采用基于反应类的全局敏感性分析方法、组分敏感性分析方法构建了甲基环己烷（MCH）的燃料相关骨架反应机理，包含25种组分和44个反应；并采用解耦法构建了甲基环己烷的骨架反应机理，包含72种组分和383个反应；同时，采用遗传算法对燃料相关反应的反应速率常数进行了优化，优化后的骨架反应机理在甲基环己烷的着火延迟时间以及MCH、CO、CO₂摩尔分数的预测精度获得大幅提升。通过耦合正癸烷、正十二烷、异十六烷、甲基环己烷、甲苯的骨架反应机理与C₀～C₃的简化反应机理，构建了RP-3航空煤油模型燃料的简化反应机理（包含121种组分、469个反应）；采用该简化反应机理计算得到的多工况条件下RP-3航空煤油的着火延迟时间与层流燃烧速度与相应试验值之间的误差均在5%以内，除个别工况外，氧化过程中主要组分摩尔分数的计算值与相应试验值吻合较好。

为了提升凹腔驻涡加力燃烧室的综合燃烧性能，获取径向稳定器倾角对组合稳定器系统流动及燃烧特性的影响规律，设计了安装倾角为5°、8°、10°、15°的凹腔驻涡加力燃烧室，采用数值模拟与试验验证相结合的方法，进行了不同余气系数下的综合燃烧性能研究。研究工况外涵温度为600 K、内涵温度为1000 K、内涵压力为180 kPa、涵道比为0.17、余气系数为1.27～2。获得了加力燃烧室流场、出口燃气温度、总压恢复系数、凹腔壁温、径向稳定器壁温变化规律。结果表明：与径向稳定器10°倾角相比，5°倾角下总压恢复系数低0.002～0.006、出口燃气温度高20～40 K、凹腔驻涡稳定器最高壁温低63～82 K、径向稳定器壁温高60～70 K。

针对碳氢燃料流量偏差问题对超燃冲压发动机马赫数许用上限影响的问题，建立准一维燃烧与冷却耦合模型，同时对其进行了验证，作为总体分析工具；仿真结果表明：超燃冲压发动机工作范围受流量偏差的影响，以流量偏差β=−0.5为例，流量偏差将使得发动机飞行马赫数上限从Ma=6降低至Ma=5，说明流量偏差将严重限制发动机的安全运行速域，影响飞行任务；通过对比分析不同燃烧与冷却设计，如逆流冷却、两点喷油、偏差起始位置、最大许用壁温/油温等，对飞行马赫数上限的影响机制，发现其可减弱流量偏差，拓宽发动机工作范围；最后基于分级节流流量偏差抑制方法的试验数据，分析了此方法拓宽发动机工作范围的能力，发动机工作速域上限整体拓宽接近1个马赫数范围。

为了提高陶瓷基复合材料火焰筒壁面的冷却性能，在现有的圆形多斜孔冷却结构的基础上，设计了一种新型类椭圆形多斜孔冷却结构。同时，采用三维数值模拟的方法将两种多斜孔结构的冷却效果进行了对比。结果表明：新型类椭圆斜孔特征模拟件相较于圆孔特征模拟件，壁面高温区域明显变窄，高温热斑减少，温度分布更加均匀；在经纱方向，类椭圆斜孔特征模拟件高应力区域减少，应力集中现象减弱；在纬纱方向，类椭圆斜孔特征模拟件与圆孔特征模拟件均存在高应力区域。

为研究可持续航空燃料（SAF）对喷嘴雾化特性和燃烧室性能的影响，开展了SAF和航空煤油RP-3的燃油雾化试验以及基于全环回流燃烧室的燃烧性能试验。结果表明：与RP-3相比，相同供油压差下SAF的质量流量、喷雾锥角略小，索太尔平均直径略大；SAF的地面常温状态点火边界较RP-3窄33%以上、点火时间较RP-3长1.8～2 s，地面慢车贫油熄火性能较RP-3下降约17%；SAF的燃烧室出口平均温度略高于RP-3，出口温度分布与RP-3基本一致，燃烧效率、出口温度分布系数和出口径向温度分布系数与RP-3相当。在研究范围内，SAF与RP-3的喷嘴雾化特性、燃烧室稳态性能差异不明显，主要差异在于SAF的点熄火性能较RP-3差。

进入涡轮叶片内部的微尘颗粒易沉积并削弱内冷通道的换热。为了探究叶片内冷通道中微尘颗粒的沉积特性，实验研究了微尘颗粒直径和冷气雷诺数对颗粒沉积的影响。实验结果表明：内冷通道的沉积率随冷气雷诺数先增大后减小，当雷诺数为23810时沉积率达到峰值，但冷气雷诺数继续增大时，沉积率出现了明显下降趋势；当微尘颗粒直径增大时，叶片通道中的沉积率相应增大；叶片前腔处的沉积率要大于中弦腔及后腔处的沉积率，尾缘处的收集率要大于后腔出口及除尘孔处的收集率；在叶片通道中，扰流肋背风面处的颗粒沉积量大于迎风面处的颗粒沉积量，前腔拐角处的颗粒沉积量大于中弦腔拐角处的颗粒沉积量。

