针对第三代镍基高温合金CMSX-10平板试样，分别设计带有倾角与偏航角的圆孔、扩张孔、W形孔3种孔形的气膜孔并开展高温蠕变试验，研究了气膜孔孔形对镍基单晶合金冷却叶片模拟试样高温持久断裂寿命的影响。结果表明：在980 ℃和350 MPa条件下，圆孔试样的高温持久断裂寿命大约为扩张孔试样的1.3倍，扩张孔试样的高温持久断裂寿命大约为W形孔试样的1.3倍。结合扫描电镜分析发现：平板试样的蠕变断裂形式主要是在气膜孔周边区域产生应力集中之后引起的类解理和韧窝混合型断裂。基于晶体塑性理论对3种气膜孔孔形平板试样进行模拟分析，模拟结果显示在气膜孔周边存在应力集中和应力重分布，数值模拟分析结果与观察试样断口形貌得到的断裂特征吻合。采用改进的Lemaitre蠕变损伤模型与Larson-Miller方程来预测圆孔CMSX-10平板试样的蠕变断裂寿命，结果表明基于改进的Lemaitre 蠕变损伤模型预测蠕变寿命精度更高。

榫连接结构的接触刚度是影响叶-盘装配结构固有振动特性的关键参数和精确分析叶-盘耦合系统动力学特性的前提条件。将榫连接结构接触位置处理为薄层单元，推导法向和切向接触刚度与薄层单元属性的映射关系。设计并搭建榫连接结构固有振动特性实验装置，结合不同压紧力下固有振动特性实验与薄层单元仿真，同步识别榫连接结构法向和切向接触刚度。设计等效榫连接面-面微动摩擦实验，测得单位面积切向接触刚度，验证识别方法的精度。识别结果表明：接触刚度随压紧力先缓慢后迅速增大，当平均接触应力达到200 MPa后，接触刚度几乎不变。识别得到的切向接触刚度与微动摩擦实验结果平均相对误差仅为−4.73%，提出的榫连接结构接触刚度识别方法精度高、识别过程简洁。

针对大型运输机增升结构疲劳试验面临的空间复杂运动翼面载荷精准施加、多系统多参量交互协同控制和复杂耦合验证系统安全运行等难点，开展了多维运动增升结构轨迹模拟、多参量耦合精准动态协同控制、复杂耦合试验系统实时联动安全保护等技术研究。建立了基于微分平坦的空间轨迹模拟方法，确保了翼面偏转过程载荷方向实时精准跟随；构建了随动机构运动速率优化模型，采用时序控制方法，实现了多系统多参量精准动态协同控制；建立了耦合系统功能失效联动保护策略和基于高频轮询模式的通讯状态监控方法，实现了复杂试验系统失效实时联动安全保护；形成一种大型运输机复杂增升结构多参量耦合疲劳试验方法。工程应用结果表明：该方法加载力线最大角度误差为1.8°，载荷最大相对动态误差2.69%，子系统安全保护响应时间最大值18 ms，确保了襟缝翼结构寿命评估的准确性和试验运行的可靠性。

建立了基于圆盘摩擦的刷式密封摩擦因数实验识别模型，设计搭建了刷式密封刷丝与涂层材料配副摩擦学性能实验装置，设计加工了镍基刷丝GH4169、钴基刷丝GH605两种刷丝材料和WC、Zr₂O₃、Cr₂O₃、Al₂O₃四种涂层材料配副圆盘，实验研究了摩擦配副间的正压力、摩擦力、摩擦转矩、摩擦因数和磨损量，综合评价不同刷丝与涂层材料配副的摩擦学性能。研究结果表明：当涂层为WC时，考虑刷丝与涂层材料配副的正压力、摩擦力和摩擦转矩，钴基优于镍基刷丝，其中镍基刷丝和钴基刷丝与涂层材料配副的摩擦因数近似相同。当涂层为Zr₂O₃、Cr₂O₃时，考虑刷丝与涂层材料配副的正压力，钴基优于镍基刷丝；考虑刷丝与涂层材料配副的摩擦力、摩擦转矩和摩擦因数，镍基优于钴基刷丝；当涂层为Al₂O₃时，考虑刷丝与涂层材料配副的正压力、摩擦力和摩擦转矩，钴基优于镍基刷丝；考虑刷丝与涂层材料配副的摩擦因数，镍基优于钴基刷丝。镍基刷丝的磨损率约为钴基刷丝的6倍，在保护转子表面涂层的前提条件下，当转子表面涂层为WC、Zr₂O₃、Cr₂O₃、Al₂O₃时，镍基刷丝优于钴基刷丝。

为了利用与待评估产品具有相似性的产品可靠性数据来扩充信息源的问题，提出了基于相似寿命模型的可靠性评估方法。定义相似因子表征各相似产品与新产品的相似程度，构造相似寿命模型描述产品的相似因子与其寿命分布参数的关系，进一步综合相似产品数据确定模型参数，最终可评估得到各个产品的可靠性。以某卫星产品为例进行可靠性分析，展示了所提出方法的应用，结果表明无论是否存在失效数据，以及是否存在新产品数据，该方法都是适用的和稳健的，并消除了现有的数据融合方法需要新产品数据的要求，且运算简单，可扩展性强，易于推广。

