针对一种阴接头密封梁具有椭圆弧凹槽的形状记忆合金梁式管接头，利用ABAQUS软件建立考虑管内流体压力和温度的弹塑性有限元热力耦合模型，数值模拟得到阴、阳接头间的接触带宽和接触应力分布。基于逾渗理论与微观粗糙密封界面有限元接触分析，计算得到形状记忆合金材料密封界面泄漏概率为零的临界接触应力。结合第一道密封的接触应力分布，以S指数作为形状记忆合金梁式管接头密封性能的评价指标，数值模拟了预紧力、管内流体压力和温度对形状记忆合金梁式管接头密封性能影响。结果表明：在装配拧紧力矩范围内形状记忆合金梁式管接头密封性能随着预紧力增大而增强；密封性能随着管内流体压力的升高会提高，具有良好的自封性；在−50～200 ℃的管内流体温度范围内密封性能基本稳定，满足密封要求。数值分析表明在相同工作条件下形状记忆合金梁式管接头相比于不锈钢和钛合金梁式管接头具有更优的密封性能。

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在±4%以内，重心位置偏差应在±2 mm以内，直径和极转动惯量偏差均应在±5%以内，端跳偏差应小于0.008 mm。

提出了一种基于气液加载方式的航空发动机机匣热内压试验方法，用于模拟机匣件在典型工况下的温度和内压联合加载考核。采用气液加压装置实现温度和压力加载介质的解耦，以高温耐压油作为温度加载介质，利用仿形电加热器实现热载荷施加，以高压稳定气源作为压力载荷源对气液压控制腔体加压，通过对加压模型的理论分析指导压力载荷的定量控制。验证表明试验方法能够有效实现温度和压力载荷的精确控制，解决了液压系统难以实现高温控制和气压系统温度控制均匀性差的问题，同时也有效避免了气压加载方式开展破坏试验时的爆破现象。基于气液加压方式的试验方法能够有效应用于机匣件的热内压考核，实现温度控制精度优于±3 K和压力加载过程定量控制。

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%。

为解决荧光油膜灰度与厚度现标定方法（微小高度装置法）存在采集工况复杂、标定周期较长等缺陷，提出了一种新的近效测量方法，该方法只需极少量标定数据，便可达到与现标定方法相近的效果。近效方法利用了Elman动态神经网络对小样本数据进行量程扩展并引入一维插值算法使扩展后的数据项平滑，对解算出的三维荧光油膜厚度数据采用二维插值算法进行二次平滑以求得完整的厚度分布图。经模拟试验结果显示，通过该近效方法进行厚度测量最终可以清晰、准确、定量地显示荧光油膜厚度分布，与目前广泛使用的微小高度装置法相比效果相近，在荧光油膜汇集处（较厚区域）误差最大不超过±2.5 μm，在平滑适中及较薄区域误差不超过±2 μm，达到荧光油膜厚度工程测量标准，为飞行器全局摩阻测量提供了一种新标定思路，具有一定的实际工程应用意义。

航空发动机结构复材化是发动机减轻质量的主要途径。针对复合材料外涵机匣服役后的损伤特点，选用胶接修复工艺进行机匣修补。研究了不同胶接修复方法的修复效果和适用范围。基于三维渐进损伤方法，使用Abaqus软件建立了复合材料外涵机匣典型件胶接修复模型，对机匣危险区域损伤孔边和翻边处模拟了复合材料损伤的产生和演化，预测了使用填胶修复和预浸料修复的典型件模型静拉伸强度和实际机匣模型的静压缩强度。结果表明：损伤深度不超过厚度的10%时采用填胶修复以恢复气动外形，损伤深于厚度的10%至贯穿时预浸料修复能同时恢复机匣的强度和刚度。

针对长深比为10.0的过渡型凹腔在隔离段入口马赫数为3.0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密度峰值由2.9 MW/m²降低至1.8 MW/m²，燃烧室的热环境大幅改善。

