对SiC_f/TC17复合材料开展室/高温纵向拉伸试验，研究不同温度的拉伸性能，通过断口形貌分析阐释断裂机制，建立本构模型描述其拉伸行为。结果表明：SiC_f/TC17的断裂强度随着温度升高而降低，同时应力应变曲线的非线性段增加；室温（25 ℃）的断裂机制主要是反应层断裂和纤维随机断裂，而高温下出现大规模的纤维拔出与界面脱黏、基体韧性断裂和多纤维断裂；不同强度预测模型的结果表明：25 ℃下材料的断裂模式以局部承担载荷为主，而高温更符合全局承担模型；所提出的耦合纤维累积损伤的本构模型很好地模拟了25 ℃和450 ℃的应力应变曲线。最后基于试验所得拉伸性能，开展了叶环结构的应力应变分析和静强度校核，在典型服役温度下，叶环结构具有较高的强度储备系数。

针对航空发动机滚动轴承实时监测难的问题，提出了基于特征能量的航空发动机滚动轴承故障预警方法。该方法首先对原始振动信号进行CEEMDAN分解得到若干个分量，计算出各个分量的峭度和相关系数；然后依据峭度-相关系数准则筛选出强冲击分量重构并进行包络解调，最大程度地保留与轴承故障冲击性成分相关的有效信息；最后由包络谱中的信息计算故障轴承与正常轴承的特征能量，由此建立诊断基线与特征能量带，实现对轴承运行状态的监测。利用凯斯西储大学深沟球轴承试验台数据、搭建的滚动轴承试验台数据和涡扇航空发动机轴承部件试验器条件下的数据对该方法的有效性进行验证。结果表明计算得到外圈故障轴承特征能量占整个包络谱能量的比例为59.5%～75.9%，该方法可为航空发动机主轴承故障诊断及在线监测提供有效手段。

为了改善主流燃气受到主流诱导和旋转诱导进入转静盘腔间隙造成涡轮盘过热的问题，提出在径向轮缘密封结构的凸肩不同位置设置矩形槽的3种改进结构以及两种拓展结构，采用雷诺平均Navier-Stokes（N-S）方程进行数值模拟对比研究了5种轮盘凸肩密封结构的封严特性，讨论了不同位置开设矩形槽对转静盘腔间隙处燃气入侵和封严特性的影响。研究表明：模拟结果和实验数据趋势一致，验证了数值方法在封严特性研究上的可靠性。不同流量下，3种改进结构的封严特性均优于原径向结构，且在动盘侧凸肩上开设矩形槽的封严效果最好，该结构与原结构相比，封严效率在低封严流量下约提高了21%，高封严流量下燃气入侵截面的入侵面积减少了约33.8%。而基于该结构所拓展的两种结构，减小了凸肩处的换热面积，但也降低了封严性能，拓展并不合理。

为了确定某型直升机高频异常振动、尾桨操纵失效故障原因，开展了故障定位和分析工作。通过飞参和振动数据分析，故障定位为传动系统尾传动轴组件水平短轴断裂。以尾水平短轴断裂为顶事件构建故障树，开展故障树分析和底事件验证，确定故障原因为尾水平短轴自激振动发散。开展了尾水平短轴自激振动机理分析，构建了内、外花键齿对接触模型、轴系-花键集总参数模型，进行了尾水平短轴在花键径向摩擦力作用下的稳定性分析，明确了系统失稳条件以及避免系统失稳的措施。开展了尾水平短轴运转动态特性试验，证实了花键副位置润滑不良、法兰盘花键齿面和定位段磨损等条件下会引起自激振动现象。故障机理分析与试验结果表明：花键定位段摩擦是尾水平短轴产生自激振动的基本原因，尾水平短轴自激振动发散，最终导致断裂。该结论可为传动轴设计、维护及故障预防提供参考。

航空发动机运行过程中稳态与过渡态相互交织，导致振动趋势数据具有强非线性及高时变性。针对现有振动趋势预测研究中工况单一、预测精度低的问题，提出一种基于组合模型的航空发动机全工况振动趋势预测模型。首先使用改进变分模态分解算法（IVMD）进行振动数据分解处理以弱化其非线性与时变性；其次采用融合多策略改进的麻雀搜索算法（ISSA）对IVMD-BiLSTM（bidirectional long and short-term memory）预测模型的网络参数设置开展了优化计算；最后以航空发动机振动趋势数据为基础，检验预测模型在稳态工况和过渡态工况下的预测性能。模型验证结果表明：对于全工况振动趋势数据，在进行数据分解处理以及ISSA优化组合模型参数后，预测效果综合提升指标（CEI）可达55.13%；此外组合模型对于不同状态下的稳态与过渡态振动趋势预测性能优异，模型泛化性良好。

