针对燃气涡轮发动机中带密布孔薄壁结构特征引起的疲劳-蠕变开裂问题，设计了带单孔、双孔的DZ125薄壁平板试样，开展了850 ℃、应力比为0.1的高温疲劳-蠕变试验研究。基于双孔薄板的弹塑性有限元分析结果，确定两孔之间的应力最大路径为关键区域，定义了描述多孔平板复杂应力状态的孔间等效应力。有限元分析和试验结果表明：孔间非均匀应力是决定多孔平板循环寿命的关键因素，循环寿命随孔间等效应力的增加而减小；沿加载方向的拉伸应力是带孔薄板疲劳-蠕变破坏的主导应力，裂纹起源于边缘孔高应力区。距径比在临界值4.22左右，等效应力变化较大，在设计时应将距径比控制在该临界值以上。

为适应自约束参数化建模方法所导致的非正交参数取值范围，提出了将传统正交设计空间的抽样点映射到非正交空间的映射方法。构建了基于机器学习逻辑回归的可行域边界识别方法，对样本空间响应是否满足相关准则进行判断。将此方法应用于某高压涡轮二齿和三齿榫接结构，发现某发动机初步设计方案会导致在详细设计阶段无法获得满足设计要求的榫接结构，需将榫接结构参数前置至初步设计阶段，与上级参数共同设计，防止其在详细设计阶段成为设计难点。通过边界识别方法发现，转速降低为15 575 r/min或轮盘外径降低为303 mm时可以设计出二齿榫接结构；转速降低为15 584 r/min或轮盘外径降低为301 mm时可以设计出三齿榫接结构。该方法可以作为发动机初步设计阶段各学科之间的一个迭代反馈信息，在发动机其他细节结构设计上具有推广性。

为了解决转子叶片/叶鼓系统与静子在模态频率接近且具有相同节径数时可能发生的流致转静子耦合振动问题，提出了一种基于位移与应变能密度分布的正向加筋调频设计方法，为结构调频设计提供了理论依据。该方法适用于有限元模型，且通过一次模态计算即可初步判断加筋区域，显著缩短设计周期。以提高安全工作裕度为目标，使用该方法对某型发动机增压级转/静子进行加筋调频设计，并探究了加强筋的结构参数对转/静子模态特性的影响。通过加筋设计，该型增压级转/静子危险模态下的共振裕度从3.47%提高到10.56%。该方法具有良好的通用性，同样适用于其他型号发动机的结构加筋调频设计。

某高推质比涡扇发动机高压涡轮叶片采用缘板干摩擦阻尼设计，以降低叶片振动应力；在核心机地面台架试车中，应变测试数据的频域特征出现漂移现象，振动能量在频域内呈现出窄带随机的特征。围绕该现象，基于试验数据建立了考虑缘板阻尼块影响的单个叶片等效模型，基于时域积分算法和非线性模态理论计算了不同转速下系统的响应特征、摩擦力特征、共振频率特征和摩擦阻尼特征。研究结果表明：转速波动会影响系统的振动响应频域分布特征和共振频率分布范围：在11713 r/min转速状态，9倍频会激起1756～1952 Hz频率带的共振；在13500 r/min转速状态，8倍频会激起1800 Hz频率附近的共振；在13687 r/min转速状态，8倍频会激起1596～1824 Hz频率带的共振；在稳定转速条件下，干摩擦力在最大和最小值之间反复跳变，起到摩擦阻尼效用的同时，带来系统附加刚度的不稳定变化；非线性模态计算结果表明叶片模态频率随振动响应幅值的变化而变化，叶片刚度变化或摩擦力幅值增大均可使叶片模态频率区间变大。

综述了为提高失效概率计算效率的研究成果，包括基于抽样的高效失效概率算法和基于积分的高效失效概率算法。其中，基于抽样的高效失效概率算法在传统蒙特卡洛模拟方法的基础上，通过重要性抽样方法在失效域抽样、最优抽样技术优化分区样本量、分区细化技术减少分区数量，从而减少蒙特卡洛模拟样本量。另外，基于积分的高效失效概率算法通过建立N次飞行循环与初始循环（N = 0）随机变量空间的映射关系，解决了时变失效区域中概率密度函数难以求解的困难。在与蒙特卡洛相对误差小于5% 条件下，积分算法时间成本降低了数十倍。

