为满足对宽速域变后掠飞行器的迫切需求，设计了一种适用于分布式驱动的局部旋转变后掠机翼的过约束冗余驱动机构。以传动性能为指标对单元驱动机构进行尺度初步设计，后结合SQP（sequence quadratic program）算法以机构变形全过程的能量转化率为优化目标对机构尺度进行了优化，优化后的驱动机构在恒定作用力下的输出功提高了44.3%，能量转化率提高了37.5%，驱动距离缩短了9.7%。为解决多个驱动支链驱动力如何分配的问题，将分析超静定结构内力的力法与传统机构受力分析方法结合提出一种准静态驱动力的求解方法，对一定负载及构件材料条件下的四翼梁模型进行了驱动力计算并基于ADAMS（automatic dynamic analysis of mechanical system）在相同负载及构件材料条件下做了动力学仿真实验验证驱动力分配模型的精确度，误差分析显示该模型对于准静态驱动过程驱动力计算误差小于5.5%。最后综合仿真结果及驱动机构的质量对驱动链数目进行优化，确定了最佳驱动链数目为3个。

基于高温非平衡流动数值计算和试验验证不足的现状，发展了高温流场地面试验模拟技术与流场显示技术。分别在FD-21高焓激波风洞和FD-20常规激波风洞中，开展了高温非平衡流动地面试验，获得了半圆球空间流场结构和气动加热结果。同时，针对典型高超声速飞行环境，建立了高空高超声速热化学非平衡流动数值模拟技术，并利用地面试验对计算方法的可靠性进行了验证，试验模型半径20 mm和60 mm的半圆球。计算结果表明：①风洞来流参数经过数值计算对比验证，其测得的来流压力和组分可以作为后续数值模拟方法的输入条件。②对典型半圆球模型进行了流场数值模拟，并对比分析了半圆球热流试验结果与计算结果。表明双温模型（热化学非平衡模型-2T）计算与试验吻合良好；非催化壁面条件下，总温为2700 K时，2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为11.6%；总温为4050 K时，2T模型热流计算结果与试验结果的相对误差为17.5%。③计算结果获得的试验纹影（圆球脱体激波距离）与吻合良好；非催化壁面条件下，2T模型激波脱体距离与纹影的相对误差为−1.9%～0.86%。

分析了贴体曲线正交坐标系下线性化小扰动方程（LPEs）中各曲率项的量级，结果显示大部分曲率项都是高阶小量。通过忽略这些高阶小量，得到了贴体曲线正交坐标系下的简化版小扰动方程。简化版小扰动方程不需要繁琐推导，可直接来源于笛卡儿坐标系下的小扰动方程的简单拓展，方便初学者使用。基于简化版的小扰动方程，发展出了能适用于三维曲面边界层的简洁形式的线性稳定性理论（LST）。针对亚声速后掠翼的边界层稳定性及高超声速尖锥边界层稳定性测试，检验了简洁形式的LST拥有与完整形式的LST几乎相同的精确度。

为了能够建立更加接近真实运行环境的航空发动机热力学模型，提出了一种依据航空发动机运行QAR（quick access recorder）数据的热力学模型构建方法。依据发动机传统设计点热力学方程，利用最小二乘辨识原理，修正25站位压强求解方程，获得干空气热力学模型；根据混合气体熵值的可加性，构建了降雨工况下的湿空气热力学模型；最后结合遗传算法优化的粒子群算法，依据QAR数据进行干空气和湿空气热力学模型参数计算与验证。结果表明该热力学模型计算得到的干空气和湿空气热力学参数与QAR数据间最大误差小于13%，较为接近实际绝热参数。证实了基于QAR数据构建发动机热力学模型的可行性和该热力学模型构建方法求解热力参数的有效性。

为了在设计初期开展气动/飞行/控制一体化研究，缩短研制周期，降低研发成本，在FL-10风洞开口试验段建立了水平风洞自由飞试验系统。该系统根据尺寸、质量及转动惯量相似准则设计缩比验证机模型，建立飞行控制系统，在此基础上对系统建模仿真，设计闭环增稳控制律，实现配平迎角稳定飞行。试验结果显示：根据相似准则设计的飞行控制律结构及参数，仿真配平迎角为5°，配平升降舵舵偏为−4.5°，风洞试验迎角控制在（5±0.2）°范围内，由于供电、信号线缆会给试验模型一个正向俯仰力矩，升降舵舵偏控制在−3.2°左右，略小于仿真配平升降舵舵偏。

