以全环回流燃烧室验件为平台，试验研究了吞水量对燃烧室进口温度、燃烧效率、燃烧室当量温升、燃烧室出口温度分布系数（OTDF）、燃烧室出口径向温度分布系数（RTDF）等燃烧室性能的影响。试验结果表明：发动机不同的工作状态，在吞水量为燃烧室进口空气流量5%的范围内，随着燃烧室吞水量的增加，燃烧室进口温度、燃烧效率、总压损失和当量温升均会降低，地面慢车燃烧效率从99.3%下降到97.2%；燃烧出口温度场品质变差，设计点状态的燃烧室出口温度分布系数值由0.23升高到0.28；地面慢车燃烧室熄火油气比由0.004 5升高到0.006 5，熄火边界缩小。

为抑制全环燃烧室在加温加压条件下的高幅度脉动，研究了燃烧室高幅脉动产生机理和油气匹配对燃烧不稳定的影响，结果表明：实验捕捉到了脉动增大的过程，主频为40 Hz的低频脉动，并产生了倍频，压力脉动引起火焰筒壁温发生了2%的波动，造成了燃烧不稳定；仿真计算发现随着燃烧室进口参数的提高及主油路开启导致的雾化变差会使得压力脉动的频率降低，脉动量升高44%；燃烧室进口压力、温度相对基准工况分别降低15%和30%（工况1）或者提高10%和26%（工况6）时可抑制脉动；增加主油路开始工作附近工况的主油路燃油占比后，脉动量总体有较大的减小；抑制脉动的最佳主副油路分配方案为Case3，相对基准方案提高工况2~工况6主油路燃油占比4%时可消除不稳定燃烧；主油路占比在超过一定值，又会使得脉动量升高。

基于典型飞行任务，在F⁃119发动机方案的循环参数基础上，对采用冷却冷却空气（CCA）技术的航空发动机性能开展研究，分析CCA技术对发动机总体性能及涡轮叶片温度的影响规律，评估采用CCA技术的涡扇发动机对其所装配飞机的飞行性能的影响。结果表明：针对仅预冷高压涡轮动叶冷却气方案，当保持冷却空气流量不变时，采用CCA技术可将涡轮冷气温度降低16.98%~41.21%，使得高压涡轮动叶表面最高温度降低8.89%~16.80%；当保持叶片表面最高温度不变时，采用CCA技术可减少高压涡轮动叶48.61%的冷却用气，且发动机的推力和耗油率等总体性能基本不变；针对同时预冷高压涡轮导叶和动叶冷却气方案，通过调整循环参数，在保持冷却空气流量和叶片温度不变的前提下，可使涡轮前最高温度提高6.91%，从而提高典型飞行状态下的航发推进性能，进而有效提升所配装飞机的起飞载质量、最大爬升率、最大马赫数、使用升限及航程等飞行性能。

针对冰晶在温暖环境下运动时固液汽耦合的相变现象，基于欧拉法建立了冰晶粒子的运动相变模型和计算方法。计算了冰晶粒子在强迫对流环境下的融化相变过程，与实验结果对比验证了运动相变模型和计算方法的准确性。针对NACA0012翼型计算了冰晶绕流运动时的热力学特性，得到了冰晶粒子到达撞击表面时的融化状态与收集系数。研究了冰晶粒径大小、初始球形度、气流相对湿度和温度对运动相变的影响。结果表明：冰晶粒子运动相变模型可以有效地评估冰晶结冰风险，冰晶粒子的融化速率主要取决于粒子直径、球形度、气流温度、湿度等因素，环境温度为288 K时冰晶粒子的融化时间为27.5 s，而相同条件下环境温度为302 K时的融化时间仅有5.2 s。

为了研究基于滑动弧的燃烧室头部强化燃烧效果，探究了燃烧室头部的点火过程以及不同等离子体电源输入功率下的点/熄火边界，利用像增强系统获得了CH*基团的分布云图。实验结果表明：输入功率的增大使得燃烧室的点/熄火边界均得到拓展，与160 W工况相比，输入功率为320 W时，点火边界平均拓宽约17.6%，与未放电相比，输入功率为320 W时，熄火边界平均拓宽约45.3%，滑动弧放电对熄火边界拓宽效果明显；当滑动弧能够点燃来流新鲜混合气时，输入功率的增加使得CH*基团分布向上游移动，当输入功率为320 W时，燃烧火焰驻留在燃烧室头部，当滑动弧激励器仅具有助燃作用时，输入功率的增加使得局部CH*基团辐射强度增强，热释放速率增加。

