为探究燃烧室出口旋流特征对高压涡轮导叶压力面异型孔气膜冷却的影响机理，在定主流进口雷诺数（Re）情况下，采用粒子成像测速（PIV）技术结合数值仿真获得了燃烧室出口强旋流流场的分布特征，进而模拟研究了旋流入流对弯扭涡轮导叶流动特性及压力面单排圆柱形孔、扇形孔、前倾孔和簸箕孔气膜冷却特性的影响规律。研究表明：强旋流进气导致压力面产生显著的径向压力梯度，气膜轨迹径向偏转并汇聚至局部区域，带来冷却效率下降、分布不均匀性提高等负面影响。在主流进口Re不变的情况下，增大吹风比（M）可有效提升强旋流下各孔型的气膜冷却效率（η），但仍无法有效改善气膜偏移现象。值得注意的是，强旋流进气并未改变各孔型优劣对比，扇形孔和簸箕孔仍取得了最高的η；当M=1.2时，扇形孔和簸箕孔相比于圆柱形孔η最大提升了29.83%和32.29%。

针对加力燃烧室高热负荷环境下的热防护难题，提出一种基于八面体桁架微元阵列的新型热防护结构，系统揭示了内部流动传热特性与作用机制，并针对冷却剂非均匀出流特点提出间断布局的优化方案。研究分析了不同微元尺寸、孔隙率、孔径及冷气参数对热防护结构表面温度分布的影响规律，结果表明：孔隙率为47.6%的结构相比孔隙率为58.4%的结构可使壁面综合冷却效率提升2.75%；氦气作为冷却工质时展现出最佳冷却性能，其壁面综合冷却效率较氮气和空气分别提升7.99%和11.20%；间断发散冷却结构在实现相同冷却效果的情况下，冷却剂质量流量可减少约28.6%。证明通过优化微元结构及布局与冷却工质参数，可显著提升冷却系统的整体性能，为高效热防护结构的设计提供重要的理论指导。

氢燃料因其具有零碳可再生的优势目前是燃气轮机的重要研究方向，但由于氢能燃烧化学反应速率快、燃烧速度高，容易引发热声振荡现象。为探究天然气掺氢预混燃烧室声学特性，针对不同掺氢比与湍流脉动速度下燃烧室内的动态压力进行了试验测量与数值计算。研究表明：试验工况下，在掺氢比例从0%增至30%的过程中，随着氢气混合比例的提升，燃烧室内的动态压力主频保持在70 Hz至76 Hz的范围内，而当掺氢比例达到40%时，动态压力脉动主频从75.36 Hz跃升到197 Hz，出现模态转换现象。随着湍流脉动速度的提高，动态压力振荡频率逐渐提高。数值计算工况下，随着掺氢比例的增加，燃烧室内的高频动态压力基本呈现逐渐提高的趋势，OH基分布基本呈现向外扩散的趋势，不同掺氢比例下燃烧室内涡团均由旋转模式向涡脱落模式转化，纯氢燃烧中的离散涡团破碎显著高于其他掺氢比例方案，该趋势与OH基分布随掺氢比例的变化规律一致。

针对涡轮转子叶片综合冷效试验在静止条件下开展，与发动机真实旋转工况存在差异而导致综合冷效试验结果无法准确反映真实工况下叶片冷却性能的问题，提出了一种适合于涡轮转子叶片综合冷效试验结果的模化方法。通过开展理论推导及敏感性分析，获得了旋转等多因素对转子叶片综合冷效的影响规律。分析认为影响涡轮转子叶片综合冷效的各个参数中，流量比影响最大，主流雷诺数与折合转速其次，温比对综合冷效影响最低。建立了涡轮转子叶片综合冷效试验结果向真实发动机旋转工况下的模化关联式，相较于传统的未考虑旋转影响的模化方法，所形成的模化方法对涡轮转子叶片综合冷效预测精度提升50%以上，最终平均误差为3%，最大误差为6%。

