空气辅助喷射（AAFI）技术因其优异的雾化特性和燃料适应性，是解决高空环境下重油雾化差和混合气形成困难的关键技术。综述了AAFI技术在低空经济和单一化燃料发展背景下的应用及其研究进展，并对其面临的挑战和潜在的发展趋势进行了前瞻性分析。结果表明：气动力是燃油雾化破碎的关键影响因素，AAFI喷雾的纺锤形和锚型涡环结构通过气液相互作用和剪切层不稳定性增强雾化效果，受到喷雾场速度、喷嘴结构和闪急沸腾等共同作用。目前研究主要集中于喷雾形成的宏观过程，而对气液耦合微观界尺和整机环境适应性的研究相对较少。并且，气源供应是AAFI技术的关键挑战，现有方案增加了动力系统质量，限制了无人机（UAV）的续航里程。此外，AAFI技术在双燃料发动机和低碳/零碳燃料领域展现出广阔的应用前景，氢气、氨气和天然气等低碳/零碳燃料能够作为AAFI的气相介质。

采用激光诊断测量和RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）数值模拟相结合的方式，研究了氢气在水蒸气环境中微混燃烧耦合模型问题。试验测量了燃烧室的冷态流场及热态OH基团组分浓度分布。通过对比试验结果发现，采用realizable k-ε湍流模型、火焰面生成流形-有限速率（FGM-FR）模型耦合模拟得出的冷态流场误差为12.5%，OH基团组分分布特征与试验测量结果基本一致，能够较精确地模拟水蒸气环境中氢气微预混燃烧。数值仿真结果表明：氧气质量分数变化能够影响预混喷嘴燃烧的火焰长度，火焰的长度随着氧气质量分数的升高呈准线性减小趋势。氧气质量分数的增加使得局部燃烧速度提升，对湍流拉伸作用的抵抗效果提升，火焰稳定性增强，火焰轮廓面积减小。

高超声速飞行器技术的快速发展对舱内隔热材料提出了更高的要求，轻质高效的隔热材料是保证飞行器内部电子仪器、电气设备等正常工作的关键。阐述了高超声速飞行器舱内隔热材料在热传导、热对流、热辐射传热模式下的工作机理及其导热系数测试方法，介绍了泡沫陶瓷隔热材料、有机泡沫隔热材料、纤维隔热材料及气凝胶隔热材料的研究现状。结果表明：不同的隔热材料因其结构差异而表现出不同的隔热机理和传热形式，通常经理论数学模型计算得到的导热系数并不准确，实际往往采用稳态法和非稳态法对导热系数进行测量。为解决当前隔热材料研究的难点问题，未来高超声速飞行器舱内隔热材料应以优化气孔结构、深入开发设计、特殊功能创新为新的发展方向。

对亚/超临界RP-3航空煤油在亚声速空气横流中的射流特性进行了试验研究。在恒定的空气参数与燃油质量流量条件下，采用阴影成像技术对352～750 K燃油喷射温度范围内的横向射流结构进行了可视化观测。结果表明：随着喷射温度的升高，RP-3横向射流的破碎/解体机制会由机械破碎逐步转变为未壅塞闪蒸、壅塞闪蒸和超临界机制。在此过程中，射流稠密核心和雾化区横向长度分别缩短超过11倍和52倍喷口直径，稠密核心和雾化区覆盖面积分别缩小超过6 mm²和141 mm²。此外，随着喷射温度的升高，射流穿透深度在机械破碎机制主导下逐渐增大，在未壅塞闪蒸机制下逐渐减小，在壅塞闪蒸和超临界机制下基本保持不变。

分析转静盘腔螺栓结构风阻温升特性理论模型，建立转静盘腔螺栓结构风阻温升特性数值求解模型，在验证求解模型准确性的基础上，分析转静盘腔内部流场特性，研究工况参数和结构参数对转静盘腔螺栓结构风阻温升的影响规律，采用修正系数法构造转静盘腔螺栓结构风阻温升理论公式。研究结果表明：螺栓在随旋转圆盘旋转时，螺栓表面与黏性气流相互作用，使得气体温度升高，产生风阻温升效应；在本文研究工况下，转速从6000 r/min增大到15000 r/min时，螺栓结构风阻加热系数增大24.2%；入口流量由2.2 g/s增大到8.0 g/s，螺栓结构风阻加热系数降低51.5%；螺栓个数由6增大到36时，螺栓结构风阻加热系数增大65.1%；构造的转静盘腔螺栓结构风阻温升理论公式能够准确计算转静盘腔螺栓引起的风阻温升，为转静盘腔螺栓结构风阻温升特性分析提供理论依据。

