针对航空发动机中热载荷对组合支承转子动力学特性的影响展开研究。建立了考虑温度影响的组合支承系统模型，推导了弹性环和鼠笼弹支的刚度、阻尼随温度变化的公式。通过有限元方法构建了动力涡轮转子三维模型，结合温度场分布分析了其热变形与热应力。在此基础上，提出了组合支承-转子双向耦合模型，结合该模型和转子三维有限元模型进一步分析了热载荷下转子动力学特性的变化规律。研究结果表明，热载荷将导致临界转速小幅下降，但振动幅值只在临界转速附近变化显著。在上述研究基础上，最后搭建了转子试验台验证了理论分析的正确性。

面对航空推进系统测试装置高空环境模拟中强流量冲击、显著非线性、未建模动态及复杂试验场景带来的控制难题, 亟需在ADRC强抗扰、弱模型依赖优势基础上，进一步突破固定参数和经验试凑调参对控制性能的制约。为此，提出了一种基于时间尺度与空间尺度变换的参数整定方法来实现高效的ADRC参数整定。具体地，通过建立系统的时间/空间尺度与ADRC三大核心模块跟踪微分器(TD)、扩张状态观测器(ESO)以及非线性状态误差反馈控制律(NLSEF)的控制参数映射关系，构建完整的ADRC参数整定规则，并分别对各模块进行仿真验证与性能分析。试验结果表明，所提方法显著简化了ADRC参数整定过程并提高了参数获取准确性。相较于基于带宽法的线性ESO-ADRC，在所提参数整定算法下，线性ESO-ADRC的稳态阶段平均绝对误差由0.35降至0.17，过渡态最大压力波动由0.42 kPa降至0.22 kPa，最大压力恢复时间由6.5 s缩短至4.0 s；进一步地，非线性NESO-ADRC的上述指标分别优化至0.12、0.13 kPa和2.7 s，表明所提方法能够有效提升压力控制性能，从而保障航空发动机飞行试验的可靠性。

为了研究同轴式喉栓变推力发动机的喉栓在流场中的受力情况，通过数值仿真，研究了不同型面喉栓在多种典型工况下的受力特性。计算结果表明：在起飞级工况下，喉栓所承受的最大载荷与发动机推力相当，且不同型面喉栓之间的受力差异并不显著；在续航级的巡航和末尾加速阶段，凹型面受力分别为凸型面的63%和51%，锥型面的受力介于两者之间。当主动调节喉栓位置时，随着燃烧室压力的升高，喉栓的受力呈现明显的线性增长特征。当燃烧室压力出现波动时，喉栓受力也会随压力变化而呈线性变化。通过本文提出的尾部凹槽设计方法优化凸型面喉栓外形后，最大载荷可降低95%。

隐蔽抵近目标完成侦察、窃听等任务对扑翼飞行器微型化和可控飞行提出了更高要求。针对单曲柄双摇杆扑动机构存在的问题，设计了一种单轴式双曲柄双摇杆共轴四翅扑动机构，采用理论分析方法，研究了一个扑动周期内左右两对翅膀扑动角的对称性。结果表明：该共轴四翅扑动机构使得左右扑动杆存在一定的瞬时对称性差异（最大差异值约2.7°），左侧和右侧整体扑动角幅值均为36.6°，左侧和右侧整体平均扑动角均为15°，扑动机构具有很好的整体对称性和横向稳定性。研制了可模块化组装的共轴四翅扑翼样机，进行了飞行测试。样机可完成手抛或“悬停”起飞、前飞、爬升、转弯、盘旋等。研究结果对开发更加隐蔽和微型化的扑翼飞行器提供了重要的设计参考。

针对发动机研制中出现的转子与壳体周向等间距碰摩故障，介绍了圆柱壳体振动的基本理论，剖析了转子与圆柱壳体周向等间距碰摩的形式和原因，揭示了转子与圆柱壳体周向等间距碰摩的机理，提出了转子与圆柱壳体周向等间距碰摩的条件，建立了周向等间距碰摩的通用识别方法，利用发动机中的转子与密封座周向等间距碰摩故障实例对识别方法进行了验证。研究表明：转子与圆柱壳体的周向等间距碰摩通常为两种独立激励源所激励的两种振动相互作用的结果；流体会激起圆柱壳体的节径型共振，转子振动频率和幅值满足一定条件时，转子与圆柱壳体会发生周向等间距碰摩，碰摩的点数取决于壳体振动的节径数以及转子转速与壳体对应节径共振频率的比值。发动机转子与密封座周向等间距碰摩的故障实例证明了周向等间距碰摩通用识别方法是可行、有效的，可为碰摩故障诊断和壳体动力学设计提供指导。

为深入揭示气固两相工况下压气机叶尖间隙泄漏涡结构的动态演化规律及其性能影响机制，基于分离涡模拟（DES）与离散相模型（DPM），利用 Fluent 软件对 Rotor37 跨声速压气机开展了单相和气固两相工况下的数值模拟研究。采用 Omega 涡识别准则对叶尖间隙泄漏涡结构进行识别，采用熵产率作为压气机流动损失表征参数。研究结果表明：相较于单相工况，气固两相工况下压气机叶片 90% 叶高截面流道内超声速区域显著收窄，激波位置提前，且激波前缘出现减速过渡区；通过 Omega 准则对两种工况下叶尖泄漏涡结构的识别，发现颗粒相显著促进了涡旋结构的脱落与重组；通过观察压气机叶片上各位置熵产率变化，显示颗粒相的存在显著增大了压气机流动损失，并且降低了压气机的增压能力和等熵效率。

为克服传统雷诺方程法在模型精度与普适性上的不足，提出了一种基于流体力学基本方程组的半解析方法，用于精确计算箔片气体动压轴承的刚度阻尼系数。首先建立气膜与箔片之间的流固耦合模型，然后不断改变偏心率以找到轴颈在确定转速下的静平衡位置，再取一次偏心扰动进行稳态计算得到四个刚度系数，最后对轴颈施加两次简谐振动通过瞬态计算获得4个阻尼系数。结果表明：随着转速增大，轴颈静平衡位置逐渐靠近轴承中心，主刚度系数逐渐下降，交叉刚度系数逐渐上升，4个阻尼系数皆逐渐下降。计算得到的刚度阻尼系数可用于后续转子动力学计算。搭建实验平台测试了箔片轴承的刚度系数，实验结果验证了所提计算方法的正确性。

为实现低压涡轮在低雷诺数环境下稳定工作，采用数值仿真和试验方法，从雷诺数、载荷系数、来流约化频率和湍流度影响因素方面，分析了低压涡轮叶栅的工作特性，并开展适应低雷诺数工作环境的优化设计。结果表明：随着雷诺数降低，约化频率的影响增加；雷诺数在1.0×10⁴时，约化频率由1.03增加到3.09，效率降低0.9%，损失增加6.0%。优化后的叶栅方案降低了叶片吸力面喉部后逆压梯度，有效抑制了低雷诺数环境下的分离流动，使涡轮叶栅性能大幅提高。低雷诺数环境下，优化后叶栅吸力面无气流分离，压力和能量损失减小30%～40%；高雷诺数环境下无改善；来流攻角在−20°～10°范围内压力和能量损失增加5%～25%，但在−10°～0°时损失相当。

由于叶冠接触面的复杂非线性和多模态阻尼特性分析的巨大计算量，导致传统方法难以全面、高效、准确的求解，因而提出改进鲸鱼优化算法-极限学习机（IWOA-ELM）多模态阻尼特性预测模型，在极短的训练时间与较少的输入数据条件下，实现快速、准确预测输入和输出比例为数量级比例的多模态阻尼特性。通过能量法和有限元模态分析构建轻量训练集。提出带历史记忆机制的分组协同策略与Sobol反向初始化改进WOA得到IWOA，通过CEC2017试验验证IWOA具备卓越的全局性能。通过IWOA优化ELM权值和阈值，实现模型极低输入-极高输出的强大网络性能。采用带冠叶盘结构验证，输入一阶弯曲模态5个振动应力下对应的5个阻尼比，预测振动应力范围为0～100 MPa的前20阶模态的完整阻尼特性曲线（共2000个阻尼比）。结果显示：IWOA-ELM模型的均方误差为3.74×10⁻⁶，相对于ELM模型降低了87%。说明IWOA-ELM具备极高的预测精度。预测时间仅需0.51 s，将计算效率提高近2000倍，可以实现对数据量巨大的叶冠多模态阻尼特性的快速求解。IWOA-ELM阻尼预测模型使得快速而充分地考虑多个模态的减振特性具备可行性，能够最大程度的降低共振风险，具有工程实用前景。

