针对燃气发生器转子系统支承结构设计问题，开展支承结构力学特性对转子动力学特性的影响分析，在此基础上，提出一种金属橡胶支承结构，并以保障转子系统临界转速裕度和降低转子系统动力响应为目标，开展金属橡胶支承结构力学性能的优化设计，开展金属橡胶支承结构的力学性能试验，测试其准静态力学性能和动态力学性能。结果表明：优化金属橡胶支承结构的刚度和阻尼系数后，转子系统在两阶临界转速下的支点动载荷幅值下降约40%，在扫频试验中，优化后的金属橡胶支承结构在峰值处频响函数降幅可达70%，验证了金属橡胶支承结构的有效性，对转子系统支承结构设计具有重要的工程参考价值。

齿轮系统的运行状况受到多个因素的影响，这些因素在时间上存在长期依赖关系，并在局部和全局特征之间存在差异。为了有效地捕捉数据中的时间依赖性并自适应调整对特征的关注度，提出具有残差卷积块注意力机制的时间卷积网络（RCMTCN）。通过在卷积块注意力机制中引入残差连接，模型能够同时关注原始输入和注意力加权的信息，提高了模型对局部信息的感知能力。在此基础上，将vision transformer（ViT）模型与RCMTCN相结合对齿轮的剩余使用寿命（RUL）预测，ViT模型能有效地捕获数据中的全局信息。两者融合后能充分展现在处理时间序列数据局部特征提取能力和全局信息关注方面的优势，提高对多维度特征的感知能力。最后，通过在两种工况齿轮性能退化数据集上对模型进行验证，选用点蚀故障数据进行训练，分别对点蚀和断齿故障进行测试。实验结果表明：与其他方法相比，所提出的方法能更充分地提取关键特征信息，在点蚀故障上评分函数得分为0.8898，且在断齿故障上得分为0.8587，表现出良好的工况、故障适应能力。

基于弹簧和管单元建立了卡箍-管路系统有限元模型，结合固有频率和频响测试结果验证了模型有效性；进而基于真实装机卡箍样本，考察了服役时长、拧紧力矩、安装偏差对管路系统固有振动特性的影响。管路固有频率随卡箍服役时长增加而降低，在初始服役阶段劣化速率最快，而至1500 h后趋于平稳；服役时长增加导致卡箍刚度分散性增大；增加螺栓拧紧力矩能提高管路1阶固有频率，但增加服役时长使其对卡箍支撑刚度调节能力减弱；轴向安装偏差对管路1阶固有频率影响较小，但环境载荷对卡箍刚度劣化速率有显著影响。工程实践中应重点关注服役初始阶段卡箍刚度劣化速率及1000 h以上卡箍力学参数分散性对管路固有频率的影响，并依据机匣表面的载荷环境特征制定分区域的金属橡胶卡箍保障策略。

针对航空发动机滚动轴承故障信号受背景噪声影响导致故障信号特征微弱的难题，提出了基于灰狼算法优化特征模态分解与自适应窗长滑窗降噪的滚动轴承故障特征提取方法。采用特征模态分解方法对振动信号进行分解，再依据峭度-相关系数筛选准则对信号分量进行筛选重构；为了解决使用特征模态分解方法时输入参数需要人为筛选的弊端，选择重构信号的信息熵作为目标函数，应用灰狼算法对输入参数进行寻优，确定模态分量数和滤波器尺寸；然后，利用自适应窗长滑窗降噪方法对重构信号进行二次降噪和故障特征增强，输出降噪信号；对降噪信号进行包络解调，提取故障特征。分别使用仿真信号、美国凯斯西储大学数据集、航空发动机中介轴承实验台数据和主轴承实验台数据对提出方法的有效性进行验证。实验结果表明：特征模态分解与滑窗降噪方法的结合可以有效滤除振动信号中的干扰噪声成分，故障信号的信息熵降低了大约40%，使得包络谱图中的故障特征频率及其2～4倍频幅值明显，相较于其他现有的轴承故障诊断方法，具有更好的降噪效果和更强的故障特征提取能力。

针对几何失谐整体叶盘结构动力学特性评估问题，开展基于先进光学几何测量技术的高保真整体叶盘数字孪生建模、高性能结构动力学仿真分析和试验验证研究。首先，采用三维结构蓝光扫描系统测取叶片几何型面的高分辨率点云模型，将其直接关联至谐调整体叶盘设计有限元模型，通过网格自适应变形技术实现高保真整体叶盘数字孪生模型的高效构建。其次，整体叶盘数字孪生高性能动力学仿真分析方法立足于大规模几何失谐整体叶盘模型的新型动力学减缩技术，其核心是利用各几何失谐单扇区结构的循环对称模态振型来构建数字孪生整盘模型的减缩模态基底，以减少计算内存和时长的消耗。试验结果表明：针对实体整体叶盘模拟件结构构建的高保真数字孪生模型既能有效地捕获叶片微小几何失谐对其“扇区”频率和振型的影响，也能较为准确地预测旋转整体叶盘在发动机阶次激励作用下的失谐振动响应特性。