为助力完成“双碳”目标，实现燃气轮机纯氢燃烧达到零碳排放，设计了一种基于静态混合器的预混微管燃烧器，可满足纯氢低排放燃烧需求。在常温常压，23.7、47.3、71.1 m³/h这3种空气体积流量下，对4×4阵列排布的预混微管燃烧器进行了纯氢燃烧实验，当量比为0.25～0.85。获取了时均宏观火焰图像，测量了燃烧排放的NOx，用压力脉动传感器测量腔室内的燃烧振荡特性，探究不同空气体积流量、不同当量比下纯氢燃烧的燃烧特性，并结合Fluent软件对阵列微管中的氢气-空气掺混情况进行分析。结果发现在当量比在0.7以内时，燃烧器各工况NOx排放的体积分数均在20×10⁻⁶以内。微混火焰近似纯预混火焰，空气体积流量增大，微管喷孔速度增大，整体长度拉伸，火焰锥角变小。空气体积流量为23.7 m³/h，当量比小于0.55时，可实现氢气稳定燃烧；其他工况，空气体积流量增大，起振点前移；当量比增大，燃烧振荡的振幅先增大后呈现波动下降的趋势。振荡频率普遍在700 Hz以上，且随着当量比增大稳步增大。

针对石墨粉尘在高温气冷堆（HTGR）氦气透平内沉积影响性能与维护的问题，通过数值模拟的方法研究了石墨粉尘颗粒在具有气膜冷却的氦气透平叶片表面上的运动沉积行为，考虑了颗粒与壁面之间的反弹作用以及流场对沉积颗粒的起尘作用，建立了石墨粉尘颗粒的沉积-重悬浮模型。研究结果表明：对于氦气透平叶片，吸力面几乎没有颗粒发生撞击，因此基本没有颗粒沉积。而压力面的颗粒沉积主要集中在中部，末端由于切应力较大，颗粒重悬浮效应较为明显。小颗粒由于惯性较小，更容易在反向对漩涡的影响下发生沉积，其沉积率主要受到碰撞率的影响；大颗粒由于临界沉积速度较小，所以沉积率显著低于小颗粒，其沉积率主要受到黏附率的影响；随着吹风比的增加，气膜的卷吸作用增强，使得小颗粒的沉积率不断增加。

针对三旋流基础燃烧室，运用10 kHz的液滴Mie散射和OH*化学发光同步成像技术，对航空煤油喷雾火焰点火联焰模式开展实验研究。研究表明：点火联焰过程包含类点火阶段与相邻旋流火焰发展阶段。类点火阶段具有“折线形”与“直线形”模式，相邻旋流火焰发展阶段具有“上游卷吸”“下游迟滞”与“多簇膨胀”模式。在不同空气流速、腔体压力和油气比工况条件下，“折线形-多簇膨胀”是点火联焰过程的主要模式；在点火联焰边界工况附近，“折线形-下游迟滞”模式出现概率较高，约为77.8%；在低空气流速或高油气比工况条件下，“直线形-多簇膨胀”模式占主导。

基于子结构法建立超燃冲压发动机燃烧室主动冷却通道体胞的流-固-热多场耦合有限元模型，在相同体积分数和载荷工况条件下，仿真研究了支杆数量对支杆式点阵冷却细通道传热特性的影响，开展了支杆截面形状的多目标优化。研究表明：与槽道式矩形通道相比，支杆式点阵通道的平均努塞尔数提高了至少64.2%，显著提高了冷却通道传热性能，但流动阻力增大5.8倍以上；支杆式点阵通道的传热性能随支杆数量的增加先提高后降低，其中以两杆式点阵通道的传热性能最好。最大化平均努塞尔数、最小化压降和最高温度的点阵通道多目标优化结果显示：相同体积分数下，支杆数量越多，支杆截面形状对点阵通道的流动和传热性能的影响越小，圆截面杆是两杆及以上支杆式点阵通道兼顾传热和压降要求的1种合适方案；与圆截面杆方案相比，单杆式点阵通道各优化方案的目标性能提升最大，其中折中解的平均努塞尔数增大20.2%、最高温度下降4.4%，压降增大55.1%，展现出较好的综合性能。研究结果为点阵通道设计提供参考。

为系统研究天然气/空气层流预混火焰传播特性与不稳定性，采用自适应网格细化的三维瞬态大涡模拟方法，对不同初温、初压和当量比下的天然气/空气球形火焰开展了高精度数值模拟。首先，验证了常温常压下的仿真数据，火焰发展形态与实验相比较为吻合，临界火焰半径与理论预测趋势相同；其次，分析不同初始工况下天然气/空气火焰的关键参数，揭示了初始条件对火焰固有不稳定性的主导机理；最后，基于旋转切面的快速傅里叶变换开展了火焰结构的扰动分析，揭示了扰动与拉伸速率的复杂相互作用。结果表明：改变初温对火焰形态影响甚微；而升高初压会加剧火焰锋面的裂纹分裂、增加细胞数量，使火焰厚度减薄更显著，对火焰稳定性的影响更为突出。此外，还会增强波数介于 4～15 范围内的短波扰动能量，促使不稳定波长向短波方向拓展；而初温和当量比对扰动波数范围的影响较小。

