力与实心肋相当，而流动阻力有所降低，肋壁的换热均匀性得到显著提高。

针对着舰过程中航空发动机转子系统受到的突加基础冲击激励的问题， 基于典型小涵道比涡扇发动机结构特征相似原则设计转子-支承-机匣系统试验器，对突加基础冲击激励下转子系统振动特性进行试验研究。结果表明：突加基础冲击激励瞬时具有显著的冲击效应，转子系统瞬态振动响应加剧并激起转子的正反进动和横向振动模态。转子系统轮盘处振幅比随基础冲击速度的增加而非线性增长，突加纵向基础冲击激励比突加横向基础冲击激励更能影响转子系统的振动特性。

为探究不同形式的机匣处理扩稳机理和损失产生区别，以某两级对转压气机（CRAC）为研究对象，通过非定常数值模拟方法开展了自循环机匣处理（SRCT）和轴向槽机匣处理（ASCT）扩稳机理的研究。结果表明：SRCT和ASCT在近失速点均显著提高失速裕度和总压比，在峰值效率点附近增加效率损失；机匣处理通过作用于叶顶泄漏流和抑制压力势流减弱转子间动-动干涉效应；机匣处理槽内流场与转子相对位置相关，转子周期性的扫掠机匣处理槽增加了轴向槽内流动的非定常性，机匣处理槽内流动掺混是效率下降的主要原因。

针对单晶叶片铸件在高温热处理后，极易在结构畸变区域发生结构再结晶问题，本研究提出了一种基于单晶再结晶临界应力特性的叶片结构残余应力控制方法，旨在通过研究单晶合金再结晶的临界应力特性，并结合结构细节优化设计方法，将叶片结构残余应力水平控制在单晶再结晶临界应力的安全区域内。结果表明：诱发单晶叶片结构再结晶的两大因素是温度和应力集中水平，再结晶起源于不连续的胞状组织，且发生单晶再结晶时的临界应力与叶片结构设计参数、热处理温度之间存在一定的函数关系，经真实叶片试验验证，证实该方法可实现单晶叶片结构完整性与表层组织连续性的控制，有效抑制单晶叶片表层组织的转变。

针对航空发动机转子复杂的结构特征及支承动力学设计问题，基于有限元 (FE)、分段线性拟合和自由度 (DOF)降维法，采用主子单元对复杂转子进行合理地等效，构建了航空发动机等复杂转子-支承系统的通用动力学模型，并对模型的有效性进行了试验验证。从转子固有特性、应变能分布、支承传递力和振动响应等方面对支承刚度进行了设计，并开展了弹性支承并联挤压油膜阻尼器 (SFD)非线性减振效率分析。结果表明：动力学模型能较好地反映复杂转子的动力学特性，支承刚度合适取值范围为1.5×10⁴ N/mm至2.8×10⁴ N/mm，弹性支承并联SFD设计减振和降支承力效果显著，满足临界转速设计准则、应变能约束条件和变形要求，该研究为航空发动机支承刚度和SFD并联设计提供了定量的参考依据，具有重要的工程应用价值。

针对目前对航空发动机叶片进排气边缘形状的评价主要依赖人工目测，主观性强、效率低等问题。提出一种叶片进排气边缘形状自动评价方法，通过NURBS曲线拟合、最小二乘椭圆拟合、等半径法等算法拟合叶型并提取相关型面参数，针对5类叶片进排气边缘不合格形状给出了定性的定义，根据叶片进排气边缘在不同形状时的曲率特征以及偏差值变化特征对其形状做出评价。通过实例验证表明：该方法能够实现对尖头、钝头、歪头、缩颈及大小大/小大小5类叶片进排气边缘形状的自动判读，对于不同叶片型号和验收标准的应用场景具有较好的通用性，有效提高了叶片进排气边缘形状评价的效率。

为了降低动力短舱校准装置的马赫数波动，提高校准数据的准确性，需要对供气流量控制策略进行研究。对系统整体特性进行了分析，对高压供气控制系统采用广义预测控制算法实现在一定时域内的最优控制，针对气源压力扰动导致的流量稳定性较差的问题，采用带遗忘因子的递推最小二乘法在线辨识扰动模型，通过扰动前馈的控制结构实现对于扰动的有效抑制。针对数字阀切换过程不同步导致的流量冲击现象，设计了一种针对数字阀的异步切换控制器来抑制该扰动。开展了某型号短舱的校准试验，结果表明：供气流量控制精度优于±0.001 kg/s，马赫数控制精度优于0.0005，控制效率提升了40%，证明所提出的控制策略是有效的。

针对航空发动机中常见的带有挤压油膜阻尼器 (SFD)转子的动力学相似问题，建立了一种相似建模方法。从带有阻尼的转子的振动微分方程着手，通过方程分析法推导了转子振动过程中的不平衡力相似关系和阻尼力相似关系。以挤压油膜阻尼器的油膜力和油膜方程为基础建立了挤压油膜阻尼器参数与转子相似参数之间的数学关系，并给出了相应的工程设计方法。以某带有挤压油膜阻尼器的单转子系统为例，建立了带有挤压油膜阻尼器的相似转子系统，使用有限元法分析了该转子系统与其相似系统的动力学特性，分析结果显示：在仅考虑转子系统内挤压油膜阻尼器阻尼的情况下相似系统的不平衡响应与原转子系统不平衡响应误差低于1%。

为了研究旋流对超声速喷管内流场的影响，在现有旋流器的基础上，通过简化模型而设计出一套前置式超声速旋流器装置，并建立不同旋流器下的三维几何模型，利用计算流体动力学(CFD)软件Fluent，结合realizable k-ε湍流模型对气相流场进行数值模拟。结果表明：在保持入口总压恒定时，随着进气道数量的减少，气体在旋流器中产生的最大切向速度会增大，但不会改变喷管流动具有组合螺旋涡的特性；由于气体的角动量是以减小轴向动量为代价，切向速度的增大，导致出口截面处的平均轴向速度减小；入口总压增大时，气体速度与静温在收缩段的分布接近，在扩张段，气体速度和马赫数增大，而静温减小，并且切向速度在出口截面沿径向方向上呈现出几乎相同的分布。

针对离散孔式超声速平板气膜冷却，在主流区引入楔角形成激波环境，以研究激波与超声速气膜之间的相互作用。通过计算楔角在0°、15°、20°和25°产生的四种激波强度下，超声速气膜与高温壁面的耦合传热。所得结果表明：适当强度的激波能够抑制气膜入射后产生的反向涡旋对，降低主流对气膜的卷吸，增大壁面平均H₂摩尔分数并降低壁面温度。对金属层温度场的分析表明，壁面冷却效果随着激波角的增加而先增加后降低，其中楔角为20°时的流场结构最有利于壁面温度保护。小楔角生成的激波在低冷流马赫数下对冷却效果的改善更明显，大楔角则在高冷流马赫数下更明显，热障涂层（TBC）不影响这种变化趋势；激波的存在削弱了TBC的影响范围。可以揭示超声速气膜在耦合传热条件下的传热机理，为超声速气膜冷却的设计提供参考，或为现有超声速气膜冷却结构的优化提供依据。