针对直升机尾传动系统在实际运行过程中振动响应难预测问题，建立了基于刚柔耦合多体动力学的直升机尾传动系统响应预测模型。搭建尾传动系统模拟试验台，与所提模型预测值进行对比分析论证。结果表明：直升机尾传动系统响应预测模型能体现出和试验数据一致的啮合频率及相应倍频成分，在变转速和变负载工况下，其振动加速度有效值误差在−23.9%～20.6%范围内，对比结果证明提出的振动响应预测方法具有一定的可靠性。研究结果为直升机高安全性服役提供了理论和试验基础。

为实现纤维增强复合材料的损伤分析，建立了一种高效多尺度损伤分析方法。首先，基于通用单胞理论，分别针对层合板和平纹编织复合材料构建了多尺度损伤分析框架，研究了这类复合材料在单轴拉伸载荷下细、微观尺度的损伤过程。结果表明：平纹编织复合材料复杂的编织结构导致其细、微观损伤演化过程较为复杂，同层合板的损伤过程具有显著差异。在此基础上，引入神经网络，提出了一种基于数据驱动的多尺度损伤分析策略，进一步实现了平纹编织复合材料的高效损伤模拟。模拟与试验结果相比，建立的高效多尺度损伤分析方法预测拉伸强度误差小于7%；且与传统多尺度损伤分析方法相比，宏观尺度计算效率提升12.47倍。

为了得到能够准确描述退化过程的健康因子，提出一种基于包络谱统计特征和皮尔逊相关系数的新健康因子用于剩余使用寿命预测。首先，基于Boostrap抽样方法和3 sigma原则提出一种第一预测时间识别方法，得到合适的全寿命退化阈值。其次，计算不同时间点的包络谱概率分布，并基于皮尔逊相关系数得到健康因子。最后，通过指数与线性回归混合模型预测轴承剩余寿命。实验结果表明：提出的健康因子可以有效性反映轴承退化趋势，并且指数与线性回归混合模型相较于其他预测模型预测准确性提升了23.7%。

采用非定常动网格技术建立微织构气膜浮环密封多频椭圆涡动静力与动力特性求解模型，在验证数值方法准确性的基础上，分析了无微织构、人字形微织构、月牙形微织构、树形微织构对气膜浮环密封静力与动力特性的影响。研究了不同工况参数及偏心率对气膜浮环密封动压效应、泄漏量、浮升力及动力特性系数的影响规律，揭示了微织构对气膜浮环密封静力与动力特性的影响机理。结果表明：3种微织构气膜浮环密封随着偏心率的增大流体动压效应逐渐增强，其中人字形微织构的流体动压效应最为显著；泄漏量随偏心率、进口压力的增加而增大，随转子转速的增加而减小，其中无微织构的泄漏量最小；浮升力随偏心率、进口压力及转子转速的增加逐渐增大，其中人字形微织构的浮升力最大；在相同的工况参数条件下，人字形微织构的交叉刚度为负值，且随着涡动频率的增加先增大后减小，其余3种结构的交叉刚度均为正值；在低频下人字形微织构的有效阻尼最大，频率大于200 Hz时无微织构的有效阻尼最大，人字形微织构的有效阻尼次之；无微织构、人字形微织构、树形微织构的切向力均与转子涡动速度方向相反，能提高转子系统的稳定性。

针对大涵道比风扇转子双套齿连接结构，基于有限元法开展连接稳健性评估，分析不同工作载荷下连接结构变形协调性与界面接触状态，关注叶片飞失等极端载荷对连接稳健性影响。考虑双套齿定心面间隙配合特征，建立其对旋转惯性激励载荷影响分析模型，仿真评估定心面间隙对转子系统动力响应影响。结果表明，大涵道比发动机风扇转子转速较低、转子轴直径较小，正常工作载荷下套齿连接结构变形较小，对界面接触特征影响小；叶片飞失带来大横向载荷，可造成风扇转子向一侧偏斜，套齿连接部分产生大接触应力，可达到正常工作载荷的2.5倍；套齿定心面间隙配合可导致悬臂风扇转子惯性主轴倾斜，产生旋转惯性力矩激励，引起转子振动响应增大，支点动载荷大幅增加。

针对航空发动机滚动轴承故障信号时常受高频宽幅的强背景噪声影响导致特征难以提取与表征的问题，提出一种新的滚动轴承故障特征提取方法。该方法首先对采集到的轴承振动信号进行小波包分解，计算得到各个节点分量的峭度值、相关系数值和能量比；然后以方差为指标，为不同振动信号找到最适合该信号的权重，将其融合为综合动态筛选指标；再计算各分量的贡献度，选取贡献度达到阈值的前i个node分量进行重构得到去噪后的新信号；最后通过包络谱提取轴承微弱故障特征。经仿真信号验证，去噪信号的信噪比相对于去噪前提升了8.82 dB。开展了某型航空发动机中介轴承故障模拟试验和某型涡扇航空发动机主轴承故障模拟试验，对所提方法分别进行了有效性验证。结果表明：该方法可准确提取航空发动机滚动轴承的故障特征频率及其倍频，进而实现故障诊断，经理论与试验验证，可作为航空发动机滚动轴承复杂信号处理和诊断的有效方法之一。