为了满足航空航天产品的高可靠服役要求，工程中广泛应用各种螺纹防松胶，但当前缺少对螺纹防松胶固化黏接强度和防松性能，以及涂覆防松胶对螺栓连接扭拉关系影响规律的系统研究。选取2类共计5种典型螺纹防松胶作为研究对象，分别将其应用于M8合金钢螺栓螺母，以及M5钛合金螺栓与不锈钢螺母连接结构，研制了专用的试验工装，采用控制变量思想详细设计了试验内容，应用扭拉试验机和振动试验机分别测试了涂覆防松胶的螺栓螺母扭拉关系、固化后螺栓螺母拆卸转矩大小，以及施加3万次剧烈横向振动以后螺栓螺母的拆卸转矩，探究了不同防松胶对转矩系数、黏接强度和防松性能的影响规律。最后，对表面清洁状态、防松胶涂覆量、螺栓螺母放置状态等工艺因素进行了系统讨论。研究发现：不同防松胶对转矩系数的影响存在显著差异，且其黏接与防松性能受螺栓材料组合影响明显；此外，表面清洁度与涂胶量等工艺因素对黏接强度具有决定性作用。

为研究TC6钛合金材料的力学性能，使用电子万能试验机、高速拉伸试验机、分离式Hopkinson拉杆（SHTB）和压杆（SHPB）试验装置，开展了TC6钛合金材料的准静态及动态试验，获得了TC6钛合金材料不同应变率下真实应力-应变曲线及失效应变。采用线弹性本构模型描述材料的弹性力学行为，采用塑性应力-应变曲线表征材料的塑性力学行为，采用韧性断裂和剪切失效的竞争模式来表征材料的失效力学行为。基于试验结果，通过外推预测方法和数值仿真手段，校正了颈缩点后的应力-应变曲线、韧性断裂参数以及剪切失效参数。开展了低速落锤冲击试验和高速鸟撞叶片试验，进行了基于Pam Crash软件的试验状态仿真，通过试验与仿真结果对比，落锤试验中试验件裂纹长度误差为4.2%，高速鸟撞叶片试验中应变峰值最大误差为14.9%，验证了材料力学模型及其参数的有效性。

永磁同步电动机（PMSM）是电推进系统的核心部件，健康状态关系系统安全运行。其故障会引发多物理量变化，依靠单一的信号源难以实现准确故障诊断。针对这一问题，提出一种基于卷积神经网络与门控循环单元（CNN-GRU）和改进Dempster-Shafer（D-S）证据论证结合的决策级多通道信息融合故障诊断方法。采用解析法和有限元仿真对永磁同步电机局部退磁和转子偏心故障振动、电流频域特征进行定量分析，增加诊断结果的可解释性。基于Pignistic概率距离和加权邓熵改进D-S证据理论，建立了CNN-GRU与改进D-S证据理论结合的决策级融合诊断模型。最后，搭建了电机故障模拟实验器，利用实验数据对模型进行验证。结果表明：相比于单通道诊断结果，多通道故障诊断更具优势。融合4通道情况下，基于多源数据的决策级故障诊断，3种工况条件下的诊断准确率分别达到了100%、100%和99.3%。所提方法能够精确识别永磁同步电机故障类型，为电推进系统故障诊断提供了参考，具有一定的工程应用价值。

为了探明静偏心对挤压油膜阻尼器减振特性的影响，基于Reynolds边界条件建立了考虑静偏心的挤压油膜阻尼器油膜力力学模型，采用数值计算和实验相结合的方法完成了模型验证和减振特性的分析。结果表明：静偏心越大，阻尼器的非线性特性越强，轴颈运动轨迹畸变越严重，阻尼器“油膜刚度周向异性”特征越明显，更易诱发系统产生2倍频；随着静偏心的增大，阻尼器的减振特性呈现先增强后降低的变化趋势。建立的考虑静偏心的挤压油膜阻尼器油膜力力学模型更能反映阻尼器的工作特征，弥补了基于同心型挤压油膜阻尼器油膜力力学模型迭代求解静偏心问题的模型误差缺陷。