由于航空发动机监测变量众多，传统方法直接选取性能退化趋势明显的变量进行寿命预测，所以提出一种基于LASSO（least absolute shrinkage and selection operator）的变量选取方法，结合相似性寿命预测方法有效提高了预测精度。基于K-means聚类区分不同工况，对航空发动机多个监测变量根据聚类结果进行变量转换。其次，基于LASSO方法选取最优传感器变量。再次，基于相似性方法进行航空发动机剩余寿命预测。将基于LASSO的变量选取方法与传统的根据退化趋势大小进行选择的方法进行剩余使用寿命预测的结果进行了对比研究。结果表明，基于LASSO选取变量的相似性寿命预测误差的方差在三种运行周期下分别减少了约1.84、3.46、4.23。

为了更好地认识针栓式喷注器雾化场的结构，基于网格自适应加密技术以及VOF （Volume of Fraction）方法追踪气液的分界面，采用realizable k-ε湍流模型模拟整个流动过程,还原了不同时刻气/液撞击的初次破碎过程，数值模拟结果与高速摄影试验结果定性定量对比均吻合较好，验证了数值方法的准确性。进一步对针栓式喷注器气/液撞击的初次破碎过程、内部流场涡结构、速度场进行分析，研究了初次破碎雾化的动力学过程和机理。研究结果表明：液桥的形成主要是由液洞的扩展和拉伸、合并而形成，而液滴主要是由中心液膜拉伸、液丝断裂以及液桥断裂而形成，液膜破碎阶段形成的涡结构是造成液膜断裂的主要原因。

为便于开展涡扇发动机过渡态控制规律的正向设计，提出了一种基于模型的定状态控制规律设计方法。通过固定发动机加减速过程中的转速状态量，逆向求解满足物理约束条件的最优燃油量，获得发动机最优加减速控制规律。以某涡扇发动机为例，使用该方法基于部件级模型动态仿真分别设计了发动机过渡态开环油气比控制规律与闭环转子加速度控制规律，结果表明：两种控制规律仿真结果基本一致，满足最短加减速时间的要求，发动机高、低压转速仿真曲线与设计状态一致，发动机涡轮出口总温、燃烧室余气系数和喘振裕度等主要参数均未超限，验证了所提出的涡扇发动机加减速控制规律定状态设计方法的正确性和有效性。

为探明旋流部分预混燃烧室热声不稳定特性及其与火焰结构关系，进行了自激热声实验。采用重构相图解析压力脉动、采用瑞利指数表征其与热释放率脉动关系、采用本征正交分解获得火焰相干结构。结果表明：随当量比增加，压力脉动呈现低振幅脉动、间歇振荡、极限环振荡和低振幅脉动，脉动频率受腔体1阶纯声学模态（特征频率约80.8 Hz）控制。未发生振荡，瑞利指数维持在零值；热声不稳定时，瑞利指数在零值以上。本征正交分解表明，极限环振荡，前2阶模态（模态能量占比55%以上）火焰分布沿纵向发生变明和变暗交替变化，由连续涡脱落导致，且模态时间系数频率83.2 Hz与压力脉动频率83.3 Hz一致；低当量比，模态无明显空间分布规律；间歇振荡，主导模态为火焰轴对称热释放率变化；高当量比，火焰仅外边缘沿纵向发生大尺度脉动。

介绍了基于叶尖定时的非接触振动测试系统的基本原理和数据分析方法，并将之应用于某型航空发动机压气机第5级转子叶片掉块故障分析。通过优化传感器的轴向分布和周向布局，分别测量3类叶片（原型、优化和削角）前缘和尾缘位置高阶振动信息，包括共振转速、频率和幅值。分别对比原型、优化叶片的前缘和尾缘测试结果，每类叶片的前缘和尾缘位置的共振幅值基本一致；对比3类叶片的前缘位置振动参数，优化叶片的共振转速较原型叶片有所增加，削角叶片的共振转速较优化叶片有所增加；对比原型、优化叶片尾缘位置振动参数，优化叶片的共振转速较原型叶片有所增加。可以判断：原型叶片发生疲劳断裂主要原因是其在工作转速4200 r/min出现高阶模态共振现象；优化叶片的共振转速较原型叶片增加40～80 r/min，叶片故障率降低，而削角叶片的共振转速较原型叶片增加140～180 r/min，且对应尾缘位置削角，可以排除叶片掉块故障。

为了准确地进行电动飞机概念方案的设计评估，从其自身特征出发，结合任务需求和不同飞行阶段的能耗分析，建立了全机总质量评估模块；为了完成方程的封闭和满足必要的飞行性能约束，建立了参数矩阵图模块；搭建的设计系统可以有效评估起飞总质量、翼载荷、功率载荷和翼展等总体参数。基于该系统，对国内外三款电动飞机进行设计和对比分析：不同机型下，程序所得的各项质量、翼面积、展长和翼载荷等均与实际数据相近；各项数据对比的绝对数值差异反映出对于任务的模拟和能耗在合理范围之内，且其相对误差对于初级设计阶段的总体参数评估而言，也是可以接受的。这些研究结果不仅验证了本文设计方法的正确性和可行性，还表明了该方法可为电动飞机初步的参数选定和性能评估提供重要的设计支撑。

提出了一种在CFD三维整机仿真中实现功率平衡的计算方法。推导确定了决定平衡关系的关键变量：涡轮前温度与物理转速。提出了基于稳态流场和功率经验关系实现功率平衡的数值迭代方法。本文将该迭代方法与CFD三维求解耦合，发展了一种可用于三维整机CFD耦合仿真的功率平衡计算方法。采用该功率平衡计算方法对MTJ-80涡喷发动机开展了三维整机CFD数值计算，实现了整机性能三维仿真与控制规律的耦合和预测。在控制燃油量不变的条件下，通过转速迭代可以实现压气机和涡轮的功率差小于0.1%，可以预测固定燃油供给量条件下所能达到的稳态运转转速。在控制转速不变的条件下，通过调节燃油量实现压气机和涡轮的功率差小于0.15%，可以预测固定转速条件下的燃油流量。数据验证结果表明：该功率平很给计算方法可以与CFD三维整机计算耦合，并且具有很强的收敛性，解决了以往整机三维性能仿真过程中的功率不平衡问题。

针对推力矢量型垂直/短距起降（vertical/short takeoff and landing, V/STOL）飞行器的动态过渡过程模型，综合考虑过渡走廊限制、操纵冗余及不同起降任务需求指标，研究最优过渡操纵策略。考虑V/STOL 飞行器的喷射气流效应，对飞行器进行全量动力学建模。利用可达平衡集方法，建立通用过渡走廊计算框架。设计了能够在V/STOL过渡段和高速飞行间平稳过渡的操纵方式。将推力矢量飞行器的动态倾转过渡过程转化为非线性动态最优控制问题，根据不同起降任务特点建立合理的指标和约束，采用直接转换法和序列二次规划算法进行求解，得出不同任务特点下的最优操纵策略与过渡过程。采用可达平衡集计算过渡走廊的方法，不仅不受飞行器类型的限制，更简化了构造过程，具有良好的通用性与鲁棒性。以光滑过渡为目标的优化结果使得飞行员在飞行器过渡过程中的操纵量变化大幅减小，从而使得飞行员能更加专注于对飞行器运动的操纵；以距离更短为目标的优化结果则使得降落过程的飞行距离缩短了30%左右。从操纵策略出发的优化结果使得驾驶员能够更好掌握操纵关注点及边界，增加了整个动态过渡过程的安全性。