为获得凹腔驻涡超级燃烧室燃烧模式转换过程流动特性，设计了矩形模型试验件，采用三维动网格仿真方法进行基准方案、先慢后快方案和先快后慢方案（记为Case A、Case B、Case C）这3个不同后涵道引射门调节方案下流动特性研究。燃烧室入口总质量流量为1.5 kg/s，涡轮和冲压通道进气温度分别为550 K和300 K，后涵道引射门运动时间为2 s。计算获得了模态转换过程超级燃烧室的流场结构、质量流量分配特性以及掺混特性，结果表明：3个方案流场结构及变化规律基本一致；0～0.16 s，模态转换影响凹腔内涡形态和涡心位置，但凹腔和径向稳定器仍能建立完整稳定的涡系；平板引射门掺混促进作用较弱，热混合效率小于0.3；0.25 s，3个方案中Case B冷却通道质量流量占比最大，总压损失最小；总压损失主要发生在0.36>x/D>0.63（x为沿程位置，D为燃烧室总长）区域。

提出了一种同时实现物理替代和化学替代的RP-3航空煤油模型燃料，该模型燃料由正十二烷、2, 5-二甲基己烷、 1, 3, 5-三甲基苯和十氢化萘组成，各组分的摩尔分数分别为0.54、0.22、0.14和0.1。针对现有骨架机理构建方法的局限性，提出了一种骨架机理构建方法，成功开发了包含153种组分和858个反应的高精度模型燃料骨架机理。通过系统验证，该模型燃料在物性参数（密度、黏度、喷雾贯穿距等）和基础燃烧特性（着火延迟时间、组分浓度变化、层流火焰传播特性、NO 排放等）方面均能较准确地预测RP-3燃油的物理化学行为。此外，数值模拟进一步证实该模型燃料可在853、898 K和923 K环境温度下准确预测 RP-3 燃油在定容燃烧室中的喷雾燃烧着火过程，充分验证了其物理和化学替代能力。该研究为高碳燃料模型燃料及机理构建提供了一种思路。

针对带曲率的气膜孔结构构建了以综合冷效和最大等效热应力为响应的代理模型，研究了吹风比及结构参数（曲率半径、入射角、长径比、展向倾角）对带曲率扇形气膜孔冷却及强度特性的影响规律，并以最大化综合冷效和最小化最大等效热应力为优化目标开展了优化设计及分析。结果表明：相对于结构参数，吹风比是带曲率气膜孔面平均综合冷效的主要影响因素，当吹风比从0.5增大至1.5，综合冷效提高43%以上；曲率半径是最大等效热应力的主要影响因素，其对最大等效热应力影响率可达43.15%（凹面模型）和48.35%（凸面模型），且位于曲率半径小的一侧应力集中更显著。相对于基准模型，通过多目标优化使得曲率半径为40的凹面模型和凸面模型综合冷效分别提高10.11%和17.19%，最大等效热应力分别降低26.78%和9.62%。

以某航空发动机双级滑油泵为研究对象，根据滑油泵组试验需求，搭建了纯油介质环境下的滑油泵流量性能试验系统；开展了纯油介质下滑油泵的性能试验，探究滑油泵的高空特性，得到了纯油介质下不同工况参数对滑油泵流量性能的影响规律。结果表明：在地面试验中，滑油泵转速在1003～4014 r/min范围内，出口压力不超过600 kPa时，两级泵的容积效率随出口压力的变化小于5%，流量与转速成线性关系，流量随着转速增加而增加，而容积效率随着转速增加而下降。在高空特性研究试验中，两级泵在不同入口压力下第二级泵抽吸的滑油流量及其容积效率比第一级泵略高，随着入口压力下降，两级泵的流量和容积效率均明显下降。当飞行高度小于高空8 km时，两级泵的流量和容积效率急剧下降。随着转速升高，滑油流量和容积效率下降速度越快；当飞行高度为12 km时，各个转速容积效率均低于50%。

利用背光高速阴影法结合液膜跟踪识别程序对双旋流气动雾化喷嘴出口处的液膜失稳、破碎过程进行了全时序的研究。基于唯像描述对液膜破碎过程进行了分析，总结了旋流作用下液膜的偏转、周向转动、径向拍振以及自旋的特性。基于破碎过程中液体形态随时间的演化特征总结出3种双旋流作用下的典型液膜破碎模式：液袋破碎、液丝破碎及复合破碎模式。结合实验统计数据与高速图像进行定量分析发现：液丝平均长度受工况参数影响明显，气流压降较液体流量对其影响更大，进一步通过实验数据拟合出其与液体韦伯数、液体雷诺数间的经验公式。提出利用液体聚集特征长度偏差量度量破碎模式出现的概率。研究发现，气流压降对偏差量影响较大且呈现随压降增加而减小的规律，表明气流压降主导了液膜破碎模式的变化，而液体流量对偏差量影响较小，不影响破碎模式转变。

