为了评估叶片真实加工误差对多级轴流压气机气动性能的影响，通过引入稀疏非嵌入式多项式混沌方法改进了全局Kriging，随后以较低的训练成本训练了加工误差-压气机工作性能及喘振裕度代理模型，最终获得了加工误差对多级压气机工作性能及喘振裕度的耦合影响规律，并基于Sobol灵敏度分析得到了对压气机性能及喘振裕度影响程度较大的压气机级及几何误差类型。研究结果表明：在加工误差影响下，压气机工作点流量变化的均值及标准差分别为−0.47%和0.064%；工作点效率变化的均值及标准差分别为−0.314%和0.031%。第一级转子的前缘半径对工作点的性能影响显著，对流量和效率方差的贡献率分别为44.83%和47.06%。各级转子安装角误差对工作点的质量流量的总影响较大，方差贡献率合计为52.77%。压气机综合喘振裕度变化量均值及标准差分别为−0.19%和0.146%，综合喘振裕度对转子安装角误差最为敏感，各级转子安装角误差的贡献率总和超过95%。

面向航空涡扇发动机全生命周期性能分散度控制问题，开展出厂验收试车控制方法研究。针对部件特性和流道几何面积偏差导致的性能分散度，开展关键匹配参数与性能分散度关联性分析，提出出厂试车检查风扇压比公差±0.75%和相对高低压转子转差±0.5%的控制方法；经10台发动机试验验证，推力分散度由±4.9%降低至±2.2%，排气温度分散度由±2.0%降低至±0.7%。针对性能衰减导致的推力分散度，建立性能衰减模型，描述了全寿命期推力衰减与工作时间、排气温度、返厂修理的关系，提出出厂试车检查排气温度裕度20～30 ℃的控制方法，经1台发动机持久试车验证，推力衰减1.2%。衰减后推力相对其余9台发动机新机推力叠加分散度±3.4%，解决了寿命期内推力分散度大问题。

选取涡轮旋转叶片为研究对象，针对加工制造过程中激光打孔以及涂层喷涂导致的气膜孔孔径与设计值不同的问题，对比分析了气膜孔孔径变化对叶片不同区域冷却效率的影响。根据对某型发动机相关数据的统计分析，激光加工后气膜孔孔径大于设计值，而在喷涂涂层后，孔径减小至设计值以下。据此，本文建立不同工况并进行耦合换热计算，结果表明：气膜孔孔径变化对外换热较强区域冷却效率的影响更为显著；近尾缘区域处综合冷却效率在气膜孔孔径达到设计值时最佳，其余位置上综合冷却效率与气膜孔孔径呈正相关，气膜孔径增加显著提升综合冷却效率，影响程度达164.13%/mm，远超孔径减小时的78.72%/mm；气膜孔孔径变化对前缘区域冷却效率影响程度较大，平均影响程度最高可达254.62%/mm，在设计时需要重点关注。

界面连接转子系统结构状态参数之间的耦合关系对整机振动有重要影响，综合考虑了构件质心偏移和惯性主轴偏斜沿轴向的分布，提出了转子结构状态品质控制的本质是优化和控制“三轴”的一致性，减小连接界面旋转惯性内载荷。建立了基于转子构件可测几何参数和力学参数的虚拟装配预测模型，实现了转子同轴度、不平衡量及界面内载荷的协同优化。形成了涵盖制造-装配-分解全流程的闭环控制方案，工程应用表明：发动机试车一次合格率提升15%以上，大部分关键参数波动幅度降低30%以上。

先进航空发动机转子出于对轻质高效的需求，转速负荷不断提高，使得其动力响应对自身不平衡状态愈发敏感，极易受到装配影响。因此，针对高速转子结构系统，构建了装配特征参数与转子不平衡状态关联，建立了可以考虑装配影响的转子动力响应分散性模型，揭示了装配对转子动力响应分散性影响机理。研究表明：不同装配会带来转子内构件惯性主轴偏斜分布状态的不同，其中，由于涡轮盘等薄盘的惯性主轴倾斜会在高速旋转状态下产生较大的旋转惯性力矩激励作用，因此装配特征参数不同带来的涡轮盘惯性主轴倾斜幅值分散性是引起高转速下转子动力响应分散性的重要原因。

提出了一种基于混合视觉的封严蜂窝磨痕测量数据自适应处理与量化评估方法，考虑蜂窝磨痕的边缘模糊及截面复杂的特性，通过点云和图像的融合分析实现了蜂窝磨痕的自适应识别、特征提取与量化评估。在点云数据中，根据蜂窝结构的先验几何特征，对实测点云进行重新定位与主平面提取，实现测量坐标系与理论坐标系的位姿对齐；在图像数据中，通过图像形态学算法解决蜂窝空洞较多、深孔等干扰下的蜂窝区域精准提取问题，实现划痕几何的量化计算。对多组磨损烧蚀后的蜂窝实测数据测试，能够实现所有划痕的精准辨识，在划痕宽度与深度上与人工测量结果偏差小于5%，识别速度提升7倍以上；结果表明所提出的方法能够利用表面形貌点云数据对碰磨及烧蚀的蜂窝磨痕进行自适应识别与量化评估。

