航空发动机转子轴向力测量是发动机压力平衡试验中获取转子轴向力的重要手段，其轴向力测量结果对于转子结构安全性评估、气动改进设计、轴向力调节等具有重要意义。论文阐述了航空发动机转子轴向力测量要求，分析了常见转子轴向力测量方法的特点及其在航空发动机转子轴向力测量中的适用性。针对航空发动机结构特点和工作环境条件，重点论述了航空发动机转子轴向力测量中的气流压力测量法、测力环测量法、鼠笼弹支测量法的基本原理和应用案例，指出了目前存在的主要问题，并进一步论述了它们的发展趋势和面临的挑战。气流压力测量法、测力环测量法和鼠笼弹支测量法仍将作为今后航空发动机转子轴向力测量中的主流方法，还需要在测量精度、测量稳定性、测量灵敏度等方面进行提升，以消除目前存在的影响其测量效果的弊端。

针对航空氮化硅涡轮叶片微纳尺度（5～15 μm）特征图像中存在的噪声密集、边缘模糊与丢失问题，提出一种基于自适应Perona-Malik增强和变尺度Canny分割的耦合方法，实现航空氮化硅涡轮叶片微纳尺度特征的高精度、低损失提取。通过分析特征图像的梯度分布与噪声特性，构建基于梯度中位数与第90百分位数的扩散系数自适应机制，设计变尺度金字塔分层策略，在不同尺度下分别进行非极大值抑制与双阈值分割，最终通过加权融合还原至原尺度，实现多尺度边缘的综合提取与细化。增强后的图像结构相似性指数（SSIM）高达0.9706，分割后的图像交并比（IoU）达到0.9369，有效改善了噪声干扰与边缘丢失导致的特征提取不完整问题，显著提升了航空氮化硅涡轮叶片微纳尺度特征的表征精度与缺陷分析能力，为叶片微纳缺陷精准识别与服役安全保障提供了可靠支撑。

铣削作为轮盘加工的最后一道工序，引入的表面残余应力是航空发动机轮盘安全性设计的重要输入。克服了三维铣削结构复杂、网格生成和重新划分耗时、迭代周期长，二维铣削过于简化铣削变量的局限性，提出了考虑螺旋角的二维连续铣削仿真模型；进而，以实际钛合金限寿件铣削加工工艺参数为参照，偏离铣削工艺参数，并分析不同铣削主轴转速、铣削进给参数对残余应力的影响规律。结果表明：铣削工艺引入表面残余应力为压应力，量级为−20～−50 MPa，影响残余应力深度为0～100 μm；随着主轴转速的增加，表层残余压应力有减小趋势，而对残余压力层的层深几乎没有影响；随着进给量增加，表面残余压应力绝对值总体有增大趋势。

高效卸荷槽的设计与优化是缓解航空燃油齿轮泵因高速化、高压化、高温化而产生的剧烈困油问题的有效措施。为此提出了一种基于多容腔集中参数模型的燃油齿轮泵卸荷槽结构优化方法，引入集中参数框架建立燃油齿轮泵多容腔性能模型，对两种典型及异形卸荷槽的工作性能展开对比分析，确定异形卸荷槽优化方向；基于神经网络建立代理模型并通过遗传算法优化程序对异形卸荷槽结构参数进行多目标性能优化，并对优化前后卸荷槽的困油特性进行仿真对比。研究结果表明：所构建的燃油齿轮泵多容腔性能模型具有较高的仿真精度，仿真结果与试验结果的误差在5%以内；异形卸荷槽抑制空化和缓解流量脉动的能力显著，与传统卸荷槽相比出口流量脉动下降约20%；优化后卸荷槽与原卸荷槽相比，齿轮泵出口流量品质基本不变且齿腔困油区压力峰值由12.49 MPa减少至10.52 MPa，下降约15.77%，工作性能更优，能够显著缓解困油带来的不利影响。