在分析Fatemi-Socie疲劳寿命预测模型不足的基础上，定义具有较大法向应变范围的最大切应变范围平面为临界平面，提出了一种基于切应变能密度的多轴疲劳寿命预测模型，给出了模型中各疲劳破坏参数、材料常数和临界平面位置的确定步骤，并利用6种材料的疲劳试验结果对所建模型进行了验证。结果表明：利用平均应力敏感系数修正后的平均切应力，既可以反映不同材料对平均切应力敏感程度的不同，也可以很好地反映平均切应力对材料多轴疲劳损伤的影响。在拉扭比例加载、非比例加载和非对称加载下，分别有100%、93.2%、90.4%的预测结果位于3倍误差带内。

针对冲击载荷下法兰连接螺栓结构强度评估方法研究开展研究。设计并加工动态力学性能材料试验件，通过试验获取螺栓材料动态力学行为模型，试验表明螺栓用材料IN718具有明显的应变率强化效应，在中高应变率条件下，材料的屈服强度和抗拉强度均有所提高；设计并加工断裂力学模型标定试验件，通过试验表明不同应力状态下材料断裂力学试验表明螺栓用材料的断裂应变与材料所受应力空间状态相关。并建立考虑应力三轴度和罗德角的螺栓材料断裂力学模型。最终基于上述材料试验结果结合仿真建立起螺栓冲击载荷下强度评估方法。通过冲击试验结果与评估分析结果对比表明，在给定冲击载荷条件下，所建立的综合考虑螺栓材料动态力学性能和断裂力学性能的评估结果与试验结果吻合，在1500 J冲击能量下，螺栓未发生断裂。而传统力学评估方法结果表明螺栓发生断裂，评估结果偏于保守。

依据共振状态下悬臂梁振动应力的表达式，定义了不随温度变化而变化的叶型常数；通过在常温下测试叶片一阶共振应力与振幅的线性关系，可求出该常数。结合高温下容易测试的振幅、共振频率等参数，实现了高温状态下共振应力的预测。通过高温应变计对涡轮叶片进行了 500、600、800、900 ℃的应变、振幅测试试验。实际测试结果与预测结果的比较表明，该预测技术是可行的，可以在不使用高温应变计的情况预测叶片在高温下的应力。应变绝对误差小于 5×10⁻⁵。

为了满足航空发动机的减振要求，设计了一种电磁型主控式弹支干摩擦阻尼器（active magnetic dry friction damper, AMDFD），通过电磁执行器来实现阻尼器阻尼特性的调节。建立了AMDFD-双转子系统的动力学模型，研究了不同支承位置AMDFD对转子系统振动特性的影响。基于AMDFD-双转子系统的振动特性，设计了一种转速区间开关控制策略，并对策略的有效性进行了仿真分析。在AMDFD -双转子系统试验台上，进行了不同支承位置AMDFD对转子系统振动特性的影响试验以及在加速过多阶临界转速区时转子振动的抑制试验。结果表明：低压风扇轴前轴承及低压涡轮轴后轴承位置的AMDFD对转子振动的抑制最为有效，所设计的控制器能够明显地抑制转子系统在通过多阶临界转速区时的振动，抑制效果最大可达89%。

为探究陶瓷基复合材料（CMC）机械连接结构在航空发动机中的应用潜力，采用试验与数值模拟相结合的方法研究了平纹编织SiC/SiC带孔板-金属销钉连接结构在拉伸状态下的失效模式与破坏过程，并通过数字图像相关（DIC）技术实时观测试件变形与失效过程。试验结果表明：结合分层损伤的剪切破坏是连接结构主要的失效形式。基于内聚力模型（CZM），使用渐进损伤分析方法（PDA）预测了平纹编织SiC/SiC带孔板的失效载荷、失效模式及分层损伤，预测结果与试验结果吻合，失效载荷预测误差小于10%，表明了数值模型对结构失效分析的有效性。

为研究螺头/螺母约束状态对螺纹松动特性的影响，提出了约束螺头或螺母的两种螺纹连接防松结构，建立了单搭接单螺栓连接结构的精细有限元模型，分析了横向振动条件下不同防松模型螺纹松动的过程，并进一步讨论了不同模型在不同加载、螺纹面摩擦因数、承压面摩擦因数等条件下的螺纹松动特性，通过螺纹松动试验验证了防松效果。结果表明：在相同条件下，对于未约束螺头和螺母的普通连接结构，在振动前期螺栓预紧力损失最大，最容易发生松动；对于约束螺头的新型连接结构，其螺栓预紧力衰退最慢、损失最少，具有很好的防松效果；而对于约束螺母的连接结构，其螺纹松动最快，不具有防松效果；工程中可以考虑设计螺头被约束的连接结构，以提高螺纹连接防松能力。

以真实压气机整体叶盘为研究对象，针对整体叶盘3节径各阶模态开展阻尼环减振特性分析。建立了整体叶盘有限元模型。基于整体-局部统一滑动模型，发展了适用于环形阻尼器系统振动响应分析方法，使用该方法对整体叶盘在简谐激励下的振动响应进行仿真计算。设计能够激发整体叶盘节径振动的试验系统，通过试验验证了有限元模型的合理性以及计算方法的有效性。结果表明阻尼环对各阶振型均有很好的减振效果，最高可达60%。试验结果与仿真结果吻合度较好，固有频率相对误差均在5%以内。研究结果对工程上整体叶盘结构减振设计具有一定参考价值。