为得到环境温度、入口雷诺数和磨粒流处理工艺对RP⁃3航空煤油氧化结焦特性的影响，针对增材制造（3D打印）螺旋圆管，采用了恒定环境温度的试验方法，开展了RP⁃3航空煤油热氧化结焦试验研究。试验结果表明：当入口雷诺数和试验时间保持恒定时，无论燃油处于静止还是流动状态，燃油结焦速率和总结焦量都随着环境温度的增加而增大；当试验件壁温和试验时间保持不变时，燃油处于流动状态下，燃油结焦速率和总结焦量随着入口雷诺数的增大呈现先增加后减少的变化趋势。采用磨粒流处理后，燃油在试验件内的结焦速率大于基准工况，总结焦量是基准工况下的1.17倍。对试验件内表面进行磨粒流处理不利于抑制结焦沉积。

为满足某型航空发动机三支点推力轴承轴向力测试要求，提出了弹支轴向力传感器和测力环并行测量方法和双向轴向力组合标定方法，给出了弹支轴向力传感器测量原理，开展了弹支轴向力标定仿真分析和试验研究，给出了中央传动齿轮箱（IGB）和棒轴承对标定结果的影响，并与发动机测力环测试结果进行了对比，研究表明：弹支轴向力传感器输出受安装位置和对象影响较大，有未装配IGB和棒轴承的标定数据偏差分别可达73.4%和17.8%，按发动机实际装配关系进行标定组件装配才能提高测量精度。发动机实测结果表明：弹支轴向力传感器多通道全桥取均值的测量方法和测力环轴向力数据趋势一致，由此验证提出的双向弹支轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。

为了解决航空发动机导向叶片数字射线（DR）检测图像信息动态范围大、对比度低、细节信息不明显，缺陷区域难以识别的问题，提出一种改进型限制对比度自适应直方图均衡化（CLAHE）算法。采用CLAHE增强导向叶片DR图像对比度，同时引入基于空间均值滤波器的Gaussian掩模处理，进行DR图像降噪，提取DR图像的低频信息；采用CLAHE增强的图像与提取的DR图像低频信息线性做差，突出DR图像的高频细节信息；与CLAHE增强的图像线性叠加，进一步提高了DR图像的对比度，实现导向叶片DR图像增强。依据图像基本空间分辨率（SRB）、信噪比（SNR）、灰度平均值对DR图像增强效果进行评价。结果表明: 改进的CLAHE算法，可以同时将表征SRB的D13双丝线对应的调制深度值从49.17%提高到了56.08%,整体灰度平均值从32 400.66增加到了38 684.43，02号微小裂纹缺陷的SNR从14.10提升到了15.16。结果显示优化的CLAHE算法，相比自适应直方图均衡化（AHE）等4种经典的航空发动机导向叶片DR图像增强算法，不仅提高了平坦区域对比度，突显了边缘细节信息，而且有效提升了微小缺陷的视觉效果。

搭建20 kW超临界二氧化碳涡轮发电试验系统，开展涡轮发电机轴系临界转速数值仿真研究，对比分析空心轴与实心轴的前4阶临界转速与振型，并计算涡轮的前4阶模态频率。开展转速与负载对轴系振动特性影响的试验研究，采用频谱图分析转速0~48 000 r/min、负载0~20 kW下涡轮端与自由端壳体加速度振动响应。计算与试验结果表明：文中空心转子的临界转速高于实心转子的临界转速，有涡轮转子的临界转速低于无涡轮转子的临界转速。随着负荷从0 kW增加到15 kW，转子工频振动逐渐减小，但出现幅值较低的倍频振动；在转速区域11 000~40 000 r/min，不同功率下驱动端的振动响应低于自由端的振动响应，在转速48 000 r/min时，不同功率下驱动端的振动响应均高于自由端的振动响应。

为深入了解行星架裂纹故障振动频谱结构，提出一种考虑时变传递路径和行星轮系载荷非均匀分配的振动仿真模型。根据裂纹导致的行星轮角位移函数，分析了行星轮角位移对行星轮系载荷分配特性的影响，仿真分析了行星架裂纹导致的行星轮角位移和行星轮系载荷非均匀分配下的频谱边带结构。仿真结果表明：行星轮个数为3时，边频带仅受行星轮角位移影响，随行星轮个数增加到4、5时，频谱边带受行星轮角位移和载荷分配共同影响，阶比谱出现以行星架旋转阶次为间隔的调制边带成分。通过对比行星轮个数为3的齿轮箱仿真与实测信号的阶比谱边带结构，验证了模型的有效性。