通过开展不同一次取向偏角（1.5°～7.1°）、温度（850 ℃和980 ℃）和应力比（−1、−0.33、0.1、0.5、0.8和0.9）条件下的气膜孔模拟件高周疲劳试验，结合疲劳断口宏微观形貌分析，系统揭示了晶体取向、温度场与载荷参数对疲劳强度的影响规律。基于Kitagawa-Takahashi（K-T）图法框架，结合EI-Haddad模型与平均应力修正理论，构建了多因素协同作用的高周疲劳强度预测模型。结果表明：疲劳断口均呈现类解离断裂特征，未观察到缩颈或明显伸长现象，疲劳裂纹主要萌生于气膜孔附近，并沿{111}晶体学滑移平面扩展。当一次取向偏角小于7.1°时，疲劳强度的差异不超过2%，显示该阈值范围内的取向不敏感性。温度效应表现为显著的高周疲劳强度衰减规律，980 ℃下的疲劳强度较850 ℃下降了12.4%。恒寿命曲线（2×10⁷循环周次）呈现典型外凸特性：低应力比区（R<0.5）平均应力增速为高应力比区（R>0.5）的3.44倍，而应力幅值衰减速率呈现相反规律。建立的疲劳强度模型显示预测值与试验值相比误差小于7.7%，表明该模型在复杂多因素耦合条件下的工程适用性，可以为先进航空发动机单晶涡轮叶片的抗疲劳优化设计提供重要理论支撑。

推导离心力作用下旋转刷式密封刷丝变形特性理论公式，先后建立旋转刷式密封离心效应刷丝力学变形特性求解模型与三维叉排管束泄漏流动特性求解模型。在分别通过理论公式和实验测试结果验证求解模型准确性基础上，分析不同刷丝直径与刷丝安装角随转速变化下的旋转刷式密封刷丝力学变形特性，研究内外转子两种安装方式对旋转刷式密封泄漏流动特性的影响规律。研究结果表明：内外转子两种安装方式下，旋转刷丝承受离心效应均随转速升高而增强，增加刷丝直径和减小刷丝安装角均可降低刷丝离心变形量。内转子刷丝安装方式下，密封泄漏量随刷丝直径和刷丝安装角的减小而降低；内转子刷丝转速为6000 r/min时，刷丝直径从0.10 mm减小到0.05 mm，密封泄漏量降低56.45%；安装角从40°减小至30°，密封泄漏量降低72.62%。外转子刷丝安装方式下，密封泄漏量随刷丝直径增大与刷丝安装角减小而降低；外转子刷丝转速为6000 r/min时，刷丝直径从0.05 mm增大到0.10 mm，密封泄漏量降低59.13%；刷丝安装角从40°减小到30°，密封泄漏量降低27.78%。考虑离心效应对封严性能影响，内转子刷丝安装方式旋转刷式密封为优选结构。

传统刷式密封易受气流作用产生浮升扰动效应导致提前失效寿命过短的问题，基于简化悬臂梁模型理论分析刷丝浮升扰动效应力学模型，提出能够抑制刷丝浮升扰动效应改进型差异化直径刷式密封，基于Arbitrary Lagrange-Eulerian（ALE）流固耦合方法建立差异化直径刷式密封三维瞬态求解模型，量化分析刷丝自由端变形特性，研究不同结构参数和工况参数对差异化直径刷式密封浮升扰动效应影响规律。研究结果表明：改进型差异化直径刷式密封通过刷丝差异化排列，增大前排刷丝直径进而增加刷丝刚度，能够增强刷丝的抗扰动能力，提升传统刷式密封封严性能。增大压比、前挡板保护高度、前挡板与刷丝束轴向间隙均会增强刷丝的浮升扰动效应，差异化直径刷式密封能够抑制刷丝浮升扰动效应。在本文工况参数和结构参数下，相对于传统刷式密封，改进型差异化直径刷式密封刷丝自由端平均变形量减少10.98%～20.39%。

针对航空发动机受外物损伤的安全性评估需求，发展了基于重叠网格技术和稀相气-固两相流方法的飞机进气道吞砂行为研究的数值模拟方法。建立了全机身外流场以及地面砂石吸入进气道过程的三维可压缩气-固两相耦合的数学模型，并充分考虑颗粒所受的多种作用力及其与壁面的相互作用。分析了不同工况及物性参数影响下的二元外压式进气道吞砂行为，包括吞砂轨迹、发动机风扇面撞击参数等。结果表明：砂石由辅助进气门吸入进气道后大多与进气道顶部经历一次碰撞，后续在风扇面的撞击位置基本位于上侧0.5倍风扇面半径之外。在无风及逆风工况下，砂石在左右两发的撞击位置呈“V”字型靠近机身中线对称分布。且随着发动机工况、逆风风速的增大以及砂石密度的减小，砂石撞击位置逐渐分散，0.5～0.8倍半径范围内的砂石数量逐渐增多。此外，在飞机发动机额定工况且无风条件下，飞机速度大于11 m/s后即无法从地面吸入砂石。相较而言，侧风工况显著增加了下游进气道的吞砂量，大幅度加剧两侧发动机使用寿命的差异性，严重破坏飞机的稳定性和平衡性。