利用壁挂式柔性涡流发生器（FVG）、串列圆柱和非牛顿流体增强微通道的传热，采用任意拉格朗日-欧拉（ALE）格式的有限元法，对描述微通道中流固耦合的连续性方程、动量方程和能量方程进行求解。在双圆柱间距离固定的条件下，调整FVGs与圆柱之间的间距以及改变流体的幂律指数（n），研究对称壁挂式FVGs通道中幂律流体的流致振动现象及换热性能。与直微通道相比，当下游圆柱与柔性板间距离G_x=1.5、幂律指数n=1.2时，努塞尔数Nu增加了184%，热性能系数增加了45%。

基于现有干涸热通量模型，将热点效应下的毛细压力和渗透率计算方法组合，得到了相对误差约为7.6%的水平微柱蒸发器干涸热通量的研究模型。将蒸发器表面分为蒸发区、非蒸发区和热点区，研究了蒸发器的几何尺寸，热点面积和过热度对干涸热通量的影响。计算结果表明：最大传热能力取决于毛细压力与渗透率之间的平衡关系，几何尺寸接近最佳间距比（～0.25）及较高的微柱对应有更好的散热能力，拥有最小后退接触角的微柱对应干涸热通量提升了约2倍。模型的过热度与热点面积呈负相关，较大的热点面积对应有较小的过热度，且较大的局部压力对应有较大的Nu和较小的过热度。

对某型航空发动机双级轴向旋流燃烧室内流场结构与流场特性进行了试验测试与数值计算，获得了不同工况条件下该型燃烧室不同纵向截面和横向截面上流场结构、流线及流速分布特性。结果表明：该型燃烧室纵向截面上均存在两个对称分布的角回流区和一个中心回流区，且随X轴正向距离的增加或进气流量的降低，回流区内空气流速逐渐降低。随Y轴正向距离的增加，该型燃烧室横向截面上气流旋向趋于同向且空气流速降低；同时，随着进气流量的增加，同一横截面上气流的流场形态及速度分布特性基本一致，但空气流速逐渐升高。在不同工况条件下，X=0 mm的中心纵截面上，各轴向距离处轴向速度分布基本一致，在Z=0 mm处轴向速度均达到负速度最大值，并随着径向距离的增加，轴向速度逐渐降低；随着轴向距离的增加，回流区范围逐渐减小，轴向速度先增加后降低，在Y=50 mm处轴向速度达到最大；同时，在各轴向距离处，随着进气流量的增加，轴向速度逐渐升高。不同工况条件下计算得到的X=0 mm的纵截面上、轴向距离Y=30 mm处轴向速度、径向速度分布特性与相应试验值吻合较好，相对误差均低于10%。

针对单传感器信息难以满足复杂工况下航空发动机轴承故障状态的稳定监测问题，提出一种STFT-IncepNext的航空发动机轴承故障诊断模型。首先，将同一时间窗口内的异位传感器数据进行拼接，以补充轴承在不同空间下的振动信息。其次，为了捕捉振动信号中故障成分的瞬时变化，利用短时傅里叶变换（short-time Fourier transform, STFT）将多传感器振动信号转换为时频图。最后，通过轻量化的IncepNext网络来提取时频图中蕴含的故障信息全局特征，由分类器给出识别的故障类别。实验结果表明：所提方法能够有效地增强信号的故障特征，提高轴承在不同状态下振动特征的辨识度。在特定的实验条件下，该方法实现了航空发动机轴承振动故障诊断准确率达100%，相较于STFT-EdgeNeXt、STFT-ResNeXt、STFT-ShuffleNet、STFT-ResNet18均取得了更好的性能，为航空发动机轴承故障诊断提供一种可行方法。

提出了面向复杂空间管路的最远传递路径-最小能量损耗判别准则，在阐明该准则的内涵与确定依据的基础上，创建了复杂空间管路系统的有限元模型，并实现了振动传递路径的划分和不同传递路径对应的振动功率流曲线的预测。搭建了复杂空间管路系统振动传递测试平台，通过对比测试和有限元计算结果，发现前3阶固有频率的最大计算误差为3.5%，两种方法获得的模态振型结果吻合较好，且不同传递路径下输出端振动功率流曲线的变化趋势呈现较好的一致性，功率流峰值的最大误差不超过12.9%，由此证明了模型的正确性。此外，研究发现可利用该准则实现空间管路振动最远传递路径的排序，结合不同共振状态下获得的功率流损耗结果，可有效辨识主要振动传递路径。相关研究成果可为航空发动机复杂空间管路系统的减振、隔振、避振处理，提供一种新思路与手段。

