为探究石墨封严结构对滑油流动与泄漏特性的作用机理，对常规石墨封严结构提出4种开槽方案，深入探究考虑气穴效应情况下，不同结构参数和工况参数对轴承腔石墨封严间隙中滑油流动特性的影响规律。研究结果表明：未考虑气穴效应时，在低于饱和蒸汽压力情况下，液态滑油气化的影响被忽略，导致封严间隙内出现压力为负值的现象，此时有悖于客观实际。而考虑气穴效应后，封严间隙压力为负值现象消失，因此在研究石墨封严间隙滑油流动特性时应该将气穴效应考虑在内。当流动工质为滑油时，在进出口压差和转速相同条件下，石墨负开槽和转子正开槽方案的阻力和剪切力的合力在轴向的分量方向由封严腔指向轴承腔，利于将滑油泵送至轴承腔，有效抑制滑油泄漏，起到封油效果；当开槽方向相反时，泵送效应沿轴向的方向为由轴承腔指向封严腔，加剧滑油从轴承腔的泄漏，设计过程中应当避免该种情况。

聚焦于叶片-机匣系统的微观摩擦表面粗糙度，通过理论分析、数值模拟，深入探讨了从摩擦的瞬态到碰摩周期性演化的规律及其机制。研究发现，表面粗糙度显著影响初始接触应力和温度，且随表面粗糙度增加，初始应力峰值和温度上升幅度增大，表明表面粗糙度对瞬态摩擦热效应有显著影响。在周期性碰摩阶段，应力和温度趋于稳定，但表面粗糙度仍影响其分布均匀性。通过优化表面粗糙度，可有效调控摩擦行为，减少能量损耗与磨损，提升发动机效率和可靠性。本文创新性地提出了基于分形接触理论和弹塑性变形阶段的耦合模型，与传统模型相比，该模型能够更准确地描述复杂表面形态下的接触情况，全面考虑微凸体在弹塑性变形阶段的复杂行为，完整呈现摩擦过程中的力学响应全貌。这一改进显著提升模拟精度，为跨尺度力学行为研究提供了一种思路和方法。

某高空台柱塞阀由活塞（滑块）、摇臂（曲柄）和连杆组成的正偏置曲柄滑块运动机构来实现流量调节，试验气流温度较高时，导向杆和套筒的热变形远大于轴套和活塞，易造成柱塞阀卡涩故障，直接影响航空发动机试验安全。为此，通过数值模拟分析进口温差（20～360 ℃）和开度（30°、60°）对运动机构热变形的影响，提出一种运动机构热变形卡涩故障的预测依据。结果表明：导向杆和活塞热变形随进口最终温度的增大而增大；其最大热变形量随进口温差增大而线性增大。在此基础上，对圆柱轴和圆柱壳体结构热变形表达式进行了修正，建立了导向杆和活塞的最大热变形量的数学模型。然后结合轴和孔的配合间隙理论基础知识，建立了导向杆与轴套，活塞与套筒配合发生卡涩故障的临界温升数学模型，通过验证分析表明其相对误差分别为7%和11%，符合工程应用的允许偏差要求，表明该模型可用于预测高温柱塞阀机构热变形卡涩故障，为减少高温柱塞阀在航空发动机高空模拟试验中的运行故障发生概率提供理论依据。

航空发动机转子叶片突加不平衡（如叶片飞脱）会引发剧烈的瞬态冲击，严重影响飞行安全。针对大涵道比涡扇发动机低压转子系统，设计了一种可模拟大不平衡量（900 g·cm，6000 r/min）的地面实验平台，结合数值仿真与实验验证，研究了突加不平衡条件下的转子动态响应与载荷传递特性。基于Timoshenko梁理论建立了转子系统的有限元动力学模型，分析了不平衡量与转速变化对系统位移及外传力的影响规律。研究结果表明：在远离临界转速的风车工况区间（1140～1440 r/min），转子系统的位移和外传力瞬态响应均显著增大，其中外传力的动力学放大系数均值达1.2，远高于位移响应的1.03～1.04；不平衡量与转速变化对稳态响应呈近似线性影响，但对瞬态冲击效应的放大程度影响有限。研究为航空发动机突加不平衡实验的安全设计及适航验证提供了理论依据，建议采用1.2的动力学放大系数修正稳态外传力以准确评估瞬态载荷。