针对采用E3发动机高压涡轮导叶叶型面和典型冲击-气膜双层壁冷却结构的综合冷效试验件，在栅前总温1073 K、栅前总压0.9 MPa高温高压状态气热耦合扇形叶栅环境下开展叶表气动和传热特征分布测量试验研究。通过优化设计试验段主气流道，合理布置温度、静压测试叶片，实现中间叶片和相邻叶片良好的主气周期性特征，进而在单次气热耦合综合冷效试验中同时获得有效的试验件叶型面等熵马赫数分布和温度分布。试验测量得到流量比6.4%～10%、落压比1.28～2.08、温比1.5～2.3范围内有气膜孔叶片和无气膜孔叶片表面马赫数分布。试验结果显示，研究中采用的试验段设计方法和测点布置方法得到的设计点状态叶表大部分测点等熵马赫数和E3发动机涡轮环吹试验结果偏差小于0.05。相同工况下有气膜孔和无气膜孔叶片表面等熵马赫数分布特征较接近，大部分测点马赫数偏差小于0.03。

针对贫预混短距离柴油快速雾化蒸发困难和油气掺混均匀性差的问题，采用试验与数值模拟方法结合的方式，分析了双流体雾化喷嘴在垂直和水平两种喷射模式下，以及不同燃油分配比例条件下，柴油同轴分级燃烧室的性能变化情况。研究结果表明：在模化设计工况下，燃油水平喷射方案油气分布均匀性优于垂直喷射方案，垂直喷射方案近壁面高温区增加导致排放和出口温度恶化。在模化0.35～1.0工况下，主燃级水平喷射值班级燃油比例增加，NOx先增加后降低，CO和出口温度分布系数总体呈增大趋势。经过宽工况条件下的试验研究，给出了不同工况下的最佳燃油分配比例。

针对某型发动机涡轮导向器叶片尾缘出现烧蚀及裂纹的问题，结合增材制造复杂型面快速成型的工艺特点，采用数值模拟方法对涡轮叶片冷却结构进行优化设计，并对涡轮导向器叶片冷却结构方案进行了实验研究。搭建的涡轮叶片综合冷效实验平台可以模拟真实的发动机工作参数，基于实验平台开展了落压比、温度比及流量比等关键参数对叶片综合冷却效率及无量纲温度分布的试验研究。实验结果表明：流量比对涡轮叶片综合冷却效率的影响高于温度比及落压比，在实验工况范围内，当流量比从0.75%增大至1.50%时，叶片综合冷却效率从0.123增大至0.183，提高了48.78%；当温度比从1.5增大至2.0时，叶片综合冷却效率从0.165增大至0.199，提高了20.61%；当落压比从1.4增大至2.2时，叶片综合冷却效率从0.141增大至0.162，提高了14.08%。

采用数值模拟的方法，在主流马赫数为0.6条件下，对比分析了三圆柱形组合孔、变截面圆柱形组合孔、新月形组合孔在不同吹风比（0.5～2.0）的气膜冷却特性与气动损失机理。提出了“主孔扩张、两侧副孔收缩”的新月形组合孔结构，中间的扩张主孔抑制了主流穿透，两侧的收缩副孔有利于冷气沿流向发展，主副孔压力梯度不同诱导了反肾形涡形成，从而改变了孔外的掺混结构，促进了冷气的横向发展，减少了掺混总压损失。结果表明：吹风比为1.5、2.0时，与三圆柱形组合孔相比，新月形组合孔的气膜冷却效率分别提高了17.8%、29.7%，气膜冷却带来的掺混总压损失减少了51%、43%。

燃气轮机燃烧室在低温环境下的可靠运行，其关键在于确保贫油燃烧的点火可靠性。为了提高点火性能，研究关键因素对点火过程的影响是非常重要的。基于多旋流模型燃烧室，研究了低温入口和油气比对初始火焰核和火焰传播行为的影响。使用大涡模拟和动态增厚火焰燃烧模型，结合煤油的骨架化学反应机理，捕捉点火过程中的火焰面信息。结果表明数值方法可以准确地模拟点火过程。随着入口空气温度的降低，点火位置的轴向速度、液滴温度和局部当量比降低；而局部当量比随着油气比的增加而增加。当入口空气温度降低到253 K时点火失败，原因是局部当量比低。通过将油气比提高到0.04，可以成功实现低温进口条件的点火，但点火延迟时间延长了26.72%，火焰传播路径也发生了改变。