针对高速转子叶片裂纹监测需求，研究基于非接触式测量的高速转子叶片叶尖定时测量技术，提出了一种基于压缩感知的叶尖定时欠采样信号重构方法。基于叶片动频的时频稀疏特征，改进欠采样信号模型，并采用自适应分块正交匹配追踪方法对模型进行求解，以监测叶片在变转速工况下叶片动频随转速的变化规律。开展高速转子叶片高周疲劳试验，同时测量叶片动应变与叶尖振动信号，比较不同转速下正常叶片与裂纹叶片振动信号的时频特征，裂纹的存在会导致叶片振动频率的偏移，通过频移的变化能够实现对裂纹的早期诊断。当叶片出现裂纹时，动频降低了24.5 Hz，所提出的监测方法与应变片辨识结果对比动频误差均小于0.50%，该方法具有较高的信号重构精度和裂纹识别率，为旋转叶片的健康状态监测和早期故障诊断提供有效的解决方案。

针对航空发动机W形封严环密封性能提升问题，建立了W形封严环力学模型，在力学特性计算的基础上，将遗传算法与有限元模型结合，以最大接触应力为优化目标，构建了以多结构参数为评估优化变量的W形弹性金属封严环优化模型。结果表明：在不同工况下优化后的接触应力均提升了30%以上。在低压比下接触半径和波高的敏感性更高，对其进行优化的效果更好，而高压比下对过渡半径进行优化的效果更好；低压缩量下波峰半径和过渡半径敏感性更高，而高压缩量下波高的敏感性更高，对其进行优化的效果更好。此外，在多数工况下，厚度敏感性较低，显示较高稳定性。该研究为W形封严环的优化设计提供了理论依据。

针对某型航空发动机在试验过程中出现涡轮转子叶片断裂故障的情况，通过外观检查、荧光检测、能谱分析、强度分析、叶片振动分析等手段对故障涡轮转子进行了研究。研究发现：排除外物损伤、材质缺陷、铸造工艺缺陷等因素，经叶片断口检查确认了叶片断裂故障模式为疲劳失效；通过仿真分析手段，最终锁定了叶片疲劳失效的原因为离心载荷、热载荷作用所产生的静应力与经过燃烧室蒸发管的高频气流激励引起的振动应力共同叠加所致。提出减少燃烧室蒸发管数目，加厚涡轮转子叶片尾缘厚度的方案，降低了气流激励频率，使得全转速范围内叶片固有频率与激励频率无交点，避免了涡轮转子叶片因共振而导致疲劳故障。

为了实现不同尺度下的应变测量，开展了基于数字图像相关法（digital image correlation，DIC）的多尺度全场应变测量研究。发展了一种多层次散斑制备方法，通过数值模拟试验验证了散斑质量；通过楔形面模型对离面位移进行了量化，提出了基于透镜成像模型的虚假应变矫正方法；通过相关试验对离面位移计算方法和虚假应变矫正方法进行了验证。研究结果表明：离面位移计算方法的平均误差小于4.20%；相比于传统DIC方法，采用虚假应变矫正算法后的应变测量精度提高了8.16%以上，实现了多尺度全场应变的高精度测量。

针对含腐蚀缺陷的叶片结构件，提出了一种基于非线性超声检测信号的寿命评估方法。利用有限元法模拟了腐蚀缺陷试验件的超声无损检测过程，探讨了腐蚀坑对非线性系数和最大应力的影响规律；通过建立单个腐蚀坑试验件的疲劳寿命预测模型，提出了一种基于非线性超声的含腐蚀坑叶片结构的疲劳寿命评估方法；以某压气机叶片为例，介绍了评估方法的详细流程，并对此进行了可行性验证。结果显示：腐蚀坑直径与非线性系数呈正相关关系；在相同的腐蚀条件下，最大应力和非线性系数的变化规律一致；单坑疲劳寿命预测结果均在2倍分散带以内；多腐蚀坑叶片结构件的疲劳寿命预测精度良好，误差范围在25%以内。研究表明：非线性系数可以有效地表征腐蚀坑引起的损伤，非线性超声检测技术可为含腐蚀坑叶片结构件的疲劳寿命评估提供一种可行的手段。

针对循环谱相干（cyclic spectral coherence, CSCoh）故障信息丰富频带选取困难的问题，结合编码器信号的优势，以瞬时角速度（instantaneous angular speed, IAS）为信号源，提出一种基于重加权峭度（reweighted kurtosis, RK）指标自适应确定CSCoh优化解调频带的方法。首先，基于编码器瞬时角位移信号，采用向前差分法估计IAS信号；其次，采用CSCoh分析提取滚动轴承故障分量，获得以循环阶次和谱阶次组成的双变量谱图；然后，沿谱阶次积分得到子频带改进包络谱（improved envelope spectrum, IES），再采用RK指标表征各子频带中滚动轴承故障信息的丰富性，随后沿谱阶次轴对子频带合并重构，选择合并重构后最大RK值所对应的合并后的子频带作为优化解调频带；最后通过包络分析揭示滚动轴承故障特征。采用本文所提方法对仿真信号和实验数据进行分析，并对比现有方法，所提方法能够有效提取到滚动轴承内圈和外圈故障特征。