提出了面向视情维修的航空发动机涡轮叶片寿命消耗计算框架，建立了基于长短时记忆网络的发动机总体性能仿真模型，实现了基于实测飞参的涡轮叶片热力仿真模型内流截面参数快速计算，提出了基于降阶模型的涡轮叶片温度场/应力场快速映射方法，进一步提取涡轮叶片危险部位载荷信息，实现了涡轮叶片的高精度剩余寿命预测。与传统仿真方法相比，提出的气流截面参数模型计算结果最大相对误差不超过5%，提出的温度场/应力场快速映射算法计算结果温度场方均根误差在±5 K内、应力场方均根误差在±3 MPa内，且计算速度提升超过99%。实现了单次飞行起落循环高精度高效率的涡轮叶片载荷状态评估和剩余寿命计算。

基于高压导向器喉道面积和叶片型面几何实测数据，采用主成分分析法和代理模型方法，在对型面几何偏差的量化建模的基础上，利用数值仿真方法分析喉道面积的不确定性分布，并以此作为特性的修正变量，利用多项式拟合，发展涡轮特性修正方法，建立了考虑喉道面积偏差的涡轮特性修正模型。研究表明，对象高压涡轮喉道面积分散性在−1.08%～1.4%，质量流量均值增大约1.813%；3个截面计算喉道等效宽度时，测量面积误差最大可达到3%，增加测量截面能够有效减小测量误差；通过分步拟合以及训练检验的涡轮特性修正模型的质量流量和效率预测误差可以控制在2%以下。

为了高效准确地评估航空发动机燃烧室关键参数对出口温度分布系数（OTDF）和径向温度分布系数（RTDF）这两个出口温度场特征参数的影响，统计了多台份发动机燃烧室部件的燃油喷嘴质量流量数、喷嘴轴向安装位置、火焰筒主燃孔直径和掺混孔直径等6个参数，对其分别进行无量纲化并核算了其概率密度分布函数（PDFs）。采用等面积间距法对该6个参数的概率密度分布分别取样，作为所发展的全环燃烧室出口温度分布低阶预估模型的输入，实现了变化参数条件下OTDF和RTDF的快速预测，获得了其概率密度分布，在概率95%的置信度区间内OTDF和RTDF的值分别不超过其大样本均值的1.044倍和1.169倍。将该6个参数相对其多台份发动机统计均值的比值确定在0.9～1.1的统一基准范围，作为模型输入获得OTDF和RTDF的分散性，识别出火焰筒掺混孔直径是影响出口温度分布性能分散性的高敏感性参数。

为探究介质阻挡放电（dielectric barrier discharge, DBD）等离子体控制外掠后台阶流场结构机理，通过数值模拟获得了DBD激励诱导流场结构与大尺度自由驻涡耦合流动过程，利用本征正交分解（proper orthogonal decomposition, POD）分析方法提取了耦合流场的主要含能模态分布特征，基于湍动能分布等流场特征信息探讨了流动结构特性及其相互作用，分析对比了不同激励参数下的流场结构发展演变过程。结果表明：非定常等离子体激励增强了剪切层的动量传输能力，使得回流区中的小尺度涡结构被抑制，分离区长度减小。通过POD模态分析，发现中频激励与低、高频激励实现流动控制的机理存在显著差异。低、高频激励下剪切层位置的往复摆动是等离子体激励作用下诱导流场的主要运动形式，而中频激励的作用则体现在对小尺度湍流脉动作用上。

为实现组合动力推进系统（TBCC）平稳的模态转换，采用风洞试验和数值仿真方法开展了TBCC进气道模态转换过程分流模式及分流策略研究。提出了将组合动力进气道模态转换过程工作状态分为超声分流、超/亚声分流以及亚声分流3种模式，并给出不同分流模式的判断依据。根据不同分离模式涡轮和冲压通道所能承受的极限背压，构建了包含3种分流模式的进气道模态转换工作区。基于模态转换工作区，给出了两种模态转换分流策略。结果表明：模态转换过程，涡轮通道超声分流模式极限背压从32倍减小至13倍，冲压通道极限背压从16倍增大到32倍；超声分流模式两个通道的流量和涡轮/冲压通道的入口面积成正比，一旦进入超/亚声分流模式，两个通道之间将发生气动耦合现象，在模态转换40%～60%时，涡轮通道流量系数比超声分流降低12%，冲压通道流量系数增大7%。

