为合理地分析超声速发动机在起降着陆（landing and take-off，LTO）循环中的污染物排放特性，构建了基于CFM56-7B27核心机的超声速发动机模型。通过建立排放计算模型计算了LTO污染物排放指数（emission Index，EI），并分析了其排放特性；研究爬升和慢车阶段污染物排放特性对LTO超声速模式标准设定的影响，进而确定更具代表性的LTO超声速模式标准。分析结果表明：不同LTO阶段的推力设置（thrust setting，TS）和模式时间（time in mode，TIM）对污染物排放特性的影响存在差异性；在LTO标准研究方面，60%额定推力、2 min模式时间的爬升点氮氧化物的排放质量/额定推力更接近于超声速爬升轨迹，慢车点TS在不低于10%额定推力时更能满足污染物（一氧化碳、未燃烧碳氢）排放特性所限制的燃烧效率要求，因此以60%额定推力、2 min模式时间作为LTO超声速模式爬升点标准、以TS不低于10%额定推力作为LTO超声速模式慢车点标准更为合理。

为准确预测柔性接头的摆动疲劳寿命，将开裂能密度作为驱动弹性件疲劳裂纹扩展的损伤参量，借助材料的疲劳裂纹扩展试验和单轴拉伸疲劳试验建立了柔性接头的摆动疲劳寿命预测模型，并用有限元分析结果计算了柔性接头在12.3 MPa、6°摆角工况下的开裂能密度，进而对柔性接头的摆动疲劳寿命进行预测。结果表明：预测试验工况下柔性接头的摆动疲劳寿命为107次，实测寿命为120次，两者较为一致，且预测的裂纹位置和开裂平面与实际试验的失效位置较为吻合。模型预测柔性接头的摆动疲劳寿命与实测疲劳寿命之比为1/1.12，分布在2倍分散因子之内，满足工程疲劳寿命的预测要求。

针对滚动轴承典型故障损伤程度难识别的问题，以声发射参数分析和波形流分析方法为基础，结合时间到达特征指数（TAFI）、计数、撞击数、能量以及引入故障特征频率功率峰值与其相邻倍频间频带内平均功率比值的无量纲参数故障因子，提出了一种基于声发射多参数融合的滚动轴承典型故障损伤程度识别方法。为验证该方法对滚动轴承典型故障损伤程度的识别效果，搭建了滚动轴承典型故障模拟试验台，开展试验并采集了线切割严重损伤和点蚀微弱损伤两种缺陷的滚动轴承声发射信号，对相同转速工况下测得的典型故障轴承与健康轴承的声发射信号应用本文提出的方法进行识别。结果表明：声发射特征参数TAFI可以初步判定轴承是否存在故障，计数和撞击数可有效识别滚动轴承的故障类型；特征参数能量可有效识别外圈故障和滚动体故障滚动轴承的不同损伤程度，引入故障因子参量来表征不同缺陷滚动轴承的损伤程度，通过线切割和点蚀缺陷1～5倍频故障因子数值上的差异，有效识别了典型故障滚动轴承的不同损伤程度，弥补了特征参数能量对内圈故障损伤程度识别的不足。该方法可有效识别滚动轴承典型故障的不同损伤程度。

为了确定成品轴承精度是否满足设计要求，合套和拆套是必然工序，不仅耗费工时，还可能引起滚动体和套圈划伤，致使产品精度下降，甚至丧失。根据角接触球轴承工作状态运动学和几何学关系，建立依据零件精度要素的接触角、径向跳动和轴向跳动的解析模型，提出动态精度计算方法，研究不同加工阶段轴承精度变化趋势，系统分析沟曲率半径、沟底直径、球直径及与之相关的精度要素与动态精度的关系。计算结果表明：沟底直径对接触角影响显著，为了满足设计要求，加工后可分组选配；误差幅值增大，径向和轴向跳动增大，几乎呈线性关系；球数对旋转精度影响不大，但会影响运行的稳定性。成品轴承动态精度检测数据与计算结果一致，说明模型准确合理，故通过零件设计参数检测即可得出动态精度是否满足运行要求，无需合套和拆套工序，有利于提升产品合格率和生产效率。

为进一步提升航空燃气涡轮发动机性能，提出一种高压涡轮叶间燃烧的结构，采用叶片油冷后的高温燃油喷入叶间通道燃烧，利用径向槽（radial vane cavity，RVC）稳定火焰，以涡轮导向叶片C3X为叶间燃烧叶片模型，数值研究了径向槽尺寸（深长比为0.4～0.6）、油气比（0.007～0.0105）和燃油温度（300～500 K）对叶间燃烧性能的影响。结果表明：径向槽深长比为0.5时获得最佳燃烧效果，由燃烧引起的热阻损失在7%左右，可实现在叶间的近似等温燃烧；叶间燃烧性能随油气比增大而降低，油气比为0.007时距叶片出口 20 mm处燃烧效率达到98.86%；高温燃油在叶间通道内燃烧性能要明显优于低温燃油的燃烧性能，在叶片出口处燃烧效率提升约13%。相关结论可为叶间燃烧技术的发展提供参考。