以经典跨声速涡轮叶片为研究对象，采用数值模拟方法研究了5种叶尖间隙高度（0.23、0.46、0.69、0.92 mm和1.38 mm）对涡轮动叶叶尖及附近区域流动换热特性及气动性能的影响规律。研究结果表明：随着叶尖间隙增大，叶尖超声速区域范围向前缘扩展，流动分离点后移，激波与膨胀波干涉效应增强，流场复杂性加剧。1.38 mm间隙高度下面平均努塞尔数（Nu）较0.23 mm间隙增大了9.9%。叶尖泄漏涡和马蹄涡的强度与尺度均随间隙增大而增强，相互作用加剧；然而，面平均总压损失系数随间隙增大呈下降趋势，1.38 mm间隙下的损失较0.23 mm间隙降低了1.993%，表明小间隙下泄漏流的强约束与掺混集中是导致较高气动损失的主要原因。此外，绝对泄漏量随间隙增大显著增加，但单位间隙高度下的泄漏率随之减小。

基于燃气-蒸汽弹射系统1∶3缩比模型，采用数值模拟方法系统分析了发射筒内流场特性、二次燃烧现象及其抑制机理。结果表明：二次燃烧主要发生在发射筒内涡旋区与滞止区；低水雾燃气比条件下二次燃烧易发生；随着水雾量增加，蒸发吸热与自由基稀释作用增强，可有效延缓甚至抑制二次燃烧，但过高水雾量会导致系统温度下降并削弱做功能力。为兼顾抑制效果与发射性能，进一步研究了低水雾燃气比下含钾抑制剂的作用。结果显示：抑制剂引入后筒内平均OH质量分数降低约3个数量级，显著削弱了自由基活性，即使在低用量下亦能有效抑制二次燃烧。研究结果为燃气-蒸汽弹射系统的安全设计与工程应用提供了参考。

由于工质的特殊性及极端的航空条件，溶解性气体是燃油空化中不可忽略的一个重要因素。为揭示溶解性气体对空化过程的独立作用机制，本研究以常温水为工作介质，对二维Clark Y-11.7%水翼的空化流动特性进行研究，重点关注液体水中溶解氧对流扩散作用及溶解/析出过程，深入探究溶解性气体对基础水翼空化的影响机制。在Schnerr-Sauer空化模型框架下，耦合溶解性气体对流扩散作用及溶解/析出过程，从而构建SS-DG空化模型，并以该空化模型对水翼空化进行数值仿真，结合实验结果，详细分析两种攻角（8°和20°）、3种不同浓度溶解氧条件下溶解性气体对水翼空化形态及水动力学特性的影响。结果表明：液体中不同浓度溶解氧会改变水翼前缘附近空泡形态；两种攻角下，不同浓度溶解氧对水翼升阻力系数的平均值影响较小，但会改变其非稳态特性；此外，由于大尺度流动分离现象出现，20°攻角水翼空化区内溶解氧浓度时均值显著高于相同工况下8°攻角下的溶解氧浓度。

为研究近真实工况下先进航空发动机中心分级燃烧室内部流动反应组分场特性，在进口压力为0.5 MPa、进口温度为600 K的条件下对中心分级旋流液雾火焰开展同步的OH与Fuel（煤油PAH荧光）平面激光诱导荧光（planar laser-induced fluorescence, PLIF）测量。为应对加温加压液雾火焰测试的困难与挑战，本文在试验流程、光路设计、图像采集与处理等多个环节进行了优化。OH/Fuel PLIF同步测量结果表明：中心分级旋流液雾火焰存在4种典型的火焰结构；在进口温度、压力及总燃油供给量保持不变的条件下，随着燃油分级比的降低，主预燃级火焰耦合减弱，出现多种火焰结构的变化，其中预燃级对火焰稳定起到关键作用。

为评估梁式管接头作为航空输氢管路连接件的可行性，开展输氢管路梁式管接头自密封性分析。建立了包含粗糙密封表面形貌特征的梁式管接头多尺度有限元模型，基于该模型对不同工况环境下密封区域的实际接触面积和接触压力进行仿真计算，研究了梁式管接头的自密封性随预紧力、密封介质温度和介质压力的变化规律。研究结果表明：梁式管接头的自密封性主要体现在第一道密封上，轴向预紧力和密封介质压力的增加能够强化自密封效果，提升第一道密封的密封性能；流体介质温度对自密封性的影响并不显著，在所考察的温度范围内第一道密封和第二道密封的密封性能均无显著变化，研究结果说明了梁式管接头在宽温域环境下的密封性能稳定性和对高压力环境的适应性。

镍基单晶高温合金基体上沉积Al涂层和Co-Al涂层，针对1000 ℃高温环境中200小时氧化后的实验样品展开系统性研究工作。实验数据表明，合金基体与两种涂层材料的氧化动力学过程均呈现典型的抛物线型变化趋势。相较于未沉积涂层实验样品和单一Al涂层，Co-Al涂层的氧化速率明显降低。经过高温氧化实验后，可以观察到合金基体表面存在大量孔洞结构及裂纹缺陷，内氧化现象和内氮化反应的发生使得材料抗氧化性能显著下降。与单一Al涂层相比，Co-Al涂层在高温氧化后形成的Al₂O₃保护膜展现出更优异的抗高温特性，该保护膜缺陷密度较低且纯净度较高，结构更为致密。实验还发现Co元素的引入有效延缓了β-NiAl相向γ'-Ni3Al相的转变过程，难熔金属元素的外扩散行为受到明显抑制，有力促进连续致密Al₂O₃保护膜的形成。

基于非均匀有理B样条（NURBS）曲线，提出了一种螺栓孔设计优化方法，采用极点式双段NURBS曲线构建螺栓孔三维模型，以降低螺栓孔最大当量应力为优化目标，以极点坐标为设计优化变量，约束挡板最大径向位移、螺栓孔最大周向应力和螺栓压紧面积，建立了螺栓孔优化数学模型，采用强化学习差分进化（QLDE）算法开展优化，获得了螺栓孔的一种优化结构，计算表明：优化后的螺栓孔最大当量应力降低了19.0%，最大周向应力降低了12.7%，挡板最大径向位移减小了0.3%，螺栓压紧面积增大了0.5%，挡板低循环疲劳寿命提高了122%。试验验证了设计优化方法的有效性，低循环疲劳试验寿命显著提高，解决了挡板螺栓孔因低循环疲劳试验寿命低导致过早出现裂纹的失效问题。

为解决高超声速内收缩进气道低马赫数自起动困难及隔离段内涡流区显著的问题，提出了一种基于几何结构与流动控制的协同设计方法。该方法将“侧板分割-前掠-外移”的几何重构与受控侧向溢流策略相结合，显著降低了进气道有效内收缩比，并实现了对分离流和附面层的协同抑制与排除。三维数值计算结果表明，与常规唇口后切方案相比，新型进气道宽马赫数范围内的性能显著提升：自起动马赫数由3.9降至3.2，起动马赫数由3.3降至3.1；在来流马赫数为4.0和6.0工况下，实际捕获流量分别提高9.74%和6.54%，出口总压恢复系数分别提高9.91%和4.45%。此外，出口畸变指数显著降低（≥13%），并且在来流马赫数为4.0时出口截面的涡流区基本消失。。

旋转爆震发动机中爆震波诱导的斜激波会带来上游高压脉动回传，影响发动机的稳定工作。设计了一类拓扑流体二极管防回传进气结构，并通过数值仿真方法，对比分析了6种不同构型在冷流和压力脉动条件下的流场分布和压力回传特性。研究结果表明，拓扑结构能够有效改变回传气流的流向并减弱其速度，从而实现对回传激波的有效抑制。从最大静压和沿程压力脉动等方面分析拓扑流体二极管对回传的抑制效果，发现拓扑流体二极管的槽深和级数是关键设计参数，对爆震波回传的抑制效果有显著影响,其中单级-槽深20构型在各工况下均表现出较低的最大静压和脉动幅度，压力抑制率最高可达10.23%，三级构型由于旋涡形成更充分，亦表现出良好的抑制效果。

基于孔探视觉的航空发动机（简称：航发）叶片计数是航发日常维护中不可或缺的环节。然而，叶片表面的反光及姿态变化等因素使得现有的叶片计数算法在实时性和准确性方面面临显著挑战。针对上述问题，提出一种基于叶片边缘检测的航发叶片计数算法。为实现叶片高效、准确检测，设计增强型叶片检测Transform（EB-DETR）模型，通过GS-ECA模块来提高叶片特征的表达能力和提取效率。在此基础上，创新性地提出了时空关联状态机（TSCSM）模型，通过捕捉叶片边缘特征点的时空信息来实现航发叶片的计数。实验表明：所提EB-DETR模型检测精度（AP₅₀）为93.17%，相较其他同类规模的先进模型提升了6.54%，同时模型计算复杂度（GFLOPs）降低了35.16%，检测帧率达到61FPS。此外，航发叶片平均计数精度（MCP）为97.06%，比现有计数算法提升了45.82%，可满足航发叶片计数的实际需求。