基于数值模拟分别探究了以MOF-5和AX-21为吸附剂时，不同泡沫金属孔隙率对在充气和放气过程中储氢罐内温度、压力、吸附量和总吸附量的影响。在充气阶段，储氢罐内添加泡沫金属可显著提高储氢罐内的有效导热系数，显著降低储氢罐的平均温度，提高储氢罐内平均压力，有利于吸附反应的进行。在放气阶段，加入泡沫金属可增加储氢罐内平均温度，从而促进氢气的脱附。在放气过程中，随着泡沫金属孔隙率的减少，脱附反应显著区域逐渐向罐体中心扩展，从而加速氢气的脱附和释放。存在最优的泡沫金属填充孔隙率使储氢罐内总的氢气吸附量最大。对于MOF吸附剂而言，最优的泡沫金属填充孔隙率为0.8；对于AX-21吸附剂而言，最优的泡沫金属填充孔隙率为0.9。

为研究中心分级燃烧室级间湍流脉动质量交换特性，对9种旋流器及压损组合方式下的中心分级燃烧室进行了冷态大涡模拟及部分粒子成像测速仪光学试验验证，提出了一种新湍流交换量化方法并获得了9种组合方式下湍流交换现象的变化规律。研究结果表明：旋流器布置不变时湍流交换强度近似与燃烧室进口质量流量成正比例关系；与此同时，旋流器非同旋向布置将导致各级旋流器出流之间的关系由协同转变为拮抗，增大的级间动量耗散导致中心回流区难以继续在主燃级一级旋流器出流压迫下保持稳定形态，最终导致中心回流区向头部方向收缩，并大幅降低其中心回流区的湍流交换强度，当值班级二级旋流器反旋时，降幅达70%左右；在细长形态回流区中，湍流交换最强烈的区域位于回流区的中间位置。

以加力状态下的轴对称喷管为研究对象，数值对比研究了隔热屏翻边方式对喷管壁面冷却的影响。结果表明：无论对隔热屏进行两侧翻边还是出口翻边，隔热屏的最高温度和平均温度随着翻边高度的增加呈现先减小后增加的变化规律；对隔热屏进行两侧翻边会增加收敛段壁面的平均温度和最高温度。相反，出口翻边则会降低收敛段壁面的最高温度和平均温度；两侧翻边时，扩张段壁面最高温度和平均温度最多可以降低2.6%和1.1%。出口翻边时，扩张段壁面的最高温度和平均温度受翻边高度影响较大，分别最多可以下降14.6%和23.5%。当以喷管扩张段壁面的冷却为研究目标时，则出口翻边更有利于喷管壁面冷却。

为探究环下润滑供油通道滑油流量分配特性，采用volume of fluid（VOF）方法对轴心射流收油环内部两相流动进行了计算，获得了供油通道内油膜形成过程与流场特征，重点讨论了供油温度、主轴转速、供油流量及供油孔径组合对流量分配的影响规律，建立了临界孔径比的无量纲关联式。结果表明：滑油射流冲击收油环中心后形成油膜，其边缘断裂形成油带、油矢甩至侧壁面，最终油膜铺满整个端面；计算工况范围内，滑油分配主要受供油流量及孔径影响，各出口流量随供油流量上升均呈线性增加，滑油分配比随供油流量增加而平均降低15.05%；滑油分配比随下游孔径与孔径比的增加而上升；当无量纲供油流量越大且下游无量纲孔径越小时，临界孔径比越高并趋近于1，当无量纲供油流量降低或下游无量纲孔径增大时，临界孔径比则下降。

为了研究高超声速飞行器表面缝隙或凹槽对飞行器表面热环境以及飞行器热防护系统的设计产生的影响，构建了耦合固体场传热的气动热数值模拟方法，对二维矩形缝隙和三维正、逆“T”形缝隙开展了等温壁完全气体、耦合固体场传热壁温分布完全气体数值模拟研究。结果表明：二维和三维缝隙后侧立面上拐角处受到的气动加热作用最明显。正、逆“T”形缝隙的横竖交叉点侧面位置都存在热流峰值。正“T”形交叉点缝隙后侧立面由于直接受到气流冲击，其产生一个值为26.18 W/cm²的最高的气动热峰值。逆“T”形交叉点缝隙前立面由于缝隙内涡结构的冲击作用，产生一个值为6.125 W/cm²局部热流峰值。考虑耦合固体温度场影响后，气动加热使壁温升高，流场中的高温气体对固体场热传导作用降低，缝隙内部、缝隙侧立面和缝隙上表面热流总体下降25%左右，后侧立面上拐点气动热峰值下降程度最高达32.04%。