提出了一种基于转子叶片叶端定时（BTT）信号的幅频多重信号分类（MUSIC）法，用于进行压气机喘振特征辨识。通过理论分析转子叶片叶端定时的实正弦振动信号模型，挖掘异步振动的幅值和频率与自相关矩阵特征值和特征向量的对应关系，实现了MUSIC法框架内的伪谱幅值补偿。开展压气机喘振的叶端定时实验，通过与快速傅里叶变换、最小二乘拟合方法的喘振特征辨识效果进行对比，对所提方法进行了验证。结果表明：喘振故障在时域对应显著增大的振动位移和转速的波动，在频域对应大幅值的低频异步振动特征。所提方法相比最小二乘拟合法和傅里叶变换，能够准确辨识5.3 Hz的喘振特征频率，并且其幅值聚焦性超过傅里叶变换的3倍，具有更高的频率分辨率和幅值识别精度，能够有效稳定地提取喘振故障的频域特征。

柱塞泵缸体和主轴花键副的碰撞行为影响其运行可靠性，对花键副碰撞过程和缸体及主轴振动响应的研究具有重要意义。建立了柱塞泵缸体-主轴花键副碰撞动力学模型，并对碰撞过程和振动响应进行了分析。介绍了柱塞泵缸体-主轴花键碰撞动力学模型。分析了缸体的受力情况，获得了其激励。对不同出口压力工况下，花键副碰撞和缸体及主轴振动响应进行仿真分析。结果表明：柱塞泵缸体-主轴花键碰撞有限元模型可分析花键副碰撞过程和缸体及主轴振动响应；受到缸体内时变的液压力影响，柱塞泵缸体和主轴花键的齿面接触位置会随着转动角度的变化而发生变化；柱塞泵出口压力增大，花键副的齿面接触应力、缸体及主轴振动响应和主轴挠度增大；主轴花键处的挠度远大于其他位置的挠度，其挠度由花键处向两边递减。

基于热流固耦合方法，建立了高空台新型流量管篦齿密封结构模型，开展密封特性仿真与试验研究；然后，揭示密封结构前后端设计间隙对篦齿密封性能和碰磨的影响规律，使用响应面法对密封结构间隙进行优化设计；最后，对比分析优化前后的结构性能。研究表明：泄漏量仿真结果与试验结果误差不超过9.2%；以剩余间隙不超过0.1 mm为优化条件，得到前端设计间隙为1.9 mm，密封设计间隙为0.75 mm，后端设计间隙为2.1 mm。优化后篦齿密封结构泄漏量为0.004 56 kg/s，与优化前相比封严性能提高82.6%，优化后篦齿最大流速、结构最大温度和结构最大变形分别降低了18%、2.1%、3.6%。本研究可以为高空模拟试验台篦齿密封结构设计、安装调试和安全使用提供技术支撑。

建立基于发动机服役历程数据的涡轮盘关键位置温度-应力预测模型，旨在为热端部件的服役损伤评估和寿命分析提供温度和应力历程输入。通过发动机热力循环过程推算涡轮盘载荷相关的气路参数，基于数值模拟结果，构建并训练了基于长短期记忆（LSTM）神经网络的涡轮盘温度和应力预测模型。通过交叉验证和噪声植入，评估了模型的泛化能力。结果表明：所建立的模型在测试集上达到了5.4×10⁻⁴的归一化均方误差。利用所建立的方法分析了典型飞行动作下的关键位置温度、应力演化历程，为发动机的任务设计和涡轮盘服役损伤评估提供了重要输入。

为满足高性能航空发动机对转子振动主动控制的需要，基于主控式弹支干摩擦阻尼器建立主动控制模型并根据模态控制策略，设计开关控制器与PI（proportional-integral）控制器，然后以某型航空发动机高压转子试验器为对象开展仿真分析并进行试验验证。结果表明：根据模态控制策略设计的开关控制和PI控制方法有效地控制了转子通过临界转速的振动，减振最高可达96.17%。此外，相较于开关控制方法，PI控制方法更有利于转子稳定性，能以更低的控制代价实现控制目标且具有针对多种工况振动实时应变的控制能力。

为解决航空发动机叶片服役损伤检测中小尺寸损伤漏检率高、检测条件差异较大等问题，以YOLOv5框架为基础，提出了一种航空发动机叶片服役损伤检测方法。提出了一种数据增强方法，通过随机仿射变换、HSV空间增强、随机横向纵向翻转3种方式，解决了叶片损伤类别样本不平衡，检测条件差异大的问题。针对模型小尺度损伤检测能力弱的问题，提出了多核自适应卷积模块和多尺度特征聚合模块，提升了网络提取不同尺度损伤信息和损伤特征判别的能力，解决了叶片损伤样本尺寸较小，损伤外观特征不明显、检测精度低的问题。实验结果表明：改进模型相比基准模型，检测精度mAP@0.5提升了16.8%。对比实验中，改进模型检测精度高于Faster-RCNN、SSD、Deformable DETR、YOLOv8、YOLOv11和YOLOv12等主流的目标检测框架。另外与基于YOLO模型现有航空发动机缺陷模型SW-YOLO、YOLOv8-EMA对比，检测精度mAP@0.5分别提升了13.9%和15.3%。