针对近程无人机高空动力衰减明显的问题开展二冲程航空活塞发动机增压技术研究。综合分析该技术在无人机平台的工程实际应用，提出了采用进气稳压、排气谐振、自润滑废气涡轮增压系统及闭环自适应控制系统的二冲程增压技术方案；建立了某二冲程增压发动机一维仿真模型；采用DOE（design of experiment）试验方法完成了进排气系统关键参数耦合关系分析，获得了最佳的进气稳压和排气谐振系统结构参数，并在不同海拔下进行了进排气增压系统增压匹配计算，增压前后在8 000 m海拔下的功质比由0.59 kW/kg提升至0.96 kW/kg；并依托某无人机平台对该技术方案进行了飞行试验验证，试验结果表明：最大飞行高度突破8 367 m，同等条件下较增压前提高了85%以上，二冲程增压技术高空动力性优势明显。

针对高超声速飞行器机体/推进系统一体化布局下超燃冲压发动机单边膨胀喷管（SERN）的推力最大化、力矩匹配和几何可约束设计要求，提出了一种基于深度神经网络（DNN）的单边膨胀喷管性能优化方法。基于单边膨胀喷管数值仿真数据集，建立基于深度神经网络的喷管壁面压力分布预测模型，对喷管性能影响参数进行了灵敏度分析，并结合优化算法对其性能进行优化。研究结果表明：基于Unet-L3卷积神经网络构建的单边膨胀喷管沿程壁面压力分布预测模型具有较高的精度；基于喷管壁面压力分布预测模型和差分进化算法的单目标优化算法无法同时对单边膨胀喷管的推力系数和推力矢量角进行优化；而结合喷管壁面压力分布预测模型和混合优化算法对单边膨胀喷管推力系数和推力矢量角进行多目标优化，可在推力系数减小0.0116（相对降低1.17%）的情况下使得推力矢量角从1.54°降低至0.39°（相对降低74.65%），能在满足喷管推力性能的要求下实现飞行器后端横向载荷的降低，有利于宽速域飞行器的操稳和配平。

高空长航时无人机需在万米高空持续飞行数十小时，面对极端的低温和低气压环境，其热管理系统必须同时解决电子设备高效散热与关键部件保温防冻的双重难题。主要从高空大气环境、机载设备散热、机舱隔冷和冷凝水处理这几个角度分析论述目前高空长航时无人机热管理系统设计中所面临的技术挑战及相应的应对策略和方案，接着综述了目前可用于发展和改进无人机热管理系统的4个重要子技术方向，即综合热管理系统技术、高效热交换技术、先进数字化设计技术和高效热物性材料技术。研究表明：高空长航时无人机的热管理需实现全机能量动态分配与精确温控的协同优化，这对解决局部过热与过冷的矛盾问题至关重要。该综述的前沿技术进展与工程实践经验，可为推动我国无人机热管理技术的创新发展提供重要参考。

文章研究展向介质阻挡放电（dielectric barrier discharge，DBD）等离子体激励控制平板湍流边界层（Re_τ=1140），采用热线技术测量减阻效果和边界层速度型。在相邻上电极中心的下游位置，等离子体控制使得摩阻减小，随着占空比的增加，减阻率先增加后减小，在占空比为0.5时达到最大，边界层内层区域（y⁺ < 200）的速度减小；在上电极正下游位置，等离子体控制使得摩阻增加，减阻率随占空比的增加而几乎线性地减小，边界层内层区域（y⁺ < 100）的速度增大；随着远离激励器，控制效果逐渐减弱，在激励器下游1.27δ附近，控制效果基本消失。

在翼型气动隐身多学科设计中，涉及目标的多样性以及变量之间的相互耦合关系，增大了其优化设计的计算成本和研发周期。针对翼型升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、升阻比、垂直极化雷达散射面积、水平极化雷达散射面积这6个目标，开展了基于随机森林、自适应增强集成学习、自组织映射、等度量映射这4种算法的数据挖掘。在目标与设计变量的分析中，翼型的气动隐身性能受设计变量前缘和后缘弯度影响较大，而受弦长段的影响次之。较大的前缘弯度可以减小阻力，改善隐身性能但增大俯仰力矩系数；较小的后缘弯度可以改善升力系数、升阻比和隐身性能，同时减小俯仰力矩系数。通过数据挖掘，给出了设计变量的具体参考范围以得到气动隐身性能较优的翼型。

在推力差动过程中，不同推进器滑流效应对覆盖区域的升力与阻力影响不同，会产生附加的横侧向力矩，这是动力偏航控制中必须考虑的因素。建立了涡管涡环耦合模型评估分布式电推进器与机翼之间的气动干扰。通过模型计算偏航过程中由螺旋桨滑流效应引起的横侧向力矩，完善了考虑滑流效应的分布式电推进飞机横航向飞行动力学方程，并构造了动力偏航控制器。进行动力偏航仿真，从偏航过程中截取一个时刻的飞行状态，将模型计算结果与CFD仿真结果进行对比。对比结果显示，涡管涡环耦合模型可有效刻画分布式电推进飞机偏航过程中滑流效应对机翼的气动影响，其中，由滑流效应产生滚转力矩的计算误差为3.22%，耗时小于5 min。