针对变循环发动机低压涡轮导叶调节导致涡轮叶片气膜孔流量分配显著改变的问题，通过建立压气机级间变引气模块和涡轮变导叶角度冷气掺混模块，实现了考虑涡轮导叶角度调节的主流道气路与空气系统气路之间的数据交互和模块化耦合求解。以带核心风扇的双外涵变循环发动机（CDFS VCE）为对象，研究了整机环境下低压涡轮导叶调节对涡轮叶片气膜孔出流流量的影响规律。研究表明：考虑压气机变引气和涡轮变导叶角度掺混不会显著影响导向器叶片和转子叶片冷却气流量占核心机进口流量的比例，但是造成了导向器和转子叶片冷却气在不同位置气膜孔间分配关系的显著非均衡响应。导叶角度在−3°～4°的调节范围内，导叶吸力面气膜孔冷却气比例降低可达20%，动叶压力面气膜孔冷却气比例降低约6%。

采用GPU众核技术提升CFD软件性能是高性能计算的发展趋势。其中的关键问题之一是在中小型工作站乃至个人计算机（PC机）上实现CFD软件的计算加速和高效仿真。本文基于NVIDIA CUDA（compute unified device architecture），采用上下松弛隐式时间推进格式（data-parallel lower-upper relaxation，DPLUR），建立了CPU/GPU异构并行三维可压缩流的RANS（Reynold-averaged Naviers-Stokes equations）求解器，研究了影响该求解器计算加速的关键因素和应对策略，通过合理分配线程块内线程数量，减少主机与设备之间的数据通信，充分利用共享内存和高效求解Navier-Stokes方程，提高了求解器的并行效率，并在PC机上获得了相对于传统CPU求解器20倍以上的加速比。测试结果表明：在三维情况下，基于DPLUR的CPU/GPU异构并行三维可压缩流的RANS求解器比传统求解器的LUSGS迭代方法的收敛速度最高可提升40倍。

为分析某桨扇发动机构型低空低速工况下引射通风结构对排气流动性能的影响，构建了核心机舱/内涵喷管/引射次流出口一体的仿真物理模型，采用数值模拟方法对多种引射结构方案对排气特性的影响进行了研究，并从流动机理的角度对引起变化的原因进行了分析。结果表明：低空低速工况下次流流量系数随着引射出口长度比增大而减小，后趋势平缓，随开度比D₂/D₁减小到一定值附近出现峰值。掺混点（主次流边界速度一致点）的状态可标志主次流边界混合均匀；主流对次流的抽吸能力随引射出口长度比减小而增大，至长度比L₁/D₁为0.66附近时达到最大；随着马赫数从0.01增大到0.2，次流换算流量比在各马赫数下增长变化趋势相似，各型面流量系数均高于低来流马赫数方案，证明了全飞行包线下低空低速工况整机通风情况的严峻性。最后提出了流量系数与长度比及开度比的经验关系式拟合模型。

综述了航空航天领域高温气体密封技术，包括耐高温胶黏剂、高温静密封、高温动密封技术及其泄漏理论、性能测试技术。归纳了国内外高温气体密封技术的主要研究成果，并分析了其在极端工况下高温变马赫数喷管大尺寸密封系统的适用性和优化潜力。近年来，耐高温胶黏剂的耐热性能提升、高温气体密封结构的改进、密封件的回弹性能、泄漏性能及耐磨性试验研究，以及高温气体密封件泄漏模型的建立和密封性能测试平台的开发等方面取得了显著进展。极端工况下的大尺寸密封系统的研究尚处于发展阶段，未来高温变马赫数喷管密封系统的研究应聚焦于密封系统回弹性、密封效果维持、运动特性、失效机制和寿命预测，以推动相关领域技术的发展。