套齿结构因具有高可靠性和扭矩传递补偿能力，广泛应用于航空发动机传动系统，但其内摩擦失稳问题易引发转子振动突增，威胁飞行安全。针对某型直升机涡轴发动机套齿结构内摩擦故障，通过理论建模、数值仿真与试验研究相结合的方法，系统揭示了内摩擦失稳的动力学特征与稳定边界。基于运动分析建立了带套齿转子的非线性动力学模型，推导了跳跃门槛与失稳门槛的解析表达式，理论揭示了失稳振动幅值突降/突增及次谐波成分的产生机理。采用有限元仿真分析了跳跃特征与失稳特征的幅频响应规律，发现表面粗糙度增大可提高跳跃门槛转速，而定位面间隙增大会显著降低失稳门槛转速。设计并搭建了套齿内摩擦失稳故障模拟试验器，通过更换不同参数的内花键试验件，验证了理论模型与仿真结果。试验表明：失稳发生时，时域振动幅值呈现“突降-突增”的跳跃现象，频域伴随1阶临界转速的次谐波成分；定位面间隙对跳跃门槛转速无影响，但增大会使失稳门槛转速降低5%～8%；表面粗糙度从0.8 μm增至3.2 μm，跳跃门槛转速提升2.4%，失稳门槛转速降低10%。研究结果为航空发动机套齿结构的设计优化与失稳故障预防提供了理论依据，建议采用过盈配合定位面以抑制内摩擦故障。

针对圆弧端齿-拉杆转子系统相似设计问题，从转子支承约束、几何构形、质量分布、圆弧端齿结构、装配预紧特性等方面，提出了结构力学特性相似设计原则及相应设计参数，着重考虑了转子压紧状态相似性，并形成了相似设计流程。基于实际燃气发生器转子进行了相似设计，通过仿真分析与动力特性试验，验证了模拟转子与燃气发生器转子结构力学特性的相似性。结果表明：模拟转子各结构特征相对设计参数与实际转子误差在5%以内，最大转速下拉杆预紧力变化百分比与实际转子一致，临界转速分布误差在5%以内，模拟转子试验与仿真得到的临界转速误差小于5%，模拟转子与实际转子有较好的相似性，验证了所提方法的有效性。

针对飞行器机翼的受迫激振以及共振问题，提出了一种采用主动阻尼装置（active damping device，ADD）对机翼悬臂梁模型施加作动力，抑制机翼受迫激振以及降低共振的方法，对机翼受迫振动抑制进行了理论推导、仿真分析与实验研究。首先，建立了ADD的作动器动力学模型，分析了ADD控制机翼受迫振动的有效性；之后使用数值模拟对机翼悬臂梁模型进行了模态分析、受力分析和谐响应分析，优化了ADD输出的作动力；最后搭建了基于ADD的机翼激振主动抑制实验台，对比了施加ADD控制前后机翼悬臂梁对模态振型和在宽频带激振力下的振动控制效果。结果表明：施加ADD控制能够有效改善机翼受力状态，大幅降低其应力与变形量；ADD可以显著降低机翼共振幅值，最高降幅74.22%；在30～120 Hz宽频带内，有效控制机翼振动，最高降幅61.8%。

