建立篦齿熵产分析的数值模拟方法并经试验验证方法的准确性，进而揭示了台阶式篦齿的倾角、齿顶宽度、齿高、台阶高度变化下的流动熵产机理及导致熵产的主要流动特征，在此基础上最终从系统熵产视角对篦齿进行优化和特性分析。结果表明：篦齿齿顶区域相对耗散强度较大，导致该区域存在的齿顶涡具有较强增阻作用，对于提升篦齿局部熵产，降低系统熵产有重要作用；通过主动构造齿顶涡（增阻涡）可以实现增强篦齿局部熵产、减小泄漏量的设计目标；优化后的台阶式篦齿结构较初始台阶齿的封严性能提升24%。

为解决人工势场法（artificial potential field，APF）容易陷入局部最小值的问题，提出基于环流斥力势场的改进APF航路规划方法（环流APF方法），改变斥力势场方向使其变成围绕障碍物的环流，并结合导弹由航路点控制的特点，进一步由约束法和切线法得到导弹飞行航路点。在不同场景下分别采用传统APF方法与环流APF方法进行航路规划求解，以及使用切线法和约束法进行导弹航路点求解。结果表明，环流APF方法有效提高可解概率，能够在多边形障碍密集、障碍边界与导弹航向垂直的情况下得到航路，同时，相比传统APF方法，环流APF方法生成的航路较平滑。对于导弹航路点求解，切线法和约束法所得到的导弹航路航程相差不大，但约束法的解算时间较短且生成航点数量较少，而切线法的安全性能较好。

围绕“受限空间压电风扇的非线性气动力、振幅响应及其与非定常流场的内在关联机制和规律”这一核心问题开展深入的理论分析和数值模拟研究，分别基于流体内摩擦力和附加流体质量力作用机制，建立了四周空间受限的压电风扇振动薄片一阶弯曲响应瞬时气动阻力的理论模型，并进一步建立了其振幅响应的预测方法。经过验证，预测模型的预测结果与试验获得规律基本一致。当空间受限间隙小于5 mm时的振幅将随间隙的减小而急剧减小，当间隙大于20 mm时的空间受限效应基本可以忽略。

以某先进辅助动力装置用膨胀比5.0级向心涡轮跨声速导叶为研究对象，从消除几何喉部前局部超声区及削弱尾缘激波强度两方面着手，对导向叶片进行了优化改进及叶栅试验验证，结果表明：采用大正攻角、小安装角的设计思路，减小喉部前吸力面叶型曲率，降低进口段的通道面积，提高了叶型前段负荷，消除了喉部前的过膨胀区，喉部前气流加速更为均匀；在吸力面喉部后构建局部内凹结构，可将原方案中吸力面尾缘处一道较强的激波变为两道较弱的激波，峰值马赫数降低，尾缘逆压梯度减小，尾缘激波强度得以削弱。试验结果显示：在出口马赫数0.9～1.1范围内，优化后叶型能量损失系数均有所降低，在出口马赫数为1.1时，能量损失系数可降低近20%。

针对火箭弹自力弹射设计中降低低压室压强峰值与提高弹体出筒速度之间的矛盾，开展自力弹射的优化设计工作。首先建立自力弹射发动机-低压室耦合内弹道求解模型，并开展2种工况共4发实弹的验证试验；其次提出融合多种差分策略的多种群差分进化算法，并采用“剔除-补足”操作处理优化过程中的约束条件；最后考虑自力弹射的实际设计约束，以低压室压强峰值和弹体出筒速度为目标建立两目标约束优化模型，并采用多种群差分进化算法进行优化计算。结果表明：计算得到的Pareto前沿近似呈斜率不同的两段线性区间，随低压室压强峰值增大，相同压强增幅带来的出筒速度增量减小；在Pareto前沿上均匀选取12个优化方案并采用逼近理想解排序法进行排序，排序后得到的最终优化方案的低压室压强峰值降低16.11%，弹体出筒速度增加54.55%，自力弹射性能得到提升。

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。

为探究RP-5和RP-3燃油对双油路离心喷嘴雾化性能的影响，开展不同供油压力下两种燃油对双油路离心喷嘴的质量流量特性、雾化锥角、索太尔平均直径（SMD）及油滴速度等性能影响的研究，结果表明：在各供油压力下，RP-5燃油的喷嘴质量流量大于RP-3燃油，主油路质量流量相差约为5%，副油路质量流量相差约为2%；RP-5和RP-3燃油的喷嘴雾化锥角大小基本一致；当副油路供油质量流量小于8 kg/h时，RP-5燃油的SMD大于RP-3燃油，当副油路供油质量流量大于8 kg/h时，RP-5和RP-3燃油的SMD基本一致；主、副油路同时供油时，随着质量流量不断增加，RP-5燃油的SMD大于RP-3燃油且差值不断增大；随着供油压力升高，RP-5燃油的油滴速度要显著高于RP-3燃油，且都呈现出“M”型分布。

基于振动监测数据的航空发动机滚动轴承损伤大小识别，对于研究滚动轴承故障演化、故障预测和故障诊断具有重要意义。针对传统模型对先验知识依赖性高、特征提取不充分、故障尺寸训练类别有限等问题，提出了一种基于深度学习的滚动轴承损伤尺寸预计方法，能够对训练过程中未出现的中间尺寸进行准确识别。在经典模型的基础上，搭建了一种深度卷积网络与长短期记忆网络组合模型，该模型可对轴承振动信号的多维特征与时序特征进行充分提取，实现轴承故障的智能和高效诊断。最后，利用滚动轴承加速疲劳试验机，进行了多种转速与损伤尺寸下的滚动轴承故障试验，基于试验数据进行了方法的比较，结果表明，该组合网络的在正常和加噪的情况下预测精度分别达到99.94%和98.67%，较单独的深度卷积网络、长短期记忆网络及其他模型精度更高，比较结果充分表明了本文所提方法的优越性。