为揭示低温管路预冷两相流态与沸腾换热的瞬变规律，建立了低温管路预冷瞬变过程的计算流体动力学（CFD）数值模型，采用不同传热模型考虑预冷不同阶段的流-固耦合换热速率。研究发现，低温管路预冷根据管内流态可分为液面抬升、膜态沸腾、过渡及核态沸腾、液面上涨至满液共4个阶段。在管内两相流发展过程中，受重力影响，管截面表现为局部“上翘”式反环状流、主体分层流的流型特征，其中，底部与侧壁气膜厚度分别由0.093 mm和0.124 mm波动减薄。截面内最大温差达90 K，进出口最大温差约50 K。由于管内存在膜态沸腾向过渡沸腾、核态沸腾转变区，可能造成局部含气率突增。

当真实加力燃烧室处于强瞬变过渡态时，复杂的进气来流会使燃烧流场偏离设计点，燃烧性能变差。为了研究非均匀进气来流条件对加力燃烧室燃烧流场的影响规律，针对速度不均匀和余旋角不均匀两种典型进气来流条件下的一体化加力燃烧室流场进行数值模拟。结果表明：随着速度不均匀度的增加，一体化加力燃烧室流场速度梯度沿径向增大，燃烧流场中化学反应核心区面积减小，高温区尺寸减小，燃烧性能变差；随着余旋角不均匀度的增加，冷态流场支板间通道涡结构逐渐增大，涡强度逐渐增强，燃烧流场中化学反应速率增加，高温区尺寸增大，并且沿径向向流场中心偏移，燃烧性能变好；随着不均匀度的增加，一体化加力燃烧室的流阻系数逐渐上升，总压恢复系数逐渐下降，流阻损失增加。

针对飞机结冰数值模拟中拉格朗日方法计算复杂构型效率低、适应性差的问题，提出一种适用于复杂构型的水滴收集率的拉格朗日快速算法。基于蒙特卡洛粒子统计方法计算水滴收集率以提高算法对于复杂构型的适应性，采用分块追踪结合壁面距离的自适应分析方法确定适当覆盖所有撞击部件的初始水滴释放阵列，提出采用结合沿程水滴网格阵列加密技术和基于误差控制的变步长加速技术提高计算效率，分析并获得了计算效率与加速方法中各控制变量的关系。计算结果表明：所发展的算法能够精确、高效地获得三维水滴收集率，适用于复杂构型，为飞机水滴收集率计算提供了新方法和思路，可以为飞机结冰特性研究、防除冰系统设计等提供技术参。通过调控加密比例系数n（n>1）和加密释放面位置控制系数k（0<k<1），可在有效提升计算效率的同时将计算精度误差3%的范围内。

火焰稳定器下游不同位置的燃烧效率预测是加力燃烧室长度设计中的重要问题。在来流温度600～900 K、来流速度75～170 m/s和当量比0.22～1.20的条件下，以上游喷射式U型钝体火焰稳定器为研究对象，采用数值模拟研究与理论分析相结合的方法，确定了适用于加力燃烧室的湍流火焰速度预测模型与湍流强度半经验预测公式，提出了基于化学反应速率控制的加力燃烧室上游喷射式钝体火焰稳定器的沿程燃烧效率预测模型，并对预测模型进行了验证。结果表明：与数值模拟结果相比，该模型对火焰稳定器下游不同位置处的燃烧效率预测误差，在不同来流温度和速度下不超过2.5%，不同当量比下不超过20%。

针对航空发动机多级高压比压气机气动失稳先兆特征微弱、机理复杂、测量难度高、不易检测和预判等问题，开展了系统性的全尺寸多级高压比轴流压气机气动失稳先兆特征试验研究，通过采用全环均布与扇区均布相结合的多截面、多相位、高采样率的脉动压力测试方法，获取了不同转速和可调叶片角度压气机气动失稳特征，旨在为压气机气动稳定性研究和航空发动机主动安全控制提供重要的研究基础。结果表明：在相对换算转速为0.8与1.0时，压气机的失稳形式均表现为喘振，入喘前先兆特征频率周向模态波的幅值和阶数逐渐增；不同转速时失稳首发级与失稳先兆特征存在差异；叶片开/关角度对失稳过程的影响主要体现在喘前模态波幅值变化上。

基于深度学习的方法建立了一种压气机叶型在非设计工况下的总压损失系数和落后角预测流程。以NACA65系列叶型为例，通过拉丁超立方采样建立一种综合考虑叶型设计变量和来流工况的定制叶型生成方法，共计15500组工况，将对应来流工况下的叶栅算例进行了二维仿真计算，将计算得到的总压损失系数和落后角数据进行数据分析和数据处理后，将处理过的数据与相对应的设计变量映射提供给神经网络进行训练，得到叶栅的总压损失系数和落后角模型，总压损失系数和落后角平均绝对误差分别为0.00129和0.18673°，并与传统的非设计损失和落后角经验模型进行了对比验证。结果显示：基于深度学习的可以准确预测在非设计工况下的损失与落后角，对比经验模型预测结果具有更高的准确度，该代理模型可用于压气机气动设计。