为了分析涡扇发动机内涵排气中水工质循环利用的可行性及其节能减排效果，开发了由蒸发器、冷凝器、蒸汽涡轮、混合器组成的水增强系统仿真模型，并进一步建立了常规超高涵道比涡扇发动机、水增强涡扇发动机总体性能仿真模型，对比分析了不同飞行工况下发动机的性能。与传统的涡扇发动机架构相比，水增强涡扇发动机实现了尾气内水工质的循环利用，巡航工况下耗油率与比能耗分别下降了13.2%和13.5%。水增强涡扇发动机碳氧化物的排放相较于传统的涡扇发动机有明显改善，但其氮氧化物的排放有所增加。氢燃料的应用使得水增强涡扇发动机燃料的消耗显著降低，实现了零碳排放且氮氧化物的排放也有所改善。

为了实现翼型的快速反设计，利用去噪扩散模型强大的数据特征学习与样本生成能力，开展了基于去噪扩散模型的翼型快速反设计方法研究，直接以翼型坐标作为翼型的外形描述方式，实现气动性能条件控制下的翼型快速反设计。首先基于UIUC翼型库构建基础翼型集；以基础翼型集作为输入，训练无条件扩散模型；再基于无条件扩散模型生成大量新翼型，建立补充翼型集，增加数据的多样性；然后使用Xfoil翼型分析软件计算翼型气动性能；以翼型和气动性能作为输入，训练条件扩散模型，最终实现基于此模型的快速翼型反设计。实验结果表明：基于去噪扩散模型的翼型快速反设计方法的单个翼型设计仅需1.25 s，与标签翼型的气动性能偏差基本控制在了6%以内，同时生成翼型具有多样性，为创新设计更加高效的翼型提供了条件。

对高速升力体飞行器流向涡的基本流特征及稳定性特征进行了研究。层流基本流由直接求解Navier-Stokes（N-S）方程计算得到，稳定性特征采用二维全局稳定性分析方法（BiGlobal）获取。来流马赫数为6，单位雷诺数为1.0×10⁷/m，静温为79 K，攻角为0°。计算结果表明：升力体表面存在多个复杂流动区域，表面流线在相对高压区分散，在相对低压区汇聚，形成附着线与流向涡交替分布的结构，其中位于腹部的流向涡结构形成最早，尺度最大。稳定性分析结果表明：升力体腹部流向涡区域由于剪切的复杂性，存在多支不稳定模态，根据相速度的大小可以分为内模态与外模态，其中外模态更不稳定，根据形函数的对称性可以分为对称模态与反对称模态，两者的增长率及相速度接近。不稳定模态的失稳频率范围在0～100 kHz，相比于已知的有攻角锥及椭圆锥的流向涡的失稳频率更低。采用基于全局稳定性的e^N方法对流向涡区域不稳定模态增长率进行积分，结果表明不稳定模态的主导频率随着下游逐渐增大，最不稳定的模态为形函数峰值位于流向涡肩部的外模态。

开发了适于变循环发动机建模的部件级模型，搭建了双外涵VCE仿真模型，分析了变几何部件耦合调控机制及其对发动机性能的影响。通过建立双外涵VCE模型并与常规涡扇发动机（F135-PW-100）对比，验证了模型的精度，并基于变几何影响特性进行了整机性能匹配优化。研究表明：调节前/后可变面积涵道引射器（F/RVABI）可改变涵道比，RVABI向外涵调节可提高推力2.1%；模式选择阀（MSV）关闭时，单位推力提高6.8%；核心驱动风扇级（CDFS）导叶调节可改善喘振裕度但优化效果有限；风扇、低压涡轮与喷管的联合调节下，双外涵状态的推力可以提高5.75%。

针对传统矢量发动机结构复杂、质量大、成本高昂等缺点，提出了一种发动机架构——多伴随型发动机，该发动机由主发动机和两个伴随发动机组成，伴随发动机可从主发动机压气机出口引气，从而形成矢量多推力点，根据推力点的数量分成0-1-2模态，但不同模态切换时必然导致主发动机流量突变致使转速波动。针对传统控制方式模态切换过程难以保证转速稳定性、转速控制效果差的难点，建立了多伴随型发动机的稳/动态部件级模型，设计了一种大动态响应转化为小阶跃控制的多模型切换预测控制器，然后针对多伴随型发动机不同模态之间的切换设计了模态切换控制器，减小了在多推力点模态切换过程中主发动机转速的波动。仿真结果表明：所建立的多伴随型发动机数学模型与真实试验数据匹配程度高，在地面最大转速工况点，该模态切换控制器能很好地实现主发动机转速在切换过程中转速维持不变，而ALQR控制器和PID控制器则产生了200 r/min的转速波动，成功验证了所设计的模态切换控制器的有效性。