应用装配力学的理念对商用大涵道比航空发动机低压涡轮单元体传统水平装配技术进行改进，开展了低压涡轮单元体水平对接过程力学仿真分析，开发了基于变形控制的水平装配技术，实现了低压涡轮单元体数字化、高效率、高可靠性的安装。相较传统水平装配，引导工装结构更简洁，质量降低约70%；极大降低了对接难度，装配效率提高60%以上，一次对接成功率提升至100%。

从非整阶振动的实验、非整阶振动信息获取、非整阶振动机理三个方面进行了概述，总结了近些年对非整阶振动研究的重要成果。平面叶栅和压气机实验台，结合叶尖定时技术和应变片测振及粒子测速（particle image velocimetry，PIV）技术进行非整阶振动的研究，主动控制旋转叶片振动实现流场与叶片振动耦合机理研究等。叶尖定时、应变片、PIV、主动控制叶片振动技术为非整阶振动的研究提供了先进的技术支撑，应用多物理场测试技术获得更加准确的非整阶振动条件下的流场和叶片振动信息。

建立了一维对流-导热模型，经理论推导、分析验证得到了热障涂层隔热有效性判据：当涂层热阻大于无涂层时高温燃气侧换热热阻时，涂层总能使叶片金属基体外表面温度降低，起到隔热效果；反之，则喷涂热障涂层（TBC）后外部燃气侧表面传热系数存在临界值，只有该表面传热系数小于临界值，热障涂层才能起到隔热效果，否则涂层起不到隔热效果，甚至会恶化叶片换热。热障涂层自身温降与有无涂层前后叶片金属基体外表面温降成比例关系，建立了以叶片金属基体外表面温度为基础的新的涂层隔热效果评价机制。

建立了考虑裂纹扩展退化过程的时变模型，并应用于涡轮盘榫槽裂纹扩展的概率寿命分析。首先，引入双时间尺度函数的Wiener过程，建立了GH4720Li高温合金的裂纹扩展时变模型，并通过紧凑拉伸试件的裂纹扩展试验进行验证。接着，以涡轮盘榫槽齿根关键部位为对象，建立了榫槽齿根角裂纹的权函数应力强度因子求解方法，并与真实涡轮盘榫槽裂纹扩展有限元分析结果进行对比。最后，结合权函数与裂纹扩展时变模型，建立了涡轮盘榫槽疲劳裂纹扩展可靠性分析方法。分析结果表明，涡轮盘榫槽结构裂纹扩展退化的寿命呈现较大的分散性，均值为14177循环，标准差为1090.09循环，99.87%可靠度下的裂纹扩展寿命预测为10312循环。

提出了基于离散化思想的曲面结构激光冲击强化数值模拟方法，通过空间几何关系和能量守恒原理实现受冲击区域、压力的精准定义，可实现任意曲面、任意角度的激光冲击强化数值模拟，并依据网格无关性要求确定了靶材网格尺寸。利用该方法，探究了激光冲击强化后涡轮盘榫槽结构特征部位的残余应力分布规律，与试验结果相比预测误差在20%以内。研究表明：激光冲击强化后涡轮盘榫槽部位引入一定深度范围内的残余压应力，但因曲面结构特征导致的工艺可达性影响，残余应力数值低于相同工艺水平下的平面结构，且在不同方向上存在差异性。

针对涡轮叶片高效冷却和安全可靠的发展要求，基于代理模型的优化方法，对冲击发散冷却典型结构参数气膜孔倾斜角、气膜平板高度、冲击距、气膜孔与冲击孔孔间距、孔径比对冷却结构综合冷却效率和最大热应力特性进行敏感性因素分析，并以最大化冷效、同时提高冷效并降低最大热应力两种优化方案进行优化。研究结果表明：高热应力区域出现在气膜孔附近，气膜孔倾斜角是影响综合冷效及最大热应力的主要影响因素。综合冷却效率和最大热应力两个优化目标存在竞争关系。通过多目标结构优化，冲击发散冷却结构综合冷效提高2.9%，最大热应力降低12.5%。