以油脂加氢（HEFA）技术制备所得生物航空煤油为研究对象，开展层流燃烧特性研究。采用定容燃烧实验装置获得HEFA生物航空煤油及其与RP-3航空煤油混合燃料的层流燃烧速度（LBV）。实验参数包括当量比（0.8～1.4）、初始压力（0.05、0.1、0.15 MPa）、初始温度（450、470 K）、HEFA掺混比（0、0.1、0.2、0.3、0.5）等。分析当量比、初始压力、初始温度对HEFA生物航空煤油以及HEFA掺混比对HEFA生物航空煤油/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度的影响。研究发现：随着当量比增加，HEFA生物航空煤油的层流燃烧速度呈现出先增后减的趋势，其峰值速度出现在当量比1.1附近。随着初始压力从0.05 MPa增加至0.15 MPa，HEFA生物航空煤油层流燃烧速度减小13.54%。随着初始温度从450 K增加至470 K，HEFA生物航空煤油层流燃烧速度略有增加。随着HEFA掺混比从0增加至0.5，HEFA生物航空煤油/RP-3航空煤油混合燃料层流燃烧速度增加3.85%。结果表明：与RP-3航空煤油相比，虽然HEFA生物航空煤油碳数分布较高，但其化学组成却以链烷烃为主，导致其层流燃烧速度高于RP-3航空煤油。掺混HEFA生物航空煤油后，RP-3航空煤油层流燃烧速度略有增加。该项研究为生物航空煤油在航空发动机中的应用提供理论基础。

针对燃烧室多参数复杂的耦合关系，以燃烧室头部结构为研究对象，研究了火焰筒不同头部扩张角与旋流器耦合关系对燃烧性能的影响。研究结果表明：对于头部扩张角90°的突扩型火焰筒，随旋流器旋流数增大：燃料-空气掺混不均匀系数增大，燃烧室出口温度分布系数增大，具有更宽的稳定工作区间，贫油熄火油气比更贫， 一氧化碳（CO）、未燃碳氢（UHC）排放指数降低，氮氧化物（NOx）排放指数增大。对于头部扩张角45°的渐扩型火焰筒，随旋流器旋流数增大：燃料-空气掺混不均匀系数减小，燃烧室出口温度分布系数减小， NOx排放指数降低。

针对基于压电激励的大质量流量多股射流均匀液滴生成问题，研究了压电激励频率和波形对液滴生成特性的影响规律，基于图像捕捉技术对射流图像进行处理，获得了液滴粒径大小、均匀性和射流断裂距离等统计数据。实验结果表明：在射流喷射速度一定时，激励频率增加引起射流破碎的特征波长减小，生成的液滴直径减小。除了基于射流不稳定理论预测的射流破碎最优激励频率之外，集液腔内液体共振也会影响射流破碎距离和液滴生成效果。在激励频率和电压幅值一定时，消耗能量最低的三角波激励获得的射流破碎距离最短、液滴生成效果最好，正弦波次之，而消耗能量最高的方波激励获得的效果最差，因此适用于单股射流的激励波形选择标准并不适用于多股射流的激励波形选择。

针对航空发动机叶片吸力面近端区烧蚀问题，在分析了气膜偏移冷却失效特性基础上，提出利用端壁气膜孔射流跨区域补偿冷却叶片吸力面近端区的设计方法。采用压力敏感漆实验技术和数值计算相结合方法研究了端壁气膜孔射流在叶栅内涡系作用下对叶片近端区形成气膜冷却的机制，分析了端壁气膜孔布局和吹风比对叶片近端区气膜效率改善效果。结果表明：通道涡和角涡是引起叶片吸力面近端区气膜偏移失效的主要原因，吹风比对失效区范围影响较弱。随着吹风比的增大，端壁气膜孔射流在吸力面近端区的气膜效率值和有效覆盖范围均增大。随着端壁气膜孔出口与叶片吸力面距离的增大，吸力面近端区气膜覆盖范围向叶根方向移动。与无端壁气膜孔射流情况相比，端壁射流使吸力面近端区面平均气膜效率提高65%以上，在一定程度上可以改善叶片鳃区气膜孔射流在近端区气膜冷却失效问题。

为探究亚临界状态下航空煤油与来流空气掺混起爆后的爆震波传播特性，将常温航空煤油加温加压至亚临界状态，分别开展不同来流温度以及燃烧室宽度条件下的旋转爆震燃烧特性实验研究，分析了旋转爆震波起爆与传播的影响因素。实验结果表明：亚临界航空煤油起爆过程分为点火、爆燃转爆震以及爆震波持续稳定传播3个阶段；来流温度在300～700 K范围内，提高来流空气总温能够改善亚临界航空煤油的起爆特性，当来流空气总温由500 K提升至700 K，爆震波起爆时间可从30 ms缩短至16 ms；旋转爆震燃烧室的宽度可影响爆震波的传播稳定性，外径相同时，相同工况下的50 mm宽环形燃烧室只能形成零星爆震波，而空桶燃烧室可以实现稳定的单波爆震燃烧。