针对高超声速飞行器气动热回收问题，对钝头体飞行器前缘固态温差发电技术展开了研究。构建高超声速钝头体与热电器件的多物理场耦合计算模型，模拟实际高空飞行环境中热电器件的输出情况。通过地面平台测试与风洞试验，验证模型计算的准确性，研究热电器件在不同环境下的输出性能。针对不同材料与结构的热电器件进行了对比研究。研究结果表明：热电器件能够有效地将飞行器表面气动热转化为电能；模拟实际高空飞行器中单个器件最大输出功率为1.21 W，单位面积的功率密度为1344.44 W/m²；风洞试验相比地面平台测试更接近实际飞行环境，风洞试验中单个器件最大输出功率为0.5 W，最高效率为2.58%；不同温区的热电材料适合不同器件结构，需要合理设计布置以获取最佳输出性能。

针对涡轮叶片前缘容易被烧蚀问题，在旋转条件下开展了主流雷诺数、射流-主流密度比以及吹风比对弯扭涡轮叶片前缘气膜冷却特性影响的数值模拟研究。主流雷诺数分别为44200、55200和71800，在保证旋转数不变（0.0018）时，根据3种不同雷诺数对应的涡轮进口主流速度和速度三角形，获得对应的3种零攻角状态下涡轮转速：400、500 r/min和650 r/min。采用N₂和CO₂为冷却工质以实现射流-主流密度比分别为1.04和1.56。结果表明：当密度比和吹风比相同，弯扭涡轮叶片前缘气膜覆盖面积和冷却效率水平均随着雷诺数增大而增大；不论密度比大小，当吹风比相同，3种雷诺数下前缘压力面侧气膜冷却效率均高于吸力面侧；当冷却工质为N₂，在−5.5<X/D<0.5上平均气膜冷却效率随雷诺数增加而增加；当冷却工质为CO₂，在−3.75<X/D<0.5上展向平均气膜冷却效率随着雷诺数增加而增加；在吹风比不变，两种冷却工质获得的前缘区域面平均气膜冷却效率随着雷诺数的增大呈现增大趋势；整个前缘展向平均气膜冷却效率均随着吹风比的增大而增大；当吹风比相同，较高密度的冷却工质CO₂在整个前缘区域上提供的展向平均气膜冷却效率水平高于较低密度冷却工质N₂。

为研究脉冲爆震发动机燃烧室中高初始压力对爆震波起爆和传播特性的影响，并进一步探索高初始压力下高频爆震的稳定传播特性，在10 mm内径爆震管中，以乙烯为燃料，40%的富氧空气为氧化剂，进行了实验研究。通过采用不同收缩比的喷管，在爆震燃烧室中成功实现了初始高压力的条件，最高获得0.68 MPa的初始压力。结果表明：喷管收缩比增大，供给压力增大，均会提高燃烧室的初始压力；随着收缩比的增大，初始压力升高，缓燃到爆震的转变（deflagration to detonation transition， DDT）距离先减小后增加，在收缩比2.04时达到最小值；收缩比小于2.04时，爆震波峰值压力随初始压力线性增加，初始压力提高，稳定爆震频率范围扩大，但爆震波峰值压力波动增加；收缩比大于2.04时，初始压力升高会导致稳定爆震模态转变为不稳定爆震模态。