采用组分输运模型、discrete phase model（DPM）和欧拉壁面液膜模型对加热条件下圆环形化学图案改性表面上的喷雾冷却流动换热特性进行了数值模拟。通过对比4种改性表面的液膜厚度、液膜流速、表面温度不均匀性和平均表面传热系数的变化研究了润湿性梯度对表面流动换热特性的影响。结果表明：润湿性梯度表面的换热性能优于均匀润湿性表面，可以促进排液，优化液体管理。润湿性梯度大的表面，液膜流速快、液膜厚度小，疏水表面的排液效果可能优于亲-疏水混合表面，但通过疏水促进成核和亲水延缓干涸的良好设计，亲-疏水混合表面的换热性能最好，并且能够改善表面温度不均匀性。增加润湿性数量和增大梯度，可强化换热。

为深入认识飞机表面过冷水膜的流动控制对于防/除冰的重要性，从过冷水膜形成过程和水膜结冰模型两个方面阐述了过冷水膜对飞机结冰的影响，进而提出了过冷水膜流动控制的主要思路和方法。介绍了过冷水膜流动的影响因素，系统分析了风速等环境参数以及粗糙度等材料表面本征特性对过冷水膜流动的影响。在此基础上，总结了调控液滴运动间接控制过冷水膜流动的研究现状，并提出了利用梯度非润湿表面直接调控过冷水膜流动的新思路，全面展望过冷水膜流动控制发展中亟需解决的重要问题与发展趋势。

为深入理解管-翅片复合式减涡器的减阻特性，采用大涡模拟方法对比分析了基础管式及管-翅片复合式减涡器内的湍流脉动和旋涡尺度，通过相干结构和功率谱等揭示了减涡器内旋涡破碎的机制。结果表明：基础管式减涡器内减涡管通过破碎大尺度旋涡来降低压损，而在基础管式减涡器内加入翅片能够进一步破坏上游艾克曼边界层，抑制大尺度旋涡的发展，同时降低的旋流比有效削弱减涡管入口处小尺度旋涡的激增现象，使得减涡管区域熵增降低，进而实现更高程度的旋涡抑制效果，且该效果随着翅片下端安装高度的降低更为显著。在管-翅片复合式减涡器盘腔中，能量积分长度尺度随径向高度的降低先增加后减小；与基础管式减涡器相比，能量积分长度尺度的峰值向高半径方向移动，而在盘腔下游区域相对较低。

为了得到不同喷管与脉冲爆震外涵加力燃烧室相互作用机理，提高脉冲爆震外涵加力燃烧室增推性能，对无喷管、带七种收敛喷管、七种收扩喷管和五种二次流喷管的脉冲爆震外涵加力燃烧室进行了数值计算。结果表明：收敛喷管会反射压缩波，减缓高压工质的排出，提高轴向力增益；收扩喷管会在收敛段的基础上进一步加速气流，但在一个循环的某些时间内会使外界激波进入扩张段而造成部分推力损失；二次流喷管可以调节喷管扩张段工质参数，但也会带来一定的掺混损失。三种工况下采用二次流喷管时轴向力增益提升率最高，依次为22.11%、15.06%和15.23%。

多级刷式密封存在各级级间压降分配不均衡导致提前失效的问题，提出下游级后挡板开孔的两级均压刷式密封结构，建立三维实体两级均压刷式密封数值计算模型，在验证数值模型准确性基础上，数值分析两级均压刷式密封的泄漏流动特性，研究均压孔结构参数对改进型结构泄漏特性和级间压降均衡性的影响规律。研究结果表明：设有均压孔的两级均压刷式密封较传统结构提高了压降均衡性，且降低了刷式密封摩擦热效应；传统两级刷式密封的压降均衡性系数明显大于两级均压刷式密封，改进型结构的压降均衡性系数较传统结构改善了45.6%～67.9%；均压孔直径从0.2 mm增大至0.8 mm、均压孔高度从3.55 mm增大至8.35 mm与均压孔排数设置为3排时压降均衡性系数分别减小38.5%、7.7%和25.1%；改进型结构泄漏量相比于传统结构略有增大，且泄漏量随均压孔直径的增大而增加，随均压孔高度的提高无明显变化，随均压孔排数的增加而增大。