用一维火焰分析并构建火焰面数据库，基于稳态层流火焰面（SLFM）模型分析不同化学反应机理对火焰面数据库及模拟结果的影响。基于大涡模拟（LES）程序AECSC(aero engine combustor simulation code)软件，SLFM模型结合DRG（direct relation graph）方法简化机理、Smooke机理、GRI 3.0详细机理模拟高雷诺数甲烷射流Flame D、E、F火焰，其中GRI 3.0机理的温度平均值和脉动值与实验数据最接近。相比LES-概率密度函数输运方程湍流燃烧（TPDF）模型，LES-SLFM方法计算速度快，整体精度接近TPDF计算结果。对化学机理影响火焰面数据库，从而影响模拟时间和精度的原因进行了系统分析。LES-SLFM模型结合详细机理速度快、精度合适，未来可以进一步用燃烧室算例检验，具有应用的潜力和发展价值。

阐述了动态燃烧的内涵，从先进军用和民用发动机的需求出发，强调了开展主燃烧室动态燃烧研究、支撑燃烧室精细化设计的重要性。对国内外动态燃烧研究进行了总结，从基础研究、模型燃烧室研究、数值模拟研究及工程应用四方面将国内外情况进行了对比。分析了开展动态燃烧研究的难点，梳理了我国开展动态燃烧研究需攻克的四大关键技术，并阐述了其内涵及可采取的技术路径。基于我国先进军民用发动机需求和国内研究现状，提出了建立数据库、发展设计方法、构建理论体系及培养研究队伍等合理化建议。

在一种中心分级贫油直喷燃烧室中，对主燃级和预燃级旋流数影响流动特性的规律进行了数值模拟研究。采用了不同参考截面上的旋流数来衡量两级旋流强度。结果表明，预燃级出口旋流数S_v增大导致主回流区最大宽度和最大回流率的增大。使主回流区回流强度显著增强的S_v阈值在0.6~0.64之间。主燃级旋流在主回流区涡心上游带动主回流区径向扩张，但主燃级旋流在下游会抑制主回流区，导致回流率的降低。燃级气流通道出口旋流数S_n从0.46增大到0.60时流动特性变化较为明显。相对旋流叶片出口截面的旋流数来说，S_v和S_n可以较好地衡量两级旋流强度等级。

为了研究雾化特性对贫油熄火性能的影响，对喷雾火焰进行了试验研究。在双轴向和双径向旋流器燃烧室中，分别测量了不同喷嘴的熄火极限和出口温度，并估算了燃烧效率。结果表明：①不同结构和喷嘴的燃烧室熄火性能有很大差异，双径向燃烧室的熄火性能普遍优于双轴向；②雾化特性中的索太尔平均直径、液滴速度、喷雾空间分布等参数都影响着贫油熄火极限，仅靠索太尔平均直径无法代表所有雾化特性对贫油熄火性能的影响；③空心喷雾使得火焰根部远离回流区，实心喷雾使得火焰根部集中在回流区；④不同雾化特性的燃烧室在接近贫油熄火时的燃烧效率和出口温度有很大不同。熄火时的出口温度代表了理想的贫油熄火极限。燃烧效率反映了燃烧室实际贫油熄火极限与理想熄火极限之间的差距。

为了开展离心喷嘴初始雾化阶段雾化性能研究，结合传统的相位多普勒颗粒分析仪（PDPA）和新兴的数字离轴全息术（DOH）两种测试方法对离心喷嘴雾化性能进行了测试。测试过程中，以航空煤油RP-3为工质，保持燃油压力为0.8 MPa不变，改变燃油温度（240~300 K）。测试结果表明：初始雾化阶段SMD空间分布呈“单峰”分布，且随着轴向距离的增大，SMD的峰值变大，峰值位置向外侧移动；对于初始雾化阶段的同一轴向位置，油温的改变会同时影响液膜破碎长度和液滴破碎过程，使燃油温度对SMD分布无明显的规律性；DOH液滴识别算法会将重叠的液滴识别为液丝或不规则液滴排除在统计范围内，使DOH测得的SMD和液滴尺寸微分分布峰值位置较PDPA偏小；DOH可以直接观察到液膜破碎过程和破碎后的液滴分布情况，有助于对试验结果进行分析。