为了提升高亚声速来流工况下的燃料与空气的混合燃烧效率，缩短燃烧室轴向距离，通过采用自定义边界条件模拟旋转爆震室出口的高频脉动燃烧产物设置脉冲热射流，对同轴分层供给的非预混气体混合燃烧过程展开强化研究，分析了不同射流频率和射流角度对油-气混合过程的影响，以及不同的主、射流参数和双孔喷射方式对射流强化掺混燃烧过程的影响。结果表明：在本文工作条件下，存在最佳的强化混合过程的射流频率20 kHz及对应射流角度60°；增高主流来流温度以及减小填充燃料比例，均可明显提高燃烧效率；采用双孔射流方式可以改变流场结构，对油气混合形式产生影响，大幅提高混合和燃烧效率，在两射流孔直径比为0.75∶0.25、轴向距离之比为2.5∶1、喷射相位差为0.8时，周期平均燃烧效率达到98%。

为实现飞机外部排液运动轨迹的有效预测，基于VOF to DPM方法建立了射流破碎计算模型，获取了飞机排液射流的初始形态；基于液滴破碎和质点弹道学理论开发计算程序，对雾化液滴沉降路径开展仿真预测；分析了在空气来流耦合作用下，排液初期射流破碎和后期液滴雾化的形成机理。研究结果表明：本文建立的全历程液滴运动计算模型可同时考虑外排液体的一次破碎和二次雾化，射流形态和雾化液滴沉降路径计算误差均小于5%，实现了滑行、爬升、高速巡航全工况下飞机排液运动路径和空间粒径分布特性的有效预测，为飞机适航符合性验证提供技术支持。

为提升蒸发式火焰稳定器点火性能、揭示其点火过程规律、指导工程实际中点火位置选择，在来流温度为483 K、马赫数为0.2的条件下，以裙板型蒸发式火焰稳定器为研究对象，通过大涡模拟方法，得到了裙板型蒸发式火焰稳定器在不同径向点火位置处点火性能及点火过程，总结了点火位置对点火过程及点火性能的影响规律。结果表明：由于壁面燃油富集作用，靠近裙板的点火位置具有最优的点火性能，点火位置R1模拟贫油点火极限油气比为0.0007，点火位置R2与R3均为0.0011，点火位置R2与R3处贫油点火油气比相较R1增大57.1%，不同点火位置点火过程具有相同的发展趋势，点火位置处局部流场不同引起了火焰传播路径的变化，燃油浓度场影响占主要影响地位。

采用光纤光栅传感器串、高速光纤滑环、高速光栅信号解调算法相结合搭建实验系统；提出基于无偏风险估计阈值的小波域信号去噪方法，解决发动机试车数据中存在的各种噪声的干扰，提高信号处理质量；提出多级离散小波变换对光纤光栅采集到的温度-应变复合信号解耦。研究结果表明：搭建的解调系统可以实现发动机17000 r/min信号稳定采集，该转速下的应变和温度信号实现分离，温度变化从叶底到叶顶逐渐增大，叶片背风面前缘应变变化最为显著。

分别基于条件数优化传感器排布压缩感知算法、随机传感器排布结合振动方程字典压缩感知重构算法，对2.5倍转频的叶片非整阶振动信号进行了压缩感知重构误差分析对比，发现条件数优化传感器排布算法在幅值精度上低于基于随机传感器排布结合振动方程字典的算法，在相同传感器数量条件下，随机传感器排布的生成方式所得重构精度的稳定性远低于条件数优化传感器排布算法。为提高压缩感知对非整阶信号的幅值重构精度，获得更加稳定的重构误差水平，以恢复矩阵条件数1为最适度目标，通过遗传变异优化传感器排布，结合振动方程构造字典，获得振动方程的系数，重构非整阶振动信号，相较于以上两种算法，幅值重构精度得以提高，重构误差分布的稳定性提高。通过压气机非整阶实验数据对三种算法进行了重构精度及稳定性验证，结果表明：10支传感器数量条件下，传感器排布优化的压缩感知振动方程重构的方法重构误差最大值为0.021，小条件数遗传优化重构误差最大值为0.025，随机传感器排布振动方程重构误差最大值为0.06。传感器数量降至4时，基于传感器排布优化的振动方程重构算法重构非整阶振动实验数据的误差最大值为0.05，表明此算法具有较高的重构稳定性和精度。