针对航空发动机偏心涡动状态的篦齿封严环气弹稳定性问题，提出分别应用旋转坐标系、三维插值与非定常动网格技术，综合考虑篦齿封严环的偏心涡动与模态振型等因素，基于能量法建立了偏心篦齿封严环气弹稳定性求解模型，在验证求解模型准确性基础上，研究了在偏心状态下，涡动频率、进动形式及模态振型对篦齿封严环气弹稳定性的影响规律，分析了气动功在齿腔不同区域分布特性，揭示了偏心涡动对篦齿封严环气弹稳定性的影响机理。研究表明：篦齿封严环低节径气动阻尼比相对于其他节径更易受偏心涡动影响，其中第1节径气动阻尼比会随偏心率的增加逐渐减小，并由正值转变为负值，引发气弹失稳；相对于正进动，反进动形式具有更大的气动阻尼比；对于稳定状态，气动阻尼比随涡动频率增加而增加；篦齿封严环气动功沿轴向呈周期振荡衰减分布，且振荡幅值沿气流方向逐级衰减，稳定状态篦齿封严环低压侧气动功会由负功转变为正功；偏心率的增加引起篦齿封严环轴向各区域气动功逐渐增加，致使总气动功由负转正，导致失稳；偏心率的增加不会改变各区域气动功占总功百分比。

为了探究航空发动机进气支板产生裂纹的原因，设计了基于薄膜传感器的支板测试系统。通过在ANSYS中建立支板及其流场的物理模型，在支板表面施加不同频率的低幅点载荷，以模拟不同转速下后排转子通过转静干涉过程作用到支板表面的激励力，建立Fluent模块与Transient Structural模块之间的双向数据传输来实现双向流固耦合仿真。通过仿真得到瞬时分析的结果（后排转子对支板的激励力可忽略）与实际测试结果进行对比。结果表明：在共振转速附近时，支板表面压力幅值显著增大，与薄膜压力传感器测试所得结果一致。说明叶片共振时，流固耦合作用不可忽略。分析过程与结论为航空发动机进气支板裂纹产生机理分析提供了理论依据，同时为支板结构设计提供了一种思路。

自激扫掠喷嘴通过内部康达壁面和反馈通道结构的对称设计，在压力驱动下能够实现液柱喷射方向的自激发高频变化。为了探索此新型喷嘴在航空发动机内燃油喷射的应用潜力，本研究综合采用二维数值模拟和高速阴影成像法，研究了不同工作介质、不同缩比尺寸下，自激扫掠喷嘴的特征流速、工作频率、扫掠张角等参数随工作压降的响应变化情况。结果表明：自激扫掠喷嘴在较宽的工作压力范围（0.01～5 MPa）和特征尺寸范围（0.3～7 mm）内均能够实现稳定的自激发扫掠振荡喷射，能够产生70°以上的扫掠张角和1500 Hz以上的振荡频率。其扫掠张角随压力的提高而不断增加，最高可达110°以上；自激扫掠喷嘴的工作频率与其喉道处的特征流速成正比，与喉道宽度成反比，表征工作频率的斯特劳哈尔数在较宽工作压力范围内保持恒定。以上结果可为自激扫掠喷嘴在航空发动机等动力装置内的应用和优化设计提供有力支撑。

翅片管换热器被广泛应用于低气压条件下的高空飞行器舱内环境温度控制。为了研究低气压下翅片管换热器空气侧对流换热特性，以波纹-翼型涡发生器翅片管换热器为研究对象，在环境压力为5～101 kPa，入口空气流速为0.5～6 m/s的工况下，对低气压下翅片管换热器空气侧换热特性进行了数值模拟研究。研究结果表明：随着环境压力的降低，空气侧表面传热系数和压降损失均显著降低，在环境压力为25 kPa时，空气侧表面传热系数与常压下相比降低了69.9%～75.6%。提出了波纹-翼型涡发生器翅片管换热器空气侧传热因子j和摩擦因子f的预测模型，模型计算结果与模拟结果吻合度较高，平均绝对误差为4.75%和3.57%，研究可为低气压环境下翅片管式换热器的设计提供参考。

为探究空心结构的流动换热特性，对具有高换热低流阻特性的迎风弯折（windward bend，WB）夹芯结构空心处理，得到空心迎风弯折（hollow windward bend，HWB）夹芯结构，采用数值方法研究了空心直径比（d/D）、导热系数比、雷诺数等参数对HWB结构流动换热能力的影响。结果表明：①空心迎风弯折结构能够以较低的换热损失作为代价，减轻较多的质量，当d/D=0.5时，质量减少了25%，但努塞尔数仅降低了5.5%；②HWB结构的导热系数比对间质换热与端壁换热的比值影响较大，提升导热系数比，间质换热相对于端壁换热会提升更多；③当d/D较小时，相同固体率下的HWB结构与实心WB结构的流动换热能力基本相同，当d/D增大至0.9时，HWB结构的流动换热能力略强于实心WB结构。