为了探索近当量比极限爆震波失效过程，采用乙烯作为燃料和50%氧浓度的富氧空气作为氧化剂进行实验研究。在不同的初始压力（32、30 kPa和28 kPa）下通过调整当量比（0.6～1.4）来接近爆震传播极限，采用高速阴影测试方法以捕捉爆震波的胞格结构。结果表明：初始压力降低和当量比远离1会减小混合物的反应活性，导致化学诱导层变厚；在接近爆震传播极限时，爆震波的失效机制与横波衰减有关，混合物失去了横波的诱导作用，进而使得化学诱导层增厚，导致前导激波与反应区解耦，相应的波速降低至Chapman-Jouguet（CJ）值的70%以下；此外，诱导层厚度与速度亏损之间存在强相关性，即诱导层厚度增加使得燃烧释放的能量难以有效支撑激波运动，进而导致速度亏损增大。

通过数值模拟研究了矩形喷嘴在横向流场中的液体射流。着重分析了喷嘴的纵横比对液柱初次破碎过程中破碎行为及变形特征的影响。纵横比的范围为1～8。结果表明：在较低风速下，表面破碎几乎不受矩形喷嘴纵横比的影响，柱破碎模式由袋状破碎逐渐向着“两条纹一膜”（two-streak-one-membrane）结构转变。在较高风速下，表面破碎较为强烈。随着纵横比增加，表面破碎先减弱后增强，柱破碎模式由“两条纹一膜”（two-streak-one-membrane）结构向着“三条纹两膜”（three-streak-two-membrane）结构转变。随着射流的延伸，液柱宽度逐渐增加。矩形喷嘴的纵横比越大，表面张力越大，横流对液柱变形的促进作用越弱，液柱宽度增加的趋势也就越缓。液柱厚度的变化不仅与喷嘴纵横比有关，还受到射流过程中柱破碎模式的影响。此外，随着风速的增加，矩形喷嘴的纵横比对表面破碎和柱破碎起始点的影响逐渐减弱。

为研究燃烧室长度对旋流燃烧不稳定性的影响，基于燃气轮机模型燃烧室，在不同当量比下进行实验。采用高频压力传感器和光电倍增管同步测量燃烧室内压力振荡和CH*表征的释热振荡，采用高速摄影和激光诱导荧光技术捕捉了火焰结构。结果表明：燃烧室长度对火焰时均形态影响较小，稳定的火焰呈“V”型，不稳定的火焰趋向于“M”型，且“M”型火焰面积更大。不稳定燃烧的共振主频和压力振幅受燃烧室长度的影响，长度较短的燃烧室共振主频率更高，压力振幅更小，压力振荡和释热振荡相互耦合。不稳定的火焰两侧发生回火，外剪切层旋流会对火焰产生“拉扯”作用，进而导致其表面出现褶皱现象，最终呈“孤岛”分布。火焰整体释热强度与其形态存在关联，周期性的热声振荡导致火焰形态在“V”型和“M”型之间切换。

为研究加力燃烧室中多喷嘴钝体结构下燃料分布改变对钝体火焰的燃烧不稳定性影响，以模型加力燃烧室为研究对象，对不同喷嘴数量、不同进气速度下钝体非预混火焰不稳定燃烧的振荡边界变化规律开展了研究。对试验结果采用FFT频谱、峭度分析以及解构火焰图像等方法进行分析，重点研究了不同喷嘴数量下燃料分布的改变对钝体模型燃烧室振荡边界的影响规律。试验结果表明：随着钝体喷嘴数量的增加，系统由稳定燃烧过渡为振荡状态的临界贫油当量比逐渐提高，并随进气速度的增加也不断提高，极易发生燃烧不稳定现象。此外振荡边界的压力脉动幅值与主频也随喷嘴数量的增加而提高，表明了多喷嘴钝体下火焰结构的改变是模型燃烧室内振荡边界变化的主要诱因。