为解决航空发动机部件热防护以及热管理问题，针对CCA（cooled cooling air）技术，采用高孔隙率泡沫金属替代传统管翅式换热器金属翅片，设计一种轻质、高效、紧凑的小尺寸S型泡沫金属管翅式换热器。换热器芯体为3D打印的钛合金制作，重129 g，由S型管束以及泡沫金属翅片组成，翅片安装在管束直管段处。流动传热实验模拟航空发动机机匣外部的空-油换热器，冷侧为水，热侧为高温空气，测定两侧流体的流量、进出口温度及压力。结果表明：泡沫金属作为换热器的翅片，传热系数增大43.94%、换热量提升21.7%、综合换热性能增加25.43%，功重比平均提升17.26%，可达14.61 kW/kg。这说明泡沫金属能够提升换热器的整体性能，可用于未来航空发动机相似结构换热器的设计。

在考虑飞行中外界空气对蒙皮气动加热的情况下，对飞机油箱内部燃油和气体的传热过程进行了三维仿真，得到了油箱中温度场和速度场的分布，采用集总参数法建立了飞机油箱一维热模型，通过Modelica语言编程对其进行了求解。将三维模型和一维模型计算得到的燃油、气相空间及壁面温度与飞行实验数据进行了对比，结果显示两种模型气相和燃油平均温度均与布置在油箱中部的传感器测量结果吻合较好，但是三维仿真结果表明油箱各处温度差异很大，燃油各点温差最大可达17 K，气相空间各点温差最大可达30 K。因此实验中传感器位置需要重点关注。此外，三维仿真模型还可为一维模型中相关换热参数选择提供依据。

为探究滑移边界和轴承参数对轴承特性的影响，将考虑滑移边界的雷诺方程应用至具有波箔支撑的多叶式箔片轴承中。依次借助Newton-Raphson法和小扰动法线性化压力控制方程，并利用弯曲梁模型描述箔片径向变形，结合有限差分法建立该类型轴承的流-固耦合求解模型，数值结果与试验结果吻合较好。研究了轴承数、偏心率、长径比、间隙比、平箔片数目以及平箔片厚度对该类型轴承特性参数的影响规律，研究结果表明：对于八叶轴承，当轴承数或间隙比较小时，滑移边界会导致承载力普遍下降3%，此时应考虑其影响，但该影响对长径比和平箔片厚度的变化不敏感。此外，该类型轴承稳定性整体较好，当轴承数较小时滑移边界会导致轴承稳定性下降。

针对整体式惯性粒子分离器对小粒径砂尘分离效率低下的问题，提出了一种通过引入局部射流形成气动鼓包，以提升粒子分离器对小粒径砂尘分离效率的方法，并通过仿真验证了该方法的有效性。研究发现：气动鼓包的形成对小粒径砂尘的分离效率提升明显，在出口总压恢复下降不超过0.5%的前提下能将AC砂的分离效率提高3.6%，最高可提升7%；引入射流能有效提升粒径在9 μm及以下砂尘的分离效率，并且，砂尘粒径越小，其提升效果也越低，对于9 μm粒径砂尘，可将其分离效率提升至100%；射流引入位置应设置在中心体鼓包壁面上，且在一定范围内，射流角度与来流夹角越大、射流压强越大，对小粒径砂尘分离效率的提升效果也就越高。

以氧化剂预压泵入口压力作为监测对象，在氧化剂主泵汽蚀故障时通过动作流量调节器减少进入预燃室的燃料流量，进而稳定混合比、抑制燃气温升，达到避免过高燃气温度造成灾难性后果的目的。设置燃料路流量调控为98.8%、97.2%、89.5%和74.5%的额定流量和0、0.15、0.23 s和0.30 s四种调控延时的控制策略，通过仿真研究其有效性。结果表明：汽蚀故障下燃料最佳节流量是保持混合比为额定值的取值；最大允许时间延时随着汽蚀故障严重程度的增加而降低。当贮箱压力在0.1 s内降低至额定压力的53%、43%和33%时，最大允许动作延时分别为0.23、0.17 s和0.13 s；最佳控制时间延时参考值为0.09 s，增大延时导致部分组件参数出现超调，减小延时会存在发动机熄火的风险。

基于国产民用飞机适航符合性评估需要，简要总结了FAA修订FAR25.981适航规章发展变迁，收集了国内外不同燃油海平面闪点数据，通过蒙特卡洛可燃性暴露分析程序，得到了闪点平均值和标准差变化对油箱可燃暴露率的影响。结果表明：闪点平均温度值越大，标准差范围越宽，油箱可燃性暴露率也越大，在相同条件下，飞机使用RP-3燃油的可燃性暴露率高于JET-A燃油，因此在我国飞机在适航审定过程中应当充分考虑燃油差异对可燃性的影响，完善适合我国国情的适航审定标准和规范。

针对低信噪比（SNR），复杂噪声工况下，复合故障信号特征难以提取的问题。提出基于相空间重构融入最大相关雷尼熵解卷积的信号特征提取方法，该方法以雷尼熵为敏感特征范数，以最大相关雷尼熵解卷积为基本方法，并在其中融入具有噪声抑制特性和分解特性的相空间重构技术。结果表明：雷尼熵与峭度相比，在故障灵敏度相当并略好的情况下，对偶发噪声敏感度仅为峭度的18.4%。通过仿真验证，实验数据验证以及台架实验验证，证明了本文方法与现有的对比方法相比，在提取复合故障信号特征方面具有优势。

采用数值模拟方法，对内吹式附面层控制方案（吹气襟翼）的全机带螺旋桨滑流影响的气动力特性进行仿真计算，并与风洞试验结果对比。将四个螺旋桨区域单独划分网格，在各个域之间通过面搭接网格进行数据传递。采用基于多重参考坐标系的准定常方法和螺旋桨真实旋转的非定常方法，对升阻特性进行计算，并与风洞试验结果进行了对比。结果表明：准定常方法可以大致捕捉到升力特性曲线的发展趋势，但所计算的固定迎角下的升力系数具体数值与试验测试结果存在较大差距，该方法所捕捉的失速迎角也普遍小于试验测试结果，阻力特性也差距较大；非定常方法可以比较准确的捕捉到升力特性曲线发展趋势，对失速迎角及固定迎角下的升力系数具体数值捕捉也比较准确，阻力平均误差控制在15%以内。