为提高先进航空发动机燃烧室出口温度分布品质，需要探明在强旋流燃气中非等温横向射流的流动与掺混特性。针对强旋流中的高温差单股与多股横向射流，基于双色法甲基萘激光诱导荧光技术测量了横向射流掺混过程的温度场，同时采用大涡模拟获取其三维温度场与速度场，进而揭示横向射流的流动与掺混机制。结果表明：在高温强旋流中横向射流会跟随旋流倾斜，在下游形成二次低温区，旋流的脉动也会加强横向射流掺混的非定常特征。孤立的单股射流在流向截面中表现出近似直线的倾斜，穿透深度更大；而多股射流则出现背风侧弯曲现象，其掺混效果弱于单股射流。大涡模拟结果显示了多股射流对旋流切向速度有明显的阻挡作用,导致多股横向射流的切向作用力与切向剪切层减弱，这是多股射流掺混较弱的关键原因。

从飞机任务剖面和机动载荷包线出发，根据飞机运动状态，建立飞机机动载荷与发动机机动载荷的变换关系，实现了利用整机有限元模型对机动飞行时叶尖间隙的定量预测，进一步计算分析了发动机各级叶尖间隙变化量沿轴向和周向的分布特点，识别出了发动机的危险截面。研究结果表明：在典型机动飞行状态点，高压涡轮和低压涡轮叶尖位置处的间隙变化最明显，分别为0.22 mm与0.20 mm，仍远小于热载荷和离心载荷作用下的间隙变化。叶尖径向间隙变化与线加速度和陀螺力矩呈线性关系，与附加离心载荷呈二次函数关系；相较于对转双转子系统，陀螺力矩对同转双转子系统各级叶尖间隙的影响更小。

为了探究气膜孔形状以及吹风比大小对气膜冷却特性和流动结构的影响，开展了涡轮一级动叶综合冷却效率的数值研究。建立并验证了涡轮动叶共轭传热数值模型，对比分析了圆柱形、簸箕形和燕尾形三种异型气膜孔在不同工况条件下叶片综合冷却效率，阐明了位于吸力侧不同曲率位置的气膜冷却混合特性。结果表明，采用的共轭传热数值模型能够很好地预测叶片表面的冷却效率分布。对于讨论的涡轮叶片而言，三种气膜孔结构的理想吹风比值皆为1.0。在相同吹风比条件下，SS₂位置处的射流混合范围相较于SS₁位置明显更大，其射流混合更加强烈。在叶片的吸力侧采用簸箕形孔能够得到更好的经济效益。

针对纵向波纹隔热屏波峰处冷却效率低的问题，提出了一种仅波谷背风侧倾斜开孔的非均匀布局型纵向波纹隔热屏，基于CFD商用软件，使用流固耦合数值模拟方法，与均匀布局、疏密型布局等传统结构方案进行了对比研究，并在孔倾角为20°～40°、吹风比为0.82～1.85下对隔热屏壁面冷却效果进行了分析，研究了孔倾角和吹风比对隔热屏冷却效率的影响规律。结果表明：该方案可以充分利用背风侧动压进气，能显著缩小壁面高温区，提高波峰冷却效率，同时可以改善壁面温度均匀性。孔倾角越小，波谷冷却效率越低，波峰冷却效率越高，波峰冷却效率在孔倾角为30°～35°时最高，相比基准方案提高了5.62%；在吹风比为1.85时，该方案对波峰冷却效率的提升幅度最大，相比基准方案提高了5.57%，但冷却效率均匀系数减小了7.57%。

为研究不同制备工艺和弹击工况对直升机尾传动轴弹击损伤及剩余强度的影响，分别制备了编织型和缠绕型复合材料尾传动轴，基于轻气炮装置和扭转试验机开展了典型工况下的弹击试验和扭转试验。研究结果表明：相比于子弹入射角度，子弹偏移量对尾传动轴损伤程度的影响更为显著；从制备工艺的角度来看，相比于缠绕型尾传动轴，编织型复合材料尾传动轴表现出更优异的抗弹击损伤性能；从失效模式的角度来看，无损和贯穿式弹击工况下复合材料尾传动轴在扭转试验中的失效模式表现为瞬间断裂，而切边式弹击工况下复合材料尾传动轴在扭转试验中的失效模式表现为渐进断裂。

三周期极小曲面（triply periodic minimal surface，TPMS）结构凭借其卓越的热-流耦合传输性能，被视为新一代航空航天推进系统内高性能热交换器技术革新的理想候选结构。TPMS结构固有的几何复杂性显著增加了数值求解的资源消耗，已成为其工程化设计与应用的关键制约。针对孔隙率为60%～80%的TPMS结构开展了全三维数值模拟，系统揭示了不同孔隙率构型在极端工况下的热流性能，进而提出了耦合功质比的性能评价指标 (weight-aware performance evaluation criterion，WPEC)。研究结果表明，75%孔隙率的TPMS结构在该指标下展现出最优的综合性能，其WPEC值可达2.5。基于重叠网格法与粒子迹线追踪法，构建了面向TPMS结构的宏观性能-微观流场协同快速预测模型，实现了兼具精度与计算效率的快速性能评估，其计算耗时降低90%以上，针对总换热量、冷流压降、热流压降的平均预测误差分别为3.91%、4.62%、5.42%。

为了探究总压进气畸变对对转风扇性能及稳定性的影响，针对均匀来流以及插板后总压畸变来流条件下的两级对转升力风扇的气动性能和流场特征进行了数值仿真，采用了定常与非定常计算结合的方式，对比分析并探究了总压畸变来流下该对转风扇的失稳机制。结果表明：畸变来流条件下风扇内部流动具备更强的非定常性，导致定常和非定常计算得到的特性线存在流量上的偏移和变化，因此畸变来流条件下的风扇失稳工况应当以非定常计算得到的结果为准。相较于均匀来流条件，畸变来流使得风扇的失速边界流量由175.82 kg/s下降至162.69 kg/s，降低7.47%，失速裕度下降9.07%。对转风扇能够稳定工作的工况范围大幅减小，同时对失速扰动的抑制能力有所下降。在失稳发生前，插板后总压畸变在向下游传播过程中，畸变区在周向的影响范围基本不发生变化。与均匀来流条件一致，插板后总压畸变来流下的风扇失稳将首先发生在第2级转子R2的叶尖区域，并在堵塞R2通道后向上游传播并影响第1级转子R1的叶尖区域，形成全局失稳。

为了量化定容燃烧弹（CVCC）内三维（3D）湍流场特性与二维（2D）观测结果之间的差异，采用基于滑移网格的大涡模拟（LES）方法，对不同初始压强与风扇转速组合条件下的三维瞬态流场进行数值模拟，分析火焰发展区域的速度分布、湍流强度、湍流积分尺度、流场均匀性及各向同性等关键参数，并与实验数据对比验证。研究目的在于通过定量比较二维与三维湍流流场的特征差异，揭示其差异的形成机理，为提升定容燃烧弹内湍流场调控及燃烧稳定性优化提供理论支撑。研究结果表明：与实验监测面相比，与其正交的两个监测面的湍流强度拟合公式系数的最大相对误差达到17%，湍流尺度拟合公式系数的最大相对误差达到5%，经线尺度与纬线尺度比值与其理论各向同性湍流中的2倍相差较远，表明其各向同性相比实验监测面更差。这一显著差异证实了传统基于二维投影的火焰面观测方法会引入不可忽略的测量误差，凸显了三维流场分析在燃烧诊断中的重要性。

借鉴蜻蜓翅翼褶皱结构调控气流的仿生设计理念，提出一种沿流向阵列布置的非光滑表面结构，并将其应用于高负荷扩压叶栅。采用经实验验证的数值模拟方法，系统研究了沟槽位置参数与结构参数对叶栅气动性能的影响规律，并从宏观流场特征与近壁流动机理角度揭示其作用机制。结果表明：当沟槽布置于叶片吸力面75% ～100%轴向弦长范围内并采用合理的结构参数组合时，沟槽腔体内可形成稳定的驻留涡结构。该驻留涡通过与主流之间的周期性交换，在近壁区引入受限幅值的小尺度扰动，提高湍流间歇因子而未诱发高能量的大尺度湍动结构；同时，其对回流动量的局部滞留与重新分配作用，使分离区由高能不稳定状态向较为温和的受控湍化状态转变。由此，近尾缘吸力面分离涡结构得到显著削弱，通道堵塞程度降低，吸力面边界层发展状态得到有效改善。基于2倍设计点损失准则，在可用进气角范围内叶栅总压损失最大减小8.66%，且可用进气角右边界向高攻角方向拓展约 0.7°。