针对目前缺乏有效预测高精度风洞试验冰形手段的问题，提出了一种结合迁移学习与神经网络的方法来实现对风洞试验冰形的预测。该方法基于数值模拟冰形数据样本进行训练，获得预训练模型；引入结冰风洞试验冰形数据样本对预训练模型进行微调，获得最终的预测模型。模型以U-Net和多层感知机为主要架构，以翼型数据和结冰气象参数作为输入，以二维结冰冰形作为输出。结果表明：提出的方法能够实现结冰风洞试验冰形的准确预测，在主要几何特征上与风洞试验冰形吻合度较高，大部分结果的相对误差不超过15%。该方法为在地面条件下研究航空飞行器的冰形特征规律提供了新的手段。

为获取轴承特性变化规律，设计并搭建了可动静同步轴向加载的推力气体箔片轴承试验台，针对具有三层箔片结构的层叠式推力箔片轴承，依次开展了静刚度试验、起飞转速试验、极限承载试验等静特性试验。研究结果表明：基于空心轴设计的多段转轴可同时传递动静载荷，有助于获取推力轴承动态特性；库伦摩擦效应导致被测轴承静刚度随载荷呈非线性变化，基于试验数据拟合得到的刚度表达式有助于相关工程设计；高轴承数下轴承动压效应更为显著，因此轴承起飞转速随预载荷单调增加，极限承载随转速单调增加。

为了有效开展航空发动机外部附件的振动环境试验，研究振动试验载荷谱的制订方法。通过分析发动机外部振动环境的实测数据，确认环境载荷为正弦和随机混合激励，且正弦激励具有阶次特征，提出制订多分量正弦扫频叠加随机载荷谱以实现真实振动环境的准确刻画。建立基于振动实测的正弦叠加随机载荷谱的制订流程，基于疲劳损伤等效理论，实现多分量扫频谱型的确认并与随机谱型匹配叠加。通过机匣外部4个区域的载荷谱制订实例分析，结果表明：叠加载荷谱相比单成分载荷谱能完整刻画真实环境载荷的混合激励特征，相比于现行标准/规范中规定的载荷谱，新编载荷谱的频域特征与真实环境载荷一致，且振动能级严格等于真实载荷的统计容限。

针对带有熔断结构的风扇叶片丢失转子系统，建立了其振动响应快速求解方法。研究了转速、刚度等时变参数对转子振动响应的影响规律，据此阐明了熔断结构的内在减振机理，提出了熔断结构的设计原则。研究结果表明：1#支承熔断可以显著降低转子的1阶临界转速，进而降低转子的共振峰值。转速下降速率对完全熔断设计和部分熔断设计转子动力学特性的影响完全不同，设计时需要区分。支承刚度变化时间对转子振动响应的影响较小，设计时可不予考虑。支承刚度下降比位于某一区间时，会导致转子风车运行时接近共振状态，在设计时应该避开此“共振区”。对于完全熔断设计，在风车阶段使支承结构的刚度恢复，有益于提高转子的运行安全性，且刚度恢复时间越短越好。

为探究60°球头锥面管路连接件在不同拧紧力矩、工作压力和材料组合条件下密封性能，采用有限元分析方法，以漏率作为密封性能评价指标，分析条件变化对结构密封性的影响。结果表明：拧紧力矩的增加有利于提高结构密封性，当拧紧力矩从15 N·m增加至25 N·m时，漏率下降速率最高。工作压力升高会降低结构密封性，工作压力在7～25 MPa范围内变化时，漏率保持在较低水平，最大值1.86×10⁻⁶ Pa·m³/s。工作压力从25 MPa升高至50 MPa时，漏率上升速率加大，最大值8.65×10⁻⁶ Pa·m³/s，较25 MPa时漏率增大4.7倍，此时漏率对压力变化更为敏感。对于1Cr18Ni9Ti和LF3两种材料，在不同组合条件下均能保持良好密封性，球形接头和锥形接管嘴选用异种材料密封性略高于选用同种材料。其中球形接头选用1Cr18Ni9Ti，锥形接管嘴选用LF3密封效果最好。

针对某航空发动机高压转子进行热弯曲变形及动力学试验。通过搭建空间矩阵分布式加热装置模拟发动机停机冷却时的非均匀温度环境，测试不同温度下转子温度分布、结构变形及振动特性。结果表明：长径比最小的涡轮盘温度最高，温差最大，冷却速率最快但温差却长期存在；压气机轮盘测点温度及温差均较小，且当结构传热量大于和外界的辐射及对流换热量时，温差消失最快；转子热弯曲变形由自身热膨胀及弯曲挠性变形叠加形成，轮盘变形以热膨胀为主，在温降阶段先下降后上升，轴段以挠性变形为主；转子发生热弯曲后临界转速发生偏移，在一阶临界转速附近区间振动增大，且随着冷却或运行时间增长而降低。该结果可为发动机结构设计及热弯曲识别提供依据。