为了研究射流撞壁形成液膜的主要特征，采用基于紫外线发光二极管灯-诱导荧光法（UVLED-induced fluorescence，LEDIF）和高速相机的测试方法对液膜形状和厚度进行了实验研究。结果表明，曲面和平面液膜长度和宽度均随射流速度增加而增加。随着气流速度增加，平面和曲面液膜均长度增加，宽度都减小。随着壁面曲率半径的增加，液膜宽度稍有增加，而液膜长度增加较为明显。随着射流速度的增加，平面和曲面液膜厚度整体上都逐渐减小。而当射流速度进一步增加时，转捩现象开始出现，此时液膜厚度均会迅速增加。曲面液膜的转捩临界速度为19.10~25.08 m/s，而平面液膜转捩速度约为25.08~35.92 m/s。随着气流速度的增加，平面液膜厚度逐渐减小，而曲面液膜厚度在x=0~55 mm时随气流速度增加而增加，在x>55 mm时随气流速度增加而减小。对不同的曲率半径，液膜厚度沿Ψ₁圆周方向呈“W”形，而随着曲率半径的增加，“W”逐渐变得扁平，但是位于中间（ Ψ₁=0°）的厚度基本不变。

通过求解斜射流撞壁形成液膜的厚度和速度分布，并结合能量方程和经验近似，得到预测液膜边界的半经验模型。该模型能直观地描述各因素的影响，无需数值迭代求解复杂方程。为了验证模型的准确性，开展了实验研究，分析了射流速度、撞击角度、黏性和表面张力的影响，然后比较了实验结果和模型结果。结果表明：该模型能很好地预测液膜边界，实验和模型边界曲线的相关系数都在0.99以上，即便对下游流动复杂区域也有很高的预测精度，此时误差约为1%。

为有效提升航空发动机燃烧室点火性能，以双级轴向旋流器为研究对象，采用三种气动结构参数为设计变量，开展了旋流器优化设计与燃烧室点火性能研究。研究通过试验测量了不同旋流器匹配的单头部燃烧室地面点火与模拟高空点火油气比，获得了旋流器气动结构参数与燃烧室点火性能之间的关联。研究结果表明：在保持总有效面积和内旋流数不变条件下，外旋流数从1.77增加至2.15时，燃烧室点火性能呈现先降低后升高的趋势，较小外旋流数点火特性更佳；内外有效面积比对高空低压工况燃烧室点火性能影响显著，在比值为3∶7时点火特性最佳。在保持其他结构参数不变条件下，文氏管喉道半径对燃烧室高空点火性能影响显著，喉道半径为8 mm时具有较好点火特性。

为了探究热声振荡现象中各物理量的变化规律，采用单端可调谐激光吸收光谱技术对火焰的温度进行了测量，测量频率为5 kHz，揭示了热声振荡中温度的变化规律。在里克管中，温度以大约230 Hz的频率规律性变化，变化频率与里克管的本征频率接近。里克管出口处的静压监测表明静压与温度在同一频率变化。此外，采用高速相机对火焰化学自发光进行了测量，火焰化学发光强度及发光面积在静压的影响下，也在周期性波动。温度、静压、化学发光强度三者波动频率保持一致。

针对凹槽叶尖流动机理及组织方法，考虑冷却的凹槽叶尖气动与传热特征分析和凹槽叶尖泄漏流动的模化等相关工作的研究进展进行了简要总结。已有的研究表明：凹槽内部的流动对传热有明显的影响；凹槽内的冷却气与泄漏流动存在较强的相互作用，合理的凹槽形状和喷气孔位置可以有效提升叶尖的气动效率并降低热负荷；叶尖的加工和气动参数的不确定性会显著影响凹槽叶尖性能；通过对凹槽内流动结构进行模化，得到的考虑喷气的可压缩条件下的凹槽叶尖性能预测模型经过了实验和数值模拟的结果验证，可以有效评估凹槽叶尖性能，并为工程设计提供参考。