面向航空发动机压气机/风扇内部狭小空间的内窥粒子图像测速（PIV）测量挑战，提出了柔性内窥PIV方法。基于测试环境约束条件，自主研制了适用于狭小空间探测的内窥成像镜头，并将其与光纤传像束及跨帧相机集成，构建了流场内窥采集系统。通过标定实验量化了引入光纤束导致的光学损耗与非均匀性，并提出了逐像素补偿方法以显著提升柔性内窥系统的图像质量。实验验证表明：该柔性内窥PIV系统成功获取了预期的湍流射流速度分布。与传统PIV测量结果对比，其平均相对误差控制在3%以内，验证了系统的准确性。方法有效克服了传统刚性内窥镜在振动环境中视野受限、易产生运动模糊及安装可靠性不足的局限性，为航空发动机内部复杂流场的精细化测量提供了一种技术途径。

实现低含氧量进气条件下旋转爆震的稳定自持是旋转爆震加力燃烧室设计的关键。通过乙烯/空气非预混旋转爆震流场二维数值模拟，研究贫燃条件下进气温度对旋转爆震起爆临界进气含氧量下限的影响。结果表明，随着加力燃烧室进气温度从875 K增至1025 K，旋转爆震稳定传播进气氧气质量分数下限从15%变为14%。在进气含氧量降至接近起爆临界下限时，进气温度升高对燃烧室流场平均释热率影响较小，但高温进气可通过增强流场中的缓燃，实现爆震波在速度亏损超过8%下的自持传播，从而拓宽稳定起爆的边界。此外，进气温度升高还会诱导流场出现复杂多波模态，而进气含氧量降低则促使旋转爆震趋于单波模态传播。进一步分析表明，旋转爆震多波模态显著影响加力燃烧室总压损失和比推力，混合模态则主导燃烧室温升比和燃烧效率变化。进气温度升高会使旋转爆震加力燃烧室各项性能参数降低，但在适当的进气温度和含氧量下，旋转爆震加力燃烧可使燃烧室总压损失减小。

为探究提升航空发动机滑油系统润滑效果、实现多点位按需精确润滑的设计方法，本文提出了一种带挡油坝的轴向环下润滑结构，对其内部的油气两相流动过程和滑油流量分配特性开展了数值研究，在验证数值方法准确性的基础上，分析了供油流量、转速、供油温度和挡油坝周向夹角对花键和轴承的润滑流量及其分配比的影响规律，并揭示了影响因素的作用机制。结果表明，滑油在旋转离心作用下形成具有显著分相流动特征的连续油膜，经挡油坝分隔后输送至轴承和花键。在不同工况下，花键和轴承的流量分配比与挡油坝夹角比的相对偏差在6%以内，表现出良好的一致性。挡油坝夹角比越大，在初始阶段更多的滑油会滞留在收油腔内，导致出口流量减小；在稳定阶段出口流量比随挡油坝夹角比呈近似等比例线性变化，偏差最大为4.72%。相关研究验证了在不同工况下通过调节挡油坝周向夹角来控制流量分配关系的有效性，较好地实现了同时对轴承和花键按需精确润滑的要求。

对于广泛采用涡扇发动机的现代军用飞机，红外探测技术对飞行器的生存力构成严重的威胁。针对现代战机的高隐身性能要求，聚焦于多通道的涡扇发动机喷管，采用实验与数值模拟相结合的方法，系统探究气动突片技术的应用及其掺混性能。利用主动流动控制方法，强化多通道喷管射流的掺混，从而有效降低射流温度并抑制红外辐射，满足战机隐身性能需求。对气动突片强化掺混实验模型开展风洞实验，对比实验结果与数值模拟结果；通过实验验证的数值模拟结果表明，气动突片能够使喷管热混合效率从无突片时的约0.17提升至0.3以上，喷管下游的高温射流核心区面积减小了30%以上，且掺混几乎不引起总压和推力损失，具有良好的强化掺混效果。

考虑涡扇发动机在包线内大范围工况变化下的强非线性、强不确定性特点，提出一种基于多元特征智能提取的涡扇发动机全包线区间二型（IT2）模糊模型建模方法。设计并提取涡扇发动机全包线多元特征参数，利用改进的判别邻域嵌入算法（IDNE）对多元特征参数降维处理，并结合模糊C均值算法（FCM）求取典型特征，避免传统聚类算法在高维空间失效。在典型特征点处辨识模糊规则后件变量模型。优化获得IT2型隶属度函数，提高存在不确定性时模糊模型精度，最终建立了小涵道比涡扇发动机IT2模糊模型。开展了全包线内模型性能验证，结果表明IT2模糊模型与部件级模型输出相比，平均方均根误差（ARMSE）小于0.20%，具有较高精度；在退化等不确定性作用下，IT2模糊模型精度变化小于0.05%，显著优于一型模糊模型，具有更强的不确定性表征能力；IT2模糊模型单次计算平均耗时为3.9ms，具有良好的实时性。

建立高准确性燃气轮机总体性能仿真模型，是获得高保真数据的重要方法之一，因此采用试车数据对总体性能仿真模型参数进行修正以提高仿真精度。以某燃气轮机为研究对象，利用基于部件法的燃气轮机总体性能仿真模型，通过敏感性分析选取合适的部件特性修正系数，然后耦合试车数据设计共同工作方程组，并利用多点优化对部件特性进行修正，最终获得高精度的燃气轮机总体性能仿真模型。基于修正后总体性能仿真模型获得的数据，使用多层感知机（MLP）建立燃气轮机性能预测模型。研究结果表明：与试车数据相比，基于修正后燃气轮机总体性能仿真数据建立的预测模型，对各稳态工况点性能评估的误差均在1%以内，满足工程精度需求，并且比修正后的总体性能仿真模型快74.7%，计算耗时远小于总体性能仿真模型，能够为燃气轮机总体性能实时预测提供技术支撑。

针对涡轮叶片缘板阻尼结构设计中存在的多目标优化机理缺失及迭代建模计算成本高昂的问题，提出了一种基于参数化等效模型的阻尼器质量-几何解耦优化设计方法。建立了叶片-缘板阻尼的等效梁模型，在准确复现其1阶弯曲模态动力学特性与非线性强迫响应的基础上，显著降低了模型自由度与计算成本。在阐明缘板阻尼关键设计参数对减振效果影响规律的基础上，提出了减振幅度、适用激振域宽度与重合度3个无量纲指标，多维度定量表征阻尼器的减振性能。研究揭示了接触倾角主要决定减振性能的“深度”与“适用宽度”，而阻尼器质量则调控其工作域与发动机流场激励的重合度。基于此，提出了先利用帕累托多目标遗传算法优化几何参数，再根据激励信息优化阻尼质量的解耦优化策略。以非对称缘板阻尼器为算例验证表明，优化后阻尼器的相对减振幅度、适用激振域宽度及重合度分别提升了13%、38%和114.6%；在目标工况激励下，叶片的一弯共振响应幅值降低了43.8%。

为探究航空发动机涡轮导向叶片内部颗粒沉积动力学特性及沉积形貌对传热特性的影响，针对压力面为单层气膜孔壁、吸力面为冲击-气膜孔溢流组合冷却结构进行数值仿真。叶栅主流入口总压为3.09 MPa，出口静压为1.52 MPa，主流入口总温为1800 K，冷气入口温度为800 K，压力范围设定3.11～3.58 MPa。基于修正后的临界速度沉积模型，采用欧拉-拉格朗日方法预测颗粒在叶片内部迁移轨迹。结合动网格技术动态重构了沉积界面，定量分析了不同沉积阶段靶面沉积形貌特征及对应位置传热系数变化规律。研究表明，沉积层的形成是一个动态演化过程且呈现阶段性变化规律。随着吞砂量的持续增加，丘顶处的传热系数呈现局部最大值，较沉积前最大增幅达97.1%；部分相邻沉积丘之间“鞍部”位置传热系数呈现先减小后增大的变化趋势，较沉积前传热系数最大降幅达55.6%，当“鞍部”逐渐被新沉积的颗粒物填平时，该位置传热系数逐渐增大，但仍小于沉积前该位置的传热系数。

提出了一种基于宏纤维复合材料（MFC）结合桨根作动器的混合式电控旋翼。为探索这种混合式电控旋翼基于MFC进行周期变距的可行性，首先基于中等变形梁理论，结合MFC压电本构方程，建立了混合式电控旋翼气弹动力学分析模型。并通过与试验结果和CFD计算结果进行对比，初步验证了该模型的正确性。之后基于该分析模型，以MFC模型旋翼为对象，仿真研究了混合式电控旋翼主要控制参数与设计参数对旋翼操纵响应的影响规律。并以±12°的旋翼周期变距范围为设计目标，分析了利用MFC实现混合式电控旋翼周期变距的可行性。仿真结果表明：通过提高MFC驱动电压、增加MFC铺设量、降低桨叶扭转刚度等措施，可有效提高该混合式电控旋翼的弹性扭转操纵量；同时模型桨叶最大可产生约±12°的1 Ω扭转角，达到了周期变距设计目标。