基于焓值守恒法计算燃气温度的误差通常认为来源于直接测量和高温分解的影响，在某型高温升燃烧室的测试中发现：高温环境下以热电偶测量结果作为参考标准来评价燃气分析法的性能会引入较大响应误差，因此采用Sandia实验室的湍流火焰数据作为参考标准对各测点温度进行对比分析。结果显示焓值守恒法计算的温度与实验中测量的温度整体平均误差较小，但是在反应初始区域以及燃烧区域出现较大误差。进一步研究发现：燃气分析法测温不确定度主要来源于反应进度，采用反应进度变量能够对温度计算结果的不确定度进行量化，进而对燃气分析测温法的适用范围进行判断和限定，为进一步研究焓值守恒测温法在湍流火焰和发动机燃烧室测温中的应用以及不确定度评估提供了参考依据。

对风洞试验、飞行试验、e^N方法、转捩模式以及转捩准则等常用的高超声速飞行器转捩研究方法及手段进行了介绍，并指出了这些方法在感受性原理以及转捩判据方面的改进。在此基础上，针对压缩拐角、后掠前缘、后掠翼舵面三类典型构型的高超声速转捩特性进行了详细分析，梳理出在Görtler涡增长机理以及横流不稳定性研究方面的关键问题。指出需要在加深转捩机制认知的基础上，提高静音风洞模拟能力与CFD模拟准确度来满足工程对边界层转捩预测的需求。

针对高超声速飞行器二元变几何进气道调节机构质量轻、能耗低、精度高的设计需求，对机构开展了多目标优化工作，获得了综合性能最优的设计方案，并验证了方案的可行性。首先通过受力分析与软件ADAMS仿真的手段，得到楔板与喉道板作动所需的最小驱动力；然后建立了机构质量、能耗和刚度的数学模型，确定了机构的设计变量与约束条件，采用NSGA-Ⅱ优化算法进行多目标优化得到帕累托解集，通过层次图的绘制实现了帕累托前沿的可视化，并选取了一组最优解作为设计方案；最后通过机电概念设计模块（MCD）运动学仿真分析对方案的可行性进行验证。结果表明：与优化前相比，机构的质量降低了6.48%，能耗降低了8.35%，并且能够满足调节作动的行程需求。

未来超声速民机具有客观市场前景，经济性、环保型、舒适性兼备的推进系统研制是其关键。梳理了超声速民机的整体发展情况；对比分析了超声速民机动力系统在低油耗、低噪声、低排放方面与亚声速民机动力系统的设计区别与挑战；剖析了目前涡喷构型、中涵道比涡扇构型、变循环构型发动机在作为超声速民机动力系统的优势及瓶颈；分析了油耗、排放、噪声难以兼顾的内在原理。研究提出了通过提升发动机通流能力来兼顾油耗、噪声、排放三大难题的思路，并从低压涡轮功受限和内涵道通流面积受限两方面剖析了限制目前发动机通流能力的主要原因；还提出了须在变循环发动机气动热力布局原始创新的基础上，发展性能、排放、噪声一体化设计与评估方法，支撑实现未来超声速客机推进系统油耗水平、排放水平、噪声水平同步提升的发展思路，为超声速民机动力系统研制提供参考和支撑。

采用数值离散方法建立临近空间飞艇不规则曲面太阳能电池性能计算模型，完成不同航向角条件下太阳能电池性能参数研究。基于太阳能电池性能计算模型，以太阳能电池面积最小为目标，建立太阳能电池布局优化平台，得到不同航向角条件下太阳能电池最优铺设方案。研究表明：采用平面太阳能电池模型和曲面太阳能电池模型计算得到的太阳能电池输出性能具有显著差异，临近空间飞艇航向角对太阳能电池输出性能有重要影响。布局优化可以在保证输出能量足够的条件下显著减小太阳能电池的面积和质量，在航向角为90°条件下，通过布局优化，可以使太阳能电池铺设面积减小21.9%。

为研究现有燃气轮机改烧氢混燃料时的涡轮气动特性变化，推荐了一种涡轮气动特性参数定义方法，其中折合流量和折合转速的定义考虑了燃气工质物性的变化。以LM2500+SAC航改燃气轮机的高压涡轮和动力涡轮为例，其高压涡轮为2级轴流式气冷涡轮，动力涡轮为6级轴流式无冷却涡轮，采用基于单通道RANS（Reynolds averaged Navier-Stokes）方程求解的三维数值模拟方法，分别计算了烧天然气燃料场景下的涡轮气动特性及烧氢混燃料场景下的涡轮气动特性，并对比分析了两者之间的变化关系。结果表明：利用推荐的涡轮气动特性参数定义，可以统一两种燃料的涡轮特性曲线（同一折合转速和膨胀比下的折合流量相差在0.2%以内）。这说明在已知天然气工质的涡轮工作特性时，可以直接换算出氢混燃料涡轮的工作特性，这为涡轮气动特性数据的推广应用提供了方便。