翼吊螺旋桨发动机的短舱对飞机的升力失速特性有明显的影响，采用数值模拟方法研究了短舱扰流片对失速的影响效果。数值仿真和风洞试验表明，在零推力状态，某大型四发螺旋桨飞机在超过失速迎角以后，内外发动机之间的机翼首先分离，并快速推进到机翼前缘，失速以后升力损失达到最大升力系数的30%左右。为了限制机翼的分离速度，在外发短舱的内侧，安装了一个扰流片。仿真结果表明，在最佳设计位置，明显改善了失速特性，与无扰流片状态相比失速以后升力损失减小50%左右，失速迎角没有明显变化。不同的扰流片安装位置对失速的改善效果差异明显，从最佳位置向周向以及螺旋桨方向移动会造成扰流片失效，向机翼方向移动对改善机翼分离速度有效，但是会明显降低失速迎角，向机翼方向移动后，受周向位置的影响减小。针对最佳设计位置开展了着陆构型零推力状态的风洞试验验证，加装扰流片以后，机翼失速后的升力损失由0.92降低至0.42左右，升力损失减少54%，与数值仿真结论基本一致。

为提高燃机过渡态总体性能仿真精度，采用模块化思想建立和完善了二次空气系统精细化模型，提出了燃机总体性能与二次空气系统（SAS）耦合的过渡态仿真方法。以双轴燃机为研究对象建立了仿真算例，模拟并分析了突增、突卸和突甩负荷时二次空气系统各支路引气和汇流的动态变化对总体性能参数的影响。结果表明：通过耦合仿真可以评估燃机运行工况的变化对引气比的作用效果，在突增、突卸负荷时，二次空气系统引气比变化量为0.18%，而对于突甩负荷这种极端工况，引气比的变化量增大至0.55%；燃机主流道与二次空气系统之间的动态交互作用不会显著影响过渡态总体性能参数，但对二次空气系统各支路非均衡响应过程有较大影响，这是现代燃机精细化仿真中不可忽略的因素。

采用正交激振测试方法，研究了不同供油孔数、不同供油压力与活塞环开口角度对泄漏量的影响，试验识别了挤压油膜阻尼器（SFD）系统的阻尼系数。结果表明：1孔供油且活塞环开口与供油孔重合时泄漏量最大；供油孔数、供油压力与活塞环开口角度共同影响下，低供油压力、1孔供油活塞环开口角度0°时主阻尼系数\begin{document}$ { C_{xx }} $\end{document}和\begin{document}${ C_{yy} } $\end{document}差异最小；活塞环开口角度0°且最下方的1孔供油时，SFD系统的阻尼性能最好，平均主阻尼系数能达到9.04×10⁴ N·s/m，约为理论短轴承解最大值的5.7倍，建议安装时两个活塞环开口角度为0°以保证具有较好的密封性，提升SFD工作时的减振性能。

结合拍振理论仿真分析、实测振动信号分析和工程实际拍振总结，讨论了航空发动机存在的3种多源拍振模式；建立了拍振故障识别流程和排除方法。工程试验验证表明：对于航空发动机常见的3种多源耦合拍振模式，当激振频率相差大于3%时，即可消除多源拍振及其引起的振动值波动问题。所建立的流程和方法在某型发动机振动波动问题排故中进行了应用验证，准确识别出低压转子2倍频-高压转子基频耦合拍振。通过控制规律微调低压转子转速，使低压转子2倍频和高压转子基频相差3% ，消除了拍振引起的振动波动，验证了研究结论的正确性。

分析了石墨密封流固热多物理场耦合理论，建立了考虑石墨环变形的石墨密封流固热多物理场耦合数值求解模型，在验证模型准确性基础上，研究了碳石墨、浸锑石墨材料的石墨密封在不同压比、温度下的流场特性、结构力学特性以及泄漏特性，比较分析了石墨环变形前后密封泄漏量，并基于传统圆周石墨密封泄漏量公式构造了考虑石墨环变形的石墨密封泄漏量理论公式。结果表明：建立的石墨密封流固热多物理场耦合模型考虑了石墨环变形，可准确计算其泄漏流动特性与力学特性。流体在周向剪切流的作用下进入浅槽，并在浅槽内经挤压形成局部高压区。高压侧石墨环变形显著，其中碳石墨材料在高压比作用下变形明显，浸锑材料在高温作用下变形明显。当温度为400 K、压比为2～4时，碳石墨密封环变形量相较于浸锑材料平均减小了12.99%，密封泄漏量相比于浸锑石墨材料最大减小了6.89%。所构造的泄漏量理论公式可准确计算考虑石墨环变形的泄漏量，为石墨密封泄漏特性分析提供理论依据。