在运行状态稳定条件下，进行了带轴向通流冷却的动压气体轴承三维流-固耦合数值模拟，以分析静承载力和气动热的多参数影响关联。结果表明：在气膜层间隙中，旋转强剪切驱动的周向流动占主导机制，在强烈的旋转流驱动下，进口端的轴向通流被诱导而随之转动，随后在气膜厚度较大的区域向出口端运动，并与通道周向流动形成叠加而呈现螺旋状的流动迹线；无论是对于静承载力还是气动热，偏心率均是最重要的影响参数，对于静承载力而言，气膜平均间隙的影响显著高于轴向通流质量流量的影响，而对于气动热而言，轴向通流质量流量的影响则显著高于气膜平均间隙的影响；在静载荷水平相当时，小偏心率-小气膜平均间隙工况的气动热效应相对较弱，反之，大偏心率-大气膜平均间隙工况的气动热效应最为显著，其面临的散热问题也更为严重。

针对二维横向减阻沟槽的形状优化问题，提出了基于自由变形技术及遗传算法的优化方法。以三角形为初始减阻沟槽截面外形，基于自由变形技术对沟槽外形进行几何参数化。通过流场求解对沟槽壁面阻力进行计算，以沟槽壁面的流向气动阻力最小化为优化目标，以遗传算法为优化算法，对沟槽外形进行气动减阻优化。优化结果表明，在来流马赫数为0.8时，优化后的沟槽外形相比于初始的三角形沟槽壁面，减阻率从6.4%增加至10.1%。优化方法表明，自由变形方法结合遗传算法可以为减阻沟槽形状优化提供更大的设计空间，为减阻沟槽形状的优化设计提供了新的设计方法。

针对CCF300/QY9511碳纤维/双马树脂复合材料层合板开展了连续冲蚀试验，研究了不同冲蚀条件下的质量冲蚀率和损伤规律。结果表明：随着冲蚀角度和供砂率的增加，质量冲蚀率先增加后减少，并在60°左右出现峰值冲蚀率；冲蚀率随冲蚀速度的增加而增加；复合材料表面铺设平纹布可增强复合材料抗低速冲蚀的能力，但增强效果在高速冲蚀时不明显；复合材料主要冲蚀机制为微裂纹的产生、纤维的断裂、纤维-基体脱黏以及基体变形。该研究明晰了双马树脂基复合材料层合板材料的去除机理及损伤变化规律，为后续航空复合材料结构抗冲蚀研究奠定了基础。

通过数值模拟的方法探究了一种新型被动控制结构——仿生人字形小肋阵列，对压气机叶栅角区分离的控制效果及作用机理。人字形小肋阵列被布置在叶栅前缘端壁处，并探究了肋条高度和偏转角对角区分离控制效果的影响规律。研究表明：人字形小肋阵列在叶栅整个稳定工作范围内均能有效改善角区的流动，高度仅为0.08附面层厚度且偏转角为30°的小肋阵列，最高可以使总压损失降低9.89%，静压系数提升12.27%。流场细节表明：小肋通道内的小尺度涡流可以通过积聚效应，在下游形成紧贴附面层底部的高强度大尺度涡流，相较于传统微型涡流发生器有效降低了附加损失；诱导涡增强了附面层与主流的掺混，抑制端壁附面层内低能流体的横向迁移，进而延缓了分离涡的形成，消除了端壁角区的涡环，有效改善了叶栅角区的流动。

在流动管反应器中对当量比分别为0.5、1.0、2.0、温度范围为550～1200 K、压力分别为0.1、3.0 MPa条件下RP-3航空煤油/O₂的氧化特性进行了试验测试。结果表明：当量比由0.5增加到2.0时，RP-3航空煤油/O₂氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均升高；压力由0.1 MPa升高到3.0 MPa时，RP-3航空煤油/O₂氧化过程中各组分生成的起始温度以及出现摩尔分数峰值时的温度均降低，烷烃的摩尔分数峰值升高，而烯烃的摩尔分数峰值则降低。同时，在激波管中对当量比分别为0.8、3.5、压力分别为0.2、1.0、5.0 MPa、温度范围为950～1500 K条件下RP-3航空煤油/O₂的着火延迟特性进行了试验测试。结果表明，RP-3航空煤油/O₂的着火延迟时间随压力与温度的升高、当量比由3.5减小到0.8时逐渐缩短。