为了研究高速来流下底部凹腔加侧开孔的减阻效果，采用数值计算对带有底部凹腔及侧开孔的旋成体进行了模拟。研究了侧开孔的孔径、孔倾斜角、开孔位置、开孔数量几个因素对减阻效果的影响规律。结果表明：孔径的影响规律非线性且存在最优解，随孔径增大，减阻效果先增强后减弱。孔倾斜角越小，减阻效果越差。开孔位置离凹腔底部越近，越有利于流动再附于底部，减阻效果越好。周向位置对减阻效果影响较小。开孔数量越多，本质上相当于总的开孔面积增大，减阻效果越差。由于进入开孔的流动仍为超声速，即使被小孔改变了流动方向，也仍然没有得到充分减速。在来流马赫数为6的情况下，底部凹腔加侧开孔的减阻效果存在一定的局限性。

针对某民用飞机辅助动力装置（APU），采用数值模拟方法研究了5节到45节地面尾风条件下，进气旋流畸变指数和进气总压恢复系数的变化规律，并在25节地面尾风条件下开展试验对进气旋流畸变指数和进气总压恢复系数的变化规律进行了对比验证，数值模拟与试验吻合较好。研究结果表明：在地面尾风条件下，进气旋流畸变指数绝对值与APU负载呈弱正相关，进气总压恢复系数与APU负载呈负相关，APU高负载工况可以表征全APU负载范围内的最严酷情况；地面尾风会加剧负向进气旋流畸变和进气总压损失，地面尾风风速越大，进气旋流畸变指数绝对值越大，进气总压恢复系数越小，但均存在较大裕度，地面尾风非APU进气的严酷工况。

为了提高微型涡喷发动机性能模型的仿真精度，提出一种分级优化的发动机模型修正算法，首先建立了通用仿真模型并与商用软件对比验证可靠性；其次，开展微型涡喷发动机试车实验，获取发动机含慢车在内的14组非设计点稳态和过渡态实验数据；再次，设计了综合设计点参数和特性线修正的两级优化方法，实现宽工况范围的高精度稳态仿真；最后，基于动态效应修正，改善过渡态模型的仿真精度。与试车数据相比，稳态模型最大相对误差为2.4%，相较于不优化设计点参数降低了88%，考虑4种过渡态效应与仅优化转动惯量相比，过渡态模型最大相对误差为12.9%，压气机和涡轮出口总温的误差分别降低了9.2%和31.7%。因此，基于分级优化的微型涡喷发动机模型修正方法能够有效提高稳态和过渡态仿真精度。

针对双钟型喷管的抽吸阻力以及过早模态转换等推力损失问题，开展了在喷管型面转折点处增设引射通道的环槽双钟型喷管设计。利用数值模拟方法对逆压梯度扩展段的双钟型喷管与环槽双钟型喷管的流动与推力特性进行了研究。研究结果表明：环槽双钟型喷管能够有效提高双钟型喷管在低压比条件下的推力性能与其模态转换压比。主流与引射气流间的剪切层动量传递作用是提高环槽双钟型喷管推力的重要原因，在环槽双钟型喷管中同样存在喷管潜行过渡过程。与双钟型喷管相比在海平面状态其推力系数提高了2.9%，在模态转换状态提高了10.4%，在高空模态受到环槽结构影响降低了0.2%。与基础喷管相比，在0～30 km高度范围内环槽双钟型喷管的高度平均比冲增加了1.7%。

为了研究喷管出口面积变化对小型涡喷发动机性能的影响，选取一台某型100 daN级涡喷发动机为实验对象，探讨其在33000～60000 r/min转速范围内，在恒定转速和恒定燃油流量两种工况下的响应特性。基于实验数据建立了量化发动机参数间耦合效应的数学模型并提出了优化策略。结果表明：在 54000 r/min恒速工况下，当量面积比（EAR）从1.240降至0.850，可使静推力提高107%，出口排气温度（EGT）提高400 K，单位燃油消耗率（SFC）降低10.6%；在恒定燃油流量工况下，EAR减小导致转速下降14.8%，推力降低4%，EGT上升121 K， SFC增加6%。定量分析发现，当EAR为0.925时，60～80 daN推力区间内SFC达到最小值，此时燃料燃烧与气体膨胀匹配最佳；对比高EAR（1.240），低EAR（0.850～0.925）可使SFC降低10%～20%，EGT升高300 K。研究确定最佳工作区间为EAR 为0.925～1.000，对应静推力为60～80 daN、EGT为 800～950 K。该区间内SFC可降低15%～20%，静推力提升30%～40%，同时EGT保持在材料耐受范围内。该研究为无人机推进系统的自适应喷管设计和实时控制提供了参考依据。