针对航空发动机双油路喷嘴，采用试验和数值计算方法研究了不同防积碳结构对燃油分布的影响。采用光学分布式喷雾检测系统进行燃油分布测量试验，获取了不同防积碳喷嘴出口下游20 mm截面的锥角、周向分布和径向分布；并采用volume of fluid（VOF）仿真方法对不同防积碳结构的喷嘴进行了数值仿真研究。结果表明：相同供油压差下，喷嘴匹配防积碳结构后，喷雾锥角和燃油径向分布的峰值半径减小，小半径区域燃油分布占比升高。计算结果与试验结果符合较好，有效解释了防积碳气流对喷嘴燃油分布的影响。同一工况下，喷嘴匹配不同防积碳结构时，锥角的大小与喷口端面中心孔的气流速度相关，而周向分布主要与气液比相关。

在主流来流的速度值、湿度值和温度值分别为10 m/s、6.4 g/kg 和50 ℃的实验条件下，对微管式紧凑型预冷器的结霜和抑霜性能进行了实验研究。在抑霜实验工况中，采用无水甲醇作为抑霜的有机溶剂，且在抑霜实验过程中喷射了三个不同质量比（0.75、1.0和1.25）的无水甲醇对预冷器进行抑霜。对不同实验工况的结霜和抑霜性能、压力损失系数、预冷器管束的壁面温度和预冷器的换热率进行了详细地分析。实验结果表明，在进行结霜实验时，当低温冷却剂流经预冷器的微细管束内部时，在预冷器的外侧会快速地凝结霜层， 且霜层随着实验时间的增长而逐渐累积。然而，一旦向主流来流中喷射了三个不同质量比的无水甲醇之后，会产生非常明显的抑霜效果，主流的压力损失系数显著下降且预冷器的换热率明显提高。此外，预冷器微细管束的壁面温度也显著的增大了，其壁面温度均高于水的冰点，这是喷射无水甲醇能够产生抑霜效果的直接原因。在向主流喷射三个不同质量比的无水甲醇的抑霜实验中，当喷射的无水甲醇的质量比为1.0时的抑霜效果最佳。此外，根据对抑霜实验结果进行分析，可以进一步地推测：实现最优抑霜性能的最佳无水甲醇质量比可能介于1.0～1.25之间。

在常温常压、来流马赫数为0.182及液气动量比为10～70的条件下，以水为雾化介质，采用激光片光照相法开展了侧喷式一体化支板火焰稳定器的液雾分布特点研究，并探讨了液气动量比及喷射位置对液雾分布轨迹的影响规律。研究表明:侧喷式一体化支板火焰稳定器液雾分布的外轨迹与横向射流类似，内轨迹受稳定器回流区卷吸作用的影响而弯向回流区，且在低液气动量比条件下影响显著。液气动量比是影响一体化支板火焰稳定器喷雾内外轨迹的重要因素，液气动量比增加，液雾穿透深度增加。喷射位置对液雾外轨迹的影响较小，但对内轨迹影响显著；过近或过远的喷射距离均不利于回流区对液雾的卷吸，这与液雾喷射和稳定器的近距耦合有关。

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。

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峰值强度比，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。

以800 kW离心压气机从稳定状态经过过渡过程进入喘振状态时段的出口动态压力为研究对象，采用经验小波变换并结合样本熵特征，分析了系统在不同工况下的复杂特性。首先，在分析系统动态压力波形特征的基础上，采用经验小波变换并结合皮尔逊相关系数进行信号的提取。其次，研究了提取信号的样本熵与系统工作状态变化的关联关系，并讨论了经验小波的分解层数和样本熵的维数对分析结果的影响。最后，通过将白噪声加入原始信号以验证该方法的抗干扰性能。研究结果显示：当系统由稳态进入喘振状态时，系统出口动态压力的样本熵表现出明显的突变特性，其值由0突变至0.7左右。从系统参数的选择角度，样本熵维数的变化对系统特征的分析影响较小。并且，采用该方法抗干扰性能较好。