结合三维流场数值模拟方法和声学Ffowcs Williams-Hawkings方程声类比方法，对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析，研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明：对转桨扇桨叶后掠角从0°增加至40°，高速巡航状态推进效率可提高接近1.5个百分点，起飞状态推进效率提升不大；桨扇噪声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系，增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度，从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小；在噪声最大的75°角向位置，后掠角从0°增至40°声压级降低达3 dB以上。

基于三维URANS（unsteady reynolds-averaged Navier-Stokes）模型对全尺寸液氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定开展了仿真计算。研究了三种隔板对高频切向燃烧不稳定的抑制效果，发现当隔板长度为30 mm时，喷嘴式隔板能有效抑制燃烧不稳定，而两种再生冷却肋片隔板未能完全抑制燃烧不稳定，增加隔板长度到50 mm后，燃烧趋于稳定。结果表明：较短隔板不能完全包络化学反应区域，推进剂纵向分布变化对燃烧不稳定的抑制作用相对较小；隔板增长后，能有效分割燃烧室头部化学反应区域，提升了燃烧稳定性裕度；喷嘴式隔板能抑制切向燃烧不稳定的机理在于隔板喷嘴壁面上存在一个大黏性、大剪切力的黏性影响区。研究结果可为液体火箭发动机隔板设计提供一定指导。

为准确得到超临界压力下RP-3的热物性，基于人工神经网络方法建立超临界RP-3的密度、黏度、比定压热容和导热系数的计算模型。以广义对应态法则计算得到的RP-3热物性结果训练神经网络，并耦合了实验误差模型得到修正后的人工神经网络模型。计算温度变化范围为300～800 K，压力变化范围为3～6 MPa。结果表明：人工神经网络模型能准确地预测超临界RP-3的热物性，且计算精度比广义对应态法则计算得到的结果提高了16.3%。在压力为5 MPa的工况下，人工神经网络模型预测的密度、黏度、比定压热容和导热系数的回归系数均大于0.99，与实验结果平均相对误差分别为1.5%、4.1%、0.9%和0.7%。

齿轮传动涡扇（GTF）发动机超紧凑增压级对上游风扇和下游高压压气机起到承上启下的关键作用。为克服超紧凑GTF增压级优化设计面临的高维、耗时、黑箱三大难题，发展了一套精准高效可靠的优化设计方法，采用多目标粒子群算法结合下降单纯形算法的多层次优化策略，具有优化变量少、求解速度快、寻优能力强的优势。优化设计后，GTF增压级在100%设计转速下的峰值效率和失速裕度分别提升了0.27%和1.31%。相比于复合弯掠高负荷静子原型，高负荷静子优化构型通过改变整个展向的叶型特征和三维积叠规律，使得自20%叶展至叶尖的流动分离向下游移动，减少由叶尖向轮毂的径向迁移和吸力面尾缘附近低速回流区域的范围，延缓了GTF增压级失速的发生，提升了GTF增压级的效率。

以波箔型动压气体止推轴承为研究对象，建立变截面气膜间隙润滑模型，研究了有无黏性耗散时动压气体止推轴承间隙压力场及温度场分布，获得几何参数以及转速对轴承间隙气膜压力和温度的影响规律。结果表明：考虑黏性耗散时，在收敛段末端和平直段外缘形成高温区；无黏性耗散时，轴承气膜高温区位于收敛间隙末端；轴承气膜温升随转速线性增加；考虑黏性耗散时，气膜温升随楔形因子的增加而减小，无黏性耗散热时则与之相反；气膜厚度越大，温升越小，厚度对轴承气膜温度分布无影响。本文参数范围内，黏性耗散产生的温升占比达90%。该研究证实了黏性耗散对动压气体止推轴承热流动物理机制有重要的影响，可为动压气体轴承设计和高效运行提供理论基础。

针对一种带旁通的双S弯进气道开展了气动设计和性能仿真研究。探索了改变第一S弯长度对进气道的影响，通过流场流动和砂粒轨迹的分析，对初始设计的模型进行修正，然后在修正后的基准模型的基础上，采用数值模拟方法，重点研究了不同扫气比和过渡截面面积比对进气道管道内流动特性和排砂效率的影响。结果表明：第一S弯的长度过小则气动性能好但不利于排砂，过大则气动性能差但排砂效果好。过渡截面面积比在减小的过程中，进气道气动性能略微下降。当形成分离涡后，总压损失迅速增大，但出口总压畸变指数降低。面积比过大或者过小都不利于进气道排砂。随着扫气比增大，排砂性能提高，进气道出口总压恢复基本稳定，畸变增大。

基于中小发燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器，结合滑动弧的产生位置，开展了4种方案的旋转滑动弧涡流器设计及加工，并完成了冷态放电试验及点火试验验证。放电试验结果表明：4种方案的涡流器均能在预设位置产生稳定的旋转滑动弧。三头部点火试验结果表明：方案4的点火效果最好，其最小点火油气比低于常规点火方法。方案2次之，方案3仅能在较低的参考速度下实现燃烧室的点火，方案1的点火效果最差。滑动弧当地的气流速度及油气分布对点火效果影响显著，建议滑动弧处的气流速度不超过20 m/s。

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(MFMD)和Transformer convolutional neural network（Transformer-CNN）的故障诊断方法。设计了振动数据预处理模块，利用MFMD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。

针对滚动轴承故障振动信号受背景噪声干扰大、故障特征不易提取的问题，提出了基于灰狼算法（GWO）优化的非局部均值去噪（NLM）和完全自适应噪声集合经验模态分解（CEEMDAN）相结合的轴承故障诊断方法。先将CEEMDAN和相关系数-能量比-峭度准则作为预处理手段，并进行信号重构；然后使用灰狼算法对NLM的参数进行优化，利用最优参数对重构信号进行降噪，将降噪后的信号通过SG（Savitzky-Golay）滤波进行二次降噪，得到最终去噪信号，对最终信号进行包络分析得到诊断结果。GWO-NLM去噪、CEEMDAN和包络分析的混合特征提取技术，由仿真信号可知去噪后的信噪比提高了9.31 dB，由实验信号可知能清晰地提取轴承的故障特征频率及倍频、转频以及故障特征频率与转频的系列调制频率。