系统梳理了燃气轮机涡轮变几何技术提出与发展全过程，论述了车用、船用、发电及航空动力各领域的应用现状。基于理论分析、实验研究及数值模拟研究成果，总结了涡轮变几何在拓宽工作范围、优化循环参数、改善部分负荷性能等方面的作用，明晰了攻角、端部间隙、级间匹配等导致流动损失机理的研究现状，对新概念、新技术及其潜在应用进行了展望。结果表明：涡轮几何可变是高性能燃气轮机的重要设计技术，变循环发动机等是其可应用的新领域，变几何调节方式、间隙泄漏流控制方法、适应宽攻角的叶型优化、整机性能通流匹配策略等仍将是下一步研究的主攻方向，而几何变化动态过程对涡轮气动、整机性能影响研究应是重要关注点。

以一台低速大尺寸轴流对转压气机为对象，利用布置在前/后转子叶顶的高频动态压力传感器阵列捕捉其在不同工况下的叶顶流动特征。通过利用模糊近似熵算法对低通滤波后的压力时间子序列分析，结果显示：随着质量流量系数减小，模糊近似熵值逐渐增大，表明转子叶顶流场逐渐复杂；当失速发生时，模糊近似熵值急剧下降。通过分析失速前/后压力时间序列频谱，发现失速扰动沿周向的传播使得动态压力信号的确定性成分大幅增加，因此失速发生时的模糊近似熵值更小。针对失速发生时熵值急剧下降的现象设置失速阈值，在转速比为0.857、1.0和1.125时分别取得了15转、14转及26转的失速预警时间。最后分析了模糊近似熵算法中关键参数的选取对结果的影响，发现参数值大小会改变信号重构向量之间相似度评估标准，但对失速发生时熵值急剧下降的现象并无影响。

准确预测压气机失稳边界从而保证其结构完整性是国内外压气机设计者所面临的重大问题，本文以NASA Rotor 35转子以及双排轴流对转压气机为研究对象，首先评估了二维模型对单排及多排转子失速起始点的预估能力。结果显示：对于NASA Rotor 35转子，二维模型得到的失速点流量与实验结果之间的相对误差为1.87%；对于双排对转压气机，该模型与数值计算结果相差5.9%。针对二维模型在对转压气机失速预测精度低的问题，以体积力模型为基础，同时引入失速团传播速度预测模型，构建了三维失速预测模型。结果表明：所发展的三维模型预测得到的Rotor 35失速流量与实验值之间的相对误差为1.97%，对转压气机失速流量与数值计算结果之间的相对误差缩小至2.14%，极大解决了当前模型由于采用大量几何与流场简化方法而导致的预估能力不足的缺陷。

航空发动机参数具有高维时序性，参数特征能够用于表征发动机剩余寿命。从起飞到着陆全周期内，不同机型所采集和存储的发动机参数量和数据规模差异明显。为了解决参数维数不同导致的特征提取细粒度不一致，从而影响发动机寿命预测精度的问题，提出一种用重参数化结构改进的vision transformer（VIT）模型。建立多维数域映射算法，将发动机参数源域数据集转换为彩色图像数据集，从数据源端改善了泛化性。改进VIT模型的多头注意力卷积结构，引入重参数化结构及全连接层，将源域数据的时序性转换为图像数据的空间特性，提高了模型寿命预测精度。在公开数据集（CMAPSS）上实验表明，寿命预测方均根误差（RMSE）范围为[10.83，14.68]，预测精度至少提高了4.3%。此外，该方法在公开数据集（N-CMAPSS）测试，RMSE为2.07，进一步验证了模型泛化性能。

综述了航空发动机关重件疲劳试验技术和疲劳试验新技术的研究现状。梳理了航空发动机关重件疲劳试验技术的研究进展，分别对叶片、轮盘和轴的疲劳试验技术应用情况进行了阐述；归纳总结了可用于航机关重件疲劳试验的新技术的发展现状，包括非接触式状态测试技术、数字孪生技术和小样本试验数据统计分析技术；对目前航机关重件疲劳试验技术研究现状进行总结，从高精度高效率的疲劳损伤测试技术、数据驱动的部件级原位试验技术、数字孪生赋能的虚拟疲劳试验技术、智能稳健的小样本试验数据统计分析技术方面，对未来航空发动机关重件疲劳试验技术的发展方向做出展望。