为深入了解航空发动机燃烧室中的滑动弧等离子体点火特性，基于自有CFD平台GTCC发展了滑动弧激励的数值建模与仿真方法，在单旋流模型燃烧室上测试了该方法的有效可行性。针对轴向双旋流燃烧室开展了6 km高空来流条件下滑动弧点火数值模拟，结果表明施加定轨道旋转滑动弧显著增强了燃油雾化及点火性能，在油气比为0.015、电弧半径为1.5 mm、旋转速度为100（°）/ms的条件下，旋流器出口形成了周期性振荡的值班火焰，流场整体逼近临界着火状态，并在电弧半径增加至2.0 mm后点火成功。进一步模拟了油气比降低至0.01的滑动弧点火过程，电弧半径2.0 mm增加到2.5 mm后，旋流器出口平均气态煤油比例由8.11%增加到22.70%，成功促进值班火焰突破燃烧室临界点火极限。与常规火花塞点火试验的点火极限油气比0.0163相比，采用滑动弧激励的数值模拟结果表明可将该型燃烧室点火边界拓宽38.65%。

为简化爆震推进系统仿真过程机理与网格的遴选工作，提高计算效率，分别采用单步与19步H₂/Air化学反应机理在长宽比为20的计算域中开展了爆震波的二维数值模拟，详细计算了0.5、0.4、0.2、0.1、0.08、0.04、0.02 mm共7种网格尺度下爆震波的传播过程，得到了爆震波胞格结构、爆震波特征参数等的变化规律。研究表明：采用单步或19步机理模拟得到的爆震波胞格结构的临界网格尺度分别为0.1 mm与0.4 mm，且网格尺度越小越容易获得爆震波胞格结构；爆震波胞格结构平均宽度与网格尺度呈线性关系；较大网格尺度会高估爆震波波峰面的静温与静压，但压力平台区的模拟结果几乎不受网格尺度与机理的影响；相较于多步机理，单步机理表现出的较短的点火延迟特性使模拟出的爆震波胞格结构边缘更细腻，使自持传播的爆震波更易获得。

为了研究不同气流参数对发动机进口帽罩综合加热效果的影响，采用红外成像测温技术对帽罩全表面综合加热效率进行了测量，并详细分析了实验帽罩在二次流吹风比为0.8～3.0、温比为1.2～1.6和主流雷诺数为8600～17000条件下的综合加热效果。实验结果表明：在内部冲击和外部气膜的共同作用下，帽罩前缘具有较高的加热效率，约为0.5；在实验条件下，提高二次流热气的吹风比能够有效地增强帽罩全表面的加热效果，当吹风比由0.8增大到2.0，综合加热效率平均提高33%；二次流温度的提高，对帽罩前缘加热效果影响较小，综合加热效率增幅只有0.01左右；随着主流雷诺数增加，帽罩中后部的综合加热效率明显降低。

针对不同掺混比例下甲烷/氢气的直接燃烧噪声声压级和频谱特征开展实验研究，采用阵列微管燃烧器在常温常压条件下组织甲烷掺氢燃烧，微管内采用螺旋叶片强化燃料与空气混合。实验采用传声器记录了燃烧噪声的压力脉动，对数据进行频谱分析，研究发现随着掺氢功率比（HPR）的增加，燃烧噪声频谱峰值逐渐由低频向高频转变，高频部分的功率谱密度有明显升高；在掺氢功率比一定时，直接燃烧噪声的声功率谱形状受当量比影响不显著。实验中使用分贝仪测量了A计权下的燃烧噪声分贝值。基准氢气当量比在0.5～0.8时，掺氢功率比从0变化至100%，燃烧噪声变化趋势一致，噪声分贝值约提高11 dB。本研究对直接燃烧噪声进行了拟合，得到了以甲烷燃烧噪声为归一化基准的甲烷掺氢燃烧噪声预测关系式。

为了揭示脉冲爆震的非定常性对涡轮流场的影响，建立了GE-E³两级高压涡轮的三维数值模型，以研究爆震驱动下涡轮的流场特征。对50%叶高处的基元级流动进行分析，对动叶表面的分离流动以及叶顶间隙的泄漏流动进行了研究。结果表明：前导激波驱动燃气以超声速流过涡轮流道，导致燃气在叶栅斜切口出现了明显的超声速斜切口膨胀以及叶栅外的自由膨胀。前导激波与叶片相互作用会造成气流攻角的大幅变化，并产生多处局部逆压梯度，导致叶片表面出现严重的流动分离。此外，前导激波作用于动叶会增大叶顶间隙两侧的压差，使得间隙泄漏流量急剧增大，这增强了泄漏流与主流的剪切和掺混，导致主流区出现明显的熵增。

为了解决加力燃烧室纵向波纹隔热屏冷气用量多与波纹结构特征带来的局部低冷效区域的问题，提出了双层波纹隔热屏冷却结构。采用数值模拟方法，研究了变相位差、变振幅比条件下双层波纹隔热屏的冷却效率和流阻特性的变化规律。结果表明：当相位差范围在−π/4～π/4时，局部低冷效区得到改善，同时隔热屏整体的面平均综合冷却效率和均温性得以提高。相位差为π/8时，双层波纹隔热屏的相对面平均综合冷效和冷效均匀度最高，分别为10.49%和13.44%。相位差在正、负方向过大会导致气膜孔流量分配不合理，增大气膜孔入口的突缩损失。另外发现，振幅比的增加可以有效提高波峰附近的冷却效率，减少波峰和波谷的冷效差值，振幅比为2时效果最优。