以最大输出功率为14.9 kW、功质比为2.8的活塞发动机作为主动力源搭建了多旋翼无人机准静态飞行串联混合动力系统功率模型，针对最大起飞质量80 kg级的多旋翼无人机进行了飞行性能模拟计算，重点比较不同能量管理策略的节油效果，并进一步探索多旋翼无人机起飞电池容量和燃油量对经济性和续航能力的影响。结果表明：在荷电状态保持约束下，减少电池上的能量损耗能够降低混动无人机油耗，且最小等效能量消耗策略表现较好；短航时条件下一定比例的电池容量有利于节油，但长航时条件下所用电池能量比例越大，油耗越大，系统经济性越差；载重越大，任务时间越短，则系统的燃油经济性越好。

针对目前理论不能准确计算受载齿轮啮入冲击时间的问题，提出一种基于圆柱碰撞理论与接触动力学理论的受载齿轮副啮入冲击激励计算方法，准确计算受载齿轮啮入冲击时间与冲击力。建立受载变形下的渐开线齿轮啮入冲击数学模型，应用反转法计算出线外啮合点的精确位置，基于圆柱碰撞理论求得齿对啮入冲击力。同时在所建立的啮入冲击数学模型上，准确计算冲击时间，并与现有计算方法进行对比分析。而后根据齿轮运行真实工况，对航空机匣齿轮副进行动态接触有限元分析，提取冲击时间与冲击力，并与理论进行对比。结果表明：计算模型的啮入冲击时间误差在15%以内，最大啮入冲击力误差小于10%，故该冲击激励计算方法能对冲击时间与最大啮入冲击力进行准确快速求解。

为探究进气支板与下游叶片相对周向位置对压气机动叶所受激励和振动的影响规律和机理，模拟了一个带进气支板的重型燃气轮机压气机前1.5级。通过对动叶片的流场和振动的分析发现：进气支板周向位置对总压比和总温比影响很小，但会明显改变动叶受到的激励和振动水平。当进气支板尾迹与导叶尾迹重合时，两种尾迹叠加加强，导致动叶的激励和振动整体增强。支板位置会明显改变支板尾迹和下游静叶势流对动叶的叠加影响，这对弦长中部非定常载荷和整体振动的影响较明显，对前尾缘附近影响很小。研究结果为支板的安装提供了参考和指导。

基于颗粒物沉积模型与动网格技术，研究了不同冷气质量流量比与颗粒物直径下气膜冷却平板表面的沉积特性及颗粒形成沉积物后对平板气膜冷却性能的影响。结果表明：在颗粒速度较低时，冷气射流对颗粒的吹拂作用使其难以在气膜孔下游沉积，且冷气射流结构对颗粒的阻隔与卷吸作用使得气膜孔下游两侧形成明显的脊状沉积带；平板表面的沉积效率随颗粒直径的变化呈现双峰分布；在较大的质量流量比下，冷气射流两侧拢起的脊状沉积带会使得气膜冷却效率显著提高，相比沉积前最大提升了6.15%；同时，颗粒沉积物能增强冷气的横向扩散，使得横向平均冷却效率有一定程度的提升。总体而言，颗粒沉积物对气膜冷却性能的影响由沉积分布特征与沉积量共同决定。

为了获得圆弧端齿装配工艺优化方法，对圆弧端齿齿面加工偏差对齿面配合状态的影响机理进行了理论研究。根据圆弧端齿加工原理，研究了关键成型参数对齿面偏差的影响规律，建立了圆弧端齿装配初始齿面间隙模型，研究了齿面偏差对端齿盘装配初始齿面间隙的影响规律。理论研究和试验研究表明：齿面偏差是导致装配初始齿面间隙的直接原因。通过优化安装相位能使装配初始齿面间隙的均值减小18%，方差减小25%。为圆弧端齿连接结构装配精度形成原理与装配工艺优化研究提供基础，对于提高圆弧端齿连接的航空发动机转子装配品质具有重要的意义。

采用数值解耦的方法，定量分析了双层壁平板冷却结构的综合冷效与内部冷却、气膜孔内冷却和冷气覆盖之间的关系。吹风比为0.25、0.5、1和1.5。通过研究发现，吹风比对双层壁模型的综合冷效有明显影响。当吹风比由0.25增大到1.5时，综合冷效增大57.9%。内部冷却占主导地位的区域主要是冲击气流的驻点区。气膜孔内冷却影响最大的区域为气膜孔出口的上游，而且沿流向孔内冷却的影响逐渐减小。冷气覆盖对综合冷效的影响沿流向逐渐积累，在第3个气膜孔出口附近冷气覆盖的影响最大。而且在冷气覆盖区域的影响要大于在远离气膜孔区域的影响。当吹风比增大至1.0时，孔内冷却对综合冷效的影响已经超过了冷气覆盖。

