针对涡轮叶片气膜孔设计中普遍存在冷却与强度相矛盾的问题，全新提出了一种在孔进、出口处分别设有凸肋与球坑的结构方案。为探求新孔型的热强综合性能强化机理，以典型圆柱孔和簸箕孔为对比，建立了相同基准结构参数的仿真模型。在某发动机典型工况下，对各模型分别开展了仅流体域的和流热耦合的数值仿真。除了发现凸肋可削弱孔内旋涡，并将流量系数从圆柱孔的0.75增加至0.79以外，特别在传热上，证明球坑能够利用主流的入侵压迫二次流使其更贴体，从而使局部冷却效果由圆柱孔的0.41提高至0.47。沿用模型又开展了静强度仿真，揭示了凸肋和球坑结构通过钝化孔口尖劈，可使最大应力下降约一半。综合冷却和强度的仿真结果，基于DD6合金持久热强参数曲线进行概算，新方案的持久寿命分别增至了另两种孔的56.6倍和10.7倍，优势显著。

为明晰大型结冰风洞中伪颗粒图像对灰度云成像探头（cloud imaging probe-grayscale，CIP-GS）云雾测量的影响，首先发展了伪颗粒图像识别方法，然后在3 m×2 m结冰风洞中开展了结冰云雾测量试验，进而研究了典型结冰条件下伪颗粒图像特征，最后考察了伪颗粒图像对云雾颗粒尺寸分布（particle size distribution，PSD）、中值体积直径（medium volume diameter，MVD）和液态水含量（liquid water content，LWC）测量结果的影响，揭示了影响原因。研究结果表明：伪颗粒图像可以分为景深外图像（out of depth of field image，ODI）、端部遮挡图像（end shaded image，ESI）、破碎图像（shattered image，SI）和非圆形图像（non-roundness image，NRI）4类；典型结冰条件下CIP-GS测量结果中存在大量伪颗粒图像，数量占比超过60%，其中ODI最多、NRI最少；SI和NRI会显著影响基于颗粒图像最大宽度的PSD形态，其中重合颗粒图像会导致PSD形成一条长尾，进而导致对应的MVD和LWC在连续最大结冰条件（continuous maximum icing condition，CM）、间断最大结冰条件（intermittent maximum icing condition，IM）和冻细雨结冰条件（freezing drizzle icing condition，FZDZ）下极端偏大，此时数量占比不到8%的SI能导致测量的MVD和LWC分别出现1252%和883%的最大异常增幅，但冻雨结冰条件（freezing rain icing condition，FZRA）下伪颗粒图像的影响并不显著；针对基于离焦修正颗粒直径的PSD，伪颗粒图像仅会增大小尺寸颗粒仓内颗粒数浓度，进而减小MVD、增大LWC，最大相对偏差分别为15%和20%。发展的识别方法可以较好地识别测量结果中的伪颗粒图像，适用于大型结冰风洞中CIP-GS结冰云雾测量。

为了满足下一代燃烧室的要求，创新性地提出了一种同心环形回流旋流燃烧室方案，并对其冷态流场特性与火焰结构进行了数值模拟与试验研究。试验采用PIV拍摄冷态流场，利用高速相机加装甲基滤镜拍摄火焰结构图像。研究结果表明：①同心环形回流旋流燃烧室可以形成一个圆周方向连通的完整的环形回流区，用来稳定火焰，火焰呈现“V”形结构；②仅预燃级喷嘴工作时，强化学反应区主要集中在火焰筒壁面的两侧，随当量比的增加而扩大，并在周向上的分布变得更加均匀；主燃级喷嘴工作后，虽然其当量比有所增加，但强化学反应区长度增加而宽度有所降低；③仅预燃级喷嘴工作时，内、外焰宽度随当量比以及进口空气流量的增加而增加；主燃级喷嘴工作后，内、外焰宽度发生突降，随后亦随当量比增加而增大；内、外侧火焰长度随当量比以及进口空气流量的增加而单调增加。