为了探究介质阻挡放电（dielectric barrier discharge, DBD）等离子体气动激励对平板湍流边界层的减阻情况，在控制来流速度为10.7 m/s的低速风洞中进行等离子体平板湍流边界层减阻控制实验。本实验重点研究了不同激励频率对湍流边界层的减阻控制效果，使用热线风速仪系统采集流向速度信号，获得边界层平均速度分布和脉动速度分布。对实验结果进行对比分析发现，在施加不同频率的等离子体激励之后，边界层内对数区速度明显减小；随着激励频率的增加，局部减阻率呈现出先增大后减小的趋势，在激励频率为200 Hz时，减阻率达到最大为7.4%。

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。

为适应航空发动机涡轮冷却技术的发展趋势，在传统叶片温度评估模型的基础上加以改进，提出了适用于内外耦合涡轮叶片的温度评估模型。将改进后的温度评估模型嵌入到发动机整机热力性能计算模型中，对飞机/发动机系统耦合分析，研究了F-16战机在典型飞行任务和飞行包线内高压涡轮导叶的冷却性能。结果表明：在全飞行任务下进行分析时，叶片在实用升限、起飞及大爬升率工况下叶片工作热环境恶劣，叶片易超温；叶片表面温度沿径向为增长趋势，在叶顶处达到最大值。在全飞行包线内进行分析时，叶片表面温度随高度变化明显；包线内高空低马赫数区域叶片的最高温度和承受的热应力最大，叶片最高温度可达1342 K；高空低马赫数区域的综合冷却效果与包线内的最高冷却效果相比，降低了34.2%，叶片冷却性能下降明显。在进行模型参数敏感性分析时，与基准方案相比，当输入参数改变相同比例，改变冷气进口温度对叶片温度的影响最为显著。

针对涂层‒基体一体化的双层结构，为测试评估其中涂层材料的导热性能，提出基于瞬态平面热源法（transient plane source, TPS）的涂层材料导热系数反演辨识方法。根据Hot-Disk实验测试原理，建立基体‒涂层‒探头整体的二维非稳态传热模型；结合测量过程中的瞬时温升数据信息，采用粒子群优化算法反演辨识获得涂层材料的导热系数；并通过实验和数值模拟论证了上述方法的可靠性。结果表明：该测量方法能够有效获得涂层导热系数，测试反演的数值偏差小于4.0%。最后，实际测量和反演辨识获得了一种涂层材料常温至773 K的导热系数，随温度提高呈现增大趋势，数值范围为0.18～0.29 W/(m·K)。

基于CFD理论，利用Fluent求解软件，借助超级计算机强大的并行运算能力对航空弧齿锥齿轮副风阻功率损失进行仿真计算。采用局部综合法建立弧齿锥齿轮副三维模型，选用RNG k-ε湍流模型，考虑平均流动中的旋流流动情况，与标准k-ε模型相比，RNG通过修正湍流黏度并很好地处理了高应变率以及流线弯曲程度较大的流动。齿轮边界运动通过UDF（user-defined functions）函数驱动，同时采用动网格模拟流场形状由于边界运动而随时间改变问题。最后得出无挡风罩和不同挡风罩配置下的齿轮副风阻功率损失，证实了合理安装挡风罩能够有效降低齿轮风阻损失，并分析多组仿真实验间的减速器内流场压力、速度、湍流动能云图变化，得出了最优化的挡风罩配置，以求最小化风阻功率损失，文中减阻效果最好的挡风罩能降低55.3%的齿轮风阻损失，此时挡风罩间隙为1 mm，为工程实际应用挡风罩的设计提供了参考。

在通过对离合器组件的动力学分析建立离合器动态性能计算模型的基础上，根据短距起飞/垂直降落（STOVL）推进系统各部件在不同工作状态下的耦合关系，建立了STOVL推进系统模式转换过程的共同工作方程组，即其动态性能仿真模型，并提出了STOVL推进系统短垂模式与常规模式相互转换的控制策略，对比了不同离合器接合速度下模式转换过程中的性能参数特点。结果表明：建立的仿真模型在模式转换过程中与国外文献数据相比最大误差为3.76%；提出的控制策略可保证模式转换过程中，STOVL推进系统无超温、超转现象，且喘振裕度变化在0.1%以内；模式转换过程中离合器接合时间越短，其瞬时摩擦产热量越大，但总产热量越小。

换气过程中的缸内流动及废气分布对对置活塞二冲程发动机（OP2S）换气效果的影响规律目前缺乏充分的研究。采用CONVERGE建立了OP2S的CFD模型并通过仿真计算研究了扫气口倾角、扫气口构型及转速通过改变扫气气流组织影响换气效果的规律。结果表明扫气口倾角对OP2S缸内流动有显著且非单调的影响。扫气口倾角$ \mathrm{\alpha } $≤5°时，扫气气流聚集于气缸轴线，缸壁附近存在周边废气滞留区；当扫气口倾角$ \mathrm{\alpha } $>5°时，换气过程初期扫气气流在扫气口附近汇聚为环状进气涡流，在该进气涡流中心产生低压区，并导致气缸中心流动方向与外围的扫气气流方向相反，最终导致气缸轴线出现柱状的中心废气滞留区。随着扫气口倾角增大，周边滞留区逐渐减小消失，而中心滞留区出现并增强，两者的变化规律共同造成了残余废气系数的非单调变化规律。大扫气口倾角下复合式气口的扫气气流可兼顾气缸中心和外围，换气效果显著优于单层气口。相较于倒置组合气口，组合气口的缸内流动组织更为合理，扫气效率更高。

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，随着来流速度由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；太阳风来流速度恒定时，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。

为研究燃油喷雾特性对某小发环形回流燃烧室主燃区燃烧特性的影响，采用数值模拟的方法，对环涡形燃烧室内燃油喷嘴伸入火焰筒的深度和喷雾偏转角度对燃烧室内的三维两相喷雾、燃烧特性进行了研究。结果表明：喷嘴位置和角度的变化，会导致燃油雾化性能的变化，从而引起燃烧特性的变化；随着喷嘴伸入火焰筒的深度变短，会导致高温区变窄且靠近火焰筒外壁，深度变长则会导致主燃区高温区减小且燃烧不充分；喷雾偏转角度顺时针旋转可使燃油在主燃区燃烧的更加充分。