桨扇-恢复旋流叶片（swirl recovery vane, SRV）结构因其相对对转桨扇结构较为简单的传动机构、较弱的叶尖干涉以及能够为推进系统带来推进效率增益而重新受到关注。基于叶素理论设计思想，以提供推进系统推力、带来推进效率增益为目的，采用跨声速高升阻比翼型，为跨声速桨扇恢复旋流叶片进行了气动外形设计，并将恢复旋流叶片的直径、后掠角以及沿展向叶型截面的扭转角、弦长作为优化设计变量，基于本征正交分解（POD）的降维优化设计方法对恢复旋流叶片进行了优化设计。结果表明：经过设计与优化后的恢复旋流叶片能够为推进系统带来4.83%的推进效率增益，并且使得桨扇后方流场速度分布均匀，具有良好的旋流恢复作用，可以作为高效、低碳排放航空动力系统备选方案。

大流量调节范围变几何涡轮是未来先进变循环发动机的关键部件之一，本文采用数值模拟方法对某流量调节范围超过170%的单级变几何涡轮在大流量调节时的流动损失特征开展分析，并基于损失来源对涡轮的子午流道、速度三角形、导叶及动叶叶型进行了优化设计。结果表明：优化后该涡轮在100%～170%流量调节范围内的效率均获得提高，其中小流量点涡轮效率相较于优化前提高了8.8%。较大的前缘直径和负攻角叶型设计有利于降低小流量点的叶型损失；导叶子午流道平直设计相较收缩设计，显著减小了导叶叶尖和叶根间隙，有效减小了泄漏损失；增大动叶出口马赫数有利于降低动叶叶根端壁损失，转子效率得到提高。

提出基于叶片依附式楔形涡流发生器（VG）的压气机叶栅内部流动控制方法，并开展三维稳态雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方法对其进行数值仿真研究。对4种不同形状方案的VG叶栅性能开展计算并分析内部流动，研究结果表明：倒置对称方案的VG可以有效改善叶栅性能。不同形状的VG均可以抑制激波/附面层干扰分离，但控制效果相差明显。在弯曲的压气机叶栅通道中，倒置方案的VG涡紧贴吸力面，控制效果强于VG涡远离吸力面的正置方案。对称方案产生的VG涡对强度低可以沿轴向抑制激波/附面层干扰分离，非对称方案产生的VG涡强度高可以沿轴向和展向抑制分离，但会伴随更大的静压损失。因此综合VG的分离抑制效果和其本身引入的负面影响，倒置对称方案更适用于控制压气机叶栅内部的流动分离。

针对航空发动机压气机低转速部件特性外推精度较低且等熵效率不连续的问题，提出一种基于物理增强的PSO-SVR压气机低转速特性预测方法。该方法结合了几种物理外推方法并采用粒子群算法优化支持向量回归模型参数对压气机低转速特性进行回归预测。将传统压气机单级特性表达参数转换成换算扭矩，同时对压气机零转速特性线进行外推计算，将已知高转速特性数据作为训练集建立支持向量回归模型，对模型参数的变化域进行寻优建立精度较高的回归模型，并采用此模型对压气机低转速特性数据进行预测。研究表明：该方法可以解决在压气机进行特性数据外推时效率不连续的问题，单级压气机特性转换成换算扭矩后具有明显的规律性，建立的回归预测模型具有较好的预测效果。基于物理增强的PSO-SVR方法的预测结果中，平方相关系数为最小为0.976，最大均方误差为0.06%，最大平均相对误差为8.96%。利用换算扭矩工作参数可以预测出压气机在低转速运行下的压气机态、搅拌机态和涡轮态3种工作状态。所建立的预测方法能够充分挖掘高转速特性数据中所包含的信息，提高压气机低转速特性的预测精度，为发动机的起动模拟提供数据支撑。

为满足大推力、高转速航空发动机滑油系统对高性能滑油泵的需求，针对新型高速旋板式滑油泵开展了数值模拟研究，采用Mixture多相流模型，Singhal全空化模型和renormalization group（RNG） k-ε湍流模型开展数值计算，并通过实验验证数值模拟方法的可靠性，进而分析不同入口压力和油液温度条件下旋板泵空化特性及对泵性能影响规律。结果表明：空化气体主要分布在吸油侧容积腔内，以及旋板吸力面和贴近转子内壁处。随着入口压力的降低和油液温度的升高，旋板泵内空化现象加剧，空化气体增多，进而使得泵出口平均排油流量减小，容积效率降低；当入口压力降低至40 kPa，温度升至373.15 K时，泵出口平均排油流量和容积效率均显著降低；监测点压力脉动呈现低频高幅脉动的特点。旋板泵的空化不仅影响其排油量和容积效率，而且也直接影响泵的稳定可靠工作。