为研究近真实工况下航发中心分级燃烧室内部流动特性，在燃烧室最高进口压力为1 MPa、进口温度为700 K条件下对中心分级燃烧室分层旋流液雾火焰开展粒子图像测速（particle image velocimetry，PIV），并辅以煤油平面激光诱导荧光（kerosene planar laser induced fluorescence，kerosene PLIF）和CH*化学自发光对油雾场和火焰释热场进行光学诊断。为应对加温加压高亮液雾火焰的诸多测试挑战，在粒子散播、试验流程、光路布置、成像滤波、图像处理等方面进行了优化。多物理场数据分析结果表明：在进口温度、压力及燃油质量流量不变时，随着进口空气质量流量增加，主、预燃级气流耦合增强；中心回流区提前，涡核远离中心；台阶回流区长度减小；预燃级局部当量比下降，反应更接近化学恰当比，释热增强且火焰重心远离中心。通过近真实工况下的光学诊断数据，证明了流场、组分场和释热场的紧密关联。

针对无扰流柱和有扰流柱结构进气方式下不同曲率半径表面缝形气膜孔，采用数值模拟方法研究了空气、蒸汽和液滴掺混等复合冷却工质对气膜冷却特性的影响。结果表明：当吹风比为1.0、1.5和2.0时，相比于平直表面缝形气膜孔，凸表面平均气膜冷却效率普遍较低，凹表面平均气膜冷却效率普遍较高，随曲率逐渐减小，冷却效率逐渐增加。冷却工质为空气与蒸汽掺混时，气膜冷却效率随蒸汽质量流量增加而增加。冷却工质为空气与液滴掺混时，与传统单工质纯空气相比，液滴质量百分数越大平均气膜冷却效率提升越多，但在同样质量百分数条件下，液滴直径并非越大越好。

采用数值模拟方法从熵产率、堵塞因子、泄漏流动能分量等角度定量与定性探究了端壁运动对串列扩压叶栅气动性能与叶尖流动特性的影响，主要结论如下：首先，端壁运动后，串列叶栅整体损失降低，叶尖区域堵塞加剧，且气流转折角减小，落后角增大。在−4°～4°攻角范围内，损失降低3.9%以上，堵塞加剧30.4%以上。其次，端壁运动增加了前后叶的泄漏流流量，分别相对增加12.3%与9.9%以上，但降低了缝隙射流流量。同时，端壁运动使得前后叶泄漏流动能比增大，二次流动能占主导地位，前后叶负荷增加，最大压差位置提前，泄漏涡的形态与发展发生改变并抑制了射流涡的形成。此外，端壁运动显著削弱了端壁剪切效应及缝隙射流掺混作用，扩大了前叶泄漏流周向影响范围并造成了二次泄漏，使得前叶熵产大幅降低，而后叶熵产变化较小，前后叶堵塞加剧。端壁运动与攻角的变化对串列叶栅前叶的影响较后叶更大，这主要是缝隙射流调控作用的结果。

以某涡扇发动机风扇叶片亚声叶型为研究对象，参考美国标准大气推广委员会（COESA）的大气模型，对原始叶型和两种前缘侵蚀叶型在5个大气高度下进行数值模拟计算，探究在高空低雷诺数环境下前缘侵蚀对亚声叶栅流动特性的影响。结果表明：0°攻角下低雷诺数条件削弱了气流在前缘处对前缘形貌的敏感程度，使得3种叶型前缘处压力分布、吸力面边界层的流动分离与转捩、尾缘分离程度均趋于一致，最终表现为由前缘侵蚀引起的总压损失增大量随着雷诺数降低而减小，3种叶型的总压损失系数和压比趋于一致。而在4°攻角下，前缘侵蚀在低雷诺数下可以促进转捩的发生，减小尾缘分离程度，进而使得总压损失小于0°攻角的情况，在进口马赫数为0.6时降低了23.6%，在进口马赫数为0.8时则降低了41.2%。

为探究篦齿封严对压气机叶栅性能影响，本文以高负荷压气机平面叶栅为研究对象，设计了5种不同篦齿封严结构，通过数值模拟方法探究5种篦齿封严结构对压气机叶栅性能和流场结构的影响规律。研究结果表明：随着篦齿容腔诱发的泄漏量逐渐增加，叶栅总压损失逐渐增加，叶片载荷能力逐渐减弱。不同篦齿封严结构通过减小间隙泄漏流量，改善叶栅通道内气流的流动状态，进而提高叶片载荷能力，降低通道内的流动损失。5种篦齿方案中，直齿加方块结构对叶栅流场结构和气动性能的改善效果最为显著，其通过阻断齿顶射流，增大齿顶流动阻力，降低篦齿泄漏流量，削弱篦齿泄漏流对吸力面角区分离流动的影响，能够使角区低能流体团缩小32.1%，抑制集中脱落涡影响范围，进而使总压损失降低20%。