基于叶片非接触式动应变重构理论，开展动应变重构不确定性量化方法研究。基于方差合成定理建立重构叶片动应变不确定性量化分析模型；以模拟转子叶片为研究对象，开展旋转叶片叶端定时试验，利用周向傅里叶算法获取不同叶端定时传感器布局下的测点振幅，通过最大熵方法拟合振幅分布概率密度函数，确定叶端定时测振的不确定性参数；结合Kriging代理模型和试验共振频率数据对叶片有限元模型进行修正，获取关键测点位移⁃应变转换因子，并获取考虑共振转速以及测点位置不确定性的转换因子不确定性参数；获取重构动应变的均值、标准不确定度和包含区间，与应变片测量数据作对比。结果表明，除5号叶片A测点外，测量动应变均位于重构动应变的95%置信度下的包含区间内，且所有叶片的应变片测点动应变重构误差不超过15%。

开展2.5维T800碳纤维/BMP350聚酰亚胺树脂编织复合材料平板结构固有振动特性的仿真分析与试验研究。首先，分别采用多尺度分析方法和细观尺度有限元分析方法预测复合材料悬臂平板的固有振动特性。其次，开展了复合材料悬臂平板的模态试验，获取其固有振动特性的实测数据。与试验结果对比，仿真预测固有频率最大误差在10%以内，验证了上述两种固有振动分析方法的有效性，可为后续2.5维树脂基编织复合材料叶片的动力学性能分析与设计研究提供参考。

针对采用离心喷嘴的氢氧预燃室，基于高频脉动压力的热试验数据，对比了试验频率的变化趋势和与之相关的主要测试参数的变化规律，初步推测影响热试验频率的根本因素是离心喷嘴内部液膜的声速和燃烧室压力。发展形成了基于声学理论计算喷嘴频率的半经验公式，使用喷前压力和修正了的液氧温度查询声速计算的喷嘴频率。半经验公式的计算结果与试验实测频率吻合很好，分析认为类似管路声学频率计算的半经验公式同样适用于离心喷嘴。声学频率决定了离心喷嘴液膜主导表面波波长的初始值，主导表面波流动所受气体阻力随压力及液膜速度升高而增大使其波长减小，液膜一次破碎的频率升高，可能是热试验频率与燃烧室压力正相关的影响机制。

为了对固体火箭冲压发动机的推力进行直接控制，提出了基于PSO（粒子群优化算法）优化BP（back propagation）神经网络的固体火箭冲压发动机推力估计方法。采用SPSO（标准PSO）和三种不同的BBPSO（骨干PSO）寻优神经网络权值，而后以最优权值进行BP网络训练，对其进行精调，如此便可获取推力和燃气流量、飞行马赫数以及飞行高度之间的非线性关系，从而完成推力估计器的设计。利用240组训练集数据对网络进行训练，并用180组测试集数据对网络进行验证。仿真结果表明：在SPSO、BBExp（exploiting BBPSO）、ABPSO^*（modified adaptive BBPSO）和SNPSO（simplified pruning strategy based BBPSO）等四种不同的PSO中，基于SNPSO优化BP神经网络实现推力估计器设计是最为便捷有效的方法，不仅形式简单，而且对于测试集数据而言，其能够将推力相对误差控制在5%以内。

参考一种简化的、解析近似的计算模型，以地球到火星的对接任务和往返任务为例，对核聚变等离子体推进器性能关键参数如推进系统质量、比冲、任务时间、有效载荷份额及比功率等进行分析，得出了任务时间和有效载荷质量份额与聚变堆芯输出功率、推进器结构质量和比冲的依赖关系。在此基础上，结合核聚变地面商业堆的相关进展，对现有的技术做合理适当外推，理论计算表明：飞行任务能够在1~2个月内达到目的星球同时可携带超过10%的有效载荷份额，并提出了未来核聚变空间推进器的初步参数方案和设计构想，总体上能够为未来核聚变空间推进技术的发展提供一定的参考。

为研究高速旋转对内外燃管型装药固体火箭发动机凝聚相点火瞬态过程的影响规律，应用计算流体动力学（CFD）流体计算软件，使用用户定义函数（UDF）编程接口建立固体火箭发动机点火模型，对旋转条件下发动机凝聚相点火过程进行模拟。将数值计算结果与地面旋转实验内弹道进行对比分析，验证数值模型的正确性。计算结果表明：①点火药燃气颗粒因旋转做离心运动，大量粒子聚集在燃烧室头部上端，部分粒子附着在发动机壁面，且停留时间较长。②点火药燃气颗粒占比从20%增加到40%，点火压力峰值降低3.93%，发动机转速的升高会造成内弹道平衡压力升高，但点火压力峰会逐渐降低，且峰值出现时间发生延迟，转速达到15 000 r/min时点火压力峰消失。③转速增大，点火颗粒与推进剂传热增大，火焰传播期减小，但燃气填充期和点火延迟增大，点火药燃气颗粒占比为20%时，转速为15 000 r/min较静止条件下点火延迟增加了23.76%。