针对极低风速情形热线风速仪标定精度不够高，且标定易受温湿度变化污染的难点问题，设计了一座速度控制精度较高、同时能控制空气温湿度的极低风速标定装置。装置的速度范围为0.1～1.0 m/s，温度范围为常温～60 ℃，湿度范围为20%RH～80%RH。进行了布局形式论证、结构设计、部件设计；设计了运动速度控制系统、温湿度控制系统，并进行了调试。调试结果表明：速度控制最大误差和最大相对误差分别为0.000989 m/s和0.241%，达到设计指标0.003 m/s和0.4%，优于国际最优精度0.02 m/s和0.5%（风洞类）、0.001 m/s和0.82%（探头运动型）；温度控制最大误差为0.9 ℃，达到设计指标1 ℃；湿度控制误差为2.9%RH，达到设计指标4%RH。将标定装置应用于某热线风速仪的标定，标定结果的拟合曲线最大误差为0.02236 m/s，满足标定精度设计指标0.03 m/s，处于国际风洞类标定装置误差范围0.018～0.03377 m/s内，接近国际探头运动型装置误差0.014 m/s；拟合曲线最大相对误差为5.214%，接近国际风洞类标定装置误差4%，接近国际探头运动型装置误差2.42%～15.04%的下限。标定装置的速度不确定度估计为0.0159 m/s，接近国际风洞类标定装置不确定度0.014～0.06 m/s下限和国际探头运动型标定装置不确定度0.012 m/s。

为完善射流噪声建模方法，深入分析了实验数据并研究了冲击射流噪声归一化特性。实验时利用传声器弧阵列测量亚声速射流冲击斜板远场噪声，并基于射流速度n次方律对噪声数据进行分析。结果表明冲击射流总声压级（OASPL）和n次方律符合得很好，但不同观测极角（θ）的速度因子（n）存在差异，θ=30°，θ=90°和θ=120°方向OASPL速度因子分别为6.8、8.0和9.7。θ=30°和θ=120°方向频谱归一化结果较好，主要频段的速度因子分别为7.5和10.0。噪声归一化特性分析表明上游冲击噪声的增长速率明显大于8次方律，而在射流冲击斜板的下游方向，冲击噪声的影响很小，θ=30°主要受壁面射流相关噪声辐射，且其St<0.2频段和0.2≤St≤2频段分别呈现偶极子声源和四极子声源特征。

针对翼身融合布局飞机翼上内埋发动机矩形喷口方案，提出了基于喷口修型的控制策略，采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程对翼身融合布局飞机流场进行数值模拟，分析了喷流落压比、襟翼偏角、襟翼前缘半径、喷口上偏襟翼及组合襟翼等参数对增升效能的影响。结果表明：当襟翼偏角为40°，落压比较大时，襟翼前缘负压峰值减小，喷流在襟翼前缘过早分离；增大襟翼前缘半径有助于减小喷流偏转所需要的向心力，促进喷流附着；发动机喷口上偏襟翼及组合襟翼设计，削弱了右侧涡流和表面横流对喷流附着的不利影响，促进喷流在大落压比和较大襟翼偏角下的附着，组合襟翼设计相较于喷口无修型构型，在喷流落压比为1.45、迎角为0°时，净推力平均偏转角可达56.10°，升力系数增加0.16，且在计算迎角范围内保持稳定。

为了简化翼型反设计的过程，基于注意力机制设计了一个端到端的，应用于翼型反设计的深度学习模型，该模型可以学习到翼型曲线和压力分布之间的联系，直接输入压力分布图像就可以得到与之对应的翼型图像。生成了6561组样本，其中6000组样本用于训练，561组样本用于验证。实验结果表明：该模型在验证集上的方均根误差为0.0023，平均相对偏差为2.53%，训练耗时743.4 s，验证耗时12.18 s，预测一个翼型曲线平均耗时0.0217 s，由此表明该模型具有较高的精度和效率。

针对转子系统轴承支承件的松动问题，基于松动支承件的几何特征建立了轴承碰撞过程的数学表征，通过Lankarani-Nikaravesh模型对松动端轴承力进行计算。利用牛顿定律建立了转子系统轴承支承件松动的动力学模型，采用Runge-Kutta法对系统动力学方程进行求解，分析了松动程度、工作转速和系统阻尼对转子系统输出特性的影响。研究结果表明：支承件松动的转子系统在其频谱图上会出现f_s、3f_s和5f_s等奇数倍频信号；支承件松动会在增大轴承力幅值和增大载荷交变次数这两个方面显著降低轴承的使用寿命；转子系统会随着松动程度的加剧、运行转速升高以及系统阻尼减小而越不稳定。研究结果为轴承支承件松动故障影响分析工作提供了参考，也可以作为轴承座松动故障诊断的依据。