针对民机辅助燃油箱（AFT）燃油转输对主燃油箱热影响的定量分析问题，构建了以时间常数和平衡温差为热特征参数的指数函数形式燃油箱热分析模型，可快速评估该热影响。研究通过推导AFT转输过程中的热量传递关系，确定主燃油箱热时间常数不变，重点修正平衡温差，提出温差比例系数以量化平衡温差修正量。依托某典型民机加装AFT研制场景，通过修正其基础热特征参数矩阵构建出兼容AFT转输的主燃油箱热分析模型，并开展多架次试飞场景下主燃油箱油温仿真。对比试飞数据表明：仿真值始终略大于试验数据，仿真精度满足AC25.981-2A要求。考虑AFT转输热影响的主燃油箱快速建模方法可应用于加装AFT的民机主燃油箱可燃性分析工作，表明对CCAR-25-R4 25.981（b）条款的符合性，为相关民机型号研制提供工程实用方法。

针对不同材料模型表面热流辨识问题，通过引入热物性特征系数，基于能量守恒原理和傅里叶传热定律推导了双点测温热阻式热流传感器辨识热流的通解，提出了一种采用粒子群算法优化求解双点测温热阻式热流传感器通解的方法。为了说明该方法的有效性，建立双点测温热阻式热流传感器仿真传热模型，分别对铜、高温合金、碳化锆3种材料制作的传感器的热物性特征系数进行优化求解，得到了3种材料传感器热流辨识的具体求解方法。然后结合3种热流测试应用场景需求，得到不同测试场景下3种材料传感器的辨识热流与加载热流误差均小于1%，表明提出的基于粒子群算法的热流辨识方法有较好的辨识精度。

针对国产航空燃油RP-3最小点火能测定需要，基于RLC放电电路，设计了小能量火花放电系统，采用考虑电容能量残余及回路消耗能量方法研究了火花放电与充电电压及电容容量的关系，分析了不同能级电容放电火花电流、能耗及效率，并开展了RP-3燃油的最小点火能实验。结果表明：RLC电路适用于1 J以下的电火花发生系统，电容容值越大，储存能量越大，放电时间越长，火花放电效率越高，可达80%。不同温度的燃油蒸汽的最小点火能不同，两者之间存在“U”形曲线关系，在燃油蒸汽50 ℃、101 kPa下，最小点火能为0.167 mJ。

针对超声速气-固两相富燃燃气燃烧增强特性，采用数值模拟方法，对比分析了不同喷口形状（圆形、椭圆形、矩形）和喷口布置（单侧与双侧喷注，不同喷注角度）对富燃燃气掺混燃烧的影响规律。研究发现，喷口形状和布置策略对燃烧增强特性具有显著影响。与矩形喷口相比，圆形和椭圆形喷口更有助于富燃燃气在燃烧室内的燃烧释热。此外，增加喷口数量和调整喷口角度能提高穿透深度并促进展向分布，有效扩大富燃燃气与来流空气的接触面积，从而显著提升气相组分的燃烧速度及碳颗粒的燃烧效率。研究还发现，颗粒燃烧过程高度依赖于高温与富氧环境的协同作用，富燃燃气释热的过度集中可能不利于颗粒的加热和点火。因此，创造并维持一个稳定的高温富氧环境，同时确保颗粒能够顺利进入这一理想燃烧区域，对于提升颗粒燃烧效率、优化整体燃烧性能至关重要。

为了拓宽亚燃冲压发动机的工作下限，实现在低温、低压来流下成功组织燃烧，提出了一种带有积液腔的蒸发式火焰稳定器。通过数值模拟和点熄火试验测量方法，研究了该稳定器在不同点火位置下的点火性能和不同来流工况下的点火与稳焰性能。研究表明：该稳定器能在来流温度低至307 K、静压低至18 kPa时成功点火。在值班点火区域，远离高湍动能区且靠近大回流区中心的位置点火性能最佳；在低工况下，更高的来流温度和速度，对应于更好的贫油点、熄火极限；低工况下的贫油点火，点火过程较长，且有着爆燃猝熄和二次火核形成发展的过程。

采用数值模拟的方法对通过离心喷嘴的燃油在高空低温低压旋流空气流场中的雾化过程开展了研究，分析了高空极端工作环境下燃烧室内的流场、燃油雾化特性及其影响因素，研究了不同燃油温度对高空环境下雾化特性的影响。结果表明：高空低温低压条件下，燃烧室旋流器出口流速及湍动能强度降低。在相同压力损失下，随着海拔高度的增加，索太尔平均直径（SMD）增大，液滴喷射距离增加，20 μm以下液滴占比从35.15%降低到14.57%，并且相比于低温条件，低压条件对雾化特性的影响更强。在高空低温低压环境下，可以通过提高供油温度来提高雾化特性，当供油温度达到373.15 K还会发生闪急沸腾喷雾现象，索太尔平均直径显著降低，20 μm以下液滴占比从14.57%提高到57.41%。