针对增材制造射线检测缺乏缺陷检出概率数据易导致裂纹、孔隙缺陷漏检问题，以GH3625高温合金增材制件的线型缺陷和孔型缺陷为研究对象，使用CIVA2020仿真平台模拟X射线检测并得到缺陷检出概率（POD）曲线，研究两种缺陷不同尺寸变化对缺陷检出概率的影响，确定不同影响因素下缺陷检出尺寸及检出概率，并利用Sgompertz函数拟合得到线型缺陷受深度影响的POD曲线方程以及孔型缺陷受半径影响的POD曲线方程，建立了增材制造线型缺陷和孔型缺陷的缺陷检出概率模型。在95%的置信水平下以90%概率可检出的线型缺陷长度尺寸为0.211 mm、宽度尺寸为0.213 mm、深度尺寸为0.178 mm，孔型缺陷可检出的直径尺寸为0.188 mm，高度尺寸为0.190 mm。最后通过实际试样微焦点射线成像检测以及胶片射线照相检测对仿真结果进行对比验证。研究结果表明：建立的缺陷检出概率模型较为准确，可为增材制造中裂纹与孔隙缺陷检测可靠性分析提供依据。

对于冲击+扰流柱的双层壁冷却结构，为了研究冲击孔的排间距和孔间距、扰流柱的直径以及冲击射流雷诺数对其强化换热性能以及其流阻特性的影响，基于多种几何参数和流动参数对冲击+扰流柱的双层壁冷却结构进行了实验研究，并根据实验工况开展了相应的数值模拟。结果表明：在带有扰流柱的整个冲击靶板内表面上，面平均努塞尔数随着射流雷诺数的增大而单调增大，且基本上呈现为线性增长的趋势。总体而言，在扰流柱表面的面平均努塞尔数略高于冲击靶板壁面的面平均努塞尔数。随着扰流柱直径的增大，在双层壁冷却结构的整个内表面的面平均努塞尔数呈现为先下降后增大的趋势。此外，在整个内表面的面平均努塞尔数随着冲击孔排间距的增大而减小；但是，面平均努塞尔数对孔间距变化的响应不敏感。对于冲击+扰流柱双层壁冷却结构的流量系数，它随着射流雷诺数以及冲击孔的排间距和孔间距的增大而增大，但是随着扰流柱直径的增大而减小。

刷丝磨损引起刷式密封封严性能与使用寿命下降问题较为突出。本文建立了基于柱面圆周摩擦的直接测力法与间接扭矩法两种刷式密封摩擦因数实验识别模型，设计搭建了刷式密封摩擦磨损特性实验装置，设计加工了八种不同结构参数的刷式密封实验件，实验对比分析了两种摩擦因数识别模型的实验结果，研究了结构参数对刷丝与转子表面正压力影响、工况参数对刷丝摩擦因数影响、干涉量对刷丝磨损影响。研究结果表明：直接测力法与间接扭矩法测得的刷丝摩擦因数彼此相差较小，直接测力法稳定性优于间接扭矩法。刷式密封刷丝与转子表面静态和动态正压力均随后挡板保护高度的增加而增大，随刷丝径向长度的增加而减小，随刷丝束厚度的增加而增大；相同干涉量下，静态正压力大于动态正压力；刷式密封刷丝与转子表面正压力在干涉加载阶段大于干涉卸载阶段，在转速升高阶段大于转速降低阶段，刷丝表现出滞后效应。刷式密封刷丝摩擦因数随刷丝与转子间干涉量的增加而降低，随转子转速的增加而降低；随摩擦时长增加，摩擦因数在磨损初期先迅速降低，之后基本保持稳定。刷式密封刷丝磨损量随刷丝与转子间干涉量的增加而增大，刷丝与转子间干涉量由0.3 mm增加至0.4 mm时，刷丝磨损量增大了296.66%。

设计了一种低成本、高精度的气膜冷效实验验证平台，针对平板样件不同结构的气膜孔进行高速高温火焰冲击实验，利用红外测温技术对实验平板的温度场进行数据采集与综合分析。实验结果表明：两种孔形x向的温度梯度都明显小于y向，但是猫耳孔在y向有更好的冷却效果；同时猫耳孔的x向综合冷却效率也优于圆柱孔，并且冷却气流更倾向于形成稳定的气膜覆盖；此外，猫耳孔在单位面积中的总体冷却效果要优于圆柱孔，但在冷气出口附近可能产生较大的热应力；同时得到，猫耳孔气膜冷却降温面积较圆柱孔而言也有较大提升。