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。

基于金属橡胶减振器实际服役场景，设计了金属橡胶减振器横向和轴向准静态加载夹具，获取了5种型号共175个金属减振器横向和轴向准静态力学性能数据。借助数据分析软件对试验数据进行高阶多项式拟合，成功确定了5种金属橡胶减振器的横向和轴向载荷-位移曲线平均值和性能边界。结果表明，减振器横向和轴向载荷-位移曲线分散性并不服从常见的高斯概率分布规律，且难以同时兼顾，轴向加载时MR2型减振器分散性最小，MR3型减振器分散性最大，而横向加载时MR3分散性最小，MR2分散性最大。相关性能边界可为金属橡胶减振器的选型和安全性、可靠性评定提供重要支撑。基于μCT三维断层扫描分析设备，亦建立了金属减振器中金属丝组件的三维编织形貌，并成功确定了不同高度区域金属丝体积。

详细介绍了国外航空发动机风扇叶片结构及成形技术的发展与现状，从结构设计、成形工艺以及力学性能领域分析了国内钛合金宽弦空心风扇叶片研究现状。基于宽弦空心风扇叶片服役过程中现存问题，结合扩散焊接/常规塑性/超塑性成形技术，探讨了叶片空腔结构设计、成形工艺优化以及扩散焊结构力学性能三大领域的关键技术研究发展方向。结果表明：空腔结构的设计应基于结构轻量化、成形可行性及力学性能最优三大目标展开研究；成形工艺的优化着重开展多工序多目标耦合优化、数值计算精度提高、材料冷热复合加工过程形性演变精确预测与控制等方面的研究；扩散焊结构力学性能的提高应当从复杂载荷条件下焊缝裂纹扩展以及疲劳性能演变等方面展开研究。

针对双转子系统低压激励和高压激励振动模态的正交性受转速比影响，提出了以定转速比转子模态替代实际工作转速线下的转子模态进行双转子系统N₁+N₂和N₁+N₂+4平面模态动平衡的方法。推导了N₁+N₂和N₁+N₂+4平面模态动平衡法的平衡条件，给出了模态不平衡质量和正交校正质量组的计算式，并以某型航空发动机双转子系统为例，给出了N₁+N₂模态动平衡方法平衡各阶模态的过程。最后在双转子实验系统上进行了动平衡验证实验，实验研究发现在定转速比的条件下动平衡的减振效果最大可达72.4%；当高、低压转子转速控制率为实际工作转速线时，在工作转速范围内，各阶临界转速处的振动幅值总量都降低到120 μm以下，满足设计要求。实验结果表明提出的双转子航空发动机模态动平衡方法是可行的。

为降低航空发动机和地面燃机碳排放和NOx，提出一种多射流布局的氢燃料微尺度非预混燃烧室头部结构。为获得微尺度非预混燃烧组织机理，以及关键设计参数对燃烧性能的影响，采用k-ω SST（剪切应力输运）和FGM（火焰面生成流行）方法中的扩散火焰方法，通过9种组分共26步反应开展数值仿真模拟，对动量通量比、当量比、空气和氢气的导流板高度进行敏感性分析，探究氢气与空气的混合特性、火焰结构、温度分布、NOx排放的影响因素。对比分析了传统航空煤油与氢气NOx排放。结果表明：减小动量通量比有利于缩短火焰长度，可降低169.6%的NOx；存在一个空气导流板高度的临界值，使得NOx最高，在15%含氧量条件下NOx的体积分数为5×10⁻⁶；氢气导流板高度由3 mm增加为11 mm，NOx减少75.9%。与传统煤油相比，最优结构参数组合方案可进一步降低85.7%的NOx。

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，点火联焰时间可在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。

为验证基于大管径实验数据的经典传热关联式在小尺度管束传热问题上的适用性，针对横掠叉排管束的管外流动换热特性进行了数值研究。在建立了确定变几何结构合理网格密度的方法基础上，探究了大参数范围内管径、管间距比和雷诺数对管外传热努塞尔数和流动特征的影响规律。结果表明：①管排流动马赫数小于0.1时，雷诺数不变，管径对管外努塞尔数影响很小，不同管径对应的管外流动特征差别很小；②管间距比通过改变管外的流动特征来影响管外努塞尔数，且雷诺数和管径不变时，努塞尔数分布在特定管间距比范围内存在峰值区；③需要更为具体的分段函数来拟合传热关联式以准确预测努塞尔数。