外物损伤是影响航空发动机风扇和压气机叶片服役安全的重要因素。对于尺寸较小的外物损伤缺口，通常采用机加或手工打磨方式进行维修。为了准确评估机加和打磨修复的缺口叶片疲劳性能，本文首先测试了机加和打磨修复叶片的高周疲劳极限，然后基于临界距离理论建立了疲劳极限评估模型，分析了不同应力选取方法对模型精度的影响，并与经典Peterson模型进行了对比。结果表明：基于临界距离理论建立的模型可以准确预测机加和手工打磨等修复工艺的缺口叶片疲劳极限；在临界距离模型中，使用主应力绝对值的最大值进行预测与使用沿叶片长度方向正应力进行预测差别很小；其模型精度（平均误差小于11%）远高于Peterson经典模型（平均误差26.03%）。

扇贝阻尼密封动力特性直接影响转子所受流体激振力作用下系统运行的稳定性。采用阻抗法实验识别扇贝阻尼密封动力特性系数，实验测试了不同进口压力（0.141、0.181 MPa）及转速（1800、2400、3000 r/min）下密封动力特性系数的变化规律，并与基于计算流体力学方法的数值计算结果对比分析。结果表明：数值计算和实验结果趋势吻合度较高，变转速工况中数值误差小于15%，变压力工况中误差小于50%。阻尼系数实验结果略高于数值结果，刚度系数则相反。直接刚度与转速、进口压力呈正相关，与涡动频率呈负相关；有效阻尼与进口压力、低频（f<100 Hz）涡动频率呈正相关，与转速呈负相关，在高频（f >100 Hz）时有效阻尼趋于稳定，在进口压力为0.181 MPa工况下有效阻尼约为0.141 MPa下的1.6倍。相较于进口压力，扇贝阻尼密封动力特性受转速影响较小。

结构复材化是航空发动机提高推质比的重要途径。针对反推叶栅复材化设计中，叶栅中各结构铺层方案设计因铺层角度和铺层顺序多变，难以确定最优铺层方案的问题，展开复合材料反推叶栅设计。采用遗传算法设计样本点，并对不同铺层方案的复合材料结构进行有限元分析，分析其变形、强度及刚度。其次建立代理模型，以反推叶栅中各特征结构工况载荷下变形、强度及刚度为目标，优化后对不同铺层方案进行有限元分析，综合对比得到最优铺层方案。以反推叶栅中各结构最优铺层方案为优化结果建立复合材料反推叶栅模型，并与铝合金反推叶栅的变形、强度及刚度进行对比，结果表明与铝合金反推叶栅差距仅为11%左右。验证了所选混合铺层反推叶栅的优越性。

以飞行试验视角，从进/发相容性、发动机安装性能以及飞推综合控制3个方面阐述了飞发一体化的技术内涵、相关技术研究进展及应用状况、应用中容易出现的问题等。质量流量不匹配、进气压力/温度/旋流畸变是导致发动机装机失稳的主要原因之一，过失速机动飞行中进气总压畸变远高于常规迎角范围飞行时的进气畸变水平，进气畸变诱导的振动和结构失效问题不容忽视。可用推力取决于标准净推力及与发动机工作状态相关的外部阻力的确定，以“是否与油门杆相关”为准绳的推力/阻力划分体系为基础，采用数值仿真-风洞试验-飞行试验3种手段互为辅助、联合计算的方法可以获得可用推力。美国军方和NASA开展的大量飞推综合控制研究项目表明：采用飞推综合控制可以实现整个系统性能最优和稳定性最好，使飞机能最大限度地发挥其性能潜力。未来重点应开展飞发一体化模拟试验、发动机安装性能确定、发动机装机气动稳定性在线评估以及飞发综合控制评估方法等研究。

针对多旋翼无人机现存问题及实际长续航的应用需求，提出设计了一种以燃料电池作为主要供电装置，锂电池作为辅助电源的长航时多旋翼燃料电池无人机总体设计方案。基于有限元分析方法，选择了机体结构、确定了机臂长度和直径等结构参数，设计了结构合理的燃料电池储氢系统搭载平台。搭建了“燃料电池+锂电池”混合电源系统，通过公理设计精简了混动系统拓扑结构。根据设计方案，完成了无人机系统集成，开展了无人机空载、带载及续航能力等飞行试验，验证了混合动力系统及其控制策略以及散热模块的综合性能。经实际测试，无人机整机质量为37.95 kg，有效载荷能力为10 kg、载荷任务系统后续航时间可达到4 h20 min，符合预期设计效果。