以降低一体化红外抑制器混合管出口导流片温度及其红外辐射强度为目的，设计了双层混合管和带冷却结构的导流器。通过CFD和红外辐射强度空间分布数值仿真，研究了双层混合管强迫冷却进气流量、导流器出口形状和波瓣瓣数对排气喷流和排气混合管红外辐射强度的影响。计算结果表明，双层混合管+导流器结构相较于基准模型（单层混合管，导流片无冷却）可以有效降低导流器可视表面高温区，导流器自身的红外辐射强度降幅可达82.9％；导流器出口的波瓣可以诱导流向涡对，强化冷却气流与混合管出口排气尾流掺混，排气红外辐射强度相对于基准模型最大的降幅可达68.2％，混合管及其排气的总体辐射强度的降幅峰值可达86.4％。排气红外辐射强度以及总体辐射强度均随着波瓣瓣数的减少而逐渐减小，导流器出口过多的波瓣瓣数设计反而不利于流向涡的发展。混合管总体辐射强度随着强迫冷却气流流量的增加而逐渐减小，冷却气流流量与主流流量比值为0.1时，相对于不通冷却气流的情况，总体辐射强度的降幅峰值为68.3%。

针对支承机匣内孔磨抛表面质量难以保证及磨抛效率低问题，开展了磨抛工艺参数对表面质量影响研究，基于Preston理论建立了螺旋式磨抛材料去除量方程，理论上揭示了螺旋式磨抛工艺参数对表面质量的影响规律。通过正交实验进行方差灵敏度分析，探寻出打磨轮目粒度、打磨轮进给速度、打磨轮转速和抛光时间等影响因子对材料去除率和表面粗糙度影响规律及贡献率，在此基础上以材料去除率和表面粗糙度为优化研究目标，构建了基于Kriging响应面近似模型的稳健优化设计数学模型，采用粒子群算法进行计算求解，计算出2611组优化解，结合实际工程要求，最佳的工艺参数为目粒度1400、进给速度3、转速3600、抛光时间9，为磨抛工程领域的工艺质量改善提供技术支撑。　　得出磨抛时间、材料去除率和表面粗糙度帕累托前沿，结合实际工程要求，获取了较优的螺旋式磨抛工艺参数值，为磨抛工程领域的工艺质量改善提供技术支撑。　　（计算出2611组优化解）

针对航空发动机高压转子在实际工作过程中存在的连接部件松动现象，建立了考虑松动故障特性的高压转子Timoshenko梁模型，探讨了结合面刚度、转速、松动螺栓数量、松动故障位置、拧紧力矩对转子动力学的影响，并对理论分析结果进行了试验验证。结果表明：故障系统升速过程中呈现出明显亚临界共振现象，且临界峰值转速提前；松动螺栓数量越多，系统倍周期分岔现象越明显；松动故障位于转子跨距中间时对系统动力学的影响较大；螺栓拧紧力矩减小，系统第二阶临界峰值转速提前；试验数据与理论分析结果比较吻合，提出的理论方法具有一定的准确性和适用性。研究结果为航空发动机高压转子连接部件松动故障的进一步研究提供了理论和试验基础。

多隔舱燃油箱惰化系统的惰化效果不仅与富氮气体流量有关，而且与富氮气体分配方式有关。通过将统计学理论应用于富氮气体分配方式理论研究中，并基于熵权改进的优劣解距离法（technique for order preference by similarity to an ideal solution, TOPSIS）理论建立氧气体积分数下降速度特性和均匀特性综合评价方法。在此基础上，以某型运输机机翼多隔舱油箱为例，设计了五种典型惰化方案，通过数值仿真方法对以上方案进行建模和计算，获取了多隔舱油箱惰化的各项特性指标，并运用建立的综合评价方法对各方案进行了评价。研究结果表明：①基于熵权改进的TOPSIS理论可有效评价燃油箱惰化性能，实现惰化系统最优分配方式的确定；②综合考虑氧气体积分数下降速度特性和均匀特性时，半均匀进气的富氮气体分配方式为最佳；③速度性为唯一评价指标时，非均匀进气的富氮气体分配方式为最佳；均匀性为唯一评价指标时，半均匀进气的富氮气体分配方式为最佳。