跨声速压气机内流动呈现强三维性，其损失来源多且复杂。分解损失成因并量化评估其致损程度具有重要意义。基于跨声速压气机三维流场分析明确了流动高损失的主要来源，发展了以涡识别方法为主、基于流动特征参数的高损失区域划分方法，进一步利用熵产率积分实现了损失量化评估。以NASA Stage 35为对象的分析结果表明：叶表边界层损失、端壁边界层损失、叶尖泄漏损失和尾迹损失是跨声速压气机转子流动损失的主要来源。近失速工况和峰值效率工况相比，叶表边界层损失、尾迹损失占比有所减小，叶尖泄漏损失和端壁损失占比显著增加，分别达到了21%和20%。转子进口叶尖相对马赫数接近1.5所产生的激波本身并未造成明显的损失，但激波与边界层相互作用所引发的额外流动损失需重点关注。

选用某亚声速轴流压气机，借助经过校核的数值计算方法深入开展了53%设计转速下压气机机匣椭圆变形的典型流动特征和损失特性辨析。结果表明：随着机匣变形度的增加，压气机叶顶区域流动和损失恶化，压气机气动效率加速下降且峰值效率最高降低2.1%。机匣椭圆变形下压气机叶顶流动恶化源于转子上游流场周向畸变及其新增流动损失：叶顶间隙周向不均匀导致转子最大叶顶间隙通道的上游压力势场畸变，形成顺叶片旋转方向的压力梯度和周向二次流动，诱发低能流体向偏离最大叶顶间隙的周向位置迁移堆积并形成高损失区，损失周向分布出现“相位偏移”现象。相对机匣变形下转子叶顶间隙变化导致泄漏损失增加，转子上游损失畸变对转子内部叶顶损失影响更为深远，其一方面决定了转子内损失峰值所在的叶片通道，另一方面在转子内发展演化诱发了更大间隙泄漏损失。

为获取低温轴流压缩机真实工质条件下的性能参数，建立基于真实工质的喘振检测与控制方法，计算给出了真实工质在全包线范围内的热力和热值，建立了基于真实工质的归一化折合模型，提出了防喘振簇线和性能参数裕度设置方法，建立了基于主、被动判定的喘振检测以及精细化降速、安全裕度自动修正等喘振控制方法。结果表明：真实工质与完全气体相比，热力和热值的最大偏差分别为6.94%和7.54%，折合质量流量和折合转速的最大偏差为5.41%和1.69%，必须考虑真实气体效应的影响；基于运行工况点真实运动轨迹设置的防喘振簇线可实现喘振的准确检测和裕度计算，控制策略满足安全运行所需。

以Krain 6高压比离心压气机为研究对象，提出了一种分流叶片周向偏置方法——独立偏置，并与传统的整体偏置方法进行对比。结果表明：独立偏置方法可以在整体偏置方法基础上进一步提高压气机性能。整体偏置方案中分流叶片向主叶片压力面偏置时，分流叶片吸力面前缘附近的激波强度和范围减小，分流叶片对泄漏流进行有效分配，同时流道1宽度以及扩张角的减小使分流叶片吸力面对流道1中泄漏流的引射作用加强以及沿流向的逆压梯度减弱，从而减小流道1中激波和叶顶泄漏流相互作用和泄漏流掺混扩散引起的损失，但过大的偏移量会破坏泄漏流的合理分配，分流叶片整体周向位置为68%时压气机性能最优，在压气机出口质量流量为2.95 kg/s工况下，压比和效率分别提升1.44%和0.62%；在独立偏置方案中，当分流叶片前缘周向位置为68%，尾缘周向位置为72%时压气机性能最优，在压气机出口质量流量为2.95 kg/s工况下，压比和效率分别提升2.02%和1.08%。独立偏置方案提升压气机性能的机理在于分流叶片前段泄漏流强度减小，分流叶片吸力面前缘附近高强度激波消失，以及流道1扩张角减小导致沿流向逆压力梯度减小，限制了泄漏流的掺混和扩散。

针对航空发动机风扇管道声模态重构时，均匀环形声阵列所需传感器数量庞大，而传统基于L1范数的压缩感知方法存在幅值低估的问题，研究基于稀疏贝叶斯的航空发动机风扇声模态重构方法，建立稀疏贝叶斯分层先验模型，利用块坐标下降法求解，有效解释并量化测量过程中的不确定性；利用非支配遗传算法优化阵列布局，提高声模态重构精度。开展了某3.5级航空发动机风扇声模态测试试验，结果表明：在相同传声器数目下，稀疏贝叶斯方法的重构平均误差低于L1范数正则化方法；在低速工况下，采用6支传感器最优布局，稀疏贝叶斯方法对周向模态阶数为5的声模态重构误差为0.01 dB；在高速工况下，采用8支传感器最优布局，稀疏贝叶斯方法对周向模态阶数为5和−12的声模态重构误差分别为0.50 dB和0.46 dB。