针对大涵道比航空发动机高压转子采用模拟平衡工艺缺少数学分析手段以及模拟转子技术指标缺少制定依据的问题，提出一种模拟平衡工艺量化分析方法。以过转子重心的静和偶不平衡矢量来表示转子不平衡状态，定义了包含质量偏差、重心位置偏差、转动惯量偏差和端跳偏差的模拟转子模型，结合模拟平衡过程和转位平衡原理，建立转子校正不平衡量和转位补偿量数学模型，以高压组合转子初始不平衡量来评估模拟平衡质量。结果表明：模拟平衡能替代组合平衡，被平衡的两个转子均具备装配互换性和装配对接角度不受限制的特点；本案例中为控制模拟平衡质量，模拟转子质量偏差应±4%以内、重心位置偏差应±2 mm以内、直径和极转动惯量偏差均应±5%以内、端跳偏差应0.008 mm以内。

由于航空发动机内高温热端部件是非规则形状的，其中的热辐射过程存在明显的间断遮蔽效应，如何实现该过程的精准模拟是一个挑战。采用间断有限元对辐射传递方程中角度和空间计算域进行离散，并基于分层限制的思想在角度和空间单元上引入巴斯-叶斯帕森限制器，对辐射强度数值解在角度和空间上的非物理振荡进行抑制。通过与文献中有限体积法和蒙特卡洛辐射模型的结果对比，证明了方法的有效性。此外，通过与辐射强度在角度上的解析解对比，验证了该限制器可以抑制辐射间断效应造成的数值振荡，消除辐射强度的非物理解。实现了任意空间位置上辐射强度在角度方向上的三维刻画。

基于叶尖间隙测量，进行了航空发动机转子振动位移和轴心轨迹的预测方法研究，建立于叶尖间隙变化动态模型，对叶尖间隙变化进行了数值计算以及有限元仿真，并针对带机匣的转子试验器进行了试验研究。采用电涡流传感器对相互垂直的两个测点进行叶尖间隙测试；通过Hilbert-Huang变换对信号进行处理，提取其低频分量；再利用互相关分析方法提取出转频信号，并由转频分量绘制了轴心轨迹；与直接测得同截面转轴上的轴心轨迹相比，两者的吻合度达到90%以上，试验结果充分表明了研究方法的正确有效性，为通过叶尖间隙测试间接获取转子振动位移提供了有效的技术途径。

根据高空长航时航空发动机支点柔性圆周炭石墨密封材料的实际服役工况，从高摩擦线速度（60～130 m/s）、轻载（30～400 kPa）和温度（25～600 ℃）的角度出发，自主设计动态试验测试台，评测国内部分现役机型用炭石墨密封材料的PV值，并通过装机论证PV值试验的可行性。试验结果表明：采用80 m/s恒速，逐级增加载荷测得XX1#-1、XX2#-1、XX3#-1、XX4#-1和XX5#-1的许用[PV]值分别为4.8、5.9、6.9、9.1、12.3 MPa·m/s。采用300 kPa定载，逐级增加线速度测得XX2#-2、XX3#-2、XX4#-2和XX5#-2的许用[PV]值分别为6.0、8.0、10.0、12.0 MPa·m/s。经某研究所装机论证发现当试验样的许用[PV]值小于发动机的许用[PV]值时，易出现异常磨损，并伴随燃气泄漏；当试验样的许用[PV]值大于发动机的许用[PV]值时，能为发动机支点炭石墨密封材料选型提供材料特性数据，为发动机炭石墨密封材料的研究提供鉴别方法。此外，该试验方法将大大节约发动机用石墨封严材料选型的时间成本、人力成本和上机论证经费的投入成本。

为实时监测和预警航空发动机振动状态，基于气路及振动参数，提出一种使用改进的SENet（squeeze-and-excitation network）模型，对航空发动机近未来的振动进行预测。该研究相比以往采用的实验室模拟数据和仿真数据，使用了真实的QAR （quick access recorder）数据并进行随机采样，以求更能表征发动机振动和工作参数之间的关系。同时，不仅使用其他振动信号进行验证，还在其他型号的发动机上进行测试。结果表明：针对航空发动机的振动进行预测是可行的，SENet模型可以有效并实时追踪振动的突变和波动。此外，该方法对于其他振动信号和不同类型的发动机具有一定的适用性。而且相较于以往采用的其他经典的深度模型，SENet模型在振动的预测中能得到更小的误差。实验证明，相较于以往只使用振动这个单参数进行预测，并行使用与振动相关的多参数融合进行研究更能提高预测的准确性。

搭建了LIBS三维可移动实验测量平台，结合等离子体能量和光谱研究了丙烷层流预混火焰的空间结构，得到了不同当量比和不同高度的温度趋势和当量比空间分布。结果表明：本生灯火焰预混燃烧区厚度随高度增加而增加；H、N、O的谱线强度和等离子体能量变化趋势一致，说明粒子浓度是影响等离子体能量的主因。通过标定H656/N746与当量比的关系得到了局部当量比的空间分布。

基于脉冲燃烧直连式试验台，开展了超燃冲压发动机氢气引导乙烯火焰的非定常燃烧过程研究。燃烧室入口条件为马赫数2、总温950 K和总压1.0 MPa。试验过程分为4个阶段：冷流、引导氢气单独燃烧、引导氢气点燃乙烯、乙烯单独燃烧。基于高频壁面压力测量和火焰荧光高速摄影，获得了代表性测点的压力时间曲线及燃烧室内火焰发展历程，提取了压力平均值、振荡幅度和频率、着火时间及反应位置等重要信息，分析了不同燃烧阶段的非定常特性。试验结果表明，在氢气单独燃烧阶段，非定常特性源于凹槽后斜坡区域氢气反应强度的变化。在氢气点燃乙烯阶段，非定常特性由氢气和乙烯火焰的“交接”引起。在乙烯单独燃烧阶段，非定常特性由燃烧和超声速流动之间的耦合引起。

为了研究自由液体射流冲击均匀加热高速旋转圆盘的耦合换热特性，采用数值模拟方法对比分析了固体和流体材料参数对流动及换热的影响。结果表明：不同固体材料参数对应的努塞尔数分布规律相似，同一半径位置处的努塞尔数最大相对偏差不大于10%；与径向温度分布相比，轴向温度差受固体材料导热系数变化的影响更大，铜和泡沫砖的径向最大温差仅相差3倍，而与导热系数近似呈反比的最大轴向温差相差达3471倍。圆盘表面液膜平均径向流速和换热性能随流体黏性的增加而下降；黏性较小的氨和水对应的二次峰值换热强度较一次峰值的增加量超过了15%，黏性较高油类的二次峰值换热强度仅为一次峰值的50%～60%；射流介质采用黏性较小的水和氨时，盘面温度几乎保持不变，最大温差比小于7.86×10⁻⁴；黏性较大的油类作为射流介质时在驻点附近的温度变化剧烈，当R/d超过2.5后，温度分布仅有小幅的波动。

为进一步提高扑翼微型飞行器的机动性能，对前期提出的可移动铰链曲柄滑块扑动机构进行了改进和小型化。该机构运动学表明：移动铰链后两侧翅膀扑动幅值差值从之前的21.3°增大到51.2°，同时平均扑动幅值降到0°。研制了可快速模块化组装的碳纤维板仿蜻蜓扑翼样机。样机测量和试飞实验表明，通过调节扑动频率可以明显改变样机的升力和推力，有效实现飞行器的快速爬升机动飞行。在较大扑动频率移动铰链可以产生足够的偏航力矩和滚转力矩用于转弯等机动飞行。