为了实现有效减阻，基于蜻蜓翅翼管状翅脉结构设计出一种圆弧形凹槽仿生结构，通过对比研究不可压缩平板原型及改型方案流场中的减阻相关参数及湍流特性，明确仿生结构设计参数对流场阻力特性及边界层转捩起始位置的影响规律。研究结果表明：仿生结构布置位置、几何尺寸参数及凹槽列数对流场的影响作用规律性明显；同时也发现凹槽列间隔在小于等于槽宽尺寸范围内作用效果相近，于转捩位置前20%流向长度区域处进行0.75 mm深尺寸方案的圆弧形凹槽结构的布置引入了外部扰动，使原有的层流边界层速度剖面更饱满，抗干扰能力进一步增强，从而推迟转捩发生，以此增加层流覆盖区域实现有效减阻；理想方案相较于原型可增加10.75%流向长度范围被层流覆盖，降低约6.38%的摩擦阻力。

针对倾转四旋翼机直升机模式和固定翼模式存在的复杂气动干扰现象，基于CFD方法建立了一套适用于倾转四旋翼机全机干扰流场模拟的数值方法，系统模拟了旋翼多涡系与机翼、机身之间的气动干扰，揭示了非定常气动特性的发生和演化机理。结果表明：在直升机模式下，前旋翼产生的桨根涡会作用在前机翼上表面，并在机翼下方卷起二次涡。后旋翼产生的桨根涡会受到前旋翼桨尖涡吸引，发生明显的左移现象并作用在后机翼前缘处；在固定翼模式下，前旋翼拖出的桨尖涡会快速向后移动，与后旋翼发生的气动干扰现象较少，前/后旋翼对机身压力分布影响较小，机身整体表现出典型固定翼机身压力特性。

为提高动力模拟等风洞试验测量数据的精确度，现依托中国空气动力研究与发展中心的集中高压气源，采用标准表法原理，研制了基于临界流文丘里喷嘴阵列的次级流量标准装置，设计校准压力范围为1～6 MPa，流量范围为0.2～5.55 kg/s。标准装置由供气系统、标准临界流文丘里喷嘴阵列和测量采集系统等组成，其中，标准临界流文丘里喷嘴溯源至中国计量科学研究院的pVTt法流量标准装置。针对该装置，试验测量分析了供气系统稳定性、管道内温度场以及流出系数测量重复性等特性，并进行不确定度分析。试验结果表明，该标准装置的供气系统稳定性良好，管道内温度场分布的均匀性随着流量增加而提高，流出系数的测量重复性在0.04%以内，扩展不确定度（包含因子k=2）小于0.15%。

全面综述了重气体风洞试验数据修正方法，深入探讨了重气体介质在气动弹性试验中的独特优势及其对气动特性的影响。重气体介质由于其高密度和低声速特性，在设计气动弹性动力学相似风洞模型和开展颤振试验方面具有显著优势。然而，与空气相比，重气体介质的热力学特性差异对气动特性产生显著影响，这要求必须对试验数据进行适当的修正以确保其在空气中的适用性。从理论和试验两个角度出发，对比分析了跨声速相似律和面积相似律两种主要的修正方法，结果表明：跨声速相似律在修正气动特性时更为有效。此外，将跨声速相似原理应用于重气体介质颤振试验数据修正，在刚体二自由度机翼状态下修正效果较好，对于柔性多自由度机翼修正效果差。通过深入分析跨声速相似原理的理论基础，揭示了在特定条件下颤振数据修正方法的局限性。研究结果为重气体介质试验数据的准确修正提供了理论依据。

开展了盘旋飞行参数对旋翼非定常桨/涡干扰特性的影响规律研究。建立了考虑桨叶挥舞以及盘旋修正的旋翼桨尖涡高效准确模拟自由尾迹方法，机身与尾桨载荷求解基于风洞试验数据进行数值拟合。在此基础上构建了兼顾效率与精度的全机配平方法。在配平条件下对不同盘旋状态的旋翼涡尾迹分布及气动载荷开展模拟，揭示了盘旋飞行参数对非定常桨/涡干扰特性的影响机理。结果表明：小速度小半径盘旋时，部分尾迹涡段在桨盘下方方位角${ \varPsi=60{\text {°}}} $后开始弯曲畸变，并在方位角$ {\varPsi =90{\text {°}}} $后卷入盘旋方向内侧的桨盘上方附近区域，在一定的相位区间内形成桨叶与多段涡元的连续集中干扰，导致了垂向诱导速度的快速变化，气动载荷在小范围内产生突变；盘旋方向不影响桨/涡干扰的影响机理，但会改变气动载荷的谐波特点，1阶气动载荷对盘旋方向的敏感性最强；随着盘旋半径的增加，桨盘上方集中干扰现象受尾迹畸变的减弱快速消失，桨盘范围内的其他扰动逐渐突出，使气动载荷的分布沿周向移动，5阶以上气动载荷衰减极快，低阶气动载荷随盘旋半径的影响范围较宽；盘旋速度的增加使得尾迹涡在空间分布上拉伸，削弱了桨/涡干扰现象，各阶气动载荷呈一致变化趋势。