为应对弧齿锥齿轮二阶接触分析方法的不足与其高阶接触理论实现的复杂问题，基于ease-off拓扑曲面方程与弧齿锥齿轮齿面方程的结合以及传动误差与接触迹线和ease-off之间的解析关系，提出以传动比高阶导数和接触迹线短程曲率为高阶接触参数的离散齿面的高阶接触分析方法，并建立基于有限差分的简便计算方法。结果表明，高阶齿面的传动比高阶导数波动值分别为0.0031，0.0019与0.001，数值反映齿面形貌的全局特性；接触线短程曲率波动值分别为0.0000769，0.000586和0.000127，说明沿接触迹线的齿面接触过程的复杂性。结果不仅验证了离散齿面高阶接触分析方法的正确性与有效性，而且说明该方法降低了高阶接触参数的计算难度，为齿面全局设计提供了可能。

以某型号火箭液氧贮箱为例，对液氧在深度过冷循环过程中贮箱的降温特性进行仿真计算。以液氮为模拟工质，搭建低温推进剂过冷循环原理性缩比试验系统，通过实验数据验证数值模型的准确性。仿真分析了过冷循环流量及回流形式对贮箱降温速率及热分层特性的影响。研究表明：由于一级液氧贮箱筒段较长，贮箱内流体混合更加充分，液体温度均匀性良好；对于二级贮箱，由于其轴向长度较短，从输送管回流的部分深度过冷液氧直接通过贮箱上部抽液口被吸出，发生循环短路，导致贮箱温度始终无法降至70 K，贮箱内温度分层明显，温度均匀性较差，在对贮箱结构进行优化后，贮箱降温速率和温度均匀性提升明显。

为明确空气静压轴承在高浮起量下的静/动态特性，采用瞬态模型分析支撑气膜湍流形成演变规律和能量耗散过程；结合双向流固热耦合的方法对流场特征区域的流态演变、温度分布、马赫数变化、涡量特征等进行描述；将理论分析与实验测试结果相结合，明确高浮起量下空气轴承气膜内部流场特征，以及系统的承载能力、刚度特性和微振动特性。研究表明：高浮起量下空气轴承气膜流场存在气动加热现象且伴随着负压产生；气膜内部的较大压降和流体的压缩性增强会导致空气轴承的静态特性变差；考虑流固热耦合效应能有效保证高浮起量下空气静压止推轴承静态特性的计算准确性，在1 MPa供气50 μm气膜时对承载力的计算误差仅为2.2%，对刚度的计算误差仅为2.7%。

为了使限幅减振器对传动轴跨1阶及2阶临界转速均起到较好的减振作用，研究了限幅减振器安装位置对传动轴与限幅减振器系统非线性动力学的影响。首先基于Timoshenko梁和非线性碰摩理论建立了传动轴与限幅减振器系统的非线性有限元动力学模型，通过数值计算得到了系统响应。对传动轴典型跨临界过程及安装位置对减振效果的影响进行了分析。结果表明，一个典型的传动轴跨临界过程可以分为4个阶段，分别为无碰摩、拟周期碰摩、同频全周碰摩，最后回到无碰摩阶段。将减振器安装在中间节点只能有效抑制传动轴跨1阶临界转速的振动，而安装在1/4节点及3/8节点处能同时减弱跨1阶及2阶临界转速的振动，但安装在3/8节点处有可能使传动轴无法正常工作。

目前收缩扩张型混合管结构参数对于圆排波瓣引射器影响的相关研究少，为此首先进行了带有不同结构参数收缩扩张型混合管的圆排波瓣喷管和圆形喷管引射器缩比模型引射性能的实验研究。结果表明，当混合管喉道直径和长度较小且主流质量流量较低时，圆形喷管的引射性能高于波瓣喷管，但随着质量流量增加情况发生逆转；当喉道直径和长度较大时，在实验质量流量范围内和满足主流附壁条件下，波瓣喷管引射性能均高于圆形喷管；随着主流质量流量增大，引射质量流量比存在一个极大值，并且随着喉道直径和长度增大，该极大值也逐渐增大，在所研究模型中极大值的最大增长率为58.5%。接着，本文建立了经过实验数据验证的数值计算模型，误差不大于4.5%。仿真结果表明，随着喉道直径和长度增大，总压恢复系数逐渐增大，喉道尺寸的增大对于流动损失具有改善作用。

针对航空发动机滚动轴承的故障诊断，提出一种基于频域特征的故障诊断模型。将原始振动信号进行包络解调预处理，仅取每段数据处理后的512个点作为故障特征，将其作为双向循环长短期记忆网络（BiLSTM）模型的输入，可对内圈故障、外圈故障、滚动体故障及每种故障所对应3种不同的故障程度进行诊断。该模型不仅弥补完全由原始振动信号输入导致输入数据冗长，特征不明显等缺点，也弥补由人工提取振动特征来进行故障诊断的不确定性。在滚动轴承公开数据集上进行实验，结果表明故障识别的准确度达到99.8%以上。搭建航空轴承实验器来对方法与模型进行检验。基于频域特征的双向循环长短期记忆网络模型能够更准确的对轴承进行故障诊断，所提方法对于航空发动机滚动轴承故障诊断具有重要工程价值。