准确掌握液体火箭发动机不同参数下的工作特性及裕度对其使用可靠性至关重要。对第二代490 N发动机开展偏工况高空模拟和地面热试车，研究了推力和混合比变化对发动机工作特性的影响。结果表明：高空模拟环境下发动机能在混合比1.54～1.80及真空推力372～584 N的较宽包络范围内正常工作。随着推力的增加，真空比冲和喉部温度均提高，燃烧室效率依次呈增大、平稳、下降的趋势，喷管效率小幅增大。随着混合比的增大，真空比冲和喉部温度也提高，燃烧室效率未发生明显变化，喷管效率微降低。额定混合比下，室压在0.61～1.56 MPa区间内波动平稳，具备真空推力345～900 N工作能力，但在0.51 MPa时产生与输送系统耦合的中低频（207 Hz）燃烧振荡。高工况引起喉部热流冲刷加剧以及温度升高会加速涂层的损失，使得发动机长程工作寿命下降，但在一定的偏离范围及单次点火时长内仍能满足卫星25000 s鉴定级寿命要求。

为探索缝式机匣处理在对转压气机中的适用性，采用数值模拟的方法研究了缝式机匣处理对对转压气机气动性能和稳定裕度的影响。通过分析缝式机匣处理对压气机总体性能和叶尖流场的影响，以揭示缝式机匣处理在对转压气机中的扩稳机理。研究表明：缝式机匣处理可以提高对转压气机的失速裕度，机匣处理的轴向位置对对转压气机的气动性能和失速裕度有显著的影响。随着机匣处理的前移，对转压气机峰值效率的亏损逐渐减小，而失速裕度改善程度相差不大。机匣处理缝的抽吸和射流效应减弱了转子R2叶顶通道的堵塞程度，通过抑制叶尖泄漏流和二次泄漏流的发展以推迟失速的发生，进而实现扩稳。此外，缝式机匣处理时可能改变该对转压气机的最先失速级，同时也证明了缝式机匣处理在变工况下扩稳的有效性。

在角接触球轴承动力学分析基础上，建立了公-自转耦合的控制力矩陀螺轴承组件非线性动力学微分方程组和摩擦力矩理论计算式，开展了轴承保持架结构、滚道加工精度和轴承预紧力等参数对控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩特性的影响研究，分析了某型号控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩异常波动的机理。分析结果表明：保持架外径表面与套圈引导挡边之间碰摩以及钢球与保持架兜孔间碰摩是引起该型号控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩异常变化的主要因素。合理的轴承原始径向游隙可有效消除轴承保持架外径表面与套圈引导挡边之间的碰摩现象，且避免控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩明显异常波动。

研究涡扇发动机核心流道吸鸟对发动机的影响，分析核心流道吸鸟与风扇叶片鸟击的损伤模式及关键要素的差异。采用光滑粒子流体动力学方法开展某发动机风扇增压级内涵的吸鸟数值模拟，研究吸鸟位置、鸟速和风扇转速等关键参数对鸟体碎片轨迹及质量分布的影响，确定核心流道吸鸟最严苛工况条件。结果显示：鸟撞击进口导流叶片中心位置时鸟体切片质量较大；在较高吸入速度和较低风扇转速下进入内涵的鸟体切片质量较大。研究结果支撑了某型涡扇发动机核心流道吸鸟专用条件的制定，要求在典型的爬升阶段允许的最大速度以及最小的爬升风扇转速条件下开展吸鸟试验，同时试验用到的这只鸟的撞击位置应该使吸入核心流道的鸟的质量最大。

为研究动态横向过载下固体火箭发动机的内弹道特性，进行了某三组元复合推进剂在−50g～50g过载加速度下的燃速测量，结合Greatrix多参数模型建立了该推进剂的过载燃速模型；基于此模型，对管型内孔燃烧装药进行了横向过载下的燃面退移模拟，建立了动态横向过载下大长径比发动机的内弹道计算模型。结果表明：过载对该推进剂燃速影响存在一个角度阈值，负角度过载影响很小；瞬间一个横向过载会使燃烧室压强发生跃迁，在100g过载下，压强增加8%左右，过载消失，压强骤降；若受横向过载时间间隔一定，100g过载下导弹后作机动飞行（t=12～15 s）比先机动飞行（t=3～6 s）压强变化幅值小1%，对飞行更有利。

为了研究大叶顶间隙下压气机的流动失稳演化过程和物理机理，以某单级轴流压气机试验台为研究对象，利用布置于机匣壁面的动态压力传感器测量叶顶流场的脉动特征，利用全通道数值模拟获得与流场失稳发展相关的非定常流动细节。结果表明：随着流量减小压气机内部流动经历了稳定状态、旋转不稳定性和旋转失速3个阶段，叶顶泄漏涡的两种临界行为与不稳定性模式的转变有关。当叶顶泄漏涡移动到相邻叶片尾缘时，在与相邻叶片的干涉作用下开始随时间振荡，导致了小尺度的扰动沿周向传播，即旋转不稳定性。在近失速工况下，叶顶泄漏涡与主流交界面超过叶片流道进口平面，导致前缘溢流，并伴随着前缘径向涡的周期性产生、周向迁移和衰减。此时，前缘径向涡沿周向几乎呈均匀分布，构成了有序传播的扰动。随着压气机被进一步节流，前缘径向涡的有序传播被破坏，形成了局部聚集的分布特征，从而产生了局部堵塞更强、熵更高的失速团。

针对长深比为10.0的过渡型凹腔在隔离段入口Ma3.0条件下存在的冷流自激振荡现象，提出了一种凹腔内增加肋条抑制振荡的方案。通过试验和数值计算，对该方案抑制振荡的效果进行了检验，并分析了肋条增加前后燃烧室流场结构和燃烧性能的差别。研究发现：通过在凹腔内增加肋条能够消除过渡型凹腔冷流工况下存在的175.8 Hz的自激振荡，燃烧流场也更加稳定；增加肋条后凹腔的稳焰能力有所降低，部分在凹腔未完全燃烧的煤油进入扩张段后继续发生反应，从而使燃烧区向下游延伸、增大，发动机的燃烧效率和净推力分别降低5.4%和8.9%，但推力更加平稳；燃烧室一维平均热流峰值由2.9 MW/m²降低至1.8 MW/m²，燃烧室的热环境大幅改善。

针对3种典型的管路随机性压力跳变现象，通过仿真分析，提出管路中的直角多通结构使管内流动具有非线性的流动多解特性，在特定扰动条件下，会产生多通内的大涡结构及沿分支管的螺旋流动，引起额外的流阻，并导致管路局部压力发生跳变，从机理上复现了复杂管路内的随机性压力跳变现象；在此基础上，提出了增加导流结构/隔板结构抑制多通内大涡流动的改进方案，并针对真实管路结构，开展了管路压力跳变现象的地面复现及抑制改进试验，试验结果表明：3种直角多通结构均存在流动多解特性，增加导流结构可有效消除管路中的随机性压力跳变现象。