为了分析射流温度、圆盘转速、射流流量和盘面温度对旋转圆盘传热的影响规律，采用数值模拟方法研究了双喷口滑油射流冲击高速旋转圆盘的两相流动及传热特性。结果表明：射流温度从323 K升高到423 K，使得面平均努塞尔数增大了28.54%；当盘面转速由4000 r/min提高到10000 r/min时，面平均努塞尔数随着转速的提升减小了10.61%，但转速对有效传热面积的影响是有限的，故在12000 r/min的工况下面平均努塞尔数回升；射流流量的增大有效提高了圆盘上油膜的流速，随着射流流量由0.5 L/min增大到2.5 L/min，面平均努塞尔数增大152.06%；随着盘面温度由423 K升高到723 K，使得圆盘表面同一位置的传热效果明显增强，面平均努塞尔数增大117.34%。最后，基于射流雷诺数、旋转雷诺数和普朗特数，建立了面平均努塞尔数的无量纲关联式。

针对水溶液中带电胶体颗粒的近壁面热泳，基于颗粒运动参考系建立了数值模拟方法，并结合微流体技术搭建了实验验证平台，研究了不同双电层相对厚度时流体动力干扰对近壁面热泳的影响。结果表明：当颗粒向壁面移动时，存在一个拐点位置：在接近拐点位置时，远场流体流动方向与颗粒热泳相反且生成一对涡流，从而产生较强的流体动力干扰，导致颗粒的热泳系数加剧降低；当颗粒越过拐点位置，远场涡流区域扩大并压缩颗粒附近的反向涡流，从而产生强烈的流体动力干扰，导致热泳系数急剧下降。因此，该拐点位置代表了流体动力干扰对近壁面热泳的影响范围，且与双电层相对厚度有关：当双电层相对颗粒半径较厚时，流体动力干扰对近壁面热泳的影响范围可达颗粒半径的几百倍；而当双电层相对颗粒半径较薄时，影响范围则缩至接近颗粒直径量级的距离。系统研究流体动力干扰对近壁面热泳的影响，为应用于空间飞行器和电子器件散热的纳米流体强化传热提供理论指导和实验支持。

为克服传统红外辐射方法对航空发动机涡轮叶片进行测温时，可能遇到的叶片表面发射率变化与周围高温气体辐射带来的测量不确定性问题，研究发展了一种基于可见光波段的多光谱辐射测温方法。该方法根据辐射方程建立被测对象的多目标约束优化模型，采用混合罚函数法同时求解被测对象的温度和光谱发射率，对高温气体在可见光波段的辐射进行计算评估，从而避免了被测对象光谱发射率模型不准确及高温气体辐射干扰的问题。通过开展实验对该方法的准确性进行验证，实验中，采用丁烷火焰喷枪对镍及镍基高温合金样品进行加热，样品温度范围为1000～1200 K，同时利用预混甲烷-空气平面火焰炉提供高温燃气环境，燃气温度范围为1400～1580 K，通过多光谱辐射和热电偶同时测量样品表面的温度，多组对比实验表明，该方法与热电偶测量结果的相对误差在1.74%以内。

良好的直升机旋翼桨叶气动外形能有效提高旋翼的气动性能，但复杂桨叶外形具有多自由度、高度非线性的特点，传统的梯度优化算法容易陷入局部最优陷阱。针对这类问题，结合RBF神经网络方法、遗传算法和CFD方法，建立了适用于直升机悬停状态下的旋翼桨叶气动外形优化设计方法，可在较小计算量的同时获得全局优化结果。在此基础上，针对Helishape 7A旋翼桨叶外形开展了气动外形优化设计研究。优化桨叶具有前-后掠组合的形式，数值计算结果表明在相同的拉力系数下转矩系数减小了3.81%，因此优化旋翼的悬停效率得到了有效地提升，最大悬停效率提高了3.99%，表明采用优化桨叶的旋翼具有更好的悬停性能，能够有效提升直升机的起飞载重。