对基于深度学习的航空发动机叶片缺陷检测技术进行了综述。从深度学习模型及模型评价指标、叶片类型及叶片缺陷类型和深度学习叶片缺陷检测技术共3个方面展开，聚焦于深度学习叶片缺陷检测技术。进一步地，关注模型、数据集和结果评价等内容，以数据集标签需求为依据，按有监督学习、无监督学习和半监督学习对国内外深度学习叶片缺陷检测技术进行梳理评述，指出了在不同深度学习方法下进行叶片缺陷检测的优缺点、面临的挑战及展望。认为能克服数据集相关挑战的轻量化模型可以用于搭建高性价比的工业现场叶片缺陷实时检测系统。

针对液压系统故障模式复杂难以识别、国产飞机液压系统状态监测困难等问题，提出了基于三通道注意力机制的卷积双向长短时记忆网络（CNN-BiLSTM-Triplet）来进行液压系统故障识别及特征分析。对数据进行降维并重塑成三维格式，利用卷积网络获取特征图。通过旋转操作和残差变换分别计算三通道注意力并传输到网络中来强化特定数据特征，使用BiLSTM学习提取后的特征，引入Dropout层以及L2正则化提升鲁棒性；并通过液压系统故障数据集验证了模型性能及其泛化能力。利用机器学习解释模型进行特征分析，并可视化特定特征和错分类样本的模型表现来确定状态监测指标及其优先性。实验证明：所提方法对液压系统5种故障模式的识别率均高于95.77%，并确定了对故障影响最大的特征为压力及流量，并结合C919客机液压系统的具体结构新增了压力脉动传感器完善液压系统状态监测方案。

针对航空电气化快速发展对航空电源供电体制多样化的迫切需求，综述了双绕组感应发电机（DWIG）系统的研究现状与应用前景。首先，梳理了航空供电体制的演进历程，分析了发展多供电体制的必要性，并阐述了 DWIG系统在多供电体制航空电源中应用的技术优势。其次，总结了DWIG系统的研究进展，重点介绍了其典型系统拓扑、先进控制策略及参数设计方法等关键技术。在此基础上，进一步探讨了DWIG系统的应用前景，针对航空电气化发展需求，提出了3种具有代表性的基于DWIG发电系统的交直流（AC/DC）混合供电应用场景：航空双轴多电发动机系统、大型飞机直接式供电系统与分布式电推进飞机推进系统，以期为我国航空供电系统的创新发展提供理论与技术支撑。

目前在航空发动机剩余寿命预测中，通常仅考虑了单一尺度退化特征，并且在处理具有长期依赖关系的时序数据时效率低下。提出了一种基于多尺度CNN和Transformer的航空发动机剩余寿命预测方法。在传统CNN的基础上设计了多尺度特征提取模块，挖掘并融合了不同尺度下的退化特征；构造了特征连接模块，弥补了传统特征提取模块只能从同一层面提取特征的不足；基于Transformer的位置编码、多头自注意力机制和前馈神经网络实现了时序数据长期依赖特征的学习，利用多头注意力机制的并行计算能力降低了网络的运行时间。在C-MAPSS数据集上进行了实验验证，结果表明：所提方法与未提取多尺度特征的网络相比误差更小；并且相对于按顺序处理时序数据的RNN、LSTM和GRU等网络，运算时间分别降低了65.77%、48.41%和45.02%。

采用非定向差动控制方式，通过分别控制各差动磁极对，提高径向磁轴承的承载能力。常规PID（proportion integration differentiation）控制面对复杂非线性的磁轴承系统，难以满足控制要求。提出基于非定向差动控制方式的模糊RBF（radial basis function）神经网络PID控制策略，通过在线训练模型实现PID参数的在线整定，以满足复杂的工况。以16磁极径向磁轴承为例，对常规差动控制方式与非定向差动控制方式的工作原理进行分析，对比两者的名义最大承载力。理论计算结果表明，非定向磁轴承的名义最大承载力提高了30.66%。利用Simulink对模糊RBF神经网络PID控制策略进行仿真，仿真结果表明，该控制策略具有更好的静态和动态性能。通过搭建试验台进行径向磁轴承实际最大承载力试验和系统高速旋转试验，试验结果表明，非定向磁轴承的实际最大承载力提高了26.07%，模糊RBF神经网络PID控制策略具有较好的控制效果。