针对某创新构型的涡轮发动机，在国内首次开展大直径小环腔燃烧室的设计及试验研究。提出基于扩压器逆向进气条件下的环涡流场匹配切向燃油喷射的燃烧室设计方案，开展不同状态下燃烧室冷态及热态性能试验，得到燃烧室流阻特性、地面点火特性、贫油熄火特性以及燃烧效率、出口温度场等特性，结果表明：（1）该设计方案可以满足燃烧室的设计要求。（2）与常规燃烧室相比，该方案的喷嘴间距比设计达到1.65。（3）该方案燃烧室的点火性能优异，最低贫油点火油气比达到0.016，点火联焰时间可达4 s以内。（4）该方案燃烧室的总压损失、燃烧效率、出口温度分布系数（OTDF）、出口径向温度分布系数（RTDF）等综合性能优异，其中慢车状态的燃烧效率能够达到98.6，设计点的OTDF达到0.16。

针对某风洞喷管提出了一种水冷结构，即在喷管前后段壁内设置了24组流道，而在喉部区域壁内错排布置扰流柱阵列。采用气热耦合-结构热分析的数值模拟方法对喷管整体结构的流动、换热、刚度性能进行了计算和分析。计算结果表明：冷却水量为1 kg/s时，与基础件相比，提出的冷却结构的概念件平均冷却效率提升0.68%，喉部等效应变减小5%左右。采用了响应面模型近似方法和多岛遗传算法对概念件进行了多目标优化计算，结果表明：冷却水量为2.1429 kg/s时，与概念件对比，优化件壁面最高温度可以降低1.6 K左右，喉部等效应变减小约10%。喷管冷却结构设计及其多目标优化方法为风洞喷管型面有效的热防护设计提供一定的参考。

在模型实验验证的基础上，采用数值模拟的方法，研究了一种红外抑制器二元混合管结构参数对红外抑制器整体气动性能和温度场的影响。研究结果表明：在研究参数范围内，随着二元混合管出口宽度的增大，二元引射喷管引射系数先上升后下降，弓形挡板冷端平均温度增幅为24%；随着二元混合管扩张角增大，引射系数下降，弓形挡板冷端平均温度增幅为3%；适当延长混合管直段长度，引射系数先缓慢上升而后下降，弓形挡板冷端温度变化较小。能否有效利用主流动量、抑制主流的流动分离是提高引射系数的关键。弓形挡板冷端表面温度受弓形挡板内部引射气流、弓形挡板冷端下游滞止涡和二元混合管窄边出口的回流冷气三者共同影响。

综述了近年来SiC基复合材料的裂解碳(PyC)及其衍生物、BN及其衍生物、新型界面相和复合界面相的力学及抗氧化性能改性效果、相关影响因素及不足之处，比较了几类常见的界面相制备工艺。其中，PyC界面相力学改性效果好但抗氧化性差，添加B元素仍难以克服其本征不耐氧化性；BN界面相综合性能佳，但具有中温脆性且不防潮；复合界面相优势众多，但热膨胀系数失配、化学相容性差等问题不可忽视；新型界面相在性能或制备方式上难以兼顾。未来的发展方向为完善性能数据库和损伤机理、探索更多新型界面相类型，以及深入挖掘现有界面相制备工艺的潜力等。

提出考虑喷丸残余应力及内部夹杂影响的随机内部小裂纹形核扩展概率模型，实现构件内部疲劳裂纹萌生过程的仿真。针对高温合金X，在开展试验的数据基础上，识别模型所需的残余应力分布参数、“形核相关”夹杂尺寸分布参数、微观结构相关塑性本构参数及小裂纹形核扩展参数。模型成功预测喷丸等直棒两种主要的形核方式：残余拉应力平衡层夹杂形核及无残余应力区夹杂形核。与试验对比，模型预测内部裂纹萌生寿命及其分散精度高，残余拉应力平衡层预测萌生寿命中值误差为2%，−3σ寿命误差为37%，无残余应力区预测萌生寿命中值误差为3%，−3σ寿命误差为3%；此外，模型仿真的内部裂纹形貌为“鱼眼形”，贴合试验件断口形貌。

基于动网格方法数值模拟并分析来流马赫数为6，二元进气道/隔离段构型在频率为50～500 Hz周期节流下的激波串振荡流动。结果表明：当节流比在0.2～0.32范围内周期变化时，隔离段出现与节流频率相同的激波串振荡现象。节流频率会影响激波串振荡幅度和壁面压强波动特性。50 Hz与100 Hz工况的激波串流向振幅相近，100～500 Hz范围内随频率增加，流向振幅从15.5 mm减小至10.8 mm。壁面压强随频率的变化规律更加复杂，以凹腔中部为界，其上游壁面压强时均值、均方差峰值整体随频率增加而降低，其中50 Hz工况唇口侧壁面压强均方差峰值可达21倍来流静压，但其下游壁面压强无明显规律。分析表明节流频率对激波串振荡的影响与节流扰动的传播时间相关，工程设计中需综合考虑构型与反压参数对激波串振荡的影响。

采用红外热像测试技术对占空比（DC）恒定为0.5的冠齿脉冲射流冲击平直靶面，在不同雷诺数（5000～20000）、无量纲冲击间距（2～8）和工作频率（10～25 Hz）下进行了对流换热实验研究。结果表明：在小射流冲击间距下，冠齿脉冲射流冲击局部努塞尔数云图在射流驻点附近呈现较为明显波瓣状分布；冠齿喷管在脉冲射流冲击中依然体现出强化对流换热的作用机制，雷诺数和工作频率分别为10000和15 Hz工况下，射流冲击驻点附近的表面传热系数相对圆形脉冲射流提高幅度在20%～30%之间；在冠齿脉冲射流中，脉冲主动激励和冠齿被动诱导激励之间存在着内在的相干机制，导致其对流换热特性与冠齿连续射流和圆形脉冲射流有较大的差异。