基于部件特性匹配的涡扇发动机起动模型存在计算精度和收敛性两方面的问题。提出了一种基于骨架特性、转子机械损失和吸放热参数等修正的空中辅助起动（SAAS）模型的修正方法，包括修正目标、修正变量、求解器和修正流程等。给出了空中辅助起动修正的案例，修正结果表明：修正后起动时间的仿真结果误差在2 s以内，发动机排气温度最大值的误差为5 K；高压转子加速率、高压压气机出口静压、发动机排气温度等关键参数分布与试验结果吻合良好；风车状态下高压转子相对换算转速误差为1%，高压压气机出口总压误差约为3.5%。最后运用修正后的模型在起动包线内进行算例验证，结果显示修正后的空中辅助起动模型在全包线内的仿真精度显著改善。

通过非定常数值仿真对后可变面积涵道引射器（RVABI）动态面积调节过程的流场特性进行了研究。首先发现面积调节器往复运动过程中外涵质量流量与面积调节器开度线性相关，而内涵质量流量进一步受面积调节器开度变化速度的影响，在单周期内呈现出滞回变化特性，最终导致涵道比的非线性滞回变化。同时分析了定频率和变频率运动对特征指标的影响规律，发现非对称运动方式的频率变化是加力燃烧室流动特征指标变化的主要因素。进一步地，对涵道比变化进行了非线性动力学建模以快速预测不同运动方式下的涵道比变化，模型预测结果与数值仿真结果最大涵道比的平均误差为4.1%。

闭式氦循环是影响深冷组合循环发动机性能的重要环节。针对深冷组合循环发动机，建立了基于部件法的发动机稳态性能计算模型，分析了在相同的稳态控制规律下，深冷组合循环发动机闭式氦循环的控制方式的改变对发动机性能的影响。在基准控制方式1的基础上，通过选择氦循环起点温度、起点压力、涡轮2可调导叶位置及氦质量4个变量中的任意两个作为调节自由度，但受限于系统约束，最终提出了3种可行的氦循环控制方式，开展氦循环控制方式对发动机最大状态与节流状态性能的影响分析。结果表明：发动机在最大状态工作时，控制方式4无法完成，若以推力最大为目标应选择控制方式2，若以节省氢燃料或降低氦循环系统复杂程度为目标，则选择控制方式3。在进行节流状态工作时，基准的控制方式1节流程度更深，控制方式2更远离喘振边界，控制方式3的耗油率最高。

冲击射流噪声是战斗机和舰载机起降过程中关注的焦点问题，但亚声速冲击射流中冲击纯音的产生机制尚不明朗。针对压比为1.69、冲击距离为3倍喷口直径的冲击射流为研究对象，采用大涡模拟方法捕捉近场流动，结合声比拟模型预估远场噪声，并利用拓展亥姆霍兹分解和主相关分解方法分析近场流动与远场噪声间模态特征关联。结果表明：受到冲击板影响，流场中出现超声速区域，并形成了激波格栅；冲击射流声学模态呈现轴对称形式；远场噪声的冲击纯音与近场的激波高度相关，其相关模态结构表现为从冲击区域逐步向外扩散的波，传递过程连接平板上的涡结构与自由射流段的激波结构；近场压力场相对于速度场对噪声的影响占主导作用；冲击区域内正负交替的模态幅值是冲击纯音产生的重要原因。该研究阐明了亚声速冲击射流噪声的产生与传播机理，为冲击射流噪声的控制与优化设计提供了理论依据。

压电式合成射流激励器通过喷口处生成的非定常涡环射流可产生一定推进力，然而其有限的射流能量制约了在飞行器推进系统中的应用，对结构需进行优化设计，以提升其射流性能。通过开展流-固-电多物理场耦合仿真计算，对激励器的瞬态流场特性进行了系统模拟。基于压电振子振动特征分析，提出表面利用率优化指标，进一步设计出多压电膜包覆式合成射流激励器。针对立方体、截角八面体及截角十二面体3种构型，对比分析了振子位移、射流峰值速度、反冲推力、推质比及力效等关键参数，并通过实验验证其性能提升效果。结果表明：立方体、截角八面体和截角十二面体结构的推质比分别为0.38、1.43和5.83，力效分别为0.66、3.0和6.8，证明新型几何构型显著提升了射流强度与能量效率。