设计了激励叶片振动响应试验系统，通过改变砝码数量来调节三棱柱式阻尼器与叶片缘板间的正压力，以验证干摩擦阻尼器提供的阻尼比随结构振动应力的变化规律。在模拟叶片试验件共振频率附近扫频获得幅频响应曲线，利用半功率带宽法计算临界阻尼比，结合该激振力下激起的振动应力，可得叶片缘板阻尼特性曲线。试验结果表明：三棱柱式缘板阻尼器的两个接触面能提供不同的阻尼效果，与计算得到的阻尼特性曲线吻合较好。试验研究了阻尼器惯性载荷、实际接触面积和叶片伸根长度对阻尼比的影响，得到了有规律的结果：阻尼器的惯性载荷对峰值阻尼比几乎不产生影响，实际接触面积过小时阻尼器减振效果不稳定，叶片伸根长度越长，阻尼器提供阻尼效果越好。

基于Weierstrass-Mandelbrot（W-M）分形理论建立了考虑实际粗糙接触表面的W形弹性金属密封泄漏特性求解模型，设计搭建W形弹性金属密封泄漏特性实验装置，在实验验证数值求解模型准确性基础上，研究了W形弹性金属密封在不同内外腔压差、压缩量以及来流温度下的力学特性、流场特性与泄漏特性，提出了基于多元回归方法综合考虑工况参数与表面粗糙度的W形弹性金属密封泄漏量理论公式。研究结果表明：接触应力随着内外腔压差的增大、温度的升高以及压缩量的增加而不断增大，接触宽度随着接触应力的增加而增大。密封系统的泄漏量随着表面粗糙度降低、内外腔压差减小以及来流温度的升高而逐渐减小。降低表面粗糙度能显著提升密封系统的封严性能，表面粗糙度由3.2 μm减小至1.6 μm时，泄漏量平均减小50%；表面粗糙度由1.6 μm减小至0.8 μm，泄漏量平均减小62%。所构造的泄漏量理论公式能够准确预测考虑实际粗糙接触表面的W形弹性金属密封的泄漏量，为W形弹性金属密封泄漏特性分析提供理论依据。

针对镍基高温合金在热腐蚀环境下由蠕变-疲劳引起的失效问题，开展了一种基于连续损伤理论的腐蚀-蠕变-疲劳寿命预测方法。建立了DZ125镍基高温合金在腐蚀-蠕变-疲劳的复杂受力状态下的本构方程和损伤演化方程，开发用于计算的用户子程序。对不同温度下的DZ125合金的腐蚀-蠕变-疲劳寿命进行预测。通过模拟材料的全寿命损伤演化过程，以研究材料在不同温度及保载时间下的损伤机制。结果表明：寿命预测均在3倍分散系数范围内。损伤演化曲线显示，在850 ℃下，DZ125合金主要以腐蚀损伤为主，而在980 ℃下，蠕变损伤则主导了损伤演化过程。研究成果对于航空发动机热端部件的强度设计与寿命评估具有重要的意义。

首先，理论分析了螺纹副间隙对螺栓连接松动失效过程的影响。其次，建立了考虑螺纹副间隙的螺纹轮廓数学方程，利用Fukuoka提出的螺纹建模方法开发了含不同螺纹副间隙的内、外螺纹网格模型以及螺纹退刀槽网格模型。在此基础上，分析了横向振动下螺栓连接横截面、螺栓连接承压面的应力分布，讨论了振幅和螺纹副间隙对螺栓螺母松动转角的影响。最后，通过试验研究了振幅为0.5 mm和初始预紧力为12 kN条件下螺纹副间隙对松动失效的影响。结果表明：建立的含螺纹副间隙的螺栓连接有限元模型更加符合工程实际；同等条件下，增大螺纹副间隙会加剧螺纹面的滑移，而且使得螺栓头承压面与下板接触更加不稳定，导致预紧力丧失加速；适当减小螺纹副间隙有利于防松，螺纹副间隙减小0.08 mm，螺栓连接松动速率降低约23%。

为提高航空燃油泵空化性能，以某型离心式航空燃油泵为例，对叶轮流道几何参数进行参数化优化设计，生成以流道几何参数为输入、以增压值和空化体积为输出的响应样本空间。基于最优预测元模型，拟合最优代理模型，并进行全局敏感性分析，发现叶轮进口边参数与中间型线参数对燃油泵增压值与空化体积影响较大。通过遗传算法获得最优流道几何参数，采用数值模拟方法，对获得的最优参数进行验证，结果表明：优化后燃油泵的压力系数提高0.035，空化性能提高22.28%。叶轮空化面积与空泡体积显著下降，不同叶片间压力载荷分布得到改善，叶轮内部压力脉动幅值有所下降。