以某燃气轮机排气蜗壳为研究对象，开展了基于粒子群和帕累托前沿的气动与声学优化研究。以给定外部尺寸为约束，建立了排气蜗壳核心部件的参数化模型，确立了总压损失、静压恢复和多角度平均总声压级等气动和声学指标。优化过程气动性能预测采用RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes）方法，同时根据排气蜗壳直接排气时的流动发声特性，将其排气类比为亚声速喷流，声学性能预测采用Tam-Auriault模型。结果表明：①粒子群优化有较高效率和鲁棒性，经过6轮优化，排气蜗壳出口总压损失系数降低35%，静压恢复系数增加79%；②排气蜗壳气动和声学性能存在竞争关系，其气动和声学性能综合最优的总压损失系数降低20%，静压恢复系数增加48%，综合噪声增量1 dB，若优先考虑声学优化，噪声控制量可达3 dB。

提出一种考虑飞行器升、推力匹配特性的过渡自动控制方法，并从驾驶员操纵负荷角度评价过渡自动控制的有效性。通过稳态计算，分析了倾转走廊内旋翼和机翼升力匹配特性，并规划得到期望倾转路径，以及相应阶段的短舱速率分布。在基础增稳控制回路上，引入总距和迎角调节分别实现旋翼升、推力和机翼升力对期望路径的匹配。在总距和迎角控制结构中，分别引入静态的路径参数前馈和指令调度以适应飞行器过渡过程升、推力特性，并结合分治高度反馈来消除静态规划与动态倾转之间的误差。引入驾驶员模型并通过小波分析量化驾驶员操纵负荷。相较于由驾驶员控制的机动过程，自动控制能够有效降低驾驶员操纵负荷，总距杆和纵向杆的最大能量幅值分别降低33%和27%，并且两者频率成分降低到0.8 rad/s以下，驾驶员操纵改善到等级1的飞行品质等级。此外，自动控制有效消除动态倾转误差，表现在对期望路径的跟踪误差小，高度变化小。

针对多旋翼倾转机翼飞行器，开展了直升机模式机翼/旋翼气动干扰计算分析。基于CFD方法建立了适用于多旋翼倾转机翼飞行器气动干扰分析的计算模型，然后对直升机模式时悬停和前飞状态下的机翼/旋翼气动干扰进行了数值计算，重点分析了气动干扰对机翼气动特性的影响，并进一步研究了襟翼及副翼偏转对机翼/旋翼气动干扰特性的影响规律。结果表明：悬停状态，受旋翼尾流影响，机翼产生较大的后向力，约占旋翼总拉力的5.4%；悬停时襟翼及副翼偏转可实现纵向和航向的有效操纵，前飞时通过襟翼及副翼上偏可以使机翼后向力降低约30%，从而提高最大前飞速度。

针对广泛存在于高超声速进气道中的机体/唇口双侧分离不起动流态，为了厘清其内部分离区的建立过程，揭示激发双侧分离的前提条件，基于风洞试验分析了增加攻角和堵撤反压两种方式构建该不起动流态的瞬态过程。研究表明：①无论是增加攻角还是堵撤反压过程，首先激发的均是机体侧大尺度分离区，而后才出现唇口侧大规模分离流动；②试验进气道的维持起动能力与双侧分离流态无直接关系，而是受制于喉部壅塞；③只有在机体侧有分离区存在，且其产生的分离激波入射至唇口压缩面特定范围之时，才有可能激发双侧分离流态。

以超临界翼型RAE2822和CHN-T2标模为研究对象，用CFD方法计算了其在重气体介质和空气中的定常跨声速气动特性，基于跨声速相似律和临界比热比将重气体介质中的气动数据转换到等效空气介质下的数据。结果表明：修正后两种介质中物面压力分布吻合性较好，对于颤振试验所关心的小迎角范围内的升力系数曲线和俯仰力矩系数曲线的斜率，经过相似性修正后重气体介质中所得的斜率值与空气介质中的相差不超过2%，满足颤振试验的要求。

针对三角形斜切口面S弯进气道地面工作状态，提出了一种基于唇口自给式射流的流场控制方法。通过数值仿真研究表明：唇口自给式射流使进气道口面旋涡被分割成两小一大3个旋涡结构，对称面附近三维分离涡尺度明显减小，对称面附近大尺度旋涡在上壁面的脱落得到延缓，改善了进气道出口截面低总压区分布的周向均匀性，进气道出口截面畸变指数大幅降低。同时，进一步探究了射流缝横向间距、射流缝横向位置、射流角度和射流面积对进气道内部流场结构和气动性能的影响，并得到较优参数配置。相比于基准方案，优选控制方案的总压恢复系数减小甚微，但周向畸变指数δ₆₀从0.8164大幅降低至0.2880，满足进气道/发动机匹配要求。