为了明确航空发动机刚性摇臂的疲劳特性，满足刚性摇臂在实际运行过程中要求，依托某型航空发动机设计了VSV机构刚性摇臂疲劳试验台，为模拟实际工况通过加载装置对等效叶片施加等效气动载荷，使用PID控制器控制作动筒行程并按照预设行程-时间曲线运行，在此工况下对刚性摇臂进行1000次疲劳循环，分析疲劳过程中叶片角度与机构阻滞力的变化，试验结果表明：左侧活塞杆阻滞力大于右侧活塞杆阻滞力，并且第1级连杆阻滞力要远小于其他各级阻滞力，同时验证了在进行1000次疲劳循环后叶片转动角度仍具备着较高精度。

提出了一种数值方法来计算连接结构局部状态变化所致的波模态转换特性，并以柱壳-法兰为例，分析了不同局部状态下的波模态转换规律，结果发现不同局部状态变化会导致某些特征波模态发生剧烈的幅值变化。首先，改进了波有限元的Zhong-Williams格式，使其能够计算柱壳结构中的重根波模态。将这些重根波模态与周向均布4颗螺栓的法兰有限元模型结合，给出了构造扩散矩阵的主要步骤。其次，采用频散曲线和强迫响应验证了所提方法的数值精度。最后，线性降低螺柱弹性模量来表征螺栓某种局部状态变化，并依次向法兰连接入射周向波数为0～8的行波模态。结果发现单个螺栓、相邻螺栓、对角螺栓状态变化会将能量从入射波模态转入到某些特征波模态中，其幅值相对变化量最高可达36倍。这说明特征波模态之间的能量转换能够为连接结构的局部状态监测提供一种极具敏感性的指标。

针对变转速涡轮转子工况复杂、振动突出的问题，建立变转速动力涡轮转子支承布局和挤压油膜阻尼器优化设计技术。基于结构相近、动力学相似的理论，设计搭建了模拟某型发动机的转子试验系统，实现对优化设计方案下的临界转速分布、振型模态与转子振动响应特性验证。开展了阻尼器结构参数的减振特性分析，为变转速动力涡轮转子的挤压油膜阻尼器设计提供支撑。研究结果表明：转子试验系统临界转速计算最大误差为5%，模态振型最大误差为7%，验证了动力学特性计算方法的准确性。通过进行转子支承结构和阻尼器优化，转子振动幅值下降67.3%，变转速工作范围内运行更平稳，验证了所提出的变转速动力涡轮转子减振方案的有效性，为变转速涡轴发动机动力涡轮转子动力学方案和减振设计提供参考。

为了研究复合材料的高低周复合疲劳特性，本文综合分析了现有的高低周复合疲劳试验平台设计思路及研究进展，以搭建适用于复合材料的复合疲劳试验平台。结合复合材料疲劳失效特性，设计了非对称哑铃型的二维编织复合材料试件用于复合疲劳试验。试验结果显示：试件在特殊设计的疲劳考核区发生断裂失效。失效部位的应变曲线既展现了受低周疲劳载荷作用时低频高幅值的变化特征，也具有受高周疲劳载荷作用时高频低幅值的变化特征，证明失效部位在试验中受到非干涉高低周复合疲劳载荷的持续作用。疲劳试验的顺利开展表明该研究为复合材料的复合疲劳试验研究提出一种试验方法。

利用Python对ABAQUS二次开发的方法，建立了精细化的壳体后封头结构模型。针对复合材料壳体封头纤维缠角及厚度不断变化的特点，编制计算程序，精确计算出封头部位每个纵向缠绕层缠绕角的大小以及缠绕层随半径变化的层厚，较真实地建立了固体火箭发动机复合材料壳体后封头结构的有限元分析模型，在一定内压载荷下对其应变情况进行了分析。将分析的结果与试验结果比较, 验证了该模型的准确性。使用UMAT（user-defined material）子程序，引入损伤失效准则对壳体结构进行了损伤失效分析，进一步获取了该结构在内压载荷逐渐增加时，其破坏位置，破坏形式，最终得出了该缠绕层结构的最终破坏形式为封头靠近赤道位置处的纤维断裂破坏，对今后的复合材料壳体结构设计提供了依据。

针对可靠性工程试验中的随机截尾数据，从累积失效率函数的分析角度出发，基于Nelson-Aalen（NA）估计理论，实现了对产品的非参数化可靠性评估。基于所获离散样本，给出累积失效率在连续和离散形式下的非参数极大似然估计，并推导出随机截尾样本下累积失效率函数的NA估计形式；由NA估计所得的可靠度衍生完全非参数化置信评估模型；构建广义加权滑动平均模型，实现了对样本最大观测时间之后的可靠度估计。算例分析表明：在对寿命分布信息完全未知时，NA模型实现了基于随机截尾受测型寿命数据对产品可靠性的有效置信评估，估计相对偏差率控制在0.9787%以下，且估计精度随着样本量的增加和截尾比例的减小而显著提高。结果验证了NA可靠性计算的有效性和评估精准性。