为研究组合式弹性金属密封泄漏特性，针对接触泄漏通道、间隙泄漏通道建立两种泄漏特性数值计算模型，在宏观力学特性数值计算结果的基础上，基于分形理论建立了考虑实际粗糙接触表面的组合式弹性金属密封泄漏特性求解模型，并设计搭建了组合式弹性金属密封泄漏特性实验装置，在实验验证数值求解模型准确性的基础上，研究了组合式弹性金属密封在不同内外腔压差、压缩量下的力学特性与泄漏特性，并分析表面粗糙度影响下的密封机理。研究结果表明：等效应力随着内外腔压差的增大、压缩量的增加而不断增大；而泄漏量随压缩量的增加、温度的增加而逐渐减小，在最大压比、最大压缩量条件下泄漏量较初始条件减少24.12%；表面粗糙度对组合式弹性金属密封的泄漏量影响较大，表面粗糙度以及压缩量会影响接触处泄漏通道间隙进而影响其流场分布，本文提出的考虑表面粗糙度的数值计算方法较传统方法误差较小，可较为准确计算组合式弹性金属密封的泄漏量，为组合式弹性金属密封泄漏特性分析提供理论依据。

高冷效涡轮叶片需要采用双层壁冷却结构，但已有大量研究表明其冷气流动阻力过大，导致该类结构应用困难。为改善这一问题，一种蜂巢式双层壁冷却结构已经被提出。基于自研的小型风洞实验系统和3D打印制备的实验件，在常温常压工况下对两种双层壁结构进行了流阻对比实验。结果表明在相同的结构准则参数和来流雷诺数下，蜂巢式结构的总压损失比典型层板减少了20.5%～22.5%，总压恢复系数提高了最多1.4%；同时对实验过程进行了仿真复现，进一步明晰了该结构可有效组织气流和抑制多类旋涡的减阻机理。通过对实验结果的不确定性分析，以及实验与仿真结果的相互印证，表明了所得结论的可信性。

针对战斗机有限热沉条件下散热能力充分利用的问题，通过理论建模和仿真实验，对飞机热管理系统进行了全任务剖面热动态分析，并探究了燃油系统的温度控制策略。首先，提出了一种基于功率损失的控制体法，简化了液压元件热平衡方程，分析了液压泵生热的主要因素。其次，建立了热管理系统仿真平台，仿真得到热管理系统各节点温度变化曲线以及给定飞行剖面下飞机热续航时间。最后，提出热沉调度和温度控制策略，分别将飞机热续航能力提高了23.4%和29.2%。所完成的主要研究工作为飞机燃油系统温度控制和热管理系统设计提供了参考依据。

以压气机平面叶栅实验件为研究对象，在叶栅端壁靠近吸力面前缘布置涡流发生器，来改善压气机静叶气动性能并控制角区分离流动。采用数值模拟的方法，研究不同高度、长度和节距位置的涡流发生器对角区分离流动和气动性能的影响。研究结果表明：吸力面前缘涡流发生器在通道进口端壁附近产生诱导涡，抑制角区低能流体聚集，使分离起始点后移，缩小角区沿着节距方向范围，降低流动损失。涡流发生器应设置在角区分离起始位置，角区分离控制效果随着涡流发生器高度的增高先增强后减弱，随着涡流发生器的弦长增加逐渐减弱，随着布置位置远离吸力面而先增强后减弱，当涡流发生器布置在端壁回流区与主流区交界线、弦长为25%叶片弦长、高度等于2%叶高时，叶栅流动损失减小10.3%。

采用商业CFD软件Ansys CFX对3种叶尖结构模型进行数值仿真，选择k-ω SST（shear stress transport）湍流模型对不同结构、吹风比、叶尖间隙条件下模型进行计算。结果表明：叶尖间隙直接影响进入叶尖凹槽区域的泄漏流流量。叶尖间隙变小，泄漏流受到的流动阻力增大，泄漏流流量相应下降；冷气吹风比增大后，冷气直接冲击机匣内壁面，在冲击点周围形成回流，冷气在叶尖区域凹槽涡的诱导下形成回流涡；构型3结构的凹槽中部隔板能够对进入凹槽的泄漏流产生阻挡作用，提高叶尖区域吸力面冷却效果。但隔板使得泄漏流在其左右两侧形成强度不同的凹槽涡和角涡，提高了热应力梯度。通过熵增分析，叶尖间隙对叶尖区域主流泄漏损失起决定性作用，叶尖间隙减小能够明显降低叶片尾缘区域损失。

利用相似理论和数值模拟对压气机中真实气体气动与工质热物性耦合影响性能的问题进行解耦，对比研究了不同进口工况下超临界二氧化碳离心压气机特性和内部流场，探讨了近临界点真实气体物性变化和冷凝对压气机焓增、效率、堵塞边界的影响。结果表明：真实气体效应的影响可分为蕴含于气动性能参数热力学定义中的热力学影响和蕴含于压气机内部流场中的气动影响，其中气动影响占主导；研究气动影响时可借助相似性能参数排除热力学层面的干扰，当真实气体效应增强时，工质压缩性的减弱将导致叶轮扭速降低从而使相似焓增减小，叶轮负荷的减轻会减小负荷相关气动损失从而使相似效率提升，两相流的存在以及喉道冷凝诱发的提前堵塞会导致堵塞边界的前移。