针对传统涡轴发动机总体设计过程中直升机/发动机耦合关系考虑不足，且缺少对备选设计参数可行域边界限制的问题，提出了一种基于直升机飞行任务需求寻优设计涡轴发动机总体参数的方法，并根据涡轴发动机发展情况对其设计参数寻优可行域进行了合理限制。该方法由约束分析、任务分析、参数循环计算和寻优迭代4个模块组成，其中寻优迭代模块涉及对设计参数的动态调整，使设计的发动机与任务需求更加匹配。首先推导了上述4个模块的基本原理，基于给定的直升机飞行任务剖面，对提出的设计方法进行了算例验证，针对同一飞行任务，开展了与其他设计方法的结果对比。研究表明：提出的设计参数可行域边界能够为设计参数的选取范围进行合理限制，可作为设计参数选取的一项依据；提出的涡轴发动机总体参数寻优设计方法弥补了其他涡轴发动机总体设计方法中设计参数不参与迭代更新、对直升机/涡轴发动机性能耦合关系考虑欠缺等不足，得到的发动机设计参数与直升机任务需求更加匹配，能够有效减少起飞总重（总耗油量），为直升机/发动机一体化性能设计与优化研究提供基础支撑。

以两级轴流对转压气机（CRAC）为对象，研究了叶尖间隙（TCS）耦合转速变化引起的流场非定常特性。在数值模拟结果的基础上，采用本征正交分解（POD）方法获取POD模态分布规律，进一步分析了近失速工况下叶尖间隙流场的流动特性。数值和FFT结果表明：随着叶尖间隙的增大，叶尖泄漏流（TLF）增强，叶尖泄漏涡（TLV）破碎加剧，引起的非定常波动范围增大，波动强度减弱；后排转子（R2）叶尖泄漏流波动频率提高；R2叶尖泄漏流溢出通道前缘并与相邻叶片前缘发生干涉是导致其前缘非定常性突增的原因。POD分析验证了上述的结论，并揭示了叶表静压波动区域产生的原因，还发现叶尖间隙增大导致前排转子（R1）的三维流场主导模态结构减小，R1高阶模态结构沿径向向叶根方向迁移。随着转速增大，上游转子对下游转子的干涉也随之增大。

脉冲爆震燃烧室出口强非稳态燃气对涡轮性能有显著影响，脉冲爆震燃烧室与涡轮部件匹配问题是制约脉冲爆震涡轮发动机研制的难点之一。鉴于此，为了理清脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能及其优化策略的研究进展，以脉冲爆震燃烧室排气特性为切入点，简要介绍了排气流场的流动特征和演化过程。然后，从理论分析、实验测试和数值仿真这3个方面，总结归纳了脉冲爆震燃气冲击下的涡轮性能评估方法、涡轮工作特性、涡轮内部流动特性及损失机理等关键问题的研究现状。在此基础上，提出了脉冲爆震燃气冲击下涡轮性能的优化策略，包括稳压装置、激波衰减装置、涡轮叶型优化设计等，并指出多种优化策略的有机融合是未来的研究方向之一。最后，梳理了西北工业大学在脉冲爆震燃烧室与涡轮部件匹配领域的研究成果，并展望了该领域仍有待突破的关键问题。

为优化大展弦比转子叶片的动平衡布局，构建了以径向、轴向与切向质量矩为核心约束的多目标优化模型。针对传统遗传、蚁群和粒子群算法在收敛速度与寻优能力方面的不足，提出一种融合多维目标特性的改进优化策略。设计多维适应度函数以融合多方向力矩目标，增强算法对复杂约束的适应性；引入叶片对称性约束与权重控制机制提升解的结构合理性；改进种群初始化并引入局部搜索机制提升局部收敛精度与整体收敛速度。基于实际叶片数据的实验结果表明：改进遗传算法平均适应度由初始的28万降至2.8万，优化幅度超90%，相比其他算法优化效率提升约15%，最终解质量提高超过10%。

针对基本Gappy POD（proper orthogonal decomposition）方法的反设计精度较低、可操作性不强，且对跨声速叶型的反设计精度低于亚声速叶型的问题提出改进策略，发展了一套完整的改进型Gappy POD方法。通过验证算例证明了基于改进型Gappy POD方法的压气机叶型反设计更加简单高效，与基本Gappy POD方法相比，两种叶型的反设计精度分别提高了61%和78%，同时反设计耗时分别缩短了77%和63%。进一步研究发现改进型Gappy POD方法对叶型拟合精度提高的收益主要来自压力面重构精度的提高，而在吸力面后半段叶型几何偏差较大，且几何偏差呈现从前缘到尾缘先增大后减小的趋势。