附面层吞吸式飞机将推进系统布置在靠近机身表面的位置，吸入机身边界层气流与尾流作为推进工质，以降低二氧化碳排放和燃油消耗。但由于推进器受到进气畸变影响，可能导致其偏离设计工况、性能下降，制约该构型飞机的发展。因此通过数值仿真研究了STARC-ABL构型附面层吞吸飞机的机尾推进风扇受畸变影响时，性能的恶化情况。结果表明：飞机尾流具有速度分布不均匀以及湍流黏度比高两特征。风扇吸入尾流工作，增压比、等熵效率、稳定工作裕度均有明显下降。来流径向畸变影响气流流过转子时的气流转折角，改变风扇做功能力，使风扇增压比降低；来流周向畸变使风扇内部流动恶化，叶片通道内分离、激波增强，同时增压比和等熵效率下降。来流高湍流黏度比使得风扇内部气流掺混作用加强，流动损失增加，风扇增压比和等熵效率显著下降。

基于CFD叶栅数据集构建了适用于多种叶型普遍工况的全连接神经网络落后角预测代理模型，对压气机特性预测HARIKA算法中的原有经验模型进行替换。通过拉丁超立方采样构建了涵盖NACA65、双圆弧、多圆弧三种主流叶型的58300组数据的数据集。对比全连接网络模型和支持向量机等8种机器学习回归模型基于NACA65叶型数据集的落后角预测学习能力，全连接模型落后角预测平均误差为0.06°，优于其他回归模型。在一维特性预测领域对多种叶型的落后角计算，使用不同叶型训练出的模型组合比多叶型数据训练出来的一个模型预测精度更高。在跨声速工况下与AI222-25型发动机两级风扇的实验数据对比，优化后HARIKA算法的压比特性预测相对误差平均下降9.06%，最高下降20.43%，证实该优化方法对提升HARIKA特性预测能力有一定帮助。

阻尼密封稳定性是影响透平机械转子安全性与稳定性的关键因素之一。以贯通式袋型阻尼密封为研究对象，提出密封静态直接刚度实验识别方法，建立密封三维计算流体力学模型，通过实验测试及数值模拟，对贯通式袋型阻尼密封静态直接刚度系数、气流力进行对比研究，分析其静态稳定性。结果表明：同一偏心率下，随进口压力增大，气流力先增大后减小；同一进口压力下，随偏心率增大，静态直接刚度系数逐渐减小，在进口压力为0.321 MPa、偏心率为0.8时，密封静态刚度系数趋于负值；堵塞工况下，低偏心率也会产生负的气流力及静态刚度系数。间隙处轴向压力分布存在大、小间隙压差零点，该点前压差产生恢复力，交叉点后压差会加剧转子偏离中心。阻塞工况下，间隙处马赫数在出口段发生剧烈增长产生的惯性效应是导致系统静态不稳定的原因之一。

针对两种不同挡肩结构的圆锥滚子轴承，建立了CFD数值仿真模型，开展了充分润滑状态和失油状态下轴承发热量计算以及温度特性研究，探索了不同润滑油质量流量和转速下轴承温度分布规律，并开展了轴承干运转对比验证试验。研究结果表明：充分润滑状态下外挡肩结构轴承各零件温度均低于内挡肩结构轴承，轴承滑油体积分数与温度呈负相关关系，与表面传热系数并不是严格的正比关系，随着转速的提高轴承腔内各零件表面的温度呈上升趋势；失油状态下外挡肩结构轴承腔内温度较内挡肩结构轴承低，外挡肩结构轴承的干运转能力较内挡肩结构轴承强，最高温度出现在大滚子壁面上，随着干运转时间的延长，轴承的失效从大滚子挡肩处开始。