角区分离是航空压气机内部一种固有的流动分离现象，而控制角区分离是减小压气机流动损失、提高其气动性能的重要手段之一。为了加深对角区分离流动机理及相关控制技术的认识，本文基于自主设计的压气机叶栅设计了叶身/端壁融合（BBEW）、涡流发生器（VG）以及两者复合调控共3种被动控制方案，利用粒子图像测速技术（PIV），在低速叶栅风洞中完成了不同攻角与流速下速度场的详细测量。实验结果表明：所设计的BBEW控制叶栅对角区分离抑制有限，部分工况下还会加剧分离；而VG控制叶栅与复合调控叶栅可以通过尾迹涡干扰分离剪切层的稳定性，从而促进主流与低能流体的掺混，增强分离区的动能，有效抑制角区分离。

以一亚声速轴流压气机孤立转子实验台为研究对象，对其叶顶动态压力展开了测量，以探究旋转不稳定性（RI）的时频特征及物理本质。通过功率谱估计，对RI的空间分布和频率特征进行了研究，发现RI的频率特征和空间分布不随叶顶间隙、转速和流量而变化。使用小波变换对RI的时频特征进行了研究，发现RI在时间上并不连续。叶顶间隙的增大会提高RI的发生频率。使用人工模拟信号对RI的时频特征做了模拟，验证了RI只会出现在特定叶片上的假设。叶顶压力分布测量结果显示RI的物理本质是泄漏涡破碎后形成的载荷高低交错的两通道流动结构。

针对叶冠结构的改进和优化研究是燃气轮机研究领域的重要方向之一，为了研究叶顶喷气对带冠涡轮叶片气动性能的影响，分别对全冠、部分冠、尾缘切削优化冠和前尾缘均切削优化冠这4种冠型开展平面叶栅试验研究，同时结合部分数值计算结果。通过对比分析4种试验冠在有无叶顶喷气时的相关气动参数，结果表明：当叶顶有冷气喷射时，可以改善叶冠容腔进出口的泄漏流动，降低气动损失；同时，尾缘切削优化冠的总压损失平均值相比于部分冠低24.8%，比前尾缘均切削优化冠低6.87%，尾缘切削优化冠相比于部分冠和前尾缘均切削的优化冠拥有更好的气动性能。

在高精度改进内罚间断伽辽金（interior penalty discontinuous Galerkin，IPDG）有限元方法基础上，结合大涡模拟（large eddy simulation，LES）方法对槽道流进行数值模拟研究。研究采用4种亚格子模型（Smagorinsky模型、壁面修正Smagorinsky模型、壁面适应局部涡黏度（WALE）模型、动态模型）。体马赫数分别为0.2和0.7，分别对应不可压缩和弱可压缩流动。结果表明：在上述IPDG-LES框架内，Smagorinsky模型由于边界层内的过耗散特性精度较低；采用壁面衰减函数修正的Smagorinsky模型可以提升精度，但在近壁区黏度仍然过大；WALE模型和动态模型的结果总体上优于上述Smagorinsky模型，与参考文献较为接近。其中动态模型总体上精度最高。此外，不同模型在体马赫数0.2和0.7时表现近似，说明IPDG-LES方法对弱可压缩流动具有较好适应性。

针对在跨声速风洞试验过程中试验模型出现的低频大幅振动现象，研制了一套基于压电陶瓷作动器的主动振动控制系统并设计了一种多模态PD控制算法，在数值仿真计算、地面试验和风洞试验中均取得了较好的控制效果。主动控制算法以抑制振幅最大的俯仰方向振动为目标，利用傅里叶级数对俯仰方向振动数据进行模态分解得到前两阶主振动模态，利用递推最小二乘法对单模态进行通道传递函数参数辨识，针对单模态通道传递函数设计控制算法。结果表明所采用的算法能够对被控对象实现较好的控制。将所设计的控制算法加载到主动振动抑制系统，通过地面调试验证和风洞试验，最终表明研制的减振系统能够实现对风洞模型振动的有效抑制，振动衰减可以达到 80%以上，风洞试验时长增加了50 s左右，增大试验攻角5°。研究具有工程实用价值，并且为后续开展多自由度控制、多执行机构协同控制、智能控制算法研究提供有力支撑。

针对不同来流条件下热喷效应导致的冷/热喷差异规律不同的问题，通过求解三维多组元雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程数值模拟典型飞行器外形轨控喷流干扰流场，研究了喷流温度对干扰流场及气动特性的影响规律，分析了不同来流马赫数与飞行高度条件的冷/热喷干扰差异规律。研究表明：喷流温度对干扰流场的影响是质量流量与能量流量的耦合影响机制，总焓比高于1时，喷流能量流量的影响较质量流量更明显，总焓比低于1时，喷流质量流量的影响较能量流量更明显；随着来流马赫数增加，总焓比下降，喷流质量流量的影响较能量流量增强，质量流量大的冷喷干扰流场范围逐渐大于热喷，并使得冷喷干扰产生的力干扰因子逐渐大于热喷；随着飞行高度增加，总焓比不变，喷流质量流量与能量流量的影响占比不变，冷/热喷干扰差异的定性规律不变，但来流动压减小，喷流干扰力/力矩整体为减小趋势，并使得冷/热喷干扰的力干扰因子与轨控偏移量差异整体为减小趋势。