针对飞行器结构健康监测过程中存在的识别流程复杂、实时性较差问题，提出一种基于数字孪生技术的飞行器机翼损伤模式识别与监测方法。采用模块化技术构建飞行器机翼的数字孪生结构模型，基于概率神经网络建立了传感器数据在结构数字孪生模型中的映射方法，形成了通用的数字孪生飞行器结构损伤模式快速识别流程。以某无人机为例，基于此流程方法建立了其机翼的损伤模式快速识别模型并开展了对损伤的识别。结果表明，构建的飞行器结构数字孪生识别模型对损伤模式的识别准确率达到了96%以上，能够实现动态航迹规划任务。

以运-7飞机作为参考机型，进行了分布式电推进飞行器的总体设计与性能分析。设计了改型后的分布式电推进飞行器的动力系统，包括螺旋桨参数设计，机翼参数修正，电动机功率计算与选型，螺旋桨气动设计，最终完成混合动力系统的设计。完整地计算了改型后飞行器的各部分质量增减情况并分析其飞行性能，相比参考机型，航程与航时分别增加了540 km与1.2 h，增加幅度超过20%，最终进行了分布式电推进飞行器的三维建模与气动特性分析。为分布式电推进飞行器建模、仿真与控制及工程应用提供了理论依据。

基于压气机叶片加工过程中出现的波纹现象，加工出4种波纹形式叶栅试验件并开展平面叶栅吹风试验，得到波纹对叶型性能及表面负荷的影响规律并进行机理分析。结果表明：叶背波纹现象整体上增加叶型损失。负攻角下，叶背波纹对流场的影响会传播至叶背下游和叶盆，整体改变叶型表面压力分布。气流在波纹出现位置产生“加速-减速”的周期性更迭，波纹宽度直接决定了更迭的频次，不同的波纹初始相位影响叶背前缘区域加速趋势。叶背波纹会改变前缘“吸力峰”强度，波纹对叶型前缘转捩位置的作用机制与叶型自身特性有关，当波纹起始位置在原始叶型转捩位置前，吸力峰强度的变化会改变前缘转捩位置。

将发动机可测参数作为初始特征，利用人工神经网络技术建立航空发动机压气机盘应力和温度预测的MLP （multilayer perceptron）模型，采用BP（back propagation）神经网络算法进行训练。结果表明：该方法预测结果与传统有限元计算结果吻合较好，相对偏差均在1%以内，判定系数达到0.95以上，方均根误差均在5以内，且计算速度由小时级提升为分秒级，可为后续工程应用提供依据。

为探究三维锯齿构型对入射激波/边界层干扰流场结构的影响，对一种前缘带锯齿的斜楔/底板流场进行数值仿真分析，并总结了不同锯齿深度对流场的影响规律。结果表明：与前缘平直斜楔相比，锯齿斜楔受溢流的影响。入射激波呈现为三波系曲面结构，激波强度减弱，波角减小，流场结构后移；底板上分离区呈现出“凹”型的空间结构，分离区展向表现为中间低、两边高，流向表现为中间短，两边长。随着锯齿深度增大，流场结构更加后移，分离区的三维特性更加明显。在溢流模型中，受侧面溢流影响，对称面处的分离最大，分离区呈现出三维的“半凹”结构；对比基准溢流模型，锯齿溢流降低了入射波系强度，使侧面溢流减少。

定量化揭示激光淬火过程多场耦合瞬时演变规律，进而实现40Cr激光淬火工艺参数显著性分析。基于相图计算法（CALPHAD）计算温变物性参数，建立40Cr齿轮钢激光淬火数值模型，对瞬态温度、相变以及应力分布进行数值计算，揭示相变行为与塑性应力之间的耦合作用机理。通过Axio Vert.A1显微镜、扫描电子显微镜（SEM）、超景深3D显微镜和显微硬度仪进行分析。基于正交试验，分析了激光半径、激光功率、扫描速度对淬火质量的显著性影响。结果表明：影响最高温度和相变深度的显著工艺参数依次为光斑直径、扫描速度、激光功率；残余应力成“驼峰”分布，影响残余拉应力的显著工艺参数依次为光斑直径、激光功率、扫描速度。该研究为有效控制淬火残余应力，优化工艺参数提供重要理论依据。