为研究级间燃烧技术（ITB）对涡轴发动机总体性能的影响，利用Visual C++（VC）平台，采用部件级建模法，建立了级间燃烧涡轴发动机变比热仿真计算模型，并通过仿真对比分析了在不同工作循环参数匹配条件下发动机性能的变化。结果表明：主燃烧室出口总温与级间燃烧回热度对燃油消耗率的影响较大，当主燃烧室出口总温增加500 K，级间燃烧由关闭至全开状态，燃油消耗率的相对增幅下降了9.24%；在节流特性下，随着发动机核心机相对转速降低，开启级间燃烧对输出功率的提升幅度将减小；在高度特性下，随着飞行高度的增加，开启级间燃烧燃油消耗率降低的幅度将高于常规循环涡轴发动机；在温度特性下，随着大气温度的增加，开启级间燃烧燃油消耗率的增加幅度将高于常规循环涡轴发动机。

为预测弧齿锥齿轮干运转时间，提出一种齿面弹流润滑-轮齿啮合-齿轮系统热传递的耦合预测方法，以揭示微观弹流润滑与宏观流场/温度场间的演变机理。应用弹流润滑理论建立锥齿轮稳态热弹流润滑模型，获得齿面间摩擦因数；引入油膜保持参数，形成齿面时变摩擦因数计算方法；应用计算流体力学方法，仿真计算轮齿啮合稳态温度分布及齿轮系统瞬态温度分布；通过3个维度间的参数传递及耦合，预测锥齿轮干运转时间。结果表明：该模型时间尺度从齿面弹流润滑维度的微秒级至齿轮系统热传递维度的分秒级，空间尺度从齿面弹流润滑维度的微米级至齿轮系统热传递维度的分米级，耦合结构-力-润滑-热特征建立弧齿锥齿轮干运转时间预测方法，预测齿轮约在1.5 h失效。

为了探究严苛工况下机械传动系统中摩擦副润滑失效的形成和演变机理，建立考虑油膜界面滑移的点接触弹流润滑模型进行数值仿真计算，并与双色光干涉弹流润滑试验相对照。研究滑滚比对弹流润滑中油膜界面滑移的影响，进而研究界面滑移状态下卷吸速度、流体动压、油膜厚度、滑移参数等随滑滚比的变化特性。结果表明：随着滑滚比的增加，界面滑移幅度和滑移范围显著增加。滑滚比为5的高滑滚比工况下，最大滑移长度达1.06 μm，滑移范围占比达21.56%；滑移区域的卷吸速度明显下降；整个接触区域内的动压分布趋向均匀；入口凹陷深度逐渐增大，同时出口区膜厚下降的幅度也逐渐增大；滑移范围内的平均滑移长度与滑滚比近似呈线性关系，滑滚比为5时滑移范围内的平均滑移长度达0.250 μm；滑移部位的承载力逐渐减小，滑滚比为5时下降幅度达6.4%。

为适应高功率密度弧齿锥齿轮传动的轻量化需求，提出了一种弧齿锥齿轮轮坯多参数寻优技术。以齿数、模数及齿宽为设计变量，以体积之和最小为目标函数，以工况限制、安装条件及多强度基准为约束，综合遗传算法实现弧齿锥齿轮轮坯参数优化设计。运用功率分别为0.75 MW和5 MW的实例验证所提技术的有效性，结果表明：相较于传统设计方法如适配法和非线性数学规划法，所提技术得益于遗传算法自适应性和可并行性能够实现全局目标优化且成功率为100%；此外，相较于设计需求，0.75 MW实例优化结果的主分直径和齿宽冗余31%、19.23%，5 MW优化结果则是略超出4.69%和2.65%，表明所提技术能够针对不同设计条件为设计者提供有效的设计裕度。

针对某高速涡轮泵轴端动静结合型非接触式机械密封，提出了一类描述其端面接触状态机理的脱开转速新模型；分析了被密封介质属性、密封压差以及槽型结构参数等对脱开转速的影响规律。基于提出的模型建立了两类特定端面结构机械密封脱开模型，所得脱开转速与实验以及文献结果进行对比，相对误差分别为2.96%与4.1%；研究发现，进口压力与密封介质黏度越大，脱开转速越小；随螺旋槽槽深增加，脱开转速先减小后增大，最小脱开转速对应的槽深与液膜厚度一致；随螺旋槽台槽比增加，脱开转速增大；随螺旋角增大，脱开转速先减小后增大。研究对于阐述非接触式机械密封的脱开转变机理和设计高性能密封具有重要的理论和实践价值。

针对高速工况下滚针轴承保持架极易出现稳定性差的问题，以HK0608滚针轴承为研究对象，基于多体动力学分析软件建立了轴承动力学分析模型，并以保持架质心涡动半径偏差比和保持架打滑率为优化目标，采用正交试验、多元回归、主成分分析法及NSGA-Ⅱ多目标优化遗传算法对轴承进行了结构优化。结果表明：转速对质心涡动半径偏差比影响最大，径向载荷对保持架打滑率影响最大；当径向载荷为1084 N、转速为21036 r/min、壁面倾角为5.8°时，保持架稳定性最好。同时，对保持架在不同转速和径向载荷下的稳定性进行了优化前后的比较分析，发现两者的保持架稳定性均随转速、径向载荷增大先升高后降低，并且优化后轴承的保持架稳定性得到提升。研究成果可为高速工况下滚针轴承结构设计提供参考。

