针对先进航空发动机的技术发展需求，提出了航空发动机数值仿真技术的定义和内涵。从专业、学科、空间、时间、工具等方面给出了航空发动机数值仿真技术的五个维度，从促进航空发动机研制模式转变等方面分析了其战略地位和作用。通过国外典型研究计划和实例分析了国内外发展现状，指出了我国在该技术领域的主要差距。提出要充分认识数值仿真技术在航空发动机研制中的重要地位和作用，尽快建设和发展属于我国自己的航空发动机数值仿真系统，建设面向全行业的“航空发动机数据库”。

针对航空动力系统整机设计优化中存在的计算规模庞大、耦合关系复杂、学科冲突尖锐、实现过程困难等问题，从系统分解、系统建模和系统求解3个方面，发展并应用了高精度代理模型、高效优化策略和智能多目标优化算法等多类先进技术，并建立了基于多学科设计优化(MDO)的航空动力系统整机设计方法。分别以涡轴发动机、涡扇发动机、涡喷发动机、直升机传动系统主减速器主传动链为对象开展了航空动力系统整机MDO工程应用研究，并针对涡喷发动机进行了优化后压气机性能和强度试验验证以及整机试验验证。研究表明：航空动力系统整机MDO能够有效释放设计潜能，显著提高产品综合性能，大幅缩短研制周期，其工程应用前景十分广阔，将变革航空动力系统设计及研发工作。

自适应循环发动机是下一代飞行器的重要候选动力装置。在简要介绍国内外研究进展之后，重点对目前开展的自适应循环发动机总体设计研究进行综述：首先介绍典型的自适应循环发动机总体性能方案及结构形式，然后讨论自适应循环发动机的性能收益和代价，并对未来的总体设计发展趋势进行展望。认为未来自适应循环发动机总体设计应在并行多/变维度、多学科优化体系下开展，考虑多源不确定性因素的影响，可引入混合维度仿真方法评估新颖部件技术特征，并结合飞行任务需求开展飞机/发动机的综合性能优化。

为完善和发展径向旋转热管研究体系，总结了径向旋转热管及其工程应用的研究现状，包括径向旋转热管的传热性能研究、实验研究、数值模拟研究，介绍了热管涡轮盘的温度和应力控制机理，以及径向旋转热管技术在精密磨削加工、高速电动机冷却等方面的应用研究等；指出了现有径向旋转热管流动传热机理研究、数值模拟模型、传热极限研究的不足之处，热管涡轮盘耦合传热-应力控制机理及径向旋转热管更广泛的工程应用等一系列有待深入研究的方向；提出了未来径向旋转热管研究的详细建议，包括采用实验研究和数值模拟相结合的方法，重点关注离心力和科氏力作用下热管内部的流动传热特性，明确径向旋转热管传热极限，为其推广工程应用提供理论支撑。

基于国内某高空台进排气系统的结构与试验特性开展了相关设备的动态特性建模、仿真系统设计以及应用研究。针对管道、调节阀、节流部件、液压控制系统和模拟发动机流量的拉瓦尔喷管等关键试验设备进行了数学建模，得到了相应的模型库；根据高空台进排气结构设计了全数字仿真系统和半物理仿真系统，并通过与实际试验数据的对比证明了仿真系统的有效性。根据仿真验证结果以及仿真系统应用分析可以得出：利用仿真系统计算的发动机进气温度和压力与试验数据相比动态变化趋势一致，温度的最大相对误差不大于0.5%，压力的最大相对误差不大于3%；基于高空台试验设备模型和仿真系统开发的控制方法使得压力调节时间缩短为原来的1/3，有效提升了过渡态调节性能。

基于双外涵变循环发动机压缩系统，分析了多连通气动布局变循环压缩系统的匹配工作机制。一体化全三维数值模拟表明：变循环压缩系统各压缩部件与涵道及其调节机构之间由于多连通特征相对于常规发动机压缩系统具有更强的耦合工作特点，高效的外涵道流动是发挥变循环发动机性能优势的关键。涵道几何的调节不仅会改变其自身流动状态，还伴随着压缩部件气动性能的偏移，模式转换过程必须符合各涵道及调节机构之间的气动协调匹配。提出了适用于多连通变循环压缩系统的一体化变维度分析方法，将部件通流程序与涵道零维程序相结合，实现了部件-涵道耦合匹配关系的快速分析。基于变维度分析方法给出了单外涵模式部件与涵道共同约束下的压缩系统综合匹配可行域，旨在为变循环发动机的匹配设计提供理论依据。