针对燃烧室总压恢复系数处于0.915水平，对燃烧室总压恢复系数提出提升0.01的设计要求。通过对前置扩压器和整流罩的改进设计，火焰筒的流量分配和流场的匹配设计，以提高燃烧室的总压恢复系数。通过全环燃烧室部件性能试验研究，改进方案的总压恢复系数为0.929，在原型燃烧室0.915的基础上提升约0.014，满足设计指标要求，其中扩压器至少对提高总压恢复系数有不小于0.005的贡献；改进方案的出口温度场品质可满足设计要求；火焰筒壁温满足材料使用要求；燃烧效率、地面慢车贫油熄火边界略低于原型燃烧室。整机地面试验表明：在中间状态推力指标下改进方案在原型燃烧室的基础上可使压气机空气流量增加0.48 kg/s，耗油率降低2%，涡轮前温度降低6 ℃，可以提升发动机性能和可靠性。

为对液氧/液甲烷（LOX/LCH₄）针栓式喷注器的优化设计提供指导，设计了具有矩形燃烧室的氧化剂中心式液氧/液甲烷针栓式喷注器，通过数值模拟探究其在不同喷注压降条件下的喷雾燃烧特性。结果表明：当保证各路推进剂质量流量不变时，增加径向液氧喷注压降会减小阻塞因子，不利于轴向液甲烷的快速雾化，会促进燃烧高温向喷管扩散，导致较低的燃烧效率；增加轴向液甲烷喷注压降会减小总动量比，不利于燃烧室头部贫氧流场的形成，容易促进燃烧室头部局部燃烧高温的发展；两路推进剂压降的最佳取值均为室压的22%。针栓式喷注器两股推进剂的撞击方式有利于化学能量的快速扩散，形成稳定的涡结构与剪切式火焰，能够保证良好的燃烧稳定性。

为了研究不同类型环型扩压器减速扩压性能，采用稳态数值计算方法，研究了加力燃烧室3种类型环型扩压器的结构参数和进口马赫数对总压恢复系数的影响规律，得到了总压恢复系数随结构参数和进口马赫数变化的经验关系式与扩压器性能图。研究结果表明：环型扩压器损失主要包括沿程损失、渐扩损失等，提出的经验关系式与试验结果相对误差在2.05%以内，能够准确地预测3种环型扩压器总压恢复系数；随着进口马赫数从0.3增大到0.55，3种环型扩压器静压恢复系数都逐渐增大，在高进口马赫数下展现出较强的压力恢复能力；相较于标准件环型扩压器，等压力梯度和等速度梯度环型扩压器在高面积比时出口流场更加均匀，扩压器出口由于黏性剪切导致的能量耗散更低。

构建了描述各向异性材料针形翅片导热问题的数学模型，通过无量纲化分析获得了影响翅片传热过程的无量纲准则数。采用分离变量、泰勒展开、积分平均等方法对微分方程进行解析求解，获得了翅片效率、翅片表面总传热速率等参数的解析计算方法，并采用CFD数值结果验证计算精度。根据所提解析方法，分析了各向异性材料导热主轴的方向对翅片传热性能的影响规律。结果表明：在径向毕渥数取0.05～10、轴向毕渥数取0.005～10、交叉项毕渥数0.2～10、翅片长径比取2～20范围内，本研究所得公式的翅片效率计算偏差与数值方法相比不超过1.06%；由于温度分布具有周向对称性，因此当导热主轴在rOφ和φOz平面偏转时使主导热系数较大的导热主轴沿r向和z向有利于提升翅片的传热能力；当导热主轴在rOz平面偏转时，在给定边界条件、材料物性和翅片长径比的条件下，可以计算得到最佳的主轴偏转角度使翅片的传热能力最强，与α=0相比，传热速率的最佳强化效果可达2.97倍，为各向异性针形翅片的工程设计提供理论支撑。

为了研究航空矢量喷管作动器冷却回路在动态工况下的热防护特性，利用Fluent动网格技术对作动器往复运动过程进行数值模拟，并搭建高温试验台对仿真模型正确性进行了验证。对比分析了活塞杆在全伸出静止工况和往复运动工况下作动器冷却回路热防护效果，获取了作动器动态工况下的流场、压力、流量、温度分布规律。结果表明：在活塞杆运动时进出口流量较静止时有较大提升，使得动态工况下冷却回路的热防护效果显著优于静止工况，动态工况下定子和密封套密封温度相较于静止工况分别降低了29.2、8.0 ℃，筒体温度降低了35 ℃，这表明开展动态计算可以更准确预测作动器真实工况下的热防护性能。本文研究为矢量喷管作动器结构改进提供了有力分析工具与设计参考。

采用高速摄像结合背光法对横向气流中不同视角下的袋式破碎过程进行可视化试验研究。气体韦伯数在5.5～50、射流动量比在20～60的范围内变化。试验分析了袋的形成和破碎以及气动条件对其的影响，结果表明：展向图像上气体韦伯数影响破碎模式；射流动量比越大袋的生成数量越多；袋的触发长度与射流动量比和液体雷诺数组成的无量纲数呈线性关系，袋的触发时间为常数；袋的破碎长度和时间均与韦伯数呈线性关系，并提出了适合非湍流条件下袋式破碎相关特征量的经验关系式；最后通过适当正交分解对流向和展向的袋式破碎不稳定性和特殊结构进行了定性分析，观察到了射流振荡和射流分叉现象，并占主导能量；展向图像上袋环与袋体的快速傅里叶变换（FFT）频率比值在1.5～1.6之间波动；从模态图上可以看出射流动量比的增加会使得袋式结构变得复杂。