对采用面积积分法测量航空发动机空气流量的流量管三维流场进行数值模拟，分析不同雷诺数下测量耙测点径向分布、轴向位置、测量耙尺寸、总压耙及总温耙和静压测点的相对位置等对面积积分法流量测量的影响。结果表明：高精度的测量流量的面积积分法，理论上要求测试布局能全面准确反映整个测量截面上的流场信息，尤其是流量管环壁附面层内应尽可能多地布置测点。但太多的测点可能使测量耙数量过多、尺寸过大，这样会对流量管内流场产生较大干扰，反而降低流量测量精度。在现行的等环面测点布置方案基础上，适当减少主流区的测点，不会改变流量测量误差，这样能缩短测量耙的尺寸，降低测量耙的堵塞比，减少测量耙的气动力，并明显降低测试成本。但需要检查等环面截短方案及流向测量截面位置在流量管全工况范围内的适用性。测量截面越接近测量耙耙体，流量测量相对误差越大，测量耙的长度和高度对流量测量相对误差影响较小，测量耙宽度对流量测量误差影响较大。为减小流量管测量耙的堵塞比，建议总压耙布置在总温耙上游，静压和总压测量截面应布置在同一轴向位置。总温、总压测点的径向布局和测点数，总温、总压测量耙及静压测量截面的轴向位置关系，都会直接影响面积积分法测量流量的误差，在制定测量流量方案时，要格外重视各测量耙的测试布局。

为对五孔探针的测量精度进行评定，发展了基于统计学的蒙特卡罗法（MCM）评定五孔探针测量不确定度的流程和方法，并对比了最大误差限法和不确定度传播律法（GUM），同时研究了抽样数M对MCM评定结果的影响。该方法适用于无数学表达式的测量模型中，能考虑模型非线性的影响，概率密度函数（PDF）能更科学地表征输入量的分布，而不局限于正态分布。为了验证该方法，将五孔探针在校准风洞中进行了校准和验证。结果显示，对于风洞实验某测量点的静压，MCM提供的95%最短包含区间较GUM区间长度小11.1%，该差值占标准偏差的33.3%，表明利用MCM评估测量不确定度能引入复杂数据处理过程中非线性的影响，相比GUM评定方法具有一定的优势。将MCM应用于叶栅栅后流场五孔探针测量结果不确定度评定，发现各参数的不确定度在整个测量截面内分布情况与误差分布类似，在叶顶泄漏涡区域内测量不确定度较大，能避免相对静压无法表示的困境，同时能去除粗大误差的影响。MCM本身的统计误差可通过适当增加M来解决，需要综合考虑计算机性能和时间成本。

自主发展了基于周向平均方法的航空发动机整机准三维数值仿真方法。基于Navier-Stokes方程，推导了周向平均的准三维通流模型控制方程，针对方程源项传统模型的不足，提出了考虑叶型影响的无黏叶片力模型、基于机器学习的压气机展向分布损失模型和基于理论分析的周向不均匀性模型等，并完成了燃烧室的准三维建模，最终实现了航空发动机整机准三维稳态仿真。利用本文发展的整机周向平均稳态准三维仿真程序CAM完成了WP11涡喷发动机整机仿真，并与俄罗斯S2程序AES-S2的仿真结果进行了对比分析。结果表明，相比于俄罗斯S2程序AES-S2，所发展的周向平均准三维仿真程序CAM仿真精度更高，在WP11整机准三维仿真的设计点计算结果对比中，CAM计算的涡轮流量的误差比AES-S2的计算误差小8%以上，发动机推力误差小16%以上；收敛性更好，CAM计算的涡轮流量的振幅比AES-S2的计算结果的振幅小10%以上，CAM计算的发动机推力的振幅比AES-S2的计算结果的振幅小20%以上。

为探究某燃气轮机压气机过渡段支板后方导叶发生疲劳失效的原因，以带支板过渡段及高压压气机前1.5级为研究对象，利用非定常数值模拟及单向流固耦合方法，分析支板对压气机非定常流场的影响及导叶的强迫响应特征，并通过疲劳强度实验对分析结果进行了校核。结果表明：支板的存在使压气机设计点等熵效率下降3.6个百分点；支板尾缘交替脱落的涡使导叶进口攻角偏离设计值，造成气动性能下降，叶表压力脉动大幅增加；随着导叶与支板周向距离增大，支板对导叶的影响先增大后迅速减小；支板脱落涡引起的扰动频率比较分散，其低频分量引起的低阶共振是造成导叶疲劳失效的根本原因，其振动应力可达400 MPa；数值计算与实验结果吻合，证明了计算的可靠性。