在自研的最优输运无网格(OTM)框架下，针对热障涂层氧化层(TGO)生长力学等效模型开发了厚度增长算法，模拟TGO各向异性氧化生长过程。利用该方法以TGO层典型的转折段为对象，研究了热循环载荷作用下的TGO层生长过程中应力、位移随周期载荷的变化规律。仿真结果与热障涂层试验结果吻合。结果表明：该方法能很好模拟模拟界面生长过程中出现的褶皱现象，与有限元相比单元变形均匀，适合障涂层TGO层生长过程的数值模拟。热障涂层应力最大位置主要出现在凸起位置，凸起处的横向变化具有加剧TGO层界面大变形的趋势。

介绍了增材制造技术在航空发动机中的应用现状，重点论述航空发动机中增材制造结构强度、寿命评估与设计等关键技术的研究进展。分别从增材制造缺陷的无损检测方法与等效准则、考虑缺陷影响的关重件强度与寿命预测方法，以及创新结构一体化设计技术等方面探讨了现有研究进展、存在不足，以及发展趋势。结果表明：航空发动机中增材制造结构强度、寿命评估处于起步阶段，大多针对增材制造材料及简单结构的单一失效模式，仍需在复合疲劳失效、“结构特征-广布缺陷-表面形貌”多因素耦合失效等方面开展研究，从而发展适用于航空发动机增材制造结构的数据驱动评估方法、损伤容限设计方法以及专用试验技术。

为了在航空航天领域更好地利用形状记忆合金（shape memory alloys, SMA）的形状记忆效应和超弹性两方面的突出力学特性，综述了SMA在材料与工艺、本构模型、形状记忆效应应用和超弹性应用方面的研究进展。主要探讨了NiTiHf、NiTiAu等三元高温合金、SMA热处理工艺和3D打印工艺、形状记忆效应和超弹性本构模型、利用形状记忆效应设计的SMA丝、管、弹簧和带驱动器、利用超弹性设计的减振器、自适应结构等在航空航天领域的应用研究特点，并指出当前存在的不足。该研究结果表明：随着材料、工艺、控制、信息技术的融合发展，SMA的应用研究将向着更宽的工作温度范围、结构多样化以及智能化方向发展。

理解人为失谐提升叶盘气动弹性稳定性的机理，有助于提高航空发动机叶盘的结构设计水平。首先，通过将失谐叶盘的气弹耦合模态投影到谐调模态张成的线性空间中，获得了以谐调叶盘气动阻尼比线性叠加表示的失谐叶盘气动阻尼比的解析表达式。从理论上证明了：失谐气弹耦合模态振型中包含多个彼此独立的谐调叶盘模态振型的贡献；气动阻尼比水平较高的谐调叶盘模态的参与提高了失谐叶盘的气弹稳定性。接着，提出了失谐叶盘气弹稳定性的预测方法，在计算过程中先分别分析失谐和气弹耦合的模态特性，再相互结合预测失谐叶盘的气动阻尼比水平。该方法只需进行一次气弹耦合分析，一是在实际设计中可降低对失谐设计叶盘气弹稳定性实验测量需求，二是降低仿真过程中的计算量，加快失谐模式寻优过程。最后，采用具有NASA-Rotor37叶型的叶盘作为研究对象，在多种失谐模式和失谐强度下验证了上述理论的正确性。结果表明：解析表达式误差小于0.1%；预测方法对稳定边界有一定的高估且误差在5%以内，对于总体影响规律的预测与精确解一致。

依据涡轮盘有限元计算结果，确定盘心考核位置处的应力状态，并将周向应力和轴向应力比值以及轮盘中心孔处周向应力沿径向的应力梯度作为设计指标，保证模拟件应力状态与实际轮盘一致。针对轮盘中心孔考核位置，本文共设计两类模拟件：一是反映双轴应力状态的多轴模拟件，二是反映应力梯度的平板缺口模拟件。分别采用两种试验件，结合轮盘实际载荷条件开展低循环疲劳试验，并对试验结果进行统计分析。进而，采用多轴疲劳寿命预测模型及考虑应力梯度影响的寿命预测模型对两种试验件的疲劳寿命进行评估，双轴模拟件的预测结果均在2倍分散带内，平板缺口模拟件的预测结果均在3倍分散带内，此寿命预测结果对实际轮盘设计具有参考价值。