为研究一型高速地效飞行器机体对短舱周围流场的干扰及安装对发动机净推力的影响，对独立短舱构型和安装短舱构型的三维流场进行数值计算，采用推阻分解方法对相关推力、阻力分量进行提取，分析巡航状态下发动机安装造成的推力变化；此外对安装短舱构型，在机体轴线方向取多个发动机安装位置进行数值计算，采用推阻分解方法研究安装位置对推力的影响规律。结果表明：机翼对发动机喷流的吸附、加速使得发动机内推力及内阻分别增加0.4%及1.5%，而机体对短舱外罩表面压力分布的影响导致短舱外阻增加18.24%，是造成安装后净推力减小的主要原因；而安装位置在机体轴向的变化影响发动机的净推力，短舱越接近机翼，喷流受到的吸附、加速越强，内推力增益越明显，同时短舱外罩表面压力分布受机体干扰的影响减弱，短舱外阻降低，短舱与机翼的近耦合有利于净推力的提升，最接近机翼位置较最远离机翼位置净推力增加1.46%。

针对航空齿轮泵流固耦合模拟中，径向缩放齿轮以连通无间隙齿顶及啮合区流场引起的流固域几何失配问题，以及经典径向基函数（RBF）映射算法忽略物理守恒性导致载荷传递失准风险，在源域与目标域间引入力与力矩守恒约束，采用最小范数法修正目标场网格压力，提出一种守恒性增强的先进RBF数据重构算法，并结合网格分析与试验验证开展某型航空齿轮泵流固耦合仿真。测试算例结果表明先进RBF算法消除了总力和力矩偏差，映射平均误差为0.0015%。应用先进守恒RBF加载齿轮泵流场载荷于固体网格节点，静态最大等效应力为31.61 MPa，动态啮合应力峰值为192.18 MPa，流场压力对固体应力和应变的贡献率达到34.38%与29.84%，证明了流固耦合模拟对评估航空齿轮泵实际服役状态的必要性。

以TC11钛合金为研究对象，基于临界平面法以及应力场强法的思想建立了考虑应力梯度的微动疲劳寿命预测模型，该模型以疲劳影响区域内的SWT临界平面损伤参量的场强预测微动疲劳寿命；以普通单轴疲劳试验机和横向液压加载装置为试验平台，设计了可调切向刚度夹持装置，开展了考虑相对滑移幅值影响的微动疲劳试验，试验表明在相同力载荷下随着相对滑移幅值的增加微动疲劳寿命先减小后增加；结合文献中已有的微动疲劳试验数据，对寿命预测模型参数进行拟合并在寿命模型中引入相对滑移幅值参量，形成了考虑应力梯度以及相对滑移幅值影响的微动疲劳寿命预测方法；利用文献中燕尾榫结构模拟件的微动疲劳试验结果对本文形成的寿命预测方法进行验证，预测寿命和试验平均寿命相比误差在3倍分散带以内。

为精确评估高温高压下涡轮叶片综合冷效，采用数值仿真方法研究热辐射对低工况实验结果外推精度的影响。结果显示，不计热辐射时，由低工况模化得到的高工况叶片平均综合冷效与真实值偏差为3.14%；计入辐射效应后，该偏差增至6.48%，表明辐射是导致模化失准的主要因素。针对该问题，选取主流雷诺数比、温度比和压力比作为关键无量纲参数，构建幂函数形式的修正模型，并通过多工况仿真数据的非线性回归确定了关联式具体形式。验证表明：应用该修正关联式后，高低工况间的最大冷效偏差被控制在1.21%以内，显著提升了模化预测的准确性。

为提高航空发动机花键连接转子动力学建模的准确性，研究齿面粗糙度对结构动力学特性的影响机制。建立含粗糙表面的花键单对齿啮合仿真模型，揭示法向与切向啮合刚度随位移载荷的变化规律；提出基于虚拟材料法的花键连接结构动力学建模方法，构建考虑表面形貌的整体有限元模型。结果表明：齿面粗糙度降低可提升接触应力分布的均匀性与接触刚度，高粗糙度则导致接触面积损失并引发齿根滑移损伤；粗糙度通过刚度软化效应降低系统固有频率并增大振动响应，其中一阶固有频率对表面状态最为敏感，具体影响程度分别约为7%与11.8%；扭矩载荷通过改善接触状态可部分抵消粗糙度的负面效应。构建的跨尺度分析框架阐明了微观形貌对局部接触行为与整体动力学响应的影响规律，为花键连接转子性能预测与制造工艺优化提供理论依据。

针对数值仿真计算量大、难以直接用于在线运维的局限性，为了满足燃气轮机透平动叶片的在线运维需求，本研究发展了一种面向低周疲劳寿命预测的降阶建模方法，以提高寿命预测的效率和准确性。基于一定工况下透平叶片的流-热-固耦合数值仿真多物理场结果，采用本征正交分解技术，结合数据驱动的回归拟合方法构建降阶模型，实现了温度、应力和应变场的快速精准预测。在此基础上，引入 Manson-Coffin和Smith-Watson-Topper方法，对叶片的低周疲劳寿命进行高效评估。结果表明：所构建的降阶模型平均相对误差在温度场为0.11%，应力场为1.01%，应变场为0.75%。在预测速度上，温度场、应力场和应变场分别耗时为0.005、0.03 s和0.31 s。低周疲劳寿命预测的平均相对误差小于3.5%，为燃气轮机透平动叶片的在线运维监测和寿命评估提供重要的理论和方法支撑。

针对某航空发动机锥齿轮在较宽的工作速域内易发生节径型行波共振破坏及设计优化中发现的振型跳变问题，提出一种基于Campbell图的齿轮危险节径振型识别与宽域避振优化方法，将事后的、人工的、基于经验的传统判断，转变为事前的、自动化的、基于数学特征的优化导向，实现齿轮避振优化中对节径振型的分离与控制。首先，基于模态置信准则区分各转速下各模态固有频率数据，拟合Campbell图并提取图中各阶固有频率直线斜率，根据斜率特征识别各阶次是否为节径振型，基于振型识别结果预测节径型行波共振频率并存储节径信息。然后，基于提出的危险节径振型识别方法，以齿轮质量最小为优化目标，以应力及节径型行波共振频率为约束参数，建立基于危险节径振型识别的齿轮宽域避振优化数学模型，并基于赋大值法和Pointer优化策略构建齿轮避振优化流程。优化后，齿轮在75%～107%的工作速域内成功避免了节径型行波共振，且齿轮质量降低了6.566%，证实了提出的齿轮节径振型识别与避振优化方法在工程应用中的有效性，也为某型航空发动机锥齿轮结构优化提供了重要支撑。

针对高马赫数压缩拐角的降热需求，通过数值模拟研究了来流马赫数为11.63条件下气体发汗对15°压缩拐角流动结构和气动热的影响。计算结果表明：气体发汗会显著增大其作用区域及下游区域的边界层厚度，降低边界层内的速度梯度并增大局部压力。当发汗位置位于流动分离区上游或内部时，在发汗作用下压缩拐角的分离区显著扩大，而当发汗位置位于流动分离区下游时，气体发汗对压缩拐角的流动分离特性几乎无影响。压缩拐角流动结构的变化显著影响了其气动热分布，边界层增厚降低了边界层内的温度梯度，从而降低了其作用区域及下游区域的壁面热流。为实现最优降热效果，发汗冷却应覆盖热流峰值附近的高热区域，同时其作用局限于下游区域，以避免分离区扩大，从而稳定热流峰值位置并有效降低峰值热流。

针对双侧二元超声速进气道在非对称来流条件下的不起动现象，通过旋转背风侧/迎风侧唇罩进行了进气道再起动控制研究。采用非定常数值仿真方法，获得了几何壅塞背压加载方式下进气道的不起动流场，进而对比分析了旋转背风侧/迎风侧进气道唇罩的再起动过程。研究结果表明：随着几何壅塞程度加剧，进气道呈现出非对称工作状态，即背风侧进入深度不起动状态，而迎风侧表现为起动状态；在几何壅塞引发进气道不起动后，迎风侧唇罩不动，只旋转背风侧唇罩，该进气道无法恢复起动状态，其根本原因在于迎风侧出口气流对背风侧进气道的堵塞程度过大；而背风侧唇罩不动，只通过旋转迎风侧进气道唇罩使迎风侧捕获流量减小，可以有效缓解其对背风侧的堵塞，从而实现背风侧进气道再起动。