为解决切割叶轮后盖板平衡轴向力的方法会导致泵扬程和效率降低这一关键问题，提出了一种补偿叶轮后盖板切割量平衡轴向力的方法。采用在同一个叶轮上切割叶轮后盖板和补偿叶轮后盖板切割量的研究方案，开展了泵性能、叶顶间隙压力、前后泵腔及平衡腔液体压力的系统测量。试验研究表明：以原型叶轮在设计流量下的扬程、效率和轴向力为基准，相对切割率为3.81%、7.62%、11.43%时，泵的扬程分别下降了3.52%、6.41%、9.93%，效率分别下降了2.97%、4.59%、6.18%，轴向力分别降低了8.02%、20.57%、22.3%；而补偿叶轮后盖板切割量后，泵的扬程最大降幅仅为4.18%，效率最大降幅仅为2.7%，轴向力最大降幅达到了83.1%；相对于切割叶轮后盖板而言，补偿叶轮后盖板切割量可以使前泵腔压力升高而后泵腔压力降低。

采用非线性弹簧、阻尼单元模拟保持架与滚动体之间的碰撞接触，并综合考虑碰撞接触、摩擦以及兜孔间隙等非线性因素，建立了滚动轴承动力学分析模型。通过动力学仿真研究了保持架与滚动体之间的碰撞接触特性及轴承载荷、转速对保持架接触特性的影响。研究结果表明：滚动体与保持架兜孔前、后端交替产生非连续性碰撞接触并造成保持架转速出现不规律的波动。滚动体与保持架兜孔前、后端接触力的最大值和保持架转速的波动范围随着轴承径向载荷的增加而减小，随轴承转速的增加而增大。所建立模型可为滚动轴承的设计及保持架的失效分析提供理论依据。

进气道实验需要测量进气道出口截面的动态总压，当动态压力传感器与测点之间存在管道时，动态总压测量值与真值之间存在较大误差，进而会影响进气道出口截面湍流度的测量精度。通过在中国空气动力研究与发展中心涡轮发动机动力模拟器校准箱的实验，系统地研究了管道对动态总压和湍流度测量的影响。实验结果表明：管道对动态总压和湍流度测量的影响非常严重，动态总压脉动量频域值可被放大10倍以上，湍流度可以放大2.8倍以上。基于修正耗散模型，通过实验结果对修正耗散模型进行了标定，并提出了动态总压管道影响修正方法，修正方法能够有效减小管道所引起的测量误差。

以分布式涵道风扇推进为背景，使用多重参考系（MRF）和给定力分布的动量源方法（MSM）求解雷诺平均N-S（RANS）方程，对不同形状涵道风扇推进特性进行了数值模拟分析。对桨盘与不同形状涵道壁面之间的相互作用原理进行了研究，进而对不同外形分布式涵道风扇进行了分析。结果表明：纯圆形机匣推进特性最佳，纯方形最差，由方转圆的机匣推进特性居中；非圆机匣圆角的存在会诱使机匣内壁出现分离，产生干扰阻力，且圆角半径越小，影响越显著；非圆机匣影响风扇进口面积和桨尖涡的大小,从而从桨盘效率和唇口吸力两方面影响涵道推进效率。

介绍了霍尔推力器原理的基础上，推导分析了霍尔推力器推力的影响因素，总结了改变其推力的主要方法。概述了微牛级、毫牛级和牛级等不同推力级适用的航天任务类型，按照3个级别对国内外霍尔推力器型号进行了分类，分别对3个推力级各系列型号的发展及趋势进行了梳理与分析。对各推力级霍尔推力器发展的关键技术进行了展望。针对其中的技术瓶颈与发展趋势进行了总结分析。全面、系统地针对各推力级霍尔推力器进行了综述。结果表明：毫牛级发展最为成熟的推力级，而随着航天任务类型逐渐丰富，微牛级和牛级霍尔推力器发展潜力愈发突出；研究结果提出了霍尔推进器应提升整体性能、扩展推力覆盖范围，强化多模式工作能力，发展空心阴极以及探究不同推进剂等建议。该研究结果对于霍尔电推进的进一步发展具有参考价值。

采用以泄漏因子与有效间隙作为刷式密封临界承压能力的评价指标，基于ALE（arbitrary Lagrange-Euler）流固耦合方法建立刷式密封三维瞬态求解模型，分析三种不同结构的刷式密封模型在不同压差下的刷丝变形，研究临界承压能力对刷丝变形的影响。研究结果表明：随着上下游压差的增加，泄漏因子与有效间隙的值趋于稳定时的压差范围即为刷式密封的临界承压能力。所研究的基本型刷式密封临界承压能力为0.25～0.30 MPa，后挡板保护高度降低0.5 mm的刷式密封和轴向增加5排刷丝的刷式密封临界承压能力相对于基本型增加了16.7%～20.0%，降低后挡板保护高度和增加刷丝轴向排数可以提高刷式密封临界承压能力；随着上下游压差的增加，刷丝轴向最大变形量先增加，在上下游压差达到刷式密封临界承压能力时，刷丝之间间隙被压缩至接近最小，刷丝轴向最大变形量达到稳定。该研究成果为刷式密封的结构设计提供理论依据。

基于流动点火平台，在不同当量比和流速下，对丙烷/空气稀薄预混气进行了激光点火实验。研究发现：随着当量比和流速的增加，火焰发展速度加快且火焰面积增大；火焰中的CH*发光强度随当量比提升有明显提高，通过CH*的分布及发光强度变化能判断火焰发展阶段。混合气的击穿和点火成功率都随当量比和流速的增加而增加，但改变当量比对成功率的影响比改变流速更大；通过击穿发射光谱中的H/N强度比，可以判断混合气中各组分的含量变化，且使用标定线能确定未知预混合气的当量比。

为了研究减少液体火箭发动机供应系统振荡的有效工程措施，对模型系统与真实系统建立适用于中高频分析的线性化复频域传递函数矩阵模型，结合节流圈阻抗与管路特征阻抗对比方法，分析系统流路在出口压力激励下的频率特性。结果表明：激励源端可能产生谐振频率偏移效应，应选取非激励源端的幅频响应来判断系统谐振频率；节流圈具有较强的频率选择性和对表现出反谐振特征的系统具有位置选择性，需重视关注的频率与位置；节流圈位置越靠近流量振型波腹，或流量波腹位置处的节流圈压降越大，对流路中振荡衰减作用越大。针对该液体火箭发动机供应系统，缩短液氧路管长0.1m，增大煤油路管长0.05m，并调整节流圈压降分配，可有效减小供应系统振荡。

为给未来高推质比航空发动机燃烧室出口温度分布测试作技术储备，以某单管燃烧室为研究对象，采用可调谐半导体激光吸收光谱（TDLAS）断层诊断（TDLAT）技术，在0.5～0.8 MPa压力环境下，研究了基于波长调制技术（WMS）的燃烧室出口温度分布测试方法的工程适用性。结果表明：通过多光路正交测量的方式，利用扣除背景的归一化波长调制光谱模型、变量轮换迭代反演及计算层析（CT）技术，可以实现具有时空分辨性的燃烧室出口温度分布式测量；场分布重建结果能够较正确的反映出燃气温度和H₂O气体积分数随进口参数变化的趋势与特征；受燃烧流场的不均匀性、光谱模型建立与光谱参数标定的不准确、反演与重建算法的不完善等因素的影响，TDLAS测温均值低于热电偶测量结果，相对误差在15%～23%之间，测量数据的准确度距工程应用需求还有一定的差距。