对布孔格尼襟翼提升直升机旋翼悬停性能进行了研究，首先采用计算流体动力学（CFD）方法对布孔格尼襟翼的气动特性进行了探讨，建立了加装布孔格尼襟翼的翼型气动模型，在此基础上，将该模型与直升机飞行性能分析模型相耦合，分析了直升机旋翼加装布孔格尼襟翼后的性能提升。结果表明：布孔格尼襟翼上的孔洞射流作用打断了尾缘脱落涡，从而降低了阻力、提升了升阻比。悬停性能分析结果表明：桨叶加装格尼襟翼后，以略微牺牲轻载时性能为代价，能有效提升大载荷时悬停效率并降低需用功率，降低旋翼桨叶迎角，改善桨叶承载分布，且布孔格尼襟翼对性能的提升效果随安装位置向外扩展而增加明显。2%弦长高度、23%孔隙度、加装在桨叶展向80%～95%半径位置的布孔格尼襟翼，在大载荷时可将悬停效率提升10.60%，功率消耗减小10.00%。将旋翼最大拉力提升5.17%，对应悬停效率提升7.82%。

针对单供油孔工况下挤压油膜阻尼器（squeeze film damper，SFD）阻尼性能演变规律不清晰的问题开展研究。针对挤压油膜阻尼器不同的间隙比、长径比、供油槽截面及位置，建立了流体域仿真模型，分析了结构和工况等因素对阻尼稳定性的影响规律，揭示了其对阻尼性能的影响机理。结果表明：增大偏心距、间隙比或减小长径比等有助于提高阻尼稳定性；增大进动频率、长径比或减小偏心距等有助于提高油膜阻尼值。在非对称供油工况下，正梯形截面供油槽可获得高阻尼，正方形截面供油槽阻尼更稳定；供油槽居中布置阻尼大，供油槽偏心布置则稳定性更优。该研究为单供油孔工况下挤压油膜阻尼器的设计提供了关键的理论支撑与优化方向，具有重要的工程指导价值。

为满足发动机适航规章CCAR33.27对涡轮失去负载时转子完整性的设计要求，航空发动机通常采用涡轮叶片脱落超转保护设计避免轮盘破裂的非包容问题，故而准确预测涡轮叶片脱落转速在超转保护设计中至关重要。基于黏弹塑性本构方程和虚功原理，研究了一种应用有限元法预测涡轮叶片断裂转速的方法，并给出了对应的黏弹塑性失稳准则。通过实例应用，证明了相对于传统方法的计算结果，黏弹塑性失稳准则的方法计算精度更高，其计算精度由最大误差10.35%、7.64%提高到2.87%以内，且黏弹塑性失稳准则的方法工程适应性强。

针对复合材料胶接修复金属裂纹损伤过程中，因材料刚度不协调、热膨胀系数不匹配造成的残余热应力控制难题，以CCF300/QY8911复合材料单面胶接含裂纹铝合金板为研究对象，考虑J-349-1胶黏剂的固化动力学行为，借助有限元仿真手段分析了复合材料补片厚度、铺层以及固化制度对复合材料胶接含裂纹金属修复板残余热应力的影响，并完成了原位固化变形监测。结果表明：残余热应力对修复板的抗拉强度、伸长率以及抗疲劳性能均有负面影响；在满足静力变形协调修理原则下，复合材料补片厚度对残余热应力的影响较大，铺层设计对修复板残余热应力的影响并不明显，而固化制度对修复板残余热应力的影响较大，其中两段式固化工艺能够在保证修理效率的前提下，有效降低金属板的残余热应力，该结论可为维修工艺优化提供良好依据。

为研究燃气涡轮发动机球轴承及转子组件的转动微动磨损特性，综合利用光谱、自动磨粒、铁谱及能谱分析方法对燃气涡轮发动机滑油磨粒进行分析。结果表明：磨粒总量及尺寸与球轴承及转子组件的磨损进程存在对应关系，即磨粒随磨损量和磨损形式的变化而改变，并在磨损后期急剧增长；内圈相对轴的转动是导致轴承及转子组件转动微动磨损的主要原因，其特征磨粒为平片状疲劳磨粒，且球轴承及转子组件的磨损具有系统依赖性。结论：在摩擦力及内圈高温度梯度等作用下，内圈相对轴发生转动，使定距套、轴表面、锁紧螺母端面先后出现转动微动磨损，并在非承力半圈滚道底部形成碾压痕迹。所提出的磨粒分析流程也可为其他燃气涡轮发动机的球轴承及转子组件转动微动磨损特性研究提供参考。