针对长短期记忆（LSTM）网络对于多维数据特征识别和提取上存在不足的问题，在其改进模型嵌套式长短期记忆（NLSTM）网络的基础上，提出了一种基于注意力机制和残差NLSTM网络的剩余使用寿命预测方法。该方法将双层NLSTM网络代替残差块中的主网络，保留捷径连接中的卷积神经网络结构，既能充分提取时序特征又能保证有用数据在网络层中的跳层传递，并融入注意力机制构建多层残差网络，注意力机制的使用能够选择出对预测结果有重要影响的信息，有效提高预测的准确率。在航空发动机退化实验数据集上进行实验分析，结果表明：所述方法能有效建立监测数据与发动机健康状态之间的关系，剩余使用寿命预测误差较未改进残差结构方法平均降低10.8%，比未融入注意力机制方法平均降低18.9%，有效提高了预测精度。

为了验证旋转桨叶表面压力的反演计算方法，搭建了旋转桨叶表面压力反演试验平台，对一套2叶螺旋桨的表面压力开展了反演试验。通过传声器阵列测量螺旋桨的远场噪声，通过Kulite压力传感器和离线式采集器测量桨叶表面的静压，并与计算结果进行对比。结果表明：在所研究的工况范围内，计算结果与试验结果吻合较好，趋势基本一致；其中两个测点的试验结果与计算结果误差在1%以内，精度很高；另两个测点的对比差值较大，主要是压力传感器安装工艺误差所导致的。

为揭示叠层式箔片结构对动压气体推力轴承承载性能的强化机制，建立了该结构静力学有限元仿真模型及弹流润滑分析方法，研究了叠层式箔片结构刚度随载荷的变化及楔形气膜间隙特征参数的演化规律。结果表明：随着载荷升高，叠层式结构刚度增幅呈先小后大的非线性特征，且周向局部刚度大小交替变化。这导致轴承楔形气膜间隙特征参数随承载力增大而明显变化，承载力从15 N增大到75 N，楔形高度可从45 μm降低至16.8 μm，节距比则先增大后减小。与承载力相同条件下的波箔型轴承相比，叠层式箔片轴承气膜压力分布会出现承载力强化的双峰值，且最小气膜厚度可增大约35%至50%，可有效降低转静子间的碰磨概率。

根据接触刚度在锯齿形叶冠结合面上非均匀分布的特性，提出一种基于定义和有限元计算相结合的接触刚度计算方法。在此基础上，将微-宏滑动摩擦模型作为叶冠结合面处的摩擦模型，推导微滑动和宏滑动状态下摩擦力表达式。利用谐波平衡法将非线性摩擦力转化为等效刚度和等效阻尼进行振动特性分析。针对叶冠结合面相对位移幅值动态变化的特点，提出了一种迭代求解的振动响应分析方法。与文献提供的带摩擦阻尼结构悬臂梁振动响应实验数据相比，共振峰附近的振幅误差为1.99 mm，相对误差为3.9%。振幅的最大误差为5.53 mm，出现在远离共振峰的位置，验证了响应分析方法的可行性。将该方法应用于带冠叶片上，结果表明当激振力频率为812.3 Hz时，振幅为0.56 mm。

针对精密铣磨床的电主轴的使用需求，分析了动静压轴承的基本结构和使用工况，建立了动静压轴承静动特性参数的计算模型，静特性参数包括温升、流量、承载力和功耗，动特性参数为刚度。计算分析了结构参数半径间隙、节流孔径、宽径比和工况参数供油压力和工作转速对动静压轴承静动特性参数的影响，并将计算结果与层流模型结果和试验结果进行了对比。研究表明：半径间隙是一个较为敏感的变量，其中对温升影响较大，降低了77.6%，和节流孔径、宽径比相比半径间隙对动静压轴承性能的影响程度最大；转速对动静压轴承的静动特性均有较为明显的影响，特别是对温升和功耗的影响幅度较大，分别增长了初值的17.8倍和18.1倍，电主轴在高速工况下需有较好的降温措施。

在空桶燃烧室中开展了不同流量下（142.7～493.9 g/s）的连续旋转爆震试验。流量为493.9 g/s时，爆震波的传播速度接近Chapman-Jouguet（CJ）理论参考值。随着流量的减小，爆震波的传播速度和压力逐渐降低。当流量降至142.7 g/s，爆震波演化为双波模态，并伴有熄灭-再起爆现象。而且，爆震波的压力和速度周期性波动，平均传播速度仅为76.8%的CJ爆震速度。随后，采用非线性时间序列分析法讨论了不同工况下爆震波的稳定性。结果表明：流量大于300 g/s时，燃烧室的高频压力序列在相空间中的吸引子收敛为极限环模式。减小流量后导致吸引子趋于混乱，表明爆震传播稳定性降低，系统趋于无序状态。本文讨论了流量对爆震波稳定性的影响，并探索了非线性时间序列分析在旋转爆震稳定性研究中的应用，为复杂工况下爆震波稳定性判断提供了方法参考。

设计了全尺寸大涵道比涡扇发动机核心机舱通风换热试验系统，通过改变冷却气流流量、核心机机匣表面发热量以及核心机舱外壳保温层来研究舱内对流换热特性。试验结果表明：引气流量增加，各段核心机机匣表面对流换热系均随之增大；因前/后舱间存在高阶法兰，前舱引气量增加对后舱机匣表面对流换热几乎没影响；引气流量达到单孔进气0.05 kg/s后，舱内空间温度的改善有限；空间上，前舱上部气流温度比下部高出10 ℃左右，后舱高出20 ℃左右；相同引气流量下，机匣表面发热量提高，各段机匣表面的表面传热系数略提高, 差值约10 W/（m²·K）；保温层的存在导致核心机匣通过辐射换热的方式向环境传递的热量减小，此时传热的方式主要依靠对流换热，因此表面传热系数相对提高, 差值最大约60 W/（m²·K）。采用最小二乘法获得各段核心机机匣表面对流换热经验公式，可为大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却工程设计提供参考。

为解决高速飞行器飞行过程中剧烈的气动加热问题，以“高温防热层+隔热缓冲层+核心隔热层”顺序设计的一体化多层热防护结构的传热过程为研究对象，建立了高温环境下热防护结构内部一维非稳态导热-辐射耦合传热模型，通过数值模拟计算得到了高温环境下热防护结构各层的温度分布。利用不同热防护材料的隔热性能差异，针对构建的热防护结构，提出了在满足一定约束条件下，以轻质多层热防护结构总质量和总厚度为目标函数的优化设计方案，得到了多层结构的最优几何参数，并通过实验考核了优化后热防护结构的防隔热性能。实验表明：该结构可耐受1473 K的高温1800 s而背温不超过370 K。