为了降低航空发动机非线性模型求解的收敛性要求，将模型非线性方程组的求解问题转化为最小二乘问题，提出了基于Levenberg-Marquardt（L-M）算法的混合算法。为了使L-M算法跳出局部解，混合算法使用动力学方法修正局部解；为了提高计算效率，利用Broyden拟牛顿法加速L-M算法。以涡扇发动机为研究对象，应用混合算法、L-M算法、牛顿法和Broyden拟牛顿法进行稳态和瞬态仿真。结果表明：在稳态工况下，L-M算法和混合算法收敛范围更大，在随机初值条件下能达到90%以上的收敛率，远高于牛顿法和Broyden拟牛顿法不到20%的收敛率，且混合算法计算速度与Broyden拟牛顿法相当。在瞬态工况下， L-M算法和混合算法能够在牛顿法和Broyden拟牛顿法都不收敛的强瞬变工况收敛，且混合算法瞬态计算时间仅为Broyden拟牛顿法的1.13倍。仿真结果表明该算法在航空发动机模型求解上具有良好的适用性。

设计了一种圆周周向呈现正弦波纹状的弹性圆环轴承阻尼器，与滚动轴承耦合到一起，实现轴承减振吸能功能。首先建立了弹性波纹环减振轴承的力学模型，利用有限元方法对该减振轴承进行力学性能分析，研究了弹性波纹环几何参数对其应力分布和径向压缩刚度的影响以及弹性波纹环的减振吸能效果。结果表明：与弹性凸台环比较，弹性波纹环的应力分布有了很大改善，在给定工况下，最大Mises应力从1 356 MPa降低到464 MPa，应力减小了64%，消除了应力集中现象；弹性波纹环的厚度、波纹周期数和弹性环直径对弹性环的应力和刚度影响显著。弹性波纹环的引入大幅度降低了轴承在振动冲击时受到的冲击力。

开展了基于特征时间（CTS）燃烧模型的高效喷雾燃烧数值模拟研究。基于CTS模型与层流有限速率燃烧模型对CFM56航空发动机模型燃烧室进行了两相数值模拟，通过比较预测的火焰结构验证了CTS燃烧模型在喷雾燃烧中的适用性。通过采用CTS模型初始化燃烧场来提高有限速率燃烧模型的数值模拟效率，提出了基于CTS燃烧模型结合降维方法的高效数值模拟方法。结果表明：CTS燃烧模型较好预测了CFM56模型燃烧室的火焰形态和组分分布，可为有限速率燃烧模型的数值模拟提供良好的初始解；采用自适应建表（ISAT）方法可减小计算时间90%，在此基础上，基于CTS模型初始化的稳态算例收敛时间减少35%，进一步结合降维方法收敛时间减少40%，证明了CTS模型具有提高喷雾燃烧数值模拟效率的潜力。

针对带有涡轮级间共用承力框架的双转子系统，采用机械阻抗理论定量描述结构质量/刚度分布特征，建立了复杂转子系统振动耦合机理模型，并提出了针对共用支承-双转子系统的振动耦合点确定方法，以及交互激励瞬态响应仿真方法。仿真结果表明：共用支承-双转子系统振动耦合的力学本质，是转子与支承结构振动交互作用下的动力响应耦合，既包括共用支承结构振动基础激励带来的振动耦合力学行为，又包括多转子交互激励下多频率组合的振动响应耦合力学行为。其中基础激励下耦合程度与支承机械阻抗及转子振型有关，转子间交互激励下耦合程度则受被激转子模态振型影响，被激转子刚体模态振型对基础振动敏感，在激励转子作用下更易产生转子交互激励下振动耦合。

对于风洞试验中全尺寸模型试验的非平稳信号进行载荷辨识仍存在诸多问题。针对全尺度模型试验的非平稳信号载荷辨识提出了一种基于深度残差收缩网络(DRSN)深度学习技术的智能载荷辨识方法，该方法通过深度学习提取测力系统输出数据中的气动力、惯性力和噪声等特征，通过注意力机制对每组数据进行获取阈值，再通过软阈值函数对特征进行滤波降噪，有效辨识出测力系统响应信号中的惯性力分量并进行剔除，实现气动力载荷辨识。在测试验证中，均值法的辨识精度为85%以上，DRSN网络模型的辨识精度为94%以上，证明DRSN网络模型能有效降低噪声和惯性力对于载荷辨识的干扰，用于非平稳信号的载荷辨识具有精度高、可靠性好等特点。

基于中国空气动力研究与发展中心的高焓激波风洞FD-14A，在毫秒量级试验时间内，开展了模拟飞行马赫数为10，动压为30kPa条件下的超燃冲压发动机自由射流试验研究。采用高速纹影和高速摄影捕捉了进气道唇口波系和燃烧室火焰的时间发展历程，结合发动机壁面压力和热流密度数据，分析了该工况下发动机的工作过程。测量了多种燃料当量比下的发动机壁面压力和热流密度，试验结果表明：在当量比0.50~1.37的宽范围下均实现了可靠点火和稳定燃烧。

针对地面涡现象，建立了大型运输机装配涡扇发动机的三维模型，采用数值仿真方法模拟计算不同风速、风向、滑行速度条件下的地面涡流场。根据计算结果分析得到了地面涡流场分布特征及变化规律，提出了该型机运营过程中的注意事项。结果表明：针对该型机，地面涡进气主要造成进气旋流畸变，进气总压畸变水平较低，畸变指数保持在1.1%～1.7%之间。逆风风速大于5 m/s时地面涡消失，其强度随风速增加先增后减；随着风向变化，地面涡流场的涡系结构不断变化，处于下风侧的短舱更容易产生地面涡；滑行条件下地面涡强度变化较小，滑行速度3m/s时已无涡吸入。实际使用中，地面静止开车时应着重观察旋流畸变较大的1号、4号发动机的工作状态；滑行时应着重观察地面涡吸入能力较强的2号、3号发动机的外物吸入情况。

以发汗冷却技术为背景，采用D3Q19格子玻尔兹曼方法程序，在孔隙尺度下研究了多孔介质结构对结构温度场的影响。针对球形颗粒堆积结构和随机结构这两种常用的多孔结构，分别计算分析了渗透率和固体温度分布。结果表明：对于颗粒堆积结构，当颗粒规则排列时，其固体温度分布呈明显的阶梯状；而颗粒无规则排列时，固体温度变化趋势比较平稳，并且随着颗粒直径的增大，渗透率增大，固体温度降低。对于随机多孔结构，随着孔隙尺寸减小，渗透率减小，固体温度升高。在0.3～0.5的孔隙率范围内，颗粒堆积结构和随机结构由于内部对流换热强度的不同，固体温度具有不同的变化特点。

为获取用于定量评估可燃性的飞机燃油箱热参数，从集中参数法建立燃油箱热模型的假设出发，基于粒子群算法和飞行试验数据，对某型飞机中央油箱热参数的反演进行了探索。选取了4种不同的参数作为目标函数，对比研究了目标函数的选取对热参数反演结果的影响。研究结果显示：反演得出的燃油箱热参数模型，其输出值与试验值变化规律一致，证明了该方法的有效性；其次以整体均方差为目标函数的反演结果与试验值最为吻合，模型输出值与试验值最大偏差为2.62 K；最后对整体均方差增加惩罚项的措施能够使反演后热参数模型满足适航规章的要求。