为了探究偏心压气机中的流动不稳定现象以及进气畸变和偏心之间的流动干扰对压气机气动稳定性的影响，针对一台单级偏心压气机开展了均匀进气、4种相位的稳态周向总压畸变进气和6种相位的对涡旋流畸变进气下压气机气动稳定性测量实验。在均匀进气下，当压气机节流至近失速状态时，大间隙位置附近出现旋转不稳定现象，而小间隙位置处于有序的稳定流动状态，进一步分析发现偏心压气机不稳定流动最强的区域在最大间隙之后约45°，与流量系数最小的区域非常接近。进气畸变下的实验结果表明：进气畸变和偏心之间的相位关系是影响压气机稳定性的潜在因素，当周向总压畸变诱导的大攻角区域、旋流畸变诱导的负预旋区域与偏心压气机均匀进气下流动不稳定性最强的区域同相位时，压气机稳定性下降最严重。

采用数值模拟方法研究了可控转速机匣可转动环段不同转速对低速轴流压气机级的扩稳特性。结果表明：覆盖转子叶顶整个轴向弦长区域且与转子同向旋转的可控转速机匣可控制叶顶泄漏流动以实现扩稳。通过对间隙气流施加周向作用力，增加主流动量，抑制泄漏流与主流的动量比，改善泄漏涡的偏转，推迟二次泄漏的发生和主流/泄漏流交界面的前移，进而拓宽低速压气机级的稳定工作范围。可控转速机匣在保证压比基本不变的同时，随着可转动环段转速的提升，扩稳效果增强，可转动环段转速为转子设计转速时，低速压气机级的稳定工作裕度最多提高了30.86%。

PSP（压力敏感涂料）技术在高空间分辨率下的动态压力解析能力受到多因素钳制，其技术迭代亟需可靠的动态数据反馈。基于矩形谐振腔理论设计并构建了一种多频压力发生器，采用频域分析和PSP测压方法对其前5个低频驻波模式下的时空压力进行了数值与实验研究。结果表明声源安装位置会影响矩形谐振腔驻波模式激起的有效性，安装位置位于壁面近顶角处时可完成所有理论驻波模式的激起。实时动态PSP测压主要受到时域噪声的严重干扰，仅能用于定性观察，定量结果可靠性差。基于相位平均的测压结果证明了构建的多频压力发生系统均有效实现了设计频率下驻波模式的激起和对应时空压力的形成，在单声源输入下可产生幅值约为0.8 kPa的时空动态压力。验证了论文所用典型PSP动态测压系统的能力，在频率为1192 Hz动态压力环境中，实现了空间分辨率4测点/mm²，测压精度为50 Pa。

多项式响应面模型（PRSM）具有建模简单、计算量较小的特点，在基于现代试验设计（MDOE）方法的风洞试验中得到广泛应用。然而，多项式响应面模型无法对模型拟合后的残差进行处理，会丢失部分模型矩阵信息而导致参数预测误差增加。因此，通过预测值和实测值的差值，构造模型残差目标函数，并根据轮盘赌计算个体适应度值，对遗传算法（GA）的交叉概率和变异概率进行改进，建立一种基于改进自适应遗传算法（IAGA）优化多项式响应面模型的MDOE方法，并应用于飞行器风洞试验。结果表明：MDOE方法仅需传统单变量（OFAT）方法35%左右的试验点，基于改进自适应遗传算法优化后的MDOE方法较基于传统遗传算法的MDOE方法，响应面模型预测误差降低了1.263%，平均迭代速度提高了3.76倍，有效提升风洞试验效率。

共轴刚性旋翼直升机前飞状态的纵向动稳定性特征受旋翼设计参数影响较大。针对刚性旋翼主要设计参数进行计算分析。采用CAMRAD Ⅱ建立XH-59A共轴高速直升机模型，探讨旋翼桨叶挥舞频率、变距-挥舞、桨叶质量分布、桨叶重心-气动中心（CG-AC）位置、扭转刚度等对共轴刚性旋翼直升机纵向长周期模态的影响，计算结果表明：刚性桨叶的挥舞频率越高，旋翼迎角不稳定性越强，且随前飞速度增强；正的变距-挥舞耦合、较大挥舞惯性距、桨叶剖面重心（CG）位于气动中心（AC）之前等有效降低迎角不稳定性，可有效改善共轴刚性旋翼直升机纵向动稳定性；较大的扭转刚度会抑制桨叶扭转模态，从而抑制桨叶重心-气动中心对纵向长周期模态的影响。

与常规涡轮相比，对转涡轮具有效率高、质量轻和陀螺力矩小的优点，已广泛应用于军用和民用航空发动机。开展1+1/2对转涡轮三维气动设计，并进行数值计算，结果表明：在设计工况下，对转涡轮质量流量为4.13 kg/s，总体膨胀比为5.823，高压涡轮膨胀比达到2.641，低压涡轮膨胀比达到2.205，总体等熵效率为88.70%，总输出功率为1815.2 kW，基本满足设计要求。对对转涡轮设计点进行流动损失分析，发现高压涡轮动叶尾缘燕尾形激波强度在50%叶高处最高，并向叶根和叶顶区域逐渐减弱，且低压涡轮进口压力面存在少量流动分离。对对转涡轮进行变工况分析，发现随着对转涡轮总膨胀比的增加，高低压涡轮动叶尾缘激波强度均逐渐增大，低压涡轮动叶进口流动分离减弱，高压涡轮等熵效率有所减小，低压涡轮和对转涡轮整体等熵效率均先增加后基本不变。随着低压涡轮转速的提高，对转涡轮质量流量几乎不变，整体等熵效率先增加后减小，输出功率逐渐增加。