为了探索适合低雷诺数微型飞行器的翼型形式，基于对自然界鸟类和昆虫滑翔飞行时翅膀形状的观察，设计出一种由前缘削尖平板和后缘圆弧翼型组合而成的仿生分离流翼型。数值研究结果表明，气流在削尖平板的前缘点强制分离，形成大范围低压分离流动，随后在后部圆弧翼上表面再附形成稳定低压涡流区，从而实现较高的气动效率和较强的抵抗大气湍流的能力。上削尖平板可以使流动分离点固定在削尖点。相对于单独平板，仿生分离流翼型的升力系数有大幅提高，迎角为4°时提高了112%。此外，仿生分离流翼型可以在较宽的迎角范围内（4°~20°）保持高升力，但是迎角增加，阻力也快速增大，因此小迎角情况下（小于4°）气动效率更优。

采用LES（large eddy simulation）+FW⁃H（Ffowcs Williams⁃Hawkings）方程，研究了圆柱表面使用不同PPI（pore number per inch）和厚度的多孔介质对圆柱尾迹及圆柱⁃翼型干涉噪声的影响，探索了多孔介质的降噪规律和机理。结果表明：多孔介质能稳定圆柱表面的剪切层，抑制旋涡脱落，从而削弱尾迹对下游翼型的影响，圆柱单音噪声最大可降79 dB，翼型单音峰值降低13.22 dB，宽频噪声降低20 dB；多孔材料PPI的变化对降噪效果影响较小，而厚度是影响流场模态、降噪效果及气动性能的一个关键参数；多孔材料厚度合适时，圆柱⁃翼型流场形态为“剪切层模态”，可有效降低湍流干涉噪声；多孔材料厚度较小时，发现了一种流场形态，即“剪切层⁃尾迹模态”，导致翼型噪声增大；合适的多孔介质厚度不仅降噪效果显著，对圆柱⁃翼型的气动性能也有改善作用。

针对基于先验的传统光流法存在前提条件苛刻的问题，提出使用基于深度学习的光流法进行荧光油膜全局速度测量。采用数值仿真试验对基于先验的改进HS光流法和基于深度学习的FlowNet2光流法进行对比，结果显示：在不外加干扰时，改进HS光流法和FlowNet2光流法的平均端点误差分别为0.458 7像素/s和0.381 7像素/s；在亮度变化、噪声干扰或不同的演化时间下，FlowNet2光流法的平均端点误差均明显低于改进HS光流法，平均端点误差差值最大可达5.19像素/s；风洞试验进一步证明，FlowNet2光流法能够获得正确、清晰、定量的荧光油膜全局速度场，较改进HS光流法鲁棒性更高，对风洞工程应用具有一定的参考价值。

为研究离心泵盘腔内外特性，将离心泵盘腔三维流动简化为动静腔一维流动，基于动量守恒方程和径向连续方程，构建了动静腔流动微分方程；积分该方程并应用到盘腔中，引入密封件阻力系数，考虑叶轮流动滑移，修正泵势扬程公式，建立了离心泵叶轮⁃盘腔⁃密封环⁃平衡孔回路的自封闭流动模型。提出了内外迭代相结合的求解方法，实现了离心泵盘腔流动快速计算。通过与盘腔压力测量结果对比表明：使用Stodola叶轮流动滑移系数的盘腔流动模型比使用Wiesner叶轮流动滑移系数的盘腔流动模型的计算精度提高了约3.5%。盘腔流动模型结果表明：泵工况从小流量调节至大流量，容积效率逐渐提高，盖板推力略微逐渐增大。该方法及结论为离心泵盘腔内外特性计算提供参考。

为了考察中介机匣气动性能水平并验证设计方法，对中介机匣进行了气动性能试验，同时采用NUMECA Fine软件进行了相应的数值模拟。为了准确测量流过中介机匣内涵的气流流量，设计了一种流量测量装置并进行了精度校核，结果表明：测量精度的相对偏差小于1.5%。针对高进口马赫数时在进口平直段上两侧的壁面静压比中间区域小，以及某些涵道比未能调节到目标进口马赫数的情况，进行了相应的数值模拟并提出了解决方案。用单点总压管对内、外涵出口进行了扇面测量，得到了内涵的总性能曲线、总压恢复系数径向变化曲线及内、外涵总压恢复系数云图，并与计算结果进行对比，结果表明：内涵总性能曲线及内、外涵总压恢复系数云图的计算结果与试验结果吻合较好，在设计状态下，内、外涵出口测量截面的总压恢复系数分别为0.992 1、0.986，两数值均高于设计指标，中介机匣具有较好的气动性能。