以某多级轴流压气机为研究对象，采用数值模拟的方法研究了叶顶间隙和减振阻尼台对压气机气动性能的影响。研究揭示了叶顶间隙变化对叶顶泄漏流动的影响规律，分析了各级转子叶顶间隙变化对多级轴流压气机性能影响的相对大小。研究发现针对所研究的多级轴流压气机，第5级转子叶顶间隙的变化对压气机性能的影响幅度最大，当叶顶间隙从0.390 mm增加到1.007 mm时，级效率下降了1.72%；而其他级的效率下降幅度较少，最大降幅不超过0.6%。此外，研究了第1级及第5级转子叶片阻尼台对多级压气机性能影响，分析了阻尼台对流场结构及流通能力的影响，揭示了阻尼台影响性能的机理。研究结果表明，当存在阻尼台时，多级轴流压气机的峰值效率、峰值压比以及堵塞质量流量都会下降，其中峰值效率下降了1.6%，峰值压比下降了1.2%，堵塞质量流量下降了1.2%；尤其是第1级和第5级效率明显下降，第1级级效率下降约5.2%，第5级级效率下降约1.6%。在阻尼台存在的地方总压损失大，密流值会降低，流通能力会下降。

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。

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。

用数值仿真手段，对进气道内流总压损失采用逐段对比分析的方法，研究了附面层吸入式（BLI）进气道相对于常规S弯进气道的内流总压损失特性。结果表明：进气道出口马赫数不变，较低来流马赫数和较高来流马赫数工况下（方案对应马赫数0.3以下和马赫数0.6以上），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的大，差量达2.4%；中等来流马赫数工况下（本文方案对应马赫数0.3与马赫数0.6之间），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的略小，差量在0.3%以内；流动损失特性间的差异是由于BLI进气道进口前壁面与进口低能附面流改变了进口段流动特性、及在S弯管道内发展的综合作用结果。

为掌握共轴对转螺旋桨的桨间气动干扰规律，降低桨间气动干扰强度，提升共轴对转螺旋桨的气动性能，基于非定常雷诺平均Navier-Stocks方程耦合湍流模型的计算方法，并使用了滑移网格技术，研究了4种不同桨间距的6×6构型对转螺旋桨的桨间气动干扰对其气动性能的影响，桨间距选择了4种不同方案。研究结果表明：在4种不同的轴向桨间距中，当桨间距为0.25倍螺旋桨直径时，共轴对转螺旋桨的平均推进效率最高，并且气动干扰导致的效率脉动幅度较小；随着桨间距的增大，前、后排桨受到的气动干扰强度都会减小，相比于后桨，前桨因气动干扰造成的脉动对桨间距更加敏感。可见共轴对转螺旋桨的桨间距会对螺旋桨的气动干扰，及气动性能产生较为明显的影响，在设计共轴对转螺旋桨时选择合适的桨间距，有利于提高螺旋桨气动性能。

为了提升自动变桨距螺旋桨电推进系统的整体效率，引入最优功率控制规律：自动变桨距螺旋桨电推进系统可根据飞行工况和推力需求，同时调节桨距角和螺旋桨转速两个变量，最终获得一组桨距角和螺旋桨转速的组合，使得推进系统在满足推力需求的情况下实现最小的功率消耗，最终达成飞行任务剖面内最小能耗控制的目标。为了验证方法的有效性，针对同一电推进系统，分别采用最优功率控制规律和恒速控制规律完成相同的飞行任务剖面，获得了两种控制规律下的螺旋桨推进效率、电动机效率、电推进系统总效率和电推进系统能耗数据。结果证明：相较于恒速控制规律，最优功率控制规律能够有效的提升电推进系统效率并降低能耗，完成相同飞行任务剖面的能耗降低6.3%左右。

为评估反推力装置提供的反向推力与其结构件质量增加对民航飞机减速性能的综合影响，借助克兰菲尔德大学发动机总体性能仿真软件Turbomatch，参考CFM56发动机建立正、反推力状态发动机模型，并以A320飞机为配装对象开展研究。将风扇及涡轮直径做为特征参数，完成推进系统质量的初步估算。对比飞机在干燥跑道及雨雪条件下常规着陆过程中滑跑距离及减速时间，完成反推排气角度、跑道条件等影响因素对反推力装置提升飞机减速性能收益分析。研究表明：配装反推力装置轴向排气角度越小，飞机减速性能更加。以55°排气角度为基础，减小10°的排气角度可带来约7%的减速收益。反推力装置在湿滑跑道的减速收益更大，比干燥跑道滑跑距离缩短约41%，滑跑时间缩短32%。

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30 kPa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。

基于1996～2019年的适航指令（CAD）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。

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。