透射过法兰连接的多种导波模态携带了大量连接状态信息，有望实现一种高精度的非原位监测技术。基于导波多模态特征对具有8颗螺栓的法兰连接进行松动监测。为了捕捉多种波模态，提出了能够选择性激励和传感单一波模态的压电阵列设计方案，仿真和试验验证了波模态换能器的选择性能。采用波模态换能器控制4种波模态透射法兰，分两个阶段监测螺栓松动：是否松动和松动位置。结果发现：导波多模态特征不仅能够有效表征螺栓是否松动还蕴含丰富的螺栓松动位置信息，结合支持向量机后对松动位置识别的正确率高达94.6%。

为了满足适航规章中的转子完整性要求，获得航空发动机的转子在轴断裂失效条件下的超转规律，提出了将发动机模化为瞬态流-热-机械网络的建模方法。在此基础上，对涡轴发动机在地面起飞状态下发生轴断裂失效后转子超转过程进行了瞬态仿真分析，获取了转子超转的规律和机理。分析过程中考虑了轴失效位置、控制系统和超转保护装置的影响。结果表明：相较于附件系统功率提取轴和燃气发生器轴断裂，动力涡轮轴断裂可使转子达到更为严苛的超转状态；动力涡轮级间连接轴失效条件下，动力输出轴转速下降会使控制系统提高燃油供给；可以采用叶片脱落等超转保护装置限制转子持续加速。

以航空发动机转子装配过程为研究对象，运用空间向量变换及形位公差理论，提出了一种考虑形心与质心分离的航空发动机转子装配同轴度偏差和初始不平衡量建模方法，该方法将几何偏差测量和不平衡量测量进行关联统一，基于基准误差修正方法进行零件建模，以各级轮盘装配相位作为工艺变量，建立了基于罗德里格公式的误差传递模型。试验结果表明：经基准误差修正的转子特征测量一致性优于2 μm，偏差传递模型平均预测误差约为8%，初始不平衡量优化效果好于25%，有效提高了航发转子的装配精度和装配效率，可为航发转子装配工艺优化提供理论支撑。

以镁粉为燃料，开展水冲压发动机地面直连试验，采用变出口面积与变压力供给镁粉相结合的动态调节方法，成功解决了燃烧室压力与镁粉供给压力不平衡造成的火焰返流问题，实现了金属粉末式水冲压发动机稳定燃烧。采用两次供给，分三组布置的方式进行冲压供水，总水燃比为2.5，燃烧室平均压力为0.181 MPa，平均推力为41.46 N，金属燃料燃烧效率为76.98%。试验表明：合理的供粉压差是影响发动机稳定工作的一个重要因素，发动机工作时序对点火成功和稳定运行至关重要，建立合理的燃烧室热环境，是确保发动机持续稳定燃烧的关键。

针栓燃气阀是固体姿轨控火箭发动机能量管理的关键部件。针栓燃气阀可以分为亚声速构型和超声速构型，两种阀门分别主要工作在亚声速段和超声速段，其工作特性和应用场合也各不相同。本文采用CFD数值计算方法，分析了多开度下两种阀门构型的流动损失、阀杆负载及热化学烧蚀等，并对比分析了两种结构阀门的优缺点。计算结果表明：两种阀门构型的流动损失都会随着开度的增大而减小，在工作条件相同的情况下超声速燃气阀流动损失更大。不同开度下，超声速阀的负载力更为稳定，并且大开度下超声速阀负载小，与此同时，阀杆结构尺寸对阀门负载具有很大影响。亚声速阀针栓阀杆处的热化学烧蚀率较超声速阀杆高，是超声速的5倍。超声速阀腔喉部处热化学烧蚀高，是亚声速阀的1.5倍。

以NASA Rotor 67为原型，建立了3种叶尖间隙叠加随机安装角扰动的跨声速风扇转子。通过全环数值模拟和基于叶栅假设的理论推导，先后分析了叶尖间隙单一因素以及叶尖间隙与叶片安装角扰动共同作用对激波噪声的影响规律。结果表明：①叶尖间隙导致的泄漏流与前缘激波噪声存在耦合关系，叶尖间隙增大引发泄漏流增强，导致流道堵塞增加，间接降低了叶片前缘激波强度和关联的激波噪声；②叶尖泄漏流诱导的激波噪声分量需要在叶片几何扰动共同作用下才能向远场传播；③建立了一个考虑叶尖间隙和叶片安装角扰动的风扇激波噪声预测模型，通过数值模拟验证表明该预测模型具有较高的精度。