为有效降低燃烧室出口叶尖温度进而保障发动机涡轮叶片叶冠断裂故障的顺利解决，对燃烧室开展了基于火焰筒冷却孔的径向温度分布控制仿真及试验研究。通过流场与流量分配分析，提出外环第8排冷却孔几何面积增加65.3%的控制方案。数值仿真表明：控制方案使该孔流量占比提升60.63%，其余进气结构流量占比相应减少2.95%～3.45%，出口叶尖温度显著降低56 K。部件与整机试验进一步验证了方案的有效性。部件试验显示，控制方案叶尖温度较原型降低51 K，出口温度径向分布呈现叶尖与叶根温度较低、约2/3叶高处达峰值的特征，出口温度分布系数（OTDF）、径向温度分布系数（RTDF）均满足设计要求，且未对燃烧室其他关键性能产生不利影响，将有利于涡轮叶片可靠性。仿真与部件试验的温度分布趋势一致性较好，为燃烧室出口温度场的精准控制提供了一种有效技术路径。

采用试验方法研究加温加压条件下（500 K和500 kPa），主燃孔射流及侧壁冷却气富燃-淬熄-贫燃（RQL）燃烧室中复杂旋流液雾火焰的流动、火焰结构。采用粒子图像测速技术（PIV）和平面激光诱导荧光技术（OH-PLIF）同步光学诊断方法从主燃孔射流来流方向获得了多个截面上单头部燃烧室在不同油气比状态下的流动和火焰结构，揭示了侧壁冷却气耦合作用下主燃孔射流的运动轨迹及对流场、释热场作用过程。结果表明：从主燃孔射流来流方向测试得到的试验结果，可以更好地表征主燃孔射流与旋流液雾火焰相互作用。侧壁冷却气会显著改变主燃孔射流形成的中心回流区结构。非反应条件下，随着侧壁冷却气量的提高，回流区负轴向速度范围减小，流场对称性被破坏；反应条件下，冷却气与火焰相互作用导致火焰形态不对称，高油气比时近壁区出现局部淬熄。

针对高马赫数超燃冲压发动机高频PLIF（planar laser-induced fluorescence，平面激光诱导荧光）燃烧诊断研究空缺问题，研制了高焓激波风洞高频PLIF测量系统，并在自由活塞驱动高焓激波风洞上首次开展了名义马赫数为10的飞行模拟条件下超燃冲压发动机高频OH-PLIF燃烧诊断试验，分别获得了乙烯喷注和氢气喷注下燃烧室OH-PLIF时间序列图像。通过对比背景图像发现试验气在风洞起动8 ms左右时到达发动机流道，火焰中OH基靠近唇罩一侧分布，且在矩形流道中观测到了与压缩面一侧的凹腔后缘相平行的激波结构；相较于乙烯喷注，氢气喷注时风洞起动3 ms左右的烧蚀会提前将氢气点燃，进而产生近似全场均匀分布的火焰；上述结果与燃烧室压力数据具有较好一致性。

针对一体化加力燃烧室的结构优化和喷油优化问题，通过SST k-ω湍流模型和非预混燃烧模型考察了联焰器位置和喷油配置对一体化加力燃烧室燃烧特性的影响。讨论了温度场和速度场的分布状况。探究了燃油液滴、氧气、二氧化碳和水的分布状况。通过场协同阐述了燃烧特性与机理，基于总压恢复系数、温度均匀性系数、燃烧效率沿程分布评估了热态流场和燃烧性能。结果表明：燃烧室存在3个回流区，中心锥底部为内涵进气道突扩形成的反向回流，喷油杆上部回流区源于外涵进气对流场的冲击作用，下部回流区源于外涵进气与内涵进气的对冲作用。联焰器位置内缩，增强下方小空间的燃烧弱化上方大空间的燃烧，燃烧性能减弱。通过不同喷油配置的燃烧效率比较，上部、中部、下部喷油比例为3∶1∶2时加力燃烧室的燃烧性能最好。