针对标准SA（Spalart-Allmaras）湍流模型在空天发动机压气机复杂旋转流动预测中精确性不足的问题，系统地分析了SA-helicity修正湍流模型在旋转流动中的适应性，深入揭示了helicity修正项通过跨尺度涡黏抑制机理对主应变率的动态补偿机制，在保持边界层预测精度的同时，实现了角区分离与叶尖泄漏流协同控制准确预测。基于NASA Rotor 67、某高负荷单级压气机以及Aachen三级半压气机的多维度验证体系，针对不同转速下性能特性以及近失速点的叶尖失速和二次流动特征，对比分析标准SA、SA-QCR（quadratic constitutive relation）、SA-helicity这3种湍流模型的工程适应性。研究发现SA-helicity模型和SA-QCR模型均准确预测了特性线变化趋势。SA-helicity模型能在逆压梯度下增加角区分离区涡黏性，抑制角区过大分离，合理预测了叶根分离引发的通道二次流以及叶片下半部压比提升。相较于QCR模型，helicity模型能更合理地预测了叶尖泄漏流发展及范围，显著扩展了流量范围、压比和效率，更符合实验结果。此外，helicity模型预测的边界层流动更能抵抗不利逆压梯度，促使分离泡再附提前，叶尖区域附近扩压能力增强，压比和流量范围显著扩大。整体上，SA-helicity模型成功突破了传统SA湍流模型在压气机流动模拟中对旋转二次流与主流干涉效应预测失准的技术瓶颈。

为在对转桨扇的气动设计反问题阶段进行气动优化设计与低噪声特性设计，基于Farassat推导的Ffowcs Williams-Hawkings方程时域解公式Formu 1A，全新编写了对转桨扇离散噪声计算程序FODNOPPa2。对一台用可压升力面理论设计的对转桨扇模型CRPFt，在飞行高度为300 m，飞行马赫数为0.24的起飞工况下，得到了分布在5条典型型线上与机身同步运动观测点处的对转桨扇气动离散噪声。其中用计算流体力学软件NUMECA FINE™/Turbo的非线性谐波求解器获得三维黏性准非定常流场，提取噪声计算的输入气动载荷。结果表明：非线性谐波法可准确地计算出CRPFt在起飞工况下的三维黏性准非定常流场。在两桨中间平面附近的观测点处转子谐波的声压级（SPL）较大，在距离中间平面较远的观测点处干涉谐波的声压级较大。

为了解决基于Gappy POD（本征正交分解）的反设计方法鲁棒性差及约束条件添加难等问题，发展了一种结合粒子群优化算法与Gappy POD的反设计方法，并针对由过约束状态主导的精度降低，提出了基于CFD计算的压力面修正迭代方法以使反设计脱离过约束状态。对亚/跨声速压气机叶型的验证表明：该方法能够在最大厚度约束下实现高精度反设计，且较正向优化设计方法计算耗时显著降低。结合关键流动区域控制的改型设计结果表明：两种叶型整体攻角性能较原始叶型均显著提升，设计攻角下叶型静压升基本不变，总压损失分别降低9.53%和12.7%，同时亚声速叶型的可用攻角范围不变而跨声速叶型的可用攻角范围拓宽了14.3%。

针对传统Pogo被动抑制方法难以满足新型运载火箭由于运载能力提升带来的新的脉动抑制需求，研究液体火箭Pogo主动抑制的方案与控制方法，并开展仿真验证工作。首先建立液体火箭流体-结构闭环耦合模型，利用Matlab/Simulink在时域上仿真了液体火箭Pogo振动现象。提出了高压溢流式和低压活塞式两种主动抑制方案，研究了基于次级通道在线辨识的自适应滤波控制方法。搭建了基于AMESim和Matlab/Simulink联合仿真环境的仿真验证模型，开展Pogo主动抑制仿真。仿真结果表明：高压溢流式和低压活塞式均能对流体压力脉动实现90%以上的幅值衰减，同时消除了火箭的Pogo振动，验证了主动抑制方案的有效性。

针对多支油路供油的高速齿轮传动系统热-流特征不明确的问题，提出了基于多相流有限体积法的航空齿轮传动系统热-流数值分析模型，研究了齿轮箱内部流场与温度场的分布规律。发现油路弯折和骤缩导致较大压降，严重影响射流速度及出口油气比，使得高速齿轮啮合射流易发生破碎，齿面润滑与冷却性能下降。且齿轮箱初始结构存在存油问题，额定工况下风阻损失达12.30 kW，占系统总损失的85.20%。通过改进油路提升射流出口速度与油气比，并增添出油口和导流罩，实现系统风阻损失降低至5.22 kW，传动效率由93.54%提升至96.67%，为高速航空传动高功率密度设计提供方法支撑。