针对金属增材制造构件中各向异性与孔隙损伤协同演化的力学响应行为，建立了一种耦合各向异性与孔隙演化机制的宏观本构模型。模型融合各向异性屈服准则、非线性混合硬化机制与多孔介质损伤演化理论，系统描述了复杂加载路径下的增材制造高温合金的屈服行为、应变硬化与孔隙演化过程。通过数值模拟与试验数据对比，验证所提模型在单调拉伸、循环加载及各构建方向下均具有良好的预测精度，能够准确反映包辛格效应主导的非对称循环响应特征及孔隙缺陷演化的控制作用。研究结果表明：模型对增材制造高温合金V向与H向试样的单调拉伸响应预测误差与循环载荷下的应力幅值预测偏差均小于5%，同时有效量化了孔隙演化对力学性能的影响，预测得出当孔隙率从0.004%增至0.010%时，材料延性下降约15%。具有良好的工程实用性与推广潜力。

轻质热防护材料是当前飞行器大面积热防护系统的重要材料。通过耦合气动传热及热化学过程建立热响应模型，对比研究了纳米孔树脂基低微烧蚀材料和非烧蚀型陶瓷瓦在两种典型热环境下的防隔热性能，揭示了其能量耗散路径及贡献权重。结果表明：相较于陶瓷瓦，低微烧蚀材料通过热阻塞、热沉、热解气体逸散与热解反应的多机制协同作用，实现了10%～15%的综合能量耗散，展现出其多途径散热的优越性。辐射散热是两类材料共有的核心防隔热机制，其贡献随热载荷的加剧而显著增大。此外，低微烧蚀材料凭借其纳米孔结构赋予的低热导率优势，以及更高的热容和密度，在相同条件下能够更有效地将热量阻滞在上层区域，显著抑制热量向内部传递，从而获得比陶瓷瓦更低的背温。研究证实树脂基材料通过动态调节能量耗散机制的配比与厚度方向的热沉分布，实现了宽域热环境下的高效防隔热性能。

综述了计算机断层（CT）技术在航空发动机复合材料构件缺陷检测中的研究进展。针对复合材料在航空发动机应用中产生的跨尺度、多形态缺陷难以精准检测与评估的瓶颈问题，重点从缺陷产生的工艺机理、CT检测的技术原理及智能识别算法的视角展开论述。分析了树脂基、金属基、陶瓷基及碳碳复合材料的核心关键部件典型缺陷，通过梳理CT技术的应用场景，从CT检测典型缺陷特征、结构形态差异切入，对比了微焦点CT、同步辐射CT等不同技术在不同类型缺陷识别中的有效性及局限性。结果表明：基于深度学习的智能识别技术是实现跨尺度缺陷精准表征的有效途径，而多模态融合检测是解决厚壁构件微缺陷检测难题的重要发展方向。综述分类探讨了不同基体复合材料在CT检测中的研究方法，为航空发动机复合材料构件全生命周期智能检测与可靠性评估提供了理论依据和技术支撑。

研究了基于残差神经网络与物理信息神经网络（PINN）融合的高精度流场预测方法。基于数值模拟数据构建训练集，建立融合残差结构的PINN模型（Res-PINN）用于求解圆柱绕流问题。该模型利用流场采样点的速度和压强信息进行训练，以预测不同区域内的流场和压强分布。同时探究了网络结构类型、激活函数、训练集规模、网络层数、神经元数量及损失函数权重对预测结果的影响，寻求网络的优化方法。结果表明，Res-PINN模型能有效重构圆柱绕流场的流速和压强分布，预测精度与直接数值模拟结果高度吻合，物理量相对误差均低于5%；对比分析显示，Res-PINN相较于传统PINN，预测误差均下降超过45%，显著提升了预测精度与稳定性；多种网络超参数对预测效果均有明显影响，优化时需综合考虑并平衡这些参数。

针对航空发动机高压涡轮叶片在服役中疲劳寿命预测难的问题，编制应力和温度相关的服役载荷/环境谱，基于耐久性和损伤容限理论评估其低周疲劳寿命。基于流-热-固耦合仿真模型结合随机森林代理模型计算了叶片疲劳危险位置服役应力温度时间历程，通过多轴雨流计数方法编制载荷/环境谱。基于细节疲劳额定值法的半经验方法评估涡轮叶片裂纹萌生寿命。基于损伤容限理论和Franc3D平台构建物理模型计算涡轮叶片裂纹扩展寿命。结果表明：叶片疲劳危险位置为前缘根部气膜孔处，该处应力温度预测误差分别为0.4%和0.71%，二者时序强相关，Pearson系数为0.902。建立的半经验-物理混合模型方法的预测寿命与真实叶片统计的平均寿命相比误差约8%，可为航空发动机涡轮叶片寿命预测和维修间隔制定提供有价值的参考。

采用非定常数值模拟研究高负荷无导叶对转压气机级间动/动干涉下叶片表面动态载荷特性。研究表明：上游转子扰动源于下游转子外伸激波扫掠，集中于压力面尾缘结尾激波之后，脉动强度最大可达25000 Pa，平均为2485.5 Pa，与上游转子叶片表面平均静压的比值分别为24.91%和2.48%，主频为下游转子叶片相对通过频率及其倍频；下游转子扰动源于上游转子尾迹、尾迹涡及其势流，遍布整个叶片表面，脉动强度与主流相对速度分布强相关，在超声速区为8000 Pa，在亚声速区最大可达40000 Pa，平均为6331.25 Pa，其与下游转子叶片表面平均静压的比值分别为0.28%、14.21%和2.25%，主频为上游转子叶片相对通过频率及其倍频。上游转子叶片表面时均力为102.8 N，脉动幅值为21.3 N，压力面受力远大于吸力面；下游转子叶片表面时均力为698.5 N，脉动幅值仅为7.2 N，吸力面与压力面相互抵消。动/动干涉显著强化叶片载荷水平，上游转子扰动集中于叶片尾缘，下游转子集中于叶片表面亚声速区，载荷受激波和叶片表面相对速度分布影响。

采用一种将基础失谐模型（FMM）、影响系数法和模态叠加法相结合的叶盘强迫振动响应分析方法，在考虑气动阻尼影响的条件下，对多种类型的失谐叶盘在行波激励下的频响特征进行了研究，通过分析不同失谐叶盘的频响曲线，总结行波激励频率对失谐叶盘强迫振动响应的影响规律。结果表明：在典型频率范围内，协调叶盘在行波激励下的强迫振动响应在叠加随机失谐后普遍增大，且在峰值附近出现“响应跳变”现象；进一步叠加交替错频后，叶盘振动响应明显减小，且其频响曲线表现出“多峰”和“响应跳变”现象。

结合试验与数值模拟，对新型可调导叶的端壁气膜冷却特性开展了研究。对比了不同出口马赫数Ma工况下传统导叶与新型可调导叶端壁气膜冷却效率特性，研究了不同冷气与主流的质量流量比以及新型可调导叶不同转角状态下的气膜冷却效率变化规律。结果表明：在相同冷气与主流的质量流量比下，Ma的变化对传统导叶和新型可调导叶的端壁气膜冷却效率均影响较小，气膜覆盖范围及冷却效果变化较小。随着冷气与主流的质量流量比增大，两种导叶端壁的气膜冷却效率都有所提升。新型可调导叶的转角变化会改变壁面附近的压力分布，从而对端区气膜冷却效率分布产生较大影响。

新型旋流器研发是提升燃烧室贫油熄火边界、优化典型工作工况中火焰稳定性的关键突破口。基于数值计算方法系统研究了一种融合翼果仿生特征的双级反向旋流器在燃烧室冷态流场中的特性演化规律，通过解析主燃级与值班级叶片设计类型对中心回流区的调控机制，揭示了不同叶片组合及后缘厚度变化对冷态流场的拓扑特征影响规律。结果显示：主燃级与值班级的叶片组合方案显著影响中心回流区涡核范围与速度分布，当叶片后缘削薄率为40%～60%临界值时，涡核区域面积及回流速度的增长率随削薄率增加呈非线性衰减趋势，但仍维持正相关性。其中，当主燃级叶片采用仿生设计时，有助于扩大涡核区域并提高回流速度，对中心回流区的影响范围集中于0.3≤x/D≤1.2与−0.3≤z/D≤0.3的空间区域；值班级叶片为仿生设计时，对涡心区域的扩展产生增强效应。

针对某中心分级旋流燃烧室火焰筒切向发散冷却中的壁温不均匀性问题，通过数值模拟方法研究了发散小孔排布对冷却性能的影响规律。基于单管燃烧室近壁流场特性，提出了分区精细化排布策略：在高温热斑区（轴向1/4～2/3处）设置加密区，在其前后分别布置稀疏区和过渡区。在保持总冷却气量不变的前提下，通过减小加密区孔间距（从基准方案的11倍孔间距优化至8倍孔间距），并相应调整稀疏区和过渡区的孔间距分布。研究结果表明，加密区孔间距缩小可显著降低壁温峰值（最高降幅达50 K）并减小高温区面积；过渡区采用渐缩孔间距设计能有效增强气膜连续性，使壁温梯度降低至44 K/cm以下，满足火焰筒的热防护要求。优化后的排布方案使综合冷却效率提升至74%，为旋流燃烧室火焰筒冷却结构设计提供了重要的理论依据和技术支撑。