通过受力分析和热力过程分析建立了部件级升力风扇系统性能计算模型；分析了设计参数对性能的影响，并据此提出了升力风扇系统的初步设计方法；通过理论推导共同工作方程和数值计算共同工作线，分析了升力风扇工作线的特征以及各参数对工作线的影响；计算了升力风扇系统的高度速度和升力调节特性，并提出了升力调节的多参数联合控制规律。结果表明：性能计算模型的计算结果与CFD模拟结果趋势一致；提高设计流量和压比均可提高升力，但高压比设计会导致升力效率降低；随转速降低工作线逐渐从换算流量与压比的幂函数方程分散为一簇与马赫数相关的曲线，并且稳态与动态的工作线基本一致；多参数联合控制规律可以调节升力风扇升力并保持转速和裕度不变。

针对涡轴-涡扇变循环发动机模态转换过程性能优化的需求，提出了一种以输出功率为目标同时可考虑变几何部件调节速率限制的模态转换控制规律设计方法。基于发动机的物理特性和部件级性能模型，采用逆算法和过渡态性能隐式计算格式开发了涡轴-涡扇变循环发动机过渡态直接求解方法。基于该方法，提出了一种可以实现直接功率控制和给定压缩部件工作点的模态转换控制规律设计方法。计算结果表明：在飞行高度H=1 km、飞行马赫数Ma=0.3条件下，涡轴模态转涡扇模态的时间约为4.0 s，涡扇模态转涡轴模态的时间约为2.1 s，功率连续平稳变化。该方法可为解决涡轴-涡扇变循环发动机模态转换这一技术难题提供重要的参考。

针对由于工程约束，载荷舱布置于进气道前端的内外流一体载荷投放分离问题，运用计算空气动力学耦合六自由度运动模型、动态嵌套网格以及内外流一体建模策略，开展内外流一体的载荷投放分离非定常流场数值模拟研究，分析评估内外流一体条件下的载荷投放分离运动特性及对内流进气道流场的影响。结果表明：综合考虑载荷分离安全及其对进气道流场影响程度，分散投放方案较为稳妥；两点对称投放方案则使得进气道D_c,60达到0.46的水平，周向不均匀度达到5.2%的水平，影响发动机工作的风险较高。

针对低温工况下高速齿轮传动润滑特性不明确及传统挡板对润滑效果提升有限的问题，开展了高速齿轮传动飞溅润滑特性研究。首先基于计算流体力学理论，建立高速齿轮传动飞溅润滑两相流分析模型，分析了两相流分布特性；然后在此基础上，研究了转动圈数、齿轮转速以及浸油深度对飞溅润滑特性与力矩损失的影响规律；最后提出一种仿生蜂巢挡板结构并采用多岛遗传算法对其结构进行优化。结果表明：在低温工况下的高速齿轮传动飞溅润滑过程中，齿面润滑油的体积分数随着齿轮转速的增加而下降，而随着浸油深度的增加则有所上升；力矩损失随着齿轮转速和浸油深度的增加而增大，其中齿轮转速对力矩损失的影响远大于浸油深度的影响；优化后的仿生蜂巢挡板结构在相同工况下，相较于无挡板，齿面润滑油的平均体积分数提高了68.46%，与原始挡板相比提升了7.88%。研究结果为低温工况下高速齿轮传动两相流分布特性研究及高速齿轮传动飞溅润滑优化设计提供了依据。

将H_∞鲁棒稳定性理论与经典回路成形理论结合起来，设计二自由度H_∞控制器，同时兼顾了系统的控制性能和鲁棒性要求；为简化控制系统，将内环控制器降为7阶，外环控制器降为4阶；针对全包线大范围跟踪控制问题，在飞行包线内选择18个设计点，并针对不同工作模态和功率水平分别设计控制器，构建增益调度表；选取不同飞行条件进行仿真，由仿真结果可知稳态误差均为0，调节时间均小于2.5 s，验证了全包线H_∞控制器的良好控制性能；最后搭建硬件在环仿真平台对二自由度H_∞控制算法进行验证，结果表明控制算法能够在2 ms内完成计算，且发动机的输出能够快速准确地跟踪参考指令，验证了该算法在硬件环境下的实时性和有效性。