为了高效、准确地生成对转桨扇全工况范围的特性图，基于规定尾迹的升力线法，发展了对转桨扇气动特性预测模型。通过引入相互诱导速度项来考虑前、后排桨扇之间的气动干扰效应；通过不同相位的尾迹叠加方法来考虑周期性影响；利用Kriging法建立了翼型升、阻特性代理模型以提升计算精度。对F7-A7对转桨扇进行了特性预测、模型验证和评估，结果表明：本模型不仅能够较高精度且快速地预测全工况范围内的特性，而且能够有效捕捉干扰效应、周期性特征及轴间距的影响。其中，设计点的净效率与推力误差分别为0.43%和0.37%；在宽广的非设计工况下，仍能保持较高精度，效率误差小于1.2%；单个工作点计算仅需21 s。相较于零维模型，在设计/非设计点的效率和功率预测准确度均显著提升，为开式转子发动机的总体性能仿真与优化设计提供了强有力的支持。

为提高超燃冲压发动机隔离段的抗背压波动能力，针对一种带有尖劈的隔离段结构，基于FLUENT软件进行数值仿真，获得了不同几何结构的隔离段内部流动特性，在此基础上分析了隔离段内激波串形成机制与隔离段抗反压机理。研究结果表明：在隔离段内设置尖劈可提高隔离段的抗背压能力，与没有尖劈时相比隔离段抗背压能力提升超过8%；数值仿真结果表明尖劈位置靠近上游时隔离段抗背压效果更好；相同背压条件下适当增加尖劈长度可把隔离段内激波串推向下游，相较于不含尖劈隔而言激波串前缘位置向下游方向移动约18.4 mm。

为了研究不同加热构型涡喷发动机总体性能差异，利用Visual C++（VC）平台，采用部件级建模法，分别建立了两种加热构型涡喷发动机变比热仿真计算模型，并通过仿真对比分析了两种涡喷发动机在不同工作循环参数匹配条件下的性能差异，结果表明：当级间燃烧涡喷发动机有效效率高于加力燃烧涡喷发动机7%时，级间燃烧涡喷发动机所选压气机总增压高于加力燃烧涡喷发动机25.07%，级间燃烧涡喷发动机需选取较高压气机增压比。在节流特性方面，级间燃烧全开状态发动机油耗相较于全开加力状态降低33.33%；在高度与速度特性方面，级间燃烧涡喷发动机性能受飞行工况变化的影响程度低于加力燃烧涡喷发动机与常规循环涡喷发动机。

为掌握火箭基组合循环（RBCC）发动机的纯火箭模态性能特性及影响因素，设计构建了中心火箭布局的全轴对称特征RBCC发动机基准流道，以及相同设计膨胀比的半轴对称斜切喷管构型RBCC发动机、连续扩张喷管构型火箭发动机流道，开展了不同推力室室压条件下纯火箭模态三维膨胀流场仿真，获得了不同喷管构型、二次流、火箭推进剂方案下纯火箭模态内流工作特性、推力比冲性能特性。结果表明：纯火箭模态时非理想连续膨胀流动状态导致比冲性能损失，比冲效率在80%以下；大突扩膨胀后产生的强激波总压损失是性能下降的主要机制，全轴对称喷管构型相对于连续扩张喷管时比冲效率下降约8%，半轴对称斜切喷管可以减小膨胀总压损失，提高比冲效率；引入二次流可以调整膨胀-压缩波系结构以减小总压损失，提高二次流总温有利于提升整体性能。

针对粉末燃料可靠流化和定量可调输送问题，开展基于活塞驱动气体流化输运的粉末供应系统特性研究。通过试验研究，开展不同活塞驱动力、流化气压强、粉末出口喉径等参数对粉末流化输运特性的影响研究。研究表明：该系统在所设工况下能够实现稳定送粉；在指定范围内活塞驱动力存在临界值。活塞驱动力小于临界值时，粉末质量流量随驱动力增大而逐步增大。当超过临界值时，可实现活塞驱动力与粉末流化输运的解耦，粉末流量与出粉口喉道面积成线性关系；驱动力增加过程中流化气流量会增加然后迅速减小，当驱动力达到上限时粉末输送的固气比达到最大；单独提高流化气压强使得固气比大幅降低，不利于气源的有效利用。

基于自燃推进剂液/液双旋流喷嘴，设计多喷嘴模型火箭发动机，通过试验研究了氧燃比、缩进长度对自燃推进剂模型火箭发动机高频纵向燃烧不稳定的影响。结果表明：在0.4 mm缩进时，2阶纵向模态会出现“分频”现象，而该现象在更大缩进长度时不会发生，推测该现象与液/液双旋流喷嘴内、外锥形液膜间撞击波动导致的释热波动有关。随着缩进长度的增大，模型发动机纵向燃烧不稳定减弱，这与燃烧释热区域向缩进室内移动，导致其抵抗燃烧室压力扰动能力增强有关。在设计流量下，增大氧燃比使得模型发动机纵向燃烧不稳定减弱，但仍有从1阶纵向模态主导向2阶纵向模态主导过渡的趋势，即2阶纵向模态振荡幅值超过1阶纵向模态振荡幅值；在推进剂总流量偏离设计流量−14%的工况下，增大氧燃比使得2阶纵向模态显著增强，1阶纵向模态会显著减弱。