航空活塞发动机凭借其低成本、低速性能优良等优点，在各类“低空经济”应用场景中被广泛采用。以汽车用活塞发动机为基础进行航空适用性改造，可进一步降低该类航空发动机的开发与使用成本。基于某型车用自然吸气汽油活塞发动机，探讨了活塞发动机“汽改航”工程应用中的关键技术。提出并建立了该型发动机电子控制系统物理模型及可靠性评估模型，控制系统双冗余设计可将系统平均无故障时间由单系统的3 103.02 h大幅提升至9508.23 h；依据飞机端载荷、巡航质量及速度等对发动机的动力需求及其动力传递路径，提出了一种涵盖飞机-螺旋桨-减速器-发动机的四维度“飞-桨-发匹配”流程。依据该匹配流程动态设定发动机转速及功率、螺旋桨桨叶角及减速器速比，可获得最大巡航航程；为了满足7 000 m高空的动力输出需求，提出了高空使用环境下的废气涡轮增压器选型与适配计算方法，所选型增压器与发动机匹配工况下可工作在高效区间。研究结果可为车用活塞发动机“汽改航”工程应用提供参考。

涡轮叶片端壁面积大，常采用分区多排气膜孔进行有效热防护，但由于端壁表面不同区域的燃气流动特征差异大，且受涡轮叶栅流场中的通道涡裹挟作用，易于导致端壁气膜均匀覆盖难。扩张型气膜孔因其出口动量的调节或使得冷气射流易于贴附表面，数值仿真分析了不同端壁区域下异形孔气膜冷却特性的影响规律，采用基于传热传质类别的压力敏感漆（PSP）技术实验测量了不同密度比（DR）和吹风比（M）下圆柱孔群布局结构及前缘缝孔-叶栅通道水滴孔结构对端壁表面气膜冷却效率的影响。结果表明，高吹风比下冷气高动量特征致使两种结构端壁前缘均出现了冷气吹飞现象。端壁前缘缝孔结构有效地削弱了叶栅通道内通道涡的强度，且叶栅通道内水滴孔结构具有抵御压力面侧马蹄涡分支破坏作用的能力，从而使得端壁气膜冷却效率在密度比为1.4和吹风比为 3.0下分别最大增加了80.18%和66.16%。随着吹风比的增大，端壁气膜冷却效率呈现先增大后减小的趋势，密度比为1.4且吹风比大于 3.0和密度比为3.0且吹风比大于4.0时出现冷效衰退现象，冷却效率峰值吹风比与密度比、端壁压力梯度因素相关。

为提高摆盘发动机的循环热效率和输出功率，建立预燃室氢射流点燃氨的摆盘发动机仿真模型，分析预燃室关键结构参数对预燃室内热射流和发动机性能参数的影响。结果表明：适当的增大截面比，可使热射流起始时间提前，且热射流贯穿长度增加；当截面比达到0.225时，缸内火焰传播速度更快，综合效果最好。随着预燃室容积的增大，射流火焰的贯穿距离和分布面积呈现先增后减的趋势；当容积比为1%时，射流火焰贯穿距离更大，分布面积更大，使得发动机在该工况下的动力输出与经济性达到最佳平衡。喷孔直径对于摆盘发动机性能的影响同样呈现随喷孔直径增加先增大后较小的趋势；喷孔直径为1 mm时，主燃烧室火焰传播速度更快，分布面积更大，综合性能更优。为摆盘发动机的预燃室结构优化设计及氢氨燃料的高效应用提供了理论参考与技术支撑。

为探究涡轮组合发动机中旋流畸变的产生规律及其对轴流压气机性能的影响，构建了进气道S弯扩压段-轴流压气机转子一体化模型，针对典型工况点开展数值仿真计算，详细分析了旋流畸变的产生机制与规律，研究了旋流畸变对压气机的性能影响。结果表明，超声速S弯进气道出口背压通过影响结尾激波位置，改变扩压段入口截面气流能量分布，从而影响旋流畸变的类型与强度：低背压时形成较强的对涡旋流，中背压时旋流很弱、流动近乎均匀，高背压时产生较强的整体涡旋流。在系统级计算中，高空均匀来流条件下，压气机在80%、90%及100%转速和不同出口静压工况下，气动交界面平均静压均低于进气道临界背压，进气道处于超临界状态，S弯扩压段入口能量呈对称分布，下游形成对涡旋流。在上述系统级计算工况下，与压气机单部件工作特性相比，各转速下的工作流量范围收窄，相同工作点下的压比和效率均降低，其中最高效率降低5.49%，最高效率点流量减少8.82%，稳定裕度下降57.82%。

为提升稀薄气体流动模拟的计算效率，针对非结构网格在复杂几何建模中的适应性特点，构建了一种基于统一计算设备架构（CUDA）平台的非结构网格直接模拟蒙特卡洛（DSMC）并行算法。建立通用的DSMC求解框架，设计高效的网格搜索与粒子追踪机制，并在CUDA平台上对流场初始化、粒子推进、碰撞、排序及结果取样等核心模块进行了并行优化。通过合理划分线程与存储资源，解决了图形处理器（GPU）计算中数据一致性、线程发散与负载不均衡等问题。以超声速圆柱绕流为算例进行验证，结果表明：该算法在单卡GPU上整体加速比达到52.5；基于网格并行策略的各模块取得了24.7～53.7的加速比，基于分子并行策略的各模块取得了47～68倍的加速比。该算法显著提升了非结构网格DSMC模拟的并行性能，为高马赫数稀薄气体流动的高效数值模拟提供了一种可行方案。

基于热弹性耦合多材料拓扑优化方法建立了S弯管加筋布局优化设计方法，核心思路是引入虚拟材料概念并利用多材料尺寸控制技术，实现任意曲面上自由筋与定向环筋布局的协同优化设计。在热弹性耦合多材料拓扑优化三场法框架内，利用局部搜索建立单一材料环向变量链接模型，实现规整的定向环筋形态；进而构建了自由筋与定向环筋最大实体尺寸整体控制方法与定向环筋间距控制方法；采用了非设计域蒙皮柔顺度最小作为优化目标，满足内表面控形要求。采用所提方法完成了S弯管结构自由筋与定向环筋布局协同优化设计，通过定向环筋间距控制获得了多种S弯管设计方案。重构结果表明：在相同重量下，相比于常规的规则加筋方案，拓扑优化构型的重构设计方案的最大变形降低高达17.1%。

以某型飞机辅助动力装置（APU）安装系统静强度设计为例，提出了基于Gap单元APU安装系统分载模型，分载模型考虑了APU本体、APU安装拉杆与减振器连接接触的非线性。对比APU安装系统减振器实体有限元模型计算结果，说明基于Gap单元APU安装系统分载模型的有效性。同时建立了APU安装静力试验方案，为保证仿真模型与试验模型高度一致，对APU安装拉杆进行试验标定、对减振器刚度进行试验测试。筛选严酷工况，通过与试验结果对比，拉杆应变在100 με以上，基于Gap单元APU安装系统分载模型计算拉杆应变与试验结果最小差异在4.6%、最大差异在7.5%，实体建模计算拉杆应变与试验结果最小差异在9.4%、最大差异在11.2%，进一步说明基于Gap单元APU安装系统分载模型的准确性。基于Gap单元APU安装系统分载模型提高了APU安装系统分载量值计算精度和建模效率，为减振器组合件之间的接触建模提供了一种有效的建模方法。

为了研究流动控制中非圆射流与外围来流作用过程的流场特性，基于多组分可压缩Navier-Stokes方程，采用大涡模拟（LES）方法和高精度调谐中心差分（TCD）格式，对不同速度横流作用下的亚声速椭圆射流初期流动特性进行了数值研究。聚焦于射流喷出后主涡环形成、演化直至发生首次轴置换的初始发展阶段。数值结果清晰描述了横流速度对射流涡结构演化、穿透深度及混合效率的影响，得到了横流作用下非圆射流主涡环的三维流动形态演变机理，发现因横流绕射流表面运动时的切向速度有效抵消了非圆射流自诱导变形而出现的切向速度，抑制了迎流侧剪切层上肋状流向涡的生成，提升了迎流侧剪切层上周向涡管的稳定性。当横流绕过长轴两端剪切层时，内外侧切向速度差诱导长轴两端形成一对强反向流向涡对（CVP），并在射流后期发展过程中逐渐占据主导控制地位，最终导致射流截面形状转变为典型的反向涡对结构。此外，射流剪切层上反向流向涡对与背流侧涡环段的耦合作用，加剧了主涡环的破碎与失稳，使射流穿透深度降低，而混合效率得到提升。