概述了非线性模态的理论基础以及非线性动力学分析的一般数值方法；进而针对含干摩擦非线性环节的结构，总结了阻尼非线性模态的相关研究进展；在此基础上，重点综述了国内外近十年来采用阻尼非线性模态数值方法在航空发动机带冠叶片、缘板阻尼器、叶根阻尼与干摩擦阻尼环分析与设计中的应用；列举了目前用于验证非线性模态的先进试验技术。提出了非线性模态在干摩擦阻尼结构动力学分析中亟需解决和关注的若干问题。研究表明：非线性模态逐渐从理论研究阶段过渡到工程应用阶段。结合模型降维技术，阻尼非线性模态已经可用于提取带干摩擦阻尼叶片/叶盘高保真有限元模型的模态特征。拓展能量平衡法与非线性模态综合法搭建了非线性模态与稳态响应的桥梁，可以显著提升基于响应的参数分析效率。非线性模态试验技术的研究处于起步阶段，尚无法应用于工程复杂结构。

基于有限元法计算了热障涂层-基体系统热失配状态下的孔边应力，计算结果表明：涂层界面法向应力和界面切应力集中于孔边，孔边周向正应力较大，孔边涂层容易出现开裂和剥落。计算并分析了陶瓷层厚度、计算模型外径、氧化层厚度、孔径和温度分布对孔边局部应力的影响，结果表明：界面法向应力和界面切应力的作用范围随陶瓷层厚度的增加而增大，叶片冷却孔边应力计算子模型外径应大于4倍陶瓷层厚度与1/2孔径之和；冷却状态下，氧化层厚度的增加会增大界面法向正应力和界面切应力；高温下，孔径越小孔边陶瓷层周向正应力越大；在孔边温度非均匀分布的情况下界面应力和孔边周向正应力会增大。

基于一种宏观唯象模型编写有限元子程序，模拟了双晶粒结构材料的蠕变变形行为。所选取的蠕变模型具有明确的物理意义，模型中的3项分别描述了蠕变演化过程的3个阶段。通过模拟双晶粒结构蠕变变形行为，分析了铸造结构中的偏离角、二次取向及晶界对定向结晶材料蠕变变形行为的影响；同时，利用坐标系的两次旋转，模拟材料的铸造偏离角和二次取向；通过改变晶界的倾斜角度，模拟材料的小角度倾斜晶界。结果表明：铸造偏离角会明显降低材料的蠕变性能，但二次取向对材料蠕变行为影响较小，晶界的倾斜角度使晶界附近材料的蠕变行为产生明显变化。

针对齿轮驱动涡扇（geared turbofan，GTF）发动机高速柔性转子系统，建立力学模型与有限元模型，在分析支点动载荷组成与特征的基础上，提出临界转速支点动载荷控制方法与模态振型控制评估参数。通过控制临界转速模态振型中大质量惯性部件角向模态位移，降低转子对惯性主轴倾斜旋转惯性激励敏感度，以及控制弯曲振型节点位置靠近支点，实现高速柔性转子弯曲振型临界转速下支点动载荷控制。结果表明，通过在低压涡轮采用双支点布局，以及优化低压压气机轴颈刚度，可实现上述临界转速模态振型有效控制，转子弯曲振型临界转速下支点动载荷可降低约14%～65%，验证了本文方法有效性。

基于与影响系数法相结合的基础失调模型（FMM）分析多种人为失调在叠加随机失调前、后的强迫响应。采用有限元和计算流体力学方法分别计算得到协调叶盘的模态和气动力影响系数，构建考虑气动阻尼的基础失调模型。通过求解矩阵特征值得到失调叶盘的模态频率、振型和阻尼比，进而采用模态叠加法得到失调叶盘在行波激励下的强迫响应。结果表明：失调叶盘的强迫响应在考虑气动阻尼后明显减小。以交替失调叶盘为例，在适当范围内增大失调量可以减小强迫响应，该模型的相邻叶片频率差宜取6%，对应失调量为4.32。此外，增大间隔一个叶片的相邻叶片频率差有利于进一步减小强迫响应。

针对碰摩引发的增压级部件或篦齿封严结构的转静耦合振动问题，为克服当前动力学特性评估方法所存在的未计入碰摩非线性影响和参数影响规律不明晰的不足，建立增压级转静耦合动力学模型，求解振动响应并分析稳定性，并研究关键参数对稳定性的影响规律。结果表明：增压级转静子耦合振动响应有稳定、持续和失稳三种运动状态，存在主、次失稳转速区间；区间位置随转静模态频率线性变化，随节径数反比例变化，区间长度和个数随转静子阻尼的增大、碰摩力和初始扰动的减小而减小；尽快升速通过失稳转速区间有利于控制系统振幅，避免剧烈耦合振动发生；基于正负耦合共振裕度的传统方法不能合理评估耦合振动动力学行为，其只能预测主失稳转速区间位置，且结果偏小。