为了探究肋片结构对旋流冷却进气腔和旋流腔内冷却气体流动和换热特性的影响，建立了六种不同的带肋旋流冷却模型，在相同的边界条件下对比分析了6种结构的流动换热特性和综合换热性能的差异。结果表明：在进气腔靶面加肋片能使进气腔靶面换热强度明显增强，而且肋片对进气腔整体流动的扰流影响较小；在旋流腔靶面加肋片增强了旋流腔靶面换热强度，并且提高了旋流腔内综合换热因子。在6种结构中，进气腔靶面上加45°斜肋并且旋流腔靶面加90°环肋的结构获得了最高的靶面总换热量和旋流腔内综合换热因子；与不加肋的旋流冷却结构相比，两个靶面的总换热量提高了51.8%，旋流腔内综合换热因子提高了3.44%。

针对传统图像分割方法提取结冰显微图像中的气泡漏检率高和无法分离粘连气泡的问题，提出深度神经网络和传统分割算法相结合的方法。基于Attention U-Net网络，采用双分支融合预测策略对结冰显微图像中的气泡进行提取。针对部分气泡粘连问题，引入直方图均衡化和局部极小值，采用基于距离变换的分水岭算法，对结冰显微图像中黏连气泡进行二次分割。实验结果表明：通过双分支融合预测的Attention U-Net网络，对不同结冰显微图像中的气泡提取更精确，特别是对于较小气泡的检出率更高。测试图像的像素精度、平均像素精度、平均交并比和频权交并比分别达到0.9767、0.8916、0.8188和0.9575。基于距离变换的分水岭算法在粘连气泡分割中也展现了良好的性能，为后续统计气泡个数、面积等特征提供可量化的数据支撑。

针对航空活塞发动机多目标、多准则的性能评价问题，采用层次分析法和熵权法将其转化为单目标、多层次的评价，建立不同工况下的性能指标、权重分配和评价体系。用遗传算法BP（back propagation）神经网络（GA-BP）模型对其性能衰退状态进行计算判定，并结合实验与仿真，验证了该性能评价体系的正确性。以喷油孔异常导致发动机性能异常衰退为案例，从燃烧的角度探究其性能衰退出现的机理。结果表明：当发动机零部件出现异常时，层次熵权性能评价方法能较好地反映发动机当前的性能状态，可对其安全性做出准确判断；且GA-BP计算模型的平均绝对百分比误差比BP、RBF（radial basis function）、Elman模型分别减小了3.5208%、0.7027%、3.7854%，具有较高的精确性。

以某型号二冲程航空活塞发动机为研究对象，通过建立一维、三维发动机模型、喷油器模型和空燃比控制模型，辨析进气量和喷油量的主要影响参数，基于递归神经网络进气量预测和喷油模型，在变工况下对二冲程发动机空燃比控制进行研究。在节气门开度变化的瞬态工况下，将空燃比控制的超调量控制在4.6%以内，能在变工况停止后较短的时间0.3 s内将缸内混合气恢复至当量比。在不同海拔工况的仿真研究下，随着海拔的增高，空燃比控制模型的超调量和回调时间适当减小并逐渐稳定。

建立了一种考虑出口温度分布系数（OTDF）和氮氧化物（NOx）排放特性的航空发动机部件级模型，为发动机燃烧室出口温度分布和排放控制研究提供了仿真平台。以某变循环发动机为研究对象，依据其设计点参数设计燃烧室三维模型，基于CFD数值仿真方法，得到该燃烧室三维模型在海平面不同工作状态下的OTDF特性、氮氧化物排放特性。基于此，建立了适用于全包线、全状态下，可计算燃烧室特性参数的变循环发动机部件级模型。与传统部件级模型相比，该模型能准确地计算发动机在不同工作状态、不同包线点下的燃烧室出口温度分布、氮氧化物排放。仿真结果表明：燃烧室出口温度分布系数与发动机工作状态呈负相关关系，发动机转速越大，OTDF越小，燃烧室出口温度分布品质越好；燃烧室出口氮氧化物排放量与发动机工作状态呈正相关关系，发动机转速越大，燃烧室出口氮氧化物排放量越多，符合发动机燃烧基本规律。