针对薄壁轴承在制造、安装过程中套圈变形引起的轴承摩擦力矩变化机理不明的问题，基于滚动轴承动力学理论，构建了计入套圈变形时变表征的薄壁角接触球轴承动力学分析模型与摩擦力矩数学模型，研究了套圈沟曲率半径、变形相位角、半幅值及工况条件对轴承摩擦特性的影响规律。结果表明：沟曲率半径系数对轴承摩擦力矩的影响随转速临界值变化而发生改变，该转速值在计入套圈变形时较理想套圈会出现超前或滞后。优化配置套圈变形相位角可降低变形对摩擦力矩的作用。载荷比会影响形成轴承摩擦力矩最小的套圈变形相位角，其对套圈两瓣波相位角变化的影响小于三瓣波变形。合理控制套圈变形半振幅可降低对轴承摩擦力矩波动性的影响。

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 ～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，通过非均匀有理B样条（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（LSL/SLS）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。

为了研究GH4169电子束焊接头缺口疲劳寿命预测方法，本文设计并开展了其缺口件的疲劳试验，基于临界距离理论，提出了适用于不同缺口形状的电子束焊接头疲劳寿命预测方法。通过试验，获得了GH4169电子束焊接头U型、V-1型及V-2型三种缺口件的名义应力-寿命曲线。基于V-2型缺口件试验结果，提出了一种临界距离的反推方法，确定了GH4169电子束焊接头缺口件的特征尺寸。据此，分别采用临界距离点法和线法对缺口件疲劳寿命预测。结果表明：临界距离点法对文中缺口件的适应性更好。进一步分析发现，对于不同缺口形状，当其理论应力集中系数相近时，采用相同的特征尺寸可以获得较好的寿命预测结果，均在2倍分散带以内。

轮缘封严流在保证高压涡轮正常工作的同时也会与通道主流发生相互作用，导致掺混损失增加。以某典型高压涡轮叶栅为研究对象，采用数值模拟的方法，开展了轮缘封严流与主流相互影响机理研究；在此基础之上，探讨了非轴对称端壁对涡轮端区二次流的影响，在不同封严流量下详细分析了涡轮内部损失变化情况。在封严流流量比为0.7%时，非轴对称端壁减弱了端区横向压力梯度，削弱了封严泄漏涡和马蹄涡压力面分支横向迁移的驱动力，延缓了通道涡的形成；当封严流流量比增大到1.3%时，端区二次流的强度更大，非轴对称端壁对端区流动损失仍然具有明显的抑制作用。必须指出的是非轴对称端壁可以削弱叶片吸力面侧局部的逆压梯度，抑制角区流动分离。

基于氢燃料单凹腔矩形截面超燃冲压发动机，在发动机入口马赫数2条件下，采用RANS（Reynolds-averaged Navier Stokes）方法求解包含10组分21步化学反应机理模型，并结合有限速率燃烧模型进行了数值模拟研究，并与试验数据进行对比。分析了无化学反应和化学反应流动条件下的燃烧室流场结构，研究了不同当量比对燃烧室燃烧性能的影响，考察了不同喷注位喷注氢气时的流场燃烧特性。结果表明：当量比的提高会使燃烧产物分布扩大并后移，发动机燃烧模态由超燃转为亚燃，发动机总压损失上升，燃烧效率降低，推力增加。在0.1～0.3当量比时，在凹腔前端喷注燃料的发动机燃烧性能优于凹腔内喷注，0.4～0.5当量比则相反。

为了获得天然气的预混湍流燃烧特性，在湍流燃烧弹中对天然气在当量比范围为0.7～1.4、初始压力范围为0.1～0.3 MPa、初始温度范围为300～400 K、湍流强度范围为1.0～2.7 m/s条件下的预混湍流燃烧火焰发展特性进行了试验测试，并分析了当量比、湍流强度、初始温度、初始压力对天然气湍流火焰传播速度、火焰褶皱比以及湍流燃烧速度的影响。结果表明：湍流火焰传播速度随着当量比的升高先增加再降低，在当量比为1.1时达到最大，并且随湍流强度与初始温度的升高而升高，但随初始压力的升高变化不明显。火焰褶皱程度随湍流强度与初始压力的升高或当量比与初始温度的降低而逐渐增强。湍流燃烧速度随当量比的升高先升高后下降，在当量比为1.1时达到最大，并且随湍流强度、初始温度与初始压力的升高而逐渐升高。

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。基于LASSO方法选取最优传感器变量。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标准差在3种运行周期下分别减少了约1.84、3.46、4.23。

为了研究叶片加工偏差与压气机稳定性的关系，建立常用加工精度与压气机工作范围的量化关联，本文初步以多级高负荷轴流压气机级二级静子叶中截面为研究对象，构造了一种叶片表面几何不确定性降阶模型，并在三种常用加工精度下生成偏差叶型数据库。结合神经网络预测不确定性输入变量与叶栅临界攻角范围的关系，最终使用伪蒙特卡洛方法生成大量样本并开展统计学分析。结果表明：相比于原型，引入加工偏差使叶栅正临界攻角下降，负临界攻角上升，因此叶栅临界攻角范围下降，气动性能比原型更加恶化；以正临界攻角为例，当加工精度由2级提升到1级时，正临界攻角的均值由7.4858°上降至7.5571°，且叶片敏感部位由整个叶片区域变为前缘以及前半弦长，其轮廓度增减对临界攻角的影响趋势亦发生改变。由于上述分析所得均为统计学量化结果，因此本文研究结论将为今后设计优化三维叶栅或压气机转子提供理论依据，进一步节约加工成本。

针对推力矢量型垂直/短距起降（V/STOL）飞行的短距降落（SRVL）过程，进行了纵向动力学建模，基于飞机的减速性能与轨迹、速度稳定性，采用可达平衡集方法，构建了策略参数的边界，制定了参数选取标准，设计一种制定短距降落策略的方法。根据降落策略，分段进行了相应的控制框架建立，内环采用动态逆控制律，并引用一种基于频域尺度的效能分配准则进行控制分配设计。基于蒙特卡洛仿真法，对降落策略的鲁棒性进行了仿真验证，结果表明：①针对不同降落阶段的策略参数边界制定方法能够满足该阶段的任务需求，且这些参数边界对短距降落策略制定有着明确的参考意义。②以L1自适应控制器作为内环增稳控制器，所设计的短距降落策略使得飞行器在着陆过程中有着良好的轨迹鲁棒性。