为了在一体化加力燃烧室长度设计阶段快速获取不同工况下一体化稳定器下游不同位置的燃烧效率，在来流温度为600～1250 K、来流速度为75～170 m/s和当量比0.08～0.16的条件下，以U型一体化火焰稳定器为研究对象，基于数值模拟研究与理论分析相结合的方法，确定了适用于一体化加力燃烧室的湍流脉动速度的经验预测公式，提出了加力燃烧室一体化稳定器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：该模型预测误差在非燃油自燃工况下不超过4%，在燃油自燃工况下不超过12%。

为控制压气机叶栅中的角区分离现象，以某高亚声速压气机叶栅为对象，通过参数化研究设计了一种基于来流动量的叶根开槽叶栅，并探究了其流动控制机理与低叶栅稠度下的自适应能力。结果表明：开槽叶栅能有效抑制角区分离，尤其对正攻角下的角区失速流动控制效果显著，降低总压损失的同时也提高了叶片整体的负荷和扩压能力。然而，对于不同的分离形态其控制机理不同，在弱角区分离形态下，主要通过消除集中脱落涡从而减少了0%～25%叶高的总压损失，而对于角区失速形态，由于吸力面分离涡的削弱，显著降低了0%～40%叶高的总压损失。此外，与设计稠度（1.82）相比，更低的稠度下开槽叶栅的性能收益进一步提升。对于稠度为1.33时的开槽叶栅，全攻角范围内的总压损失平均降低29.53%，静压系数平均提高26.06%。因此，在不降低叶栅性能前提下，叶根开槽叶栅可进一步减小叶栅设计稠度，对提高航空发动机的推质比具有极大潜力。

为加速多级轴流压气机可调静叶角度优化试验，降低试验成本，提出一种利用数值计算指导试验的方法。将压气机级负荷与设计目标的匹配作为优化方向，基于粒子群算法建立了优化模型，利用少量试验数据作为输入，实现了多级静叶角度同步寻优。利用CFD数据代替试验数据进行了模型验证，优化角度下压气机可调级的负荷匹配明显优于初始角度。两台压气机的性能试验结果表明：优化角度下压气机可调级的单级换算流量和单级压比与设计目标的平均偏差均在±0.5%以内，匹配精度高。此外，对于共同工作线附近的状态点，压气机的绝热效率得到了提升。相比于传统的试验方法，利用粒子群优化数值计算指导5级可调静叶的角度优化试验，需要测试的角度组合数量减少约50%。

为验证低温轴流压缩机叶顶间隙传感器在−196 ℃环境下的工作性能，温度频繁交变、持续深低温下的使用寿命以及快速降温时的性能适应性，解决传感器深低温应用适应性问题，设计了低温循环和快速降温装置，开展了传感器低温循环、耐久性验证和分段快速降温等静态验证，并通过低温轴流压缩机平台开展了动态验证。结果表明：传感器有效电压值远大于0.2 V，信噪比显著优于26 dB；传感器材料、结构和制造工艺满足深低温环境下温度多次循环交变、持续深低温和快速降温工作需求；传感器性能稳定，激光光强无明显衰减。动态测量结果与设计结果及运行特性相符，精度和灵敏度满足工程应用所需，适用于低温轴流压缩机叶片运行监测。

为探究渐缩型冲击孔的布置对静叶前缘冲击冷却流动传热的影响，在12个标准冲击孔的不同位置布置渐缩型冲击孔建立3种新型冲击冷却结构。采用ANSYS CFX对4种模型进行计算，分析4种结构流动传热特性及综合传热性能。结果表明：渐缩型冲击孔能减小工质流动阻力且渐缩型冲击孔个数越多流动阻力越小；仅在下游布置6个渐缩型冲击孔的冷却结构靶面上传热效果最好且靶面传热也最均匀。标准冲击孔和渐缩型冲击孔交替布置的冷却结构靶面传热均匀性最差。3种新型结构都能明显提高综合传热因子。相比标准结构，仅在下游布置6个渐缩型冲击孔的冷却结构综合传热因子提升了20.07%，全部为渐缩型冲击孔冷却结构综合传热因子提升了21.72%，交替布置冷却结构综合传热因子提升了12.11%。