针对多喷管并联运载火箭上升段羽流流场结构与底部加热导致的火箭热防护问题，建立了九喷管构型运载火箭分析模型，通过数值仿真研究了不同高度下的羽流流场及底部热环境现象。通过与风洞试验数据对比，验证了数值方法的可靠性。分析结果表明：多喷管运载火箭上升段射流间发生碰撞，不同海拔高度分别出现了循环涡、燃气回流以及反溅等现象，高度越高，射流膨胀角越大。飞行高度较低时，箭体底部加热主要以辐射加热为主；随着高度增加，对流加热的影响增大。底部热流密度峰值出现在30～40 km范围内，对流热流密度最大为318.16 kW/m²，辐射热流密度最大为315.38 kW/m²，总热流密度最大为570.31 kW/m² 。底板温度梯度是对流加热的主要影响因素，辐射加热主要受辐射强度、距离及辐射微元面积影响。

针对单一检测手段难以对航空发动机主轴承进行在线监测以及准确诊断故障的问题，提出一种振动与滑油金属屑末信息融合的航空发动机主轴承状态监控方法。首先选用有效值作为时域特征参数，定义特征能量作为频域特征参数，滑油金属屑末数作为滑油屑末信息。基于模糊推理理论将上述参数进行融合，通过选取隶属度函数、定义模糊推理规则，进行振动信号及滑油金属屑末信息的融合分析诊断轴承故障。开展航空发动机主轴承剥落扩展试验及某型航空发动机整机试车试验，安装振动及滑油屑末检测系统，同步采集轴承剥落全程的振动及滑油屑末信息，并应用所提出方法对所测得数据进行分析。结果表明：轴承运行1 h，计算得到输出轴承状态数值为0.18，处于0～0.35之间，轴承状态良好；运行中期9 h，轴承状态数值为0.5，处于0.35～0.65之间，轴承状态欠佳；轴承运行后期18 h，计算得到输出轴承状态数值为0.82，处于0.65～1之间，轴承故障严重。所提信息融合方法可有效监测轴承运行状态，可为航空发动机主轴承状态监控提供有效手段。

针对现有基于深度学习的滚动轴承故障诊断方法存在准确度不高、泛化性较差的缺点，提出了一种基于SConvNeXt-ECMS（the ConvNeXt network based on shuffled convolution-efficient channel and multi-scale spatial attention module）与DBO-RELM（dung beetleoptimizer regularized extreme learning machine）的滚动轴承故障诊断模型。将ECMS注意力机制与分流卷积模块融入ConvNeXt网络，提升ConvNeXt网络的特征提取能力；使用蜣螂优化算法完成参数寻优后的RELM替换网络原有分类层，提升网络对相近特征的分辨能力；利用哈尔滨工业大学航空轴承故障数据集仿真实验，验证所提分流卷积对ConvNeXt网络的提升效果；使用帕德博恩大学数据集进行滚动轴承混合故障诊断实验，验证所提SConvNeXt-ECMS与DBO-RELM模型的分类效果。仿真实验结果表明：所提SConvNeXt网络在航空轴承故障分类任务中，准确率可达100%，优于其他现有网络；帕德博恩大学滚动轴承混合故障诊断实验表明，所提ECMS注意力机制以及DBO-RELM方法均对原网络的性能有进一步的提升，新模型对滚动轴承混合故障的诊断准确率最高可达99.94%，相较于其他现有的滚动轴承故障诊断模型，均具有更高的故障诊断准确率和更强的泛化能力。

提出一种等压差活门的正向频域设计方法，内容包括：基于线性系统理论，推导了等压差活门的状态空间模型；基于频域分析方法，建立了等压差活门结构参数与系统性能的显式关系，提供结构参数设计指导；基于频域设计理论，提出了一种等压差活门的动态设计方法，指导镇定控制增益的设计。为了便于工程应用，提出了规则型孔设计图谱的概念，完成了规则型孔结构参数的设计。仿真结果表明：在1 MPa的进口油源压力和大幅值计量面积阶跃扰动下，设计的等压差活门稳态特性满足（0.81±0.01） MPa，静态误差小于1.2%，动态调节时间小于0.002 s，稳定裕度基本大于70°，系统具有伺服跟踪和鲁棒抗干扰性能。

针对某型航空发动机加力燃油计量模块结构复杂、试验分析困难等问题，基于力平衡和流量平衡方程在AMESim中进行了模块数字化建模和仿真，并采用流场仿真分析软件得到了稳态液动力相关模型参数，对加力各区等压差活门和计量活门性能进行了研究；利用AMESim的线性分析工具对加力各区关键活门的固有频率及相关影响因素进行了专门研究。仿真结果表明：建立的模型与试验数据相比误差小于5%，具有较高的精度和可靠性；同时固有频率的研究成果可为该型燃油计量模块的改进和工程排故提供理论支持和实践基础。