以变循环发动机可变涵道比加力/冲压燃烧室为研究对象，采用缩比模型流场实验和全尺寸三维数值仿真的方法，揭示不同涵道比、平行混合器出口面积比下的加力燃烧室内部流场特征，定量评价加力燃烧室内速度不均匀度、掺混损失、隔热屏冷却通道外侧机匣壁面温度峰值等参数。研究结果表明：相较于内涵入口均匀流，内涵入口考虑旋流后，旋转的内涵流体与外涵流体增强了剪切混合，严重时引起内涵高温流体部分进入隔热屏冷却通道，致使隔热屏冷却通道外机匣局部温度高达812.97 K。采用平行混合器可有效控制加力/冲压燃烧室总压损失，在3.5%以内。内外涵出口面积比是重要参数，合理的面积分配能够确保外涵道流体有足够的空气进入隔热屏冷却通道，同时有足够的惯性力遏制隔热屏入口段内侧流动分离。小涵道比工况下，增大内外涵出口面积比将导致冷却气量减少约20%，可能造成隔热屏冷却效果变差；同时低动量的外涵流体难以克服逆压梯度，在隔热屏内侧形成回流区，导致火焰稳定器上游径向速度不均匀度恶化至0.10～1.20，对加力燃烧不利。在大涵道比工况下，过小的内外涵出口面积比将导致掺混损失增至3.16%，随着内外涵出口面积比提高，内外涵气流匹配度改善，速度不均匀度范围提升至0.85～1.07，展现出更优的综合性能。

基于离散翅片微通道流动沸腾的多相流换热器是一种可工程化的热沉技术，可应对高热流密度的飞行器散热需求。实验研究了R134a制冷剂在4种典型离散翅片微通道中的流动沸腾换热特性。微通道的当量直径为0.67 mm，实验工况范围为：干度为0～1，质量流率为150～300 kg/（m²·s），热流密度为10～25 kW/m²。实验结果表明：微通道流动沸腾压降和传热系数随工质质量流率和热流密度的增大而提高，不同翅片之间对比结果表明：翅片形状对于压降的影响相比于传热系数更为显著，以质量流率为150 kg/（m²·s）、热流密度为10 kW/m²工况为例，方形、圆形和正弦形翅片的压降相较于菱形翅片高出约272.4%、116.9%、48.7%，平均沸腾传热系数相较于菱形翅片仅提高20.6%、11.0%、2.7%；以质量流率为300 kg/（m²·s）、热流密度为25 kW/m²工况为例，方形、圆形和正弦形翅片压降相对于菱形翅片分别增加351.1%、121.1%、94.7%，平均沸腾传热系数较于菱形翅片分别提高约24.7%、11.0%、8.8%。基于试验数据修正了离散翅片微通道流动沸腾压降和传热预测关联式，并进行不同翅片综合性能的对比分析，结果表明菱形翅片综合性能更优。

变电站环境下，基于声信号的无人机监测系统，相比基于光电、无线电等类型信号的无人机探测系统，能以较低的成本实现变电站邻近空域全覆盖而受到了广泛关注。针对变电站电磁环境噪声复杂、空域覆盖要求高等特点，提出一种基于分布式声阵列的无人机监测系统。系统采用双四面体麦克风阵列获取声信号，通过设计500 Hz高通滤波与对数梅尔谱提取算法抑制电流噪声；在此基础上，构建 ResNet-18检测网络，使200 m 范围内无人机检测准确率超过90%、误检率低于4%。针对远距离声信号时延估计不稳定的问题，引入时延连续性判定与异常值剔除策略，并结合最小二乘双曲定位模型，实现实际场景中100 m内无人机定位效果提升。实测结果验证了所提方法的有效性。

随着航空发动机向着高推质比以及低油耗方向发展，刷式密封的工作环境越来越苛刻。特别是在高压、高转速环境下，刷丝尖端极易与转子发生摩擦磨损，进而导致整个密封系统的失效。基于三维稳态刷式密封模型，并结合Archard黏着磨损理论，在考虑刷丝多载荷作用发生变形情况下建立了能够高效求解刷丝尖端摩擦磨损特性的流固耦合研究方法。实际工作过程中转子受热膨胀/径向跳动，与刷丝发生严重干涉，从而加剧刷丝尖端的磨损。因此，详细研究了转子径向位置不变及恢复原位两种情况下的刷丝磨损特性，揭示了刷丝尖端磨损对刷丝受力、变形以及泄漏量的影响规律，并且对比了不同压比和干涉量下的磨损情况。研究结果表明：在转子径向位置变化并恢复原位的情况下，上游区域刷丝所受转子接触力大于下游刷丝，磨损较快。磨损量在前100 min内增长速度最快，300 min后逐渐趋于平稳。在转子在干涉位置保持不变的情况下，刷丝磨损速度比磨损后转子恢复原位的情况下快29.7%，泄漏量的激增主要发生在磨损开始的0～50 min。两种情况下泄漏量激增的原因不同，转子恢复原位的情况下泄漏量由于径向间隙的增大而增大，转子位置保持在干涉位置不变的情况下泄漏量的增长取决于刷丝的排列状态。

为获得冲压模态下吸气式脉冲爆震发动机头部掺混结构对工作特性的影响，以汽油为燃料，空气为氧化剂，通过实验探索了掺混结构对于爆震起爆及传播特性的影响规律，实现了频率为12.5 Hz的稳定爆震，归纳出6种燃烧状态。结果表明：受旋流影响，相较于无旋流结构，有旋流结构对空气来流总压、汽油流量以及点火能量较为敏感，随着点火能量降低，不稳定燃烧持续时间加长，在点火能量下降至3 J时，会导致点火失败，稳定工作当量比范围更窄，但有旋流结构可进一步缩短起爆距离，增加掺混结构的阻塞比可拓宽稳定爆震的当量比范围。

离子回旋共振（ICRH）单元的高效能量耦合对提升可变比冲磁等离子体发动机（VASIMR）的推进效率具有至关重要影响。为探究ICRH单元的能量耦合特性，本文建立了串联螺旋波等离子体源（HPS）与ICRH单元的多组分流体模型，并利用该模型在不同天线长度与输入频率条件下进行了数值模拟。研究结果表明：ICRH单元中角向离子电流密度与电场出现共振现象，离子持续从电磁场中沉积能量；随ICRH天线增长，离子与电场的共振区增大，离子加热效率升高；ICRH单元的输入频率对离子加热效果有显著影响，随ICRH单元输入频率上升，离子温度逐渐下降，而在离子碰撞过程的影响下ICRH单元的最优输入频率略低于离子回旋频率。

为确定航空发动机在飞行试验实测压力温度组合畸变下的稳定裕度损失，开展了基于图谱等效转换和平行压气机模型的稳定裕度损失评估方法研究。通过对试飞实测组合畸变图谱进行等效协调转换，结合平行压气机模型仿真计算，得到畸变下压缩系统的稳定边界，再通过畸变时刻发动机参数确定压缩系统工作点，从而得到畸变时的稳定裕度损失。对涡轮风扇发动机装机试飞下的实测进气畸变进行计算，得到温度不均匀度为2.2%、周向总压畸变强度为3.3%、高温区和低压区相位一致条件下的风扇稳定裕度损失为9.2%，表明形成的方法可用于试飞实测压力温度组合畸变下发动机稳定裕度损失确定。

为提高鱼雷等水下航行体高突防性能，针对金属水冲压发动机设计了多级推力方案，针对常规进水道总压损失显著问题，借鉴喉栓式变推力发动机结构，提出一种多分支分布式异形管路进水高效减阻进水方案，旨在实现高效减阻。通过理论分析与数值模拟相结合的方法，系统研究了管路布局、截面形状以及注水口分配对管路阻力损失的影响。结果表明：以二次进水管为例，与相同进水量的外部进水方式相比，分布式进水布局可使压降降低50.00%，引入异形截面后压降进一步降低22.45%，引入多分支进水口后压降进一步降低13.17%。综合来看该分布式多分支异形管路方案能够使进水在燃烧室轴向均匀分布，同时也能使压降显著降低85.62%。该研究为水冲压发动机的性能优化提供了一条技术路径。

为研究凹腔参数对航空发动机加力燃烧室内钝体/凹腔耦合火焰响应特性的影响，以模型加力燃烧室为研究对象，对不同凹腔长深比与后壁面倾角下的耦合火焰释热响应特性展开试验研究。试验在常温常压条件下进行，建立了火焰传递函数（FTF），并基于动态火焰图像重点研究了不同凹腔参数下耦合火焰的响应特性与动态特征。试验结果表明：随着长深比的增加以及后壁面倾角的减小，其FTF增益及延迟时间均减小，系统时滞效应减弱。并且在低频扰动下耦合火焰产生向内的卷曲运动特征，较高频时会产生多段火焰面褶皱，出现局部熄火。此外凹腔参数的变化会改变空间中强释热脉动区域的分布，这也是耦合火焰响应特性发生变化的内因。