针对聚合物骨架镶嵌石蜡固体燃料在固-液混合火箭发动机中的燃烧问题，开展螺旋型和六角型骨架增强石蜡燃料在直/旋流喷注固-气掺混燃烧器中的燃烧试验，利用CFD软件进燃烧过程进行数值仿真研究。对四种工况燃烧过程进行比较，分析骨架结构和喷注方式对燃烧室内燃烧的影响。结果表明：骨架材料和石蜡基燃料退移速率差异较大，随着燃烧进行骨架结构逐渐凸显；湍流强度和燃料流量共同影响燃烧室温度，燃烧室温度随着燃烧进行呈波动下降趋势；旋流喷注工况的燃烧室温度高于直流喷注工况，燃烧室头部存在高温区，轴向温度分布较直流喷注更加均匀，而直流喷注中燃烧室中段存在温度激增；在直流喷注条件下，相较于六角型骨架，螺旋型骨架更能提高燃烧室湍流强度。在旋流喷注条件下，氧化剂旋流强度对湍流强度提升起主导作用，骨架结构影响较小。

搭建了激光诱导击穿光谱（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，说明粒子体积分数是影响等离子体能量的主因。通过标定H656和N746的谱线强度比值与当量比的关系得到了局部当量比的空间分布。

建立了外滚道含局部缺陷的成对角接触球轴承（DACBBs）准静态力学模型，并考虑了缺陷深度、周向宽度以及轴承的时变特性。在此基础上，对纯径向和联合载荷两种工况下局部缺陷的尺寸和位置对DACBBs内部接触载荷的影响进行了系统研究。结果表明：接触载荷对缺陷非常敏感，当左右列轴承分别或共同含局部缺陷时，轴承两列的载荷分布有较大差异。含缺陷的那列轴承载荷分布会产生局部突变现象，突变的幅值和宽度随缺陷尺寸的增大而增大，而不含缺陷的另一列轴承突变很小。另外，成对轴承应视为整体进行研究分析，不同安装方式下，缺陷产生的影响也有较大差异。当前研究对揭示DACBBs的失效机制、可靠性分析以及设计具有重要意义。

采用超大涡模拟（VLES）方法对德国宇航中心（DLR）支板燃烧室中的超声速火焰进行了数值模拟，并使用基于守恒变量的爆炸模态分析方法（CCEMA）对火焰的稳定机理进行了分析。研究中采用了基于切应力输运（SST）模型的VLES湍流模型，以及基于Ingenito超声速燃烧模型（ISCM）和部分搅拌反应器（PaSR）模型的混合湍流燃烧模型。数值模拟方法预测的时间平均温度和流向速度分布与实验数据的吻合度较高。离散方法方面，提出了一种改进的低耗散激波捕捉格式，拥有更好激波分辨能力。相比原格式，改进的格式进一步提高了燃烧室支板下游点火区内湍流/火焰结构的模拟保真度。火焰诊断结果表明：在着火点前，组分扩散、化学反应和激波压缩效应都对爆炸模态（CEM）起到正面促进作用。另外热爆炸效应相比自由基爆炸更为剧烈，说明了DLR燃烧室内的火焰稳定模式为扩散和压缩效应协助点火模式。

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；在较高鸟速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爬升速度以及最小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。

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。

为提高微动磨损预测的准确性，考虑实际工况中温升的影响，通过引入随温度变化的磨损系数来修正能量耗散磨损模型并编写UMESHMOTION子程序，基于柱面/平面微动试验建立微动磨损的温度-位移耦合有限元模型。模型考虑了温度、应力和磨损之间的相互作用以及温度对摩擦因数的影响，通过与Archard模型进行对比来验证模型的正确性，探究材料塑性、温度和微动循环次数对接触表面磨损和温升的影响。仿真试验表明：修正的能量模型的磨损深度略小于Archard模型的磨损深度，且随着温度的升高两种模型之间的差距增大；不考虑材料塑性和温度的磨损量偏小，考虑材料塑性的磨损轮廓不再是光滑的赫兹形状；随着循环次数的增加，接触表面的温度升高，温升峰值水平位置随着圆柱试件移动，磨损量的增长速率由于温度的升高而变小，磨损轮廓突变点与磨损中心的深度差越来越小。

针对工业领域数字射线（DR）快速选定检测工艺参数获取高信噪比图像的需求，研究DR检测中多因素工艺参数不同组合对成像结果的影响。以航空发动机涡轮叶片同材料等效厚度试块为对象，采用二次回归正交旋转实验方法，建立检测图像信噪比与管电压、管电流、积分时间、不同等效厚度之间的二次回归方程模型，并检验单因素及各因素间交互作用对检测图像信噪比的显著性。利用人工刻槽航空发动机涡轮叶片结合回归方程模型，以检测图像信噪比为优化指标，在已知透照厚度情况下得到最佳工艺参数组合，比较检测图像信噪比的实际值与计算值。结果表明：在4组验证实验下实际信噪比值与计算值比较接近，误差范围在1.4%～5.5%，表明模型具有较高的可靠性。

为建立先进航空发动机和燃气轮机燃烧室工程试验中不稳定燃烧状态评定方法，提出了一种基于燃烧室压力脉动信号多尺度峭度指标的诊断方法，联合诊断两种不稳定燃烧状态：燃烧不稳定（CI）和火焰不稳定（FI），并在气体燃料旋流燃烧室和航空煤油LPP燃烧室两组试验中进行验证分析。研究结果表明：采用规范化后的平均峭度指标，可用作CI状态判据，但不适用于FI诊断；采用基于时间尺度无关性的最佳时间尺度来定义的CI峭度指标和FI峭度指标，可以反映压力振荡等级和压力时序间歇性，且各自与CI和FI程度形成递增关系；建立的瞬时压力峭度和间歇性峭度综合判定准则，可为燃烧室燃烧不稳定性在线评价提供判据。

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。

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。