导叶非均匀布局是抑制下游转子叶片气动激励的重要方法，对半均分的非均匀布局既能以叶片数为设计参数也能以通道面积为设计参数。推导了对半均分布局下的气动激励理论解，比较了两种设计方案的区别；以某1.5级压气机为例，对比两种非均匀方案下的气动激励特性，分析转子叶片表面非定常气动力的频谱特性，探究激励特性与通道面积的关系，揭示对半均分布局气动激励的分频机理。结果表明：导叶叶排通道面积的变化导致气动激励分频，气动激励具有一定传播规律进而影响转子叶片气动响应幅值分布，两种非均匀方案下气动激励的空间分布和频域特征不同，以通道面积为设计参数时能够获得准确的非均匀激励模式。

以多级压气机第二级转子叶片为例，对其共振时的振动特征进行了快速分析。一方面通过进口边界条件修正对压气机模型进行减缩，并结合谐波方法提高了非定常气动力计算效率，另一方面利用系统在模态空间的频响关系和扫频技术进一步提高了求解效率，特别是当工程上亟需开展非定常气动力作用下的强迫振动响应分析时，可高效评估共振时叶片振动特征。结果表明：第二级转子叶片主要受上游静子激励，下游静子的势扰动影响有限，在共振转速附近易激起第15阶模态共振，叶片尖区有较高的振动应力，经瞬态响应分析，在给定的阻尼和工况下，所考查位置和方向的振动应力约71 MPa，利用扫频等方式评估共振时非定常气动力引起的转子叶片振动应力约为92 MPa。所形成的分析方法与流程有一定的普适性。

为探究叶型探针头部对跨声速涡轮叶栅流场的影响，采用数值模拟的方法，对叶片前缘的不同叶高位置处装有探头的跨声速涡轮叶栅流场进行了研究。分析了不同攻角下叶片负荷性能变化、流场的旋涡结构、流动损失以及探针的适用性。结果表明：叶型探针头部影响了叶片加载性能，且影响效果受气流攻角的变化明显。气流绕过探针头部后形成较长的流向涡结构。在大的正攻角下叶片吸力面出现附着涡层，该附着涡层是带有探针的叶片负荷性能下降的主要因素。叶型探针对叶栅通道各位置造成的损失占比沿流向逐渐减小，大攻角下叶型探针使栅后流场损失增加7.4%。安装在展向不同位置处的探针都能在整个可调进气攻角范围内具有较好的适用性。

为了拓宽五孔压力探针的角度测量范围，首先在低速风洞中进行探针校准，应用拓宽方法处理校准数据，对比不同校准系数定义下探针校准曲线特性及差异，并确定五孔压力探针在低速流动中的测量范围。在此基础上，通过亚声速风洞开展不同马赫数下的适用性研究，评估该拓宽方法在可压缩流动中的应用效果。最后在风洞中进行实际测量，分析该拓宽方法的误差水平。结果表明：采用的校准系数定义可以使校准曲线在较宽的角度范围内都具有良好的单调性和较高的计算精度；在低速情况下，五孔压力探针在偏转角 ±70°、俯仰角 ±50°的测量范围内均适用；在亚声速情况下，可压缩流动对俯仰角的负向测量范围影响较大，但偏转角的测量范围仍可达到接近 ±70°。误差分析结果表明，应用该拓宽方法测量的误差水平整体较低。该拓宽五孔压力探针测量范围的方法在一些气流角变化较大的叶轮机械测试中具有很好的应用前景。

为了研究固体颗粒对弯管的影响，采用颗粒轨道模型计算弯管内气固两相流，并采用流热固耦合来计算弯管结构在两相流下的热力响应，最后研究了固粒粒径大小的影响。结果表明：固体颗粒在弯管外侧靠近出口端的位置相对聚集，导致聚集处内壁面温度提高约280 K，塑性应变则提高约60%，并且相应的局部疲劳寿命降低48%。粒径会影响固粒聚集颗粒平均体积分数及聚集位置附近的壁面温度、塑性应变。随着颗粒尺寸的增大，聚集颗粒平均体积分数会先提高后降低，导致聚集位置内壁温度和塑性应变先增大后减小，局部疲劳寿命先减小后增大，当粒径在8 µm左右时，这三个量达到极值，依次为1042 K、0.016697和244次循环寿命。