基于Rotor37单转子压气机性能试验数据，分别使用蒙特卡洛法与不确定度传播率法对温升法测量压气机等熵效率的不确定度进行评定，对不同转速、流量工况下等熵效率的测量不确定度进行分析，对等熵效率测量不确定度分配方法进行研究。结果表明，两种方法评定的最佳估计值、标准不确定度基本相同，但蒙特卡洛法评定的95%包含概率的最短包含区间比不确定度传播率法更窄，在输入量为非正态分布时差距更大，因此在输入量为非正态分布时应慎重使用不确定度传播率法。同一转速下，随着流量增大，等熵效率测量不确定度增大；不同转速下，随着转速降低，等熵效率测量不确定度增大，低转速时温升法测得高精度压气机等熵效率的难度大大增加。等熵效率测量不确定度分配方法研究结果表明，等作用分配方法对总温测量精度要求比等精度分配方法高，更难以实现。所研究的压气机在70%设计转速最大流量工况下，给定等熵效率测量相对不确定度为0.5%。按等精度分配方法分配总压、总温测量不确定度需分别达到35 Pa和0.083 K。通过增加径向测点数、采用铂电阻总温探针和气流总温校准方法可以提高总温测量精度，进而提高等熵效率的测量精度。

提出了一种组合高频压力探针测量跨声速多级压气机级间三维动态流场的方法，组合探针由经过风洞三维气动校准的圆柱单孔、楔顶单孔两支高频压力探针组成，采用位移机构将两支探针安装到被测压气机级间相同轴向位置和径向位置、不同周向位置的测点，采用锁相采样技术和旋转探针技术，在探针不同角度位置下各自获得级间动态压力信息，利用气动校准数据处理测量数据，可获取级间三维气动参数沿周向和径向的分布。和现有三维动态探针相比，具有尺寸小、空间分辨率高、频响快、测量范围宽、对被测流场干扰小、能测量小型压气机级间流场参数动态变化的特点。与二维动态压力探针相比，能测量气流俯仰角，测得的总压、静压和马赫数更准确，能更全面反映压气机级间三维流动特征，为小型跨声速多级轴流压气机流场诊断提供了一套有效的三维动态测量手段。

从涡桨发动机的工作原理、特点和全权限数字发动机和螺旋桨控制(FADEPC)设计要求出发，分析了等涡轮前总温调节、等转速调节、等螺旋桨功率调节的单变量调节方法以及通过调节燃油流量保持涡轮前总温不变或保持螺旋桨功率不变、通过调节桨叶安装角保持转速不变的双变量调节方法。在此基础上，根据涡桨发动机工作特点，并从控制的可实现性角度考虑，提出了一种螺桨发动机在全飞行包线范围内按等螺旋桨功率、等转速和等涡轮后总温调节、按功率限制设计高度切换的开环+闭环结构式分段调度双变量组合控制的方法。在3种不同的飞行速度条件下，仿真验证了所述控制方法的可行性，转速最大相对误差不超过0.1%。

基于航空领域对换热器的特定设计需求，调研分析国内外相关资料，结合工程实践经验，归纳总结了提高换热器性能的主要方法—基于强化传热的性能优化方法和基于交叉学科的换热器种类探索技术。总结当前各种典型强化传热手段的分支分布后，认为基于结构的强化传热仍然是当前研究的主要方向之一，并介绍了一些热点、新型的强化传热结构。在新型换热器种类探索中提出了智能换热器和化学反应换热器的概念，为多工况换热和高热流换热提供解决方案，其中前者的强化传热比率可达2。对航空换热器设计中产生的部分新概念（评价指标/均混流/运行质量）进行了分析探索，补充完善了换热器的设计体系，并在最后对换热器在航空发动机方向的应用前景进行了展望。

为研究旋流器结构对航空发动机燃烧室点火性能的影响，使用大涡模拟方法结合wall-adapting local eddy-viscosity（WALE）亚格子模型、动态增厚火焰模型，并设置单个脉冲火花，模拟了轴径向和双轴向旋流器燃烧室的点火过程。结果表明：相同结构和工况下，点火位置的流场因湍流脉动随时间变化，因而点火时刻会影响点火模拟结果。对于实验中能成功点火的结构和工况，为避免模拟时使用单脉冲火花影响点火结果，应选择在速度方向指向回流区，速度幅值小于平均值的时刻点火。对比轴径向和双轴向旋流器燃烧室的动态流场演变过程，发现双轴向旋流器燃烧室的火花正对旋转射流，点火位置瞬时速度指向回流区的概率更低，火焰更易向下游移动而非进入回流区。因此其点火性能劣于轴径向旋流器燃烧室。