为了进一步提升多目标拦截器（MOKV）固体姿轨控系统的能量管理的效能，获得其质量最小的总体方案，提出一种基于制导策略的MOKV动力系统设计方法。首先，提出一套基于线性协方差分析的多脉冲制导策略评估方法，可快速解析地确定每次机动所需的最大速度增量；然后，确定了对称双燃烧室三脉冲固体姿轨控动力系统的布局方案，具有结构简单、易于控制的特点；随后，给出了动力系统的性能参数模型和质量模型，建立了基于制导策略的动力系统优化设计流程。经过相图法迭代优化，可得到满足尺寸约束条件下的质量最优解，并进一步给出了子拦截器的设计指标。最后，针对典型应用场景开展案例设计并通过蒙特卡洛随机测试评估脱靶量。结果表明，案例MOKV可携带12枚子拦截器，总质量为49.43 kg，轴向尺寸为540.7 mm，径向尺寸为231.9 mm。三次脉冲点火后，MOKV最大脱靶量从千米级缩小至百米级直至十米级，可实现子拦截器精准拦截目标。所提出的理论与方法可为MOKV的高效能量管理和轻质化设计提供有力支撑。

针对固体火箭发动机喷管，利用流体体积（VOF）函数方法模拟液滴-气体两相流，同时结合模糊理论和比例微分控制方法（PD）控制液滴达到准静止状态，从而对可变形氧化铝液滴在流场中的受力特性进行研究。结果表明：引入模糊控制理论可以更加高效和稳定地控制液滴达到准静止状态。液滴的曳力系数会随着变形程度和流场与液滴之间的相对马赫数的增加而增加，相对马赫数和韦伯数的影响几乎没有耦合性。固体火箭发动机两相流场的精确计算需要同时考虑液滴形变与绕流流场可压缩性对气-液两相间相互作用的影响，相比于刚性球曳力系数模型，液滴的变形会使固体火箭发动机喷管的气相推力损失更多，也会造成喷管内无颗粒区更小。

针对应用日益广泛的变推力液体火箭发动机，建立了简化的液液型可调针栓单元平面推力室的仿真模型并开展了仿真计算。分析并阐明了液液型可调针栓喷雾的喷雾、流动及混合特性，得出了液膜角度与动量比对喷雾特性、流动特性和混合特性的影响。结果表明：在喷雾特性上，可调针栓存在一个特有的富氧低速流动区，其流体破碎效果受动量比影响；在流动特性上，可调针栓套筒下方有独特的回流区，其涡量强度随动量比增大而增强，而液膜角度变化影响不大，液膜角度和动量比的变化会影响撞击点附近的径向速度，进而改变不同区域的流量；从混合特性上看，环缝角度增加、理论煤油空间利用率下降，同时动量比从1.5增加到3.0，煤油利用率先上升后下降，最佳值出现在2.37左右。

提出了基于误差反向传播神经网络的滑油多屑末识别方法，解决了多屑末信号重叠的难题。提出两级模型框架，第一级网络能准确估计重叠信号中微小屑末的数量，第二级网络利用数量信息，精准分析微小屑末的直径，成功克服了信号重叠带来的挑战。通过充分数据训练和模型结构优化，模型在单屑末、双屑末和三屑末识别上取得了98.10%、91.42%和93.06%准确率。

针对自适应循环发动机多工作模式下的性能寻优控制需求，为减少发动机模型调用次数和计算时长，避免局部最优问题，给出一种基于代理模型和贝叶斯优化的发动机性能寻优控制策略。该方法以高精度部件法模型为基础，基于高斯过程回归理论构建自适应循环发动机代理模型；采用罚函数和指示函数，将带有约束条件的寻优问题转化为无约束问题，解决性能寻优控制中的非线性约束问题；最后以自适应循环发动机过渡态推力、耗油率和涡轮前温度为寻优目标进行验证。研究结果表明：少量样本构建的高斯代理模型显著减少了发动机模型调用次数，有效降低了计算量，且能够避免发动机模型调用过程中陷入局部循环的问题；贝叶斯优化算法采用主动学习策略，根据收敛条件评估代理模型自主增加样本点并更新模型，提高了模型计算精度；贝叶斯优化算法具有全局搜索特性，能够克服发动机性能寻优算法依赖人工经验的缺点，为发动机性能寻优提供了一种有效的解决方案；分别对带有核心机驱动风扇的双外涵自适应循环发动机最大推力模式，最低耗油率模式和最低涡轮前温度模式优化，推力优化了1501.27 N，耗油率优化了0.38%，涡轮前温度优化了7.9 K。