为了研究轴承外圈偏斜安装误差对润滑下预紧球轴承支承刚度的影响，通过推导轴承外圈偏斜下套圈与钢球的几何变形与受力关系式，提出了一种油膜影响的轴承刚度矩阵解析算法，并结合考虑球滚道脱离接触的拟静力学改进算法与球轴承-主轴系统刚度迭代算法，建立了外圈偏斜下包含润滑油膜的预紧球轴承刚度计算方法。结合具体算例表明：定压预紧下较大的轴承外圈偏斜使滚动体与内圈出现非接触区。润滑的作用减小了滚动体与套圈的接触角，并增大滚动体与套圈的接触力，且润滑对定压下最大偏斜接触角的影响更显著，对定位下最大偏斜接触力的影响更显著。定压预紧下考虑润滑作用后在外圈偏斜不大时轴承的刚度被削弱，但在较大的外圈偏斜下刚度反而接近甚至比干接触时更大。在定位预紧下润滑油膜增大了轴承的支承刚度，且随转速的上升而逐渐增大，随着外圈偏斜的增大而逐渐增大。

为探究大供气流量下航空发动机轴承腔油气两相介质流动规律及回油特性，基于volume of fluid（VOF）两相流方法建立了轴承腔流动仿真分析模型，分析供气流量参数对腔内油气两相分布的影响。设计并搭建了轴承腔回油特性多物理量同步测试可视化试验台，基于高速摄影技术拍摄了腔内两相流场，验证了数值计算方法的准确性。结果表明：针对所研究轴承腔结构（内径为300 mm，宽度为100 mm），供气流量越大，轴承腔滑油回收量越低，能更快进入稳定状态；回油口滑油占比对大供气流量变化更敏感，供气流量低于16 g/s时，回油口滑油占比下降4.6%，供气流量高于16 g/s后，下降比率大幅提升至14.4%；较高流量的气流造成了腔内的油气掺混现象更加剧烈，加速了滑油从通风口的排出，导致油膜在壁面上分布更稀薄，回油口滑油积聚减少。该研究为轴承腔密封系统进气量的设计提供了一定的参考依据。

针对电液伺服阀用压电双晶片执行器在油液环境下的控制问题，提出了复合阻尼控制策略。对于100 Hz以下的低频段，采用基于逆乘法的前馈补偿策略，并结合干扰观测器反馈控制，以提高系统的鲁棒性。实验结果表明：在1 Hz频率下，方均根（RMS）误差由1.76 μm降低至0.83 μm，而在100 Hz频率下，由3.44 μm降低至2.17 μm。针对500～700 Hz的高频段，提出了融合干扰观测和正速度和位置反馈（PVPF）阻尼控制的复合控制策略，并与传统比例-积分-微分（PID）、前馈（FF）+干扰观测器（DOB）及FF+PVPF控制方法进行比较。结果表明：复合控制策略能有效补偿液动力干扰，抑制一阶固有频率附近的轻阻尼特性，使得不同工况下谐波跟踪的方均根误差均保持在2.5 μm以下，显著提升了系统的高频跟踪能力。研究为压电双晶片执行器在高精度电液伺服系统中的应用提供了新的控制方法和实验验证。

基于计算气动声学/低阶热声网络耦合方法开展了含燃气腔燃烧室声学模态特性数值仿真，计算获得了燃烧室主要声学模态的特征频率、阻尼率及声压分布云图，验证了该耦合算法精度与效率，并对比分析了燃气腔对声学模态特性的影响。结果表明：考虑燃气腔影响后，燃气腔会与燃烧室声压分布相互耦合，导致燃烧室1阶横向、纵向模态阻尼率下降24.5%、16%，但对其特征频率影响不明显；另外，相比于常规计算气动声学法，耦合方法在保证计算精度的条件下，使计算效率提升49%，非常适合在工程中对多喷注器液体火箭发动机燃烧室开展声学特性研究。