针对圆柱滚子轴承接触线上应力分布的不均匀问题，提出一种滚子相切与滚道全凸联合修形方法。在建立有限长线接触弹流润滑模型的基础上，探究分析了联合修形方法下的应力分布特点，给出了最优凸度比的计算方法（定义凸度比为滚子-滚道同时修形时滚子凸度量与滚道凸度量的比值）。结果表明：采用联合修形方法时，联合修形曲线存在最优凸度比，由载荷、总凸度量、直母线长度决定，在此最优凸度比下，接触应力存在3个相等的极值，接触应力的分布更加均匀，最大接触应力更小。此外，随着联合修形曲线的直母线长度增大，最大接触应力先减小后趋于稳定。研究成果为滚子-滚道接触副的修形设计提供一种可借鉴的方法，该方法可以提高圆柱滚子轴承接触应力分布的均匀性。

针对工业机器人旋转矢量（RV）减速器主轴承在时变载荷条件下外滚道剥落故障的问题，提出一种基于瞬时角速度（IAS）的时变载荷下主轴承外滚道剥落的动力学模型。考虑机械臂在运动过程中产生的时变载荷以及外滚道剥落故障产生的冲击力对附加力矩的影响。运用Runge-Kutta数值积分法求解动力学方程，通过仿真和实测信号对比分析，验证了所建动力学模型的正确性。研究表明：IAS信号因故障产生的扰动波形在低速重载工况下更加清晰，并且基于IAS信号方法的轴承剥落故障尺寸估计，不受转速波动影响，更加适用于变速工况下的剥落区尺寸估计。研究结果有助于完善基于IAS的工业机器人关节主轴承故障检测方法的动力学理论。

垂直返回可重复使用火箭在返回气动减速阶段由于火箭底部为迎风面，对底部发动机喷管的力、热特性产生显著影响。采用计算流体力学方法对超重星舰一子级火箭底部的流动特性进行数值模拟，获得了火箭在典型气动减速段工况马赫数为3.5、攻角为0°～15°范围的流场结构及底部喷管的载荷分布。结果表明：火箭返回时底部形成了随攻角变化的弓形激波，在背风侧形成了大尺度的流动分离；外圈、中圈和内圈喷管所受侧向载荷之比为335∶19∶1，呈指数级下降；随着攻角增加，喷管侧向载荷从背风侧向迎风侧逐渐减小。气动热对火箭底部以及外圈喷管的影响显著。研究结果可为垂直返回火箭底部发动机的布局及气动减速阶段的姿态控制方案提供理论支撑。

通过数值模拟方法研究了气液内混喷嘴在反压条件下的动态雾化特性，重点分析了不同频率振荡对雾化场的影响。研究采用VOF转DPM（volume of fluid to discrete particle method）耦合模型，结合网格自适应加密（AMR）技术，模拟了喷嘴内气液两相流的雾化过程。结果表明：在一定反压条件下，对入口施加激励能够显著改善雾化效果，但频率过高会导致部分液滴直径增大，整体雾化效果优于稳态工况。此外，喷雾锥角在频率变化时会有一定升高，而液滴的索太尔平均直径（SMD）呈现周期性波动，频率越高，平均SMD值越大；频率增加会让喷嘴出口流量振荡增强，相位滞后。研究为液体火箭发动机内混喷嘴的动态特性优化提供了参考。

针对传统方法难以准确预测复杂工况下的燃油流量，进而影响排放计算精度的问题，提出一种基于神经网络基函数分解的NBEATS-MARS（neural basis expansion analysis for time series with multi-variable adaptive rapid state-transition）模型。该模型采用多栈分解结构，设计多类型基函数系统，通过基函数分解实现可解释的高精度预测。实验表明：NBEATS-MARS模型方均根误差为59.49，对称平均绝对百分比误差为5.75%，中位数误差仅为0.29%；在爬升巡航下降阶段表现最佳，方均根误差为32.75，对称平均绝对百分比误差为1.87%。基于此构建了综合航空排放计算方法，通过将预测的燃油流量数据作为核心输入，结合发动机排气温度等健康状态参数，实现了二氧化碳、氮氧化物、黑碳和有机碳等多种航空排放物的精确量化。燃油流量预测误差的降低使排放计算不确定性显著减小，巡航阶段排放量计算精度提升至±2%以内。该方法通过提高上游燃油流量预测精度，有效改善了下游航空排放评估的准确性和空间分辨率。