从等离子体点火助燃燃烧实验、等离子体助燃的先进激光诊断和等离子体助燃机理三个方面进行概述，总结近些年来国内外对非平衡等离子体点火助燃研究的主要成果。等离子体辅助点火燃烧的最新进展有：辅助冷焰进行的燃烧学基础研究，辅助低热值燃料以及氨等的相关实验研究，等离子体强化贫燃火焰稳定性的研究，混合不同类型放电等离子体点火助燃的仿真计算以及等离子体助燃仿真新模型的建立等。认为在等离子体辅助点火燃烧技术的研究仍应以实验研究为主，积累大量实验数据和经验以支撑进一步的研发和应用；并且在实验中，应多结合不同等离子体以及不同类型等离子体的特点，充分利用其优点，使用混合放电最大化其作用效果。

针对航空发动机燃烧室的高保真数值模拟需求，基于浸没边界方法（IBM）及大涡模拟-输运概率密度函数湍流燃烧模型（LES-TPDF）开发软件AECSC-IBM，用网格标记映射燃烧室真实几何结构。通过模拟双旋流燃烧室算例和Sandia射流火焰算例检验湍流流动和燃烧的模拟精度。在双旋流燃烧室模拟中，旋流器出口时均轴向、径向、切向速度平均误差分别为15.7%、23.8%和15.0%。在射流火焰的模拟中，Flame-E和Flame-F的温度、燃料质量分数平均相对误差分别为14.69%、5.22%和14.18%、5.54%。进一步将AECSC-IBM软件应用于某真实结构单头部燃烧室算例，模拟得到出口温度与实验数据相比方均根误差为11.66%。算例检验表明AECSC-IBM软件能快速精确映射几何模型，大幅减少复杂几何高质量网格生成工作量，高效准确地模拟航空发动机燃烧室内的两相湍流燃烧现象，模拟结果可为燃烧室精细化研发提供燃烧场数据参考，具有工程实用价值。

为了精确设计多相煤油喷嘴，以应用于采用冷却涡轮冷气技术的航空发动机，采用轴对称的模拟喷嘴，在不同的固定喷射压力下，通过调节燃油温度，获得了亚/超临界的燃油流量变化规律。根据煤油相态的分区理论，将流量曲线分为液相区、气液两相区和超临界区，分析不同相态航空煤油流量随喷射状态变化的作用机制，分别给出液相区和超临界区的流量计算方法及气液两相区流量系数的拟合关系式。结果表明：在喷射温度从常温至750 K的范围内，流量在液相区缓慢降低，在气液两相区加速下降，最后经“拐点”温度后进入超临界区缓慢下降。计算结果与试验值最大误差为3.8%，拟合式的相关系数平方为0.9478，该结果可作为多相喷嘴设计的计算依据。同时获得的流量数据，可以作为喷嘴下游喷射结构的研究的边界条件，支撑先进航空发动机设计研发。

为了研究预燃级旋流数对中心分级燃烧室点火性能的影响规律，对采用3种不同内外旋流强度预燃级的中心分级燃烧室进行了常温常压、常温低压的贫油点火试验，获得了贫油点火边界曲线。点火试验结果表明内弱旋流外强旋流预燃级点火性能最好，增大预燃级内旋流强度不利于点火。研究进一步采用米氏散射技术测量了3种方案预燃级出口的燃油空间分布特性，测量结果表明增大预燃级内旋流强度会使喷雾张角增大，降低预燃级外旋流强度可以减小喷雾张角，内弱旋外强旋流预燃级设计能够让油雾在燃烧室中心轴线和壁面点火嘴附近都有充足的分布，从而改善燃烧室点火性能。

针对单头部模型燃烧室，利用大涡模拟方法计算不同时刻点火时火焰的动态传播过程，在一个流场脉动周期内研究火花相位变化对燃烧室点火成功率的影响。模拟结果表明：对于不断脉动的燃烧室流场，即使在可以点燃的工况范围之内，也不能确保单个火花脉冲在任意时刻都能实现成功点火。对比分析燃烧室流场频率与单个火花脉冲特性发现，单个火花脉冲的持续时间远小于流场脉动周期是导致火花相位严重影响点火成功率的根本原因。当采用大涡模拟方法研究点火问题时，为了消除火花相位对点火成功率的影响，建议采用连续多个火花脉冲点火方式代替单个火花脉冲点火方式，火花脉冲持续时间应该至少覆盖一个完整的流场脉动周期。