为研究畸变条件下航空发动机对喘振/失速特性适航条款的符合性验证方法，将用于发动机稳定性评定的畸变试验方法应用于适航领域。以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象，采用数值模拟方法研究了其在0°～30°迎角条件下的部件特性，并依据所得畸变图谱设计了不同结构的畸变发生器。结果表明：所设计的畸变发生器可以在一定程度上较好地模拟出不同迎角工况的畸变图谱、风扇的气动特性及流场特征，喘振裕度最大偏差4.32%；总结出发动机喘振裕度与不同迎角和畸变发生器之间的变化关系，用以确定适航条款要求的稳定工作范围。依据中国民用航空规章，发展了一种进气畸变条件下航空发动机喘振/失速特性符合性验证方法，并明确了其在型号合格审定过程的任务阶段。

研究了利用不完整麦克风阵列进行声源定位的算法，通过修正傅里叶插值、B样条插值和三次样条插值对残缺麦克风阵列的交叉互谱矩阵的插值补偿，获得了声源定位算法。通过数值模拟对声源定位算法进行了验证，发现在波束形成的声源强度上，傅里叶插值模拟结果最大偏差达到5.21 dB、B样条插值为1.17 dB、三次样条插值为0.80 dB；在声源位置偏差上，傅里叶插值为0.04 m、B样条插值为0.01 m、三次样条插值为0.01 m。结果表明傅里叶插值计算得到的声源定位的强度、位置精度和动态性能最差，三次样条插值最优，B样条插值表现一般。实验验证也得出类似的结论，因此利用三次样条插值计算不完整麦克风阵列的交叉互补矩阵最佳。

为了实现航空发动机全机推力测量，研制了一种航空发动机装机条件下的推力测量平台，该平台采用“品”字形布局，嵌入到地面的试验地坑以下，实现了对不同类型飞机的推力测量。介绍了测量系统以及校准方法,使用该测量平台，分别对某大型运输机和战斗机进行了推力测量试验，实现了该两型飞机的推力测量，测量精度高，由于进排气以及发动机安装位置的影响，全机推力测量平台所测得的发动机装机推力与台架标准推力相比存在一定差距，运输类飞机推力损失一般小于3%，战斗机损失达到了5%～15.1%之间。

针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构，分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性，对流场均匀性进行了实验测量。结果表明：推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速，使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加，进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验，获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性，提出控制推进剂流速，降低不均匀性，进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明，采用15±1 m/s的推进剂入口流速，控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。

基于最优拉丁超立方采样、多项式代理模型、傅里叶幅值敏感性试验、梯度变异混合优化算法构建了跨声速离心压气机耦合优化方法，实现了自循环机匣处理扩稳的同时不降低等熵效率的目标。耦合优化后压气机气动性能全面提升，设计点和近失速点的等熵效率分别提高2.79%、1.82%，且峰值效率略高于实壁机匣压气机。耦合优化扩稳增效的机理是：自循环机匣抽吸流量增大，更多低能流体被移除；叶轮入口攻角改善，流动分离风险减小；前缘激波与叶尖泄漏涡干涉被抑制，叶轮下游低能流体减少，周向均匀性增强；机匣回流槽入射角增大，叶轮入口径向畸变被削弱；叶轮叶片尾缘安装角及扩压器有叶段尾缘半径的增大弥补了效率损失；叶轮叶片前缘后掠角减小弥补了堵塞流量。

为探究周期性节径凸起结构对串列双圆柱体钝体杆件干涉噪声的降噪效果与降噪规律，在0.55 m×0.4 m声学消声风洞开展了串列双圆柱降噪实验，设计了8种不同参数的周期性凸起结构，实验研究了4种不同风速（雷诺数为0.4×10⁵~1.6×10⁵）下凸起结构对串列双圆柱干涉噪声的影响。研究表明：节径凸起结构可以减弱甚至完全抑制单音峰值噪声的产生，最大峰值噪声降噪量可达近30 dB，总声压级最高降噪量可达18.1 dB。不同工况状态下，各种参数化结构对噪声抑制能力有所不同，均存在最佳值，其中参数结构凸起高度A=(0.1～0.15)D、凸起间距S=0.5D左右（D为基准圆柱直径），在较广工况范围下都具有较好的降噪效果。节径凸起结构的引入，不仅改变了串列双圆柱对应的峰值特征频率和涡脱落频率，而且抑制圆柱杆件卡门涡街的产生。

基于计算流体力学（CFD）建立了适用于剪刀式尾桨的流场计算模型，采用嵌套网格方法模拟尾桨运动，采用双时间方法进行时间推进。针对不同的尾桨构型，采用高效配平策略“差量法”将剪刀式尾桨配平至相同负载状态。在此基础上，采用Ffowcs Williams-Hawkings（FW-H）方程计算剪刀式尾桨的气动噪声特性。应用该方法对不同前飞速度下剪刀式尾桨的气动力和噪声进行计算分析，着重研究了剪刀角和轴向间距两个重要构型参数的影响。计算结果表明：剪刀角对剪刀式尾桨气动力和气动噪声特性均有重要影响，而轴向间距在合理的变化范围内，对尾桨影响较小。与常规尾桨相比，前飞状态下剪刀式尾桨的噪声指向性变化较小，但噪声幅值变化显著。

为湿热环境条件下ZT7H/5429复合材料层合板的拉伸破坏应变基准值提供了一种精细化确定方法。通过在不同湿热环境下对含孔复合材料层合板进行拉伸试验，定量分析了温度和湿度对于层合板拉伸破坏应变的影响，并采用小子样整体推断技术建立了拉伸破坏应变预测模型。结果表明：拉伸破坏应变随温度升高而下降，并且下降幅度趋于平缓，而湿度所产生的影响并不显著。在拉伸破坏应变预测曲面的基础上，通过引入单侧容限系数进一步确定了拉伸破坏应变B基准值。相比传统单点法仅分析单一状态试验数据来获得B基准值，该方法充分考虑了不同状态下试验数据之间的关系模型，得到的B基准值具有2%～25%的提升，为复合材料结构的精细化设计提供了理论依据。

以一台航空高速压气机为研究对象，通过加装进口导叶调整压气机进气预旋角，采集失稳过程中的动态压力信号，观察不同导叶角度、流动失稳演化过程。结果表明：在负导叶角情况下，压气机由转子叶尖突尖波引起失稳；在零导叶角及较小的正导叶角情况下，由静子叶根区域的局部喘振诱发失稳；在较大的正导叶角情况下，静子叶根在节流过程中首先出现局部失稳，进一步节流导致叶尖旋转失速团出现，压气机完全失稳。分析认为，导叶角的增加通过降低反力度，调整了转静间的负荷分配，从而引起了失速初始扰动发生上述“转子突尖波-静子局部喘振-静子局部失稳”的转变。

为了研究在瞬态冲击（突加不平衡）下弹性环挤压油膜阻尼器(elastic ring squeeze film damper, ERSFD)对转子系统突增振动的抑制效果，设计并搭建带ERSFD的转子动力学实验台，开展突加不平衡动力学实验，获取阻尼器供油和不供油下转子系统升速及降速过程中的振动响应规律。结果表明ERSFD供油后有效地抑制了突加不平衡引起的瞬态响应，降低了突加不平衡引起的额外振动74.39%，同时抑制了转子经过临界转速的基频振动（幅值最大降低了62.18%）；ERSFD供油后会在转子系统中引入额外的刚度和阻尼，其综合效果表现为转子的临界转速较ERSFD不供油的状态下，1阶临界转速降低2.39%。