针对转子法兰-螺栓连接结构及其所处的载荷环境，考虑了其定位端面和定心柱面变形交互影响的力学过程，并提出了滑移损伤定量评估方法，基于此分析了复杂载荷作用下界面滑移损伤力学过程及其关键影响因素。研究表明：由于转子螺栓连接结构的界面非连续性，其定位端面和定心柱面间不同方向上的变形会交互影响，并且会受到工艺和装配特征参数的影响，实际发动机中由于上述参数随机特性，会导致连接结构界面滑移损伤具有显著的非确定性，引起连接结构发生附加变形并影响转子不平衡状态。

针对M-C（Manson-Coffin）和SWT（Smith-Watson-Topper）经典模型仅适用于固定温度点而无法预测变温度场下低周疲劳寿命这一不足，综合考虑总应变、塑性应变、最大应力等参量，提出一种考虑变温度场影响的高精度、强泛化性的改进寿命预测模型。从某镍基高温合金室温到923.15 K低周疲劳试验数据点的寿命预测结果可知，该模型有94.74%位于±1.5倍分散带内，预测精度显著优于M-C模型（82.89%）和SWT模型（86.84%）。同时改进模型具有广泛的适用性，既能准确预测非试验数据点的低周疲劳寿命，也适用于其他热端部件材料。此外，该模型可准确预测热端部件在变温度场影响下的全场寿命，对某型燃气轮机向心涡轮预测的全场寿命分布合理，趋势符合预期。

偏转板所受液流力对偏转板射流伺服阀振动与啸叫故障分析具有重要意义。针对传统偏转板所受液流力建模中只考虑射流冲击力而忽略V型槽侧壁静压力的不足，提出前置级液流力由两部分组成：其一，一次射流阶段中油液撞到V型槽侧壁产生的冲击力；其二，压力恢复阶段中V型槽侧壁所受静压力。基于质量守恒，动量守恒和连续体假设，研究了射流冲击力与静压力随偏转板位移变化规律，推导出前置级液流力数学模型。通过前置级压力特性实验与流场CFD仿真分析，验证了所建液流力模型有效性。结果表明：偏转板位移越大，V型槽两侧压力作用面积差越大，静压力对前置级液流力结果影响效果越明显；经有限元仿真结果验证，所建模型可提高偏转板液流力计算精度，为偏转板伺服阀的振动与谐振分析提供了理论支撑。

为了准确地描述大口径蝶阀流量特性，采用数值模拟分析了压比、开度、口径和阀前静压对流量系数的影响。结果表明：开度一定时，随着压比减小，流量系数先增加后保持不变，存在临界压比。大口径蝶阀固有流量特性为近似等百分比，当压比一定时，流量系数随开度增大先快速下降，后变得缓慢。口径和阀前静压对流量系数的影响小，可以忽略不计。在此基础上，对压比、开度和口径3个因素进行了影响显著性分析，敏感性主次顺序为开度>压比>口径，压比与开度交互作用的影响显著，其中开度小于等于55°、压比大于等于0.62时，流量系数变化最为显著，蝶阀调节灵敏性好。最后获得了流量系数，通过试验验证表明流量系数值正确，最大相对误差仅为5.07%。

针对由于信息缺乏难以进行装备测试性建模与评估的问题，提出了面向多源信息融合的测试性建模与评估方法。首先，结合测试性结构模型和贝叶斯网络模型，构建了包含系统结构层次、故障模式、测试、有向边和节点条件概率等元素组成的分层混合测试性模型；然后，提出了基于专家经验和试验数据相结合的测试性模型节点条件概率确定方法，建立了测试性评估推理模型，实现了小子样条件下测试性信息的准确描述；最后，通过实例分析验证了基于分层混合模型仿真的测试性评估结果的精确性，相比传统建模评估方法故障检测率降低0.79%，避免了传统方法的冒进。

针对常规的涡桨发动机PI解耦控制方法在全包线内鲁棒性不足的问题，提出了一种基于模型参考自适应补偿的PI解耦控制方法。基于涡桨发动机转子动力学及阶次特性，提出了一种涡桨发动机传递函数矩阵获取方法。并以此为基础，结合零极点相消法，分别设计了解耦环节与双回路PI控制器。通过建立闭环系统的期望状态空间方程，设计模型参考自适应补偿以有效提升控制器的鲁棒性能。此外，为了进一步改善控制方法的动态跟踪性能，采用基于自适应速率协方差调节的快速自适应律。基于涡桨发动机非线性仿真模型开展了控制方法仿真验证。结果表明：在不同的飞行包线点，相比于常规PI解耦控制器，采用基于模型参考自适应补偿的PI解耦控制方法可使燃气涡轮转速的最大调节时间缩短15%左右，超调量减少90%以上，动力涡轮转速的最大超调或下垂量减小60%以上，具有更高品质的动态控制效果、更优越的鲁棒性能与抗扰能力。