为了建立高置信度的航空发动机热力性能模型，以准确掌握发动机的性能变化，实现航空发动机非设计性能的高精度预测，提出了一种面向航空发动机数学模型的新型修正方法。在对发动机部件特性线平移和缩放的基础上，考虑旋转自由度，达到对压气机特性线旋转调整的目的。引入非线性缩放因子函数与旋转因子函数以实现在不同的工况下适应性调节压气机特性数据。基于某型涡轴发动机，开展模型修正方法仿真验证。仿真结果表明：相比于仅考虑平移与缩放双自由度的模型修正方法，所提出的考虑平移、缩放与旋转的三自由度修正方法能使模型稳态平均误差从0.901%降至0.344%，大功率变化下的模型动态平均误差从1.295%降至0.889%，模型稳动态整体修正效果分别提升了62.99%和31.31%，可满足航空发动机数学模型的高精度要求。

针对文献中采用离心喷嘴的氢氧预燃室热试车出现液膜声学相关频率的现象，采用两相流温度瞬态传热仿真计算了30 s热试车中喷嘴内液氧膜平均温度的变化过程。为节约计算资源和时间，采用Fluent多相流模型计算获得稳态等温速度场，采用二维轴对称传热模型调用两相流速度场和相分布结果进行流固耦合瞬态温度仿真。传热计算结果显示：喷嘴出口燃气温度对液氧膜温度有较为显著的影响。喷嘴出口气体温度升高50 K会导致液氧平均温度升高约2 K，喷嘴出口气体温度为105 K时，仿真计算得到的液氧平均温度数值与文献中经验修正值较为吻合，验证了其温度经验修正方法具有一定的合理性。模型计算结果能够解释固体热容对液氧加温作用导致喷嘴声学频率降低的现象。

为了研究NEPE推进剂的燃烧过程以及铝颗粒团聚特性，通过高速相机与长焦显微镜头结合的光学拍摄方法记录推进剂的燃烧过程，使用红外热像仪记录燃烧过程中的燃烧波火焰温度，同时收集推进剂的燃烧产物，最后使用扫描电子显微镜（SEM）和激光粒度仪对燃烧产物进行了分析。结果表明，在推进剂燃烧的5个阶段：起始点火、火焰扩散、稳定燃烧、火焰衰减、火焰熄灭中均存在铝团聚物的飞溅现象。在0.5～2.0 MPa下，随着环境压强的增大，高温燃烧区域逐渐增大，燃面处铝团聚物的数量增多，但铝团聚物的粒径逐渐减小。推进剂的燃烧产物主要分为铝团聚物和氧化颗粒两类，铝团聚物粒径在50～600 μm之间，氧化铝颗粒的粒径通常不超过1 μm。

针对液体火箭发动机推力室中膜冷却技术的有效作用范围，基于型号样机采用试验方法获得了液膜和气膜的有效长度数据、再生冷却剂的温升数据、外壁面测点温度，采用仿真方法获得了液膜的升温/蒸发长度、气膜冷却效率的分布、温升结果和外壁温结果。试验获得的再生冷却剂温升差值为90.1 K，测点外壁温约340 K。仿真计算的温升差值为89.7 K，测点外壁温约330 K。试验获得的液膜有效长度为74.67 mm，气膜有效长度为124.2 mm。仿真得到的液膜有效长度为75.0 mm，其中升温长度为66.0 mm，蒸发长度为9.0 mm。校验后得到气膜有效的冷却效率判断标准为≮0.687。通过比对试验结果和仿真结果，验证了仿真程序的适用性和准确性，得到了判断气膜是否有效的冷却效率临界值，可为推力室热防护设计提供参考。

针对转子光学压敏测量技术的需求，提出了基于CCD（charge-coupled device）相机的转子短曝光图像增强采集方法，并组建了相应的测量系统，采用两种方法（短曝光图像增强采集与瞬态图像采集）的9个曝光时间对转速为2700 r/min小型风扇转子叶片进行了图像采集。实验结果表明：该转子短曝光增强采集方法和测量系统可有效提升转子图像质量；转子短曝光图像增强采集得到的旋转状态图像模糊长度小于4像素时，实现图像“无运动模糊”采集；采集次数满足静止图像曝光时间与旋转图像曝光时间之比时，旋转状态图像亮度与静止状态图像相当。