通过光学几何测量技术获取精确的叶片型面差异化信息（即几何失谐）建立整体叶盘的高保真动力学模型的方法，并进一步开展整体叶盘几何失谐辨识的研究。采用先进的三维结构蓝光扫描系统测量构建精确的叶片几何型面点云模型，然后采用网格变形技术，将谐调叶片有限元模型的表面节点自动投射至实测的点云表面，以回避传统逆向工程的实体模型重建环节，从而实现整体叶盘高保真动力学模型的快速构建。该模型可直接用于量化识别叶片几何失谐对其固有频率和振型的影响，其中各叶片“一弯”频率失谐量在2.1%以内，同时可以精确比对各叶片间的模态置信因子，因此可大幅提高整体叶盘建模和动力学仿真分析的准确性。

为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响，建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型，采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程，引入Shruvik安全裕度评估准则，计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机，研究了不同冷却结构组合的换热能力上限，分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明：推力室压力在12 MPa及以下时，可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求；在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求；在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力；室压在20 MPa甚至更高时，必须采用其他强化换热措施。

为研究高速轻载工况下兜孔形面几何参数对V形兜孔圆柱滚子轴承保持架磨损性能的影响，建立了考虑兜孔处润滑影响的轴承动力学模型。以基于Masjedi磨损模型的时间平均磨损率作为磨损性能的评价标准，研究了兜孔形面几何参数对V形兜孔保持架磨损性能的影响规律，分析了在不同转速下兜孔壁倾角均为15°的V形兜孔保持架的磨损性能及打滑特性。结果表明：兜孔形面几何参数对保持架的磨损性能影响显著，通过对其优化可有效提升保持架的磨损性能；保持架的时间平均磨损率随内圈转速的增加而上升；在内圈转速的范围为5000～20000 r/min时，兜孔壁倾角均为15°的V形兜孔保持架的时间平均磨损率和打滑率均低于普通直兜孔轴承。

针对滚动轴承在变工况和跨型号下故障诊断效果不佳、泛化能力较差，同时在实际训练中样本数量严重不足的问题，从振动信号序列特性出发，提出了一种基于改进傅里叶模态分解和Transformer-CNN的故障诊断方法。设计了振动数据预处理模块，利用改进傅里叶模态分解和位置编码对数据样本进行预处理并标记序列位置关系，然后设计了基于注意力机制的Transformer-CNN序列建模单元，利用最大值池化优化了缩放点积注意力机制的循环堆叠结构，减少了网络的待训练参数并提升了网络序列建模能力。采用预训练-微调的迁移学习方法，将预训练模型参数迁移至目标域并进行模型微调，可以避免数据不足导致的过拟合现象。实验结果表明：相较于基准算法，Transformer-CNN可以降低50%以上的故障诊断错误率。在变工况和跨型号的小样本迁移学习实验中，该算法可以提升8.75%的诊断准确率，同时可以提升收敛速度。

为了研究雷诺数对涡扇发动机性能的影响并提升稳态性能模型在工作包线内的计算精度，提出了一种基于整机试验数据辨识的计算分析方法。选取用于气路分析的测量参数，提升辨识算法的收敛性和计算结果的有效性；结合非线性气路分析算法辨识计算出各试验点的部件性能修正因子，统计分析雷诺数和各部件性能修正因子的变化关系，定量得到雷诺数对发动机各部件性能的影响程度；修正基线稳态性能模型，并对计算精度进行验证对比。结果表明：对比试验结果，修正后的稳态性能模型各参数计算偏差不大于2.5%；对比基线稳态性能模型各参数计算结果，计算精度平均提升2.3%，最大提升9.2%。

针对常规可移动式插板产生的总压畸变稳态分量和动态分量比值较为固定，无法可调，不能真实反映不同进气条件下的复杂总压畸变的动稳态比例的现状，提出了一种改进型插板，采用对常规插板开孔和开齿等方法，通过不同的参数化设计，通过更换插板在发动机进口截面产生不同稳态畸变和动态畸变比值的总压畸变，采用分离涡模拟的方法对改进型插板进行了数值仿真，结果表明：在边缘开孔或开齿会改变插板后涡结构，但不会改变动稳态畸变比例；在插板上均匀开孔或开齿，即会改变板后涡结构，也会降低动稳态畸变比例，而且随着孔齿数量或尺寸的增加，分离区得到更多的射流能量，动稳态畸变比例降低；变齿数插板畸变比例可在0.14～0.50范围内变化。

基于1996年～2019年的适航指令数据，以关联分析得出的典型故障构建评价指标。用风险系数确定白化权函数的边界条件，根据偏差最大化原则确定各指标的权重，提出了基于灰色白化权聚类的安全风险评估模型。利用等时间间隔的各指标数据构成灰色预测模型，并通过优化权重值将预测精度提高了2.88%。预测的故障数量与实际发生相符，证明了预测模型的准确性，可依此有针对地提出改进和预防措施，从而减少故障的发生。

利用考虑行星际磁场作用的磁流体动力学模型，建立了磁帆三维数值模拟方法，对计算方法的可靠性进行了验证，发现了线圈尾部的磁重联现象，研究了太阳风来流速度、等离子体离子数密度以及攻角对磁帆推进性能的影响。得出以下结论：不同速度、不同离子数密度的太阳风主要通过改变z方向电流的大小改变洛伦兹力，进而影响磁帆的推进性能：太阳风离子数密度恒定时，随着太阳风速度由30 km/s逐渐增大至75 km/s，z方向电流最大值由4205 A/m²增至14709 A/m²，磁帆所受推力由3.39 N增至13.40 N；太阳风速度恒定时，随着离子数密度由1.8×10¹⁹ m⁻³增大至4.5×10¹⁹ m⁻³，z方向电流最大值由6039 A/m²增至10585 A/m²，磁帆所受推力由6.62 N增至12.27 N。磁帆攻角变化，主要通过磁场构型的变化影响磁帆推进性能：攻角为0°和90°时的磁层半径分别为0.14 m和0.18 m，磁帆所受推力分别为6.62 N和11.03 N，由此推测实际应用中保持线圈轴线与太阳风来流方向平行，可获得更大推力。系统研究了相关因素对磁帆推进性能的影响，可为磁帆的推力调节研究提供参考和支持，对未来磁帆的深入研究具有重要的参考价值。

由于钛合金薄壁结构长时间在飞行热振环境下结构内部产生不断变化的应力，可能引起结构疲劳失效，因此借助振动试验台搭建了高温振动疲劳测试系统，测定了20、150 ℃和300 ℃温度条件下钛合金悬臂薄板结构的随机振动$ S{\text{-}}N $疲劳曲线，并建立了上述温度条件下钛合金悬臂薄板结构的疲劳寿命预测表达式，根据其计算得到的预测寿命与试验件的实际寿命相比误差较小，300 ℃、45.36 MPa应力水平下误差仅为3.76%。该方法可用于高温随机振动载荷作用下结构的疲劳性能和寿命预测研究。