为研究起动机功率特性对航空发动机起动性能的影响，并确定发动机最佳的起动功率需求，建立了航空发动机空气涡轮起动系统匹配数学模型，仿真分析了起动机额定功率不同与额定功率一定而功率曲线不同时发动机的起动过程特征，以起动机额定功率最小为目标函数建立了发动机起动功率优化数学模型，并采用遗传算法进行优化。结果表明：对同一台发动机，当起动机额定功率增加20%，发动机起动时间可缩短10.32%；当起动机额定功率相同但功率特性曲线不同，发动机的起动时间相差3.44%；在保证发动机起动时间不变的情况下，优化得到的发动机起动需求功率减少了12.59%。研究结果可为航空发动机空气涡轮起动系统的起动机选型与参数设计提供理论参考。

为探究涡轮轮缘密封的精细化设计，在径向轮缘密封结构的基础上引入一种高径位供气孔结构并将高位孔作为主要的封严气路，采用经实验验证的非定常雷诺平均（URANS）数值方法，研究了供气孔的周向进气角度和孔的数目对密封腔的封严效率和非定常流动特性的影响规律，分析了供气孔结构对腔内的不稳定性流动结构和燃气入侵程度的影响机理。结果表明：改变供气孔的周向进气角度最优可将封严效率提高10.15%，最差使其降低8.32%。负进气角的供气孔使腔内的非定常效应增强，伴随有更强烈的流体剪切作用，导致Kelvin-Helmholtz不稳定性涡结构尺度增大，燃气入侵程度加剧，封严效率降低；正进气角的供气孔使掺混后流体的相对速度方向更加统一，Kelvin-Helmholtz不稳定性涡结构尺度减小，燃气入侵程度减弱，封严效率提高。增加孔的数目减小了封严气的射流动量，导致腔内Kelvin-Helmholtz不稳定性涡结构尺度增大，加剧了燃气倒灌的深度，使封严效率降低，但高于无供气孔的轮缘密封结构的封严效率。

采用延迟分离涡/声类比（DDES/AA）混合模拟方法，探索了上游静叶“拱形”分布式尾缘（Bionic S）和下游动叶“拱形”分布式前缘（Bionic R）对涡轮湍流尾迹干涉宽频噪声的降噪效果和物理机制。研究发现：在10 kHz以下多数频率下， Bionic S和Bionic R都可以降低湍流尾迹干涉宽频噪声。在此基础上，初步分析了 Bionic S尾迹特征和仿生学降噪物理机制。Bionic S可以改变静叶尾迹特征，使其在展向呈现出周期性变化，进一步表现在压力脉动时-空相关系数上的周期性分布，表明仿生学构型极大地增强了不同展向位置压力脉动的相位延迟程度。其影响范围会扩展到尾迹在下游运输过程中与吸力面的整个干涉过程。而本身空间相关系数的“不连续”更说明了未来仿生学构型的降噪研究有必要在三维流动环境中开展。

为了探索低雷诺数Re下高亚声速压气机叶片振动对附面层流动状态的影响，利用数值模拟手段分析了压气机叶片在不同振动频率下叶片表面附面层分离、再附及转捩的变化规律和流动损失的变化规律。研究表明，在Re=1.5×10⁵条件下，叶片振动引起附面层垂直壁面法向的相对速度增加，使得分离后的附面层提前与主流发生掺混，促使转捩提前，此时壁面附近法向位置处的法向速度型更饱满，这提升了附面层抗分离的能力，限制了分离泡的发展。此外，叶片振动造成附面层和分离泡厚度变“薄”，这使得尾缘堆积的低能流体减少，削弱了尾缘附近流动堵塞和尾迹掺混，进而减少流动损失，改善了低Re条件下高亚声速压气机叶型的气动性能。

为了探索提高变几何涡轮效率的可能性，采用数值模拟方法研究了转子速度为2700 r/min，导叶转动角为−5.0°、−2.5°、0°、+2.5°和+5.0°时，枢轴直径系数、枢轴截面形状、端部间隙以及动导叶间距对涡轮气动性能的影响。并针对等熵效率对上述设计参数的敏感性以及流场机理展开分析。研究结果表明：直径系数D/L每增加1.0%，等熵效率能够提升0.064%。菱形枢轴对涡轮效率的提升效果最佳，在各个导叶转动角下，效率提升均在0.8%以上。端部间隙是涡轮效率最敏感的影响参数，当端部间隙从0.5%增加到1.0%跨距时，等熵效率最小降低2.08%，最大为4.54%。增加动导叶间距能够一定程度提高涡轮性能，减小间距对提升涡轮效率不利。选取合适的设计参数能够有效提升低转速下变几何涡轮的工作效率。