针对某航空发动机附件传动齿轮系统，开展了不同工况下的多激励（啮合刚度激励、误差激励以及摩擦激励）动力学建模分析。通过引入位置角和位移投影向量，利用有限元矩阵组装的思想，建立了某型航空发动机附件齿轮传动系统51自由度动力学模型；利用势能解析法完成单双齿交替的啮合刚度激励表征、使用随机函数完成啮合误差激励表征，并且建立了基于弹流润滑模型的摩擦激励表征方法；采用变步长Runge-Kutta法求解得到传动系统的动态响应，分析了多种内外部激励对传动系统动态特性的影响。结果表明：高转速和低刚度相互耦合作用使得齿轮副间发生瞬时过载、齿面脱离和疲劳破坏的风险增大；润滑条件、精度等级以及齿轮结构对系统动力学影响较大；靠近中央传动的齿轮最危险，需关注其振动裕度，为后续中央传动系统动力学研究提供基础。

为了揭示中介轴承滚道损伤振动信号调制机理及包络谱特征，开展了双转子系统中介轴承故障振动建模、仿真和试验验证研究，分析了中介轴承在转子不平衡离心负载和转子自重负载复合作用下的承载特性，探究了负载对中介轴承故障振动幅值调制的影响规律。仿真和试验验证结果表明：当转子不平衡离心力远小于转子系统自重时，中介轴承承载区是传统的固定模式，此时中介轴承滚道损伤振动幅值调制主要来源于滚道损伤随转轴同步转动引起的位置调制，调制频率为轴转速频率。当转子不平衡离心负载与转子系统自重相当或大于转子系统自重时，中介轴承承载区会是一种移动的模式。此时，中介轴承移动承载区与滚道损伤区之间的“追逐”运动模式会引入更多的调制，调制频率包括高、低转子的转速以及它们的转速差。此外，在转子不平衡离心负载作用下，复杂的调制关系改变了包络谱的能量分布。

多叶动压气体滑动轴承因其高转速、高精度和低磨损等优点广泛应用在高速旋转机械中。本文联合偏导数法和有限差分法（FDM）求解气体可压缩Reynolds方程，计算了三叶动压气体轴承的动态特性，探究了轴颈扰动频率、偏心率、长径比及瓦块分布位置等参数对轴承动态特性的影响。研究表明：轴承的正交刚度和阻尼系数随偏心率、长径比和预负荷系数的增大而增大，正交刚度系数随轴承数和轴颈扰动频率的增加而增大，而正交阻尼系数呈现出相反的变化趋势，在瓦上承载方式下正交刚度（K_yy）和正交阻尼（D_xx）均大于瓦间承载，瓦上承载方式下正交刚度（K_xx）和正交阻尼（D_yy）均小于瓦间承载。

针对现有领域自适应方法在不同型号航空发动机基线迁移预测中存在预测精度较低的问题，提出了一种基于改进对抗性判别域自适应（ADDA）的新型预测模型。在ADDA模型的基础上，引入了Transformer结构和自注意力机制，以提取航空发动机性能数据的长时序特征，增强模型对动态特征的捕获能力。在领域对抗模块分别设计了最大均值差异和信息噪声对比估计优化结构，充分利用有限输入数据的信息并减少冗余信息的干扰，提高了模型在跨型号航空发动机基线预测中的准确性。结果表明：改进后的ADDA模型对发动机排气温度基线预测的平均绝对误差和方均根误差分别降低19.3%和16.2%，相关系数平方提高4.4%。对燃油流量基线预测的平均绝对误差和方均根误差分别降低26.8%和30.1%，相关系数平方提高6.4%。高压转子转速的平均绝对误差和方均根误差分别降低19.6%和20.0%，相关系数平方提高6.5%。改进方法能够更精确地进行不同型号航空发动机基线预测。

现行喘振/失速条款适航审定方法基于单降稳因素叠加的最小发动机状态分析方法，导致高估最小发动机状态的发生概率，无法针对喘振/失速事件做出准确风险概率评估。通过将系统安全概念引入航空发动机喘振/失速适航审定领域，使用蒙特卡洛方法调用发动机气动热力模型构建系统安全评估方法。以某型航空发动机为案例进行基于系统安全评估方法的全局敏感性分析以及风险评估，结果表明：对于喘振裕度影响最大的降稳因素为引气值、循环数以及进口总温，同时全局敏感性分析结果显示降稳因素之间存在耦合影响，系统安全评估结果表明发动机急加速占总飞行时间不超过1.25%时，喘振/失速发生概率是可接受的。

对单视角下透明液体剖面线的重建算法进行了研究，通过在迭代计算误差产生的计算步骤引入修正因子来对重建过程进行修正。对修正因子的影响因素进行探究，给出了修正因子确定方法。对算法有效性进行了验证，并应用优化后的算法对多个的液面剖面线及三维液面进行重建分析。结果表明：修正因子的添加应根据曲线的曲率及重建过程底部特征点布置步长来分段确定，分段修正后整体精度提升30.88%，最大误差降低45.72%。优化后的算法提高了同步长特征点下的重建精度，对于所重建的标准液面剖面线和标准三维液面，在达到同样精度的前提下将特征点布置分别减少38.46%和20%；在累积误差控制方面具有良好的效果，且具有普遍适用性。