为了探究贫油直喷（LDI）燃烧室中剪切旋流与火焰的正反馈作用及其诱导燃烧不稳定机理，通过大涡模拟（LES）结合相空间重构、模态分解分析方法研究了外激励作用下分层旋流火焰流场与火焰的动态响应。将流场的试验与LES时均结果进行对比，发现数值计算的速度分布与涡旋结构的大小、位置都和试验结果吻合较好。对LES采集信号与瞬时流场分析表明：燃烧室内压力与释热率脉动处于极限环振荡状态，速度脉动下回流区的收缩与扩张导致燃料和释热率区发生周期性压缩与舒张，从而产生准周期释热率脉动。对LES提取的子午面数据进行模态分解，发现速度脉动和释热率脉动主要集中在射流区与剪切层处，均为进口速度激励导致的纵向脉动。

对比分析了不同预旋比下反旋流装置对梳齿密封各腔室内压力、周向流速、周向旋流增长率及动力特性系数，对反旋流梳齿密封的有效性进行定量分析与判别。研究表明：反旋流装置对密封周向流动有较强的抑制作用，且对各腔室压力有不同影响，其中对C3～C6腔室压力作用效果较明显；引入周向旋流增长率衡量反旋流装置作用效果，添加反旋流装置后，密封周向旋流增长率沿泄漏方向降低至C8腔室，在C9腔室处略有回升，无反旋流密封基本保持不变。添加反旋流喷嘴使C3～C6腔室直接阻尼增大。且各腔室交叉刚度均减小，各腔室有效阻尼提高，总有效阻尼增大稳定性增强。预旋比使C1～C2腔室的直接阻尼有显著变化。添加反旋流喷嘴后，腔室交叉刚度在高预旋比下减小更多，有效阻尼受预旋影响较小，反旋流对进口正预旋有较好抑制作用。

针对导弹导引头在高温高负载下的结构设计问题，引入多尺度拓扑优化设计方法对导弹导引头进行优化设计，提出了一种在稳态热源情况下热力耦合连续体结构多尺度并行化拓扑优化方法。该方法在宏观尺度上，将热源引入的等效热载荷耦合至力载荷当中，获得符合热力耦合载荷的宏观构型分布；在微观尺度上，通过聚类方法划分微结构类型，提升微结构计算效率和解决宏微观结构尺度分离问题。以结构柔度作为目标函数，材料的体分比为约束，建立了基于固体各向同性材料惩罚模型的多尺度并行拓扑优化模型；采用直接法对热力耦合情况下的灵敏度进行分析计算，运用OC准则法对设计变量进行优化，从而获得有效的热力耦合情况下的宏微观并行拓扑优化模型。利用悬臂梁结构对所提方法进行了验证，结果表明所设计的结构既具有热力耦合工况下的承载能力，也具有一定的热防护的能力。应用该方法对导弹引导头进行结构一体化优化设计，获得了较好的既具有承载性能，又具有隔热性能的引导头结构。两个案例展示了在保证质量减少50%的情况下，依然都获得了理想的优化结构，从而验证了所提方法的正确性与有效性。也为类似热力耦合工况下的结构一体化设计提供了可行方法，具有一定的工程应用意义。

为了满足飞机多电化对于航空发电系统提出的高功率密度、高品质供电以及交直流混合供电的要求，对比分析了多种交直流集成发电方案，并分析了其优势与不足，提出了一种基于双绕组感应发电机的航空交直流集成发电系统。该系统充分利用了双绕组感应发电机定子有两套三相绕组的特点，能够很好的实现交直流集成发电。在进行发电机初步设计后，基于多目标优化算法，以效率和功率密度为目标对双绕组感应发电机进行优化设计，采用交直流集成发电自抗扰控制策略，以提高该系统动态性能与负载适应性。最后研制了一台60 kW（交流24 kW，直流36 W）的双绕组感应发电机原理样机，实验结果显示，该交直流集成发电系统在交流侧突增、突卸负载时，电压突变在±10 V以内，恢复时间不超过25 ms，在直流侧突增、突卸负载时，电压波动在±30 V以内，恢复时间不超过45 ms，具有良好的动态性能和稳态性能，能够实现发电系统的高品质交直流集成发电。研究成果表明，基于双绕组感应发电机的航空交直流集成发电系统有望为我国多电飞机发电系统提供一种有竞争力的可选方案。

针对变分模态分解的模态数和二次惩罚因子难以确定的问题，提出了基于正交性指标、能量比值和变分能量熵的参数优化算法；对于分解得到的单分量信号，发展了基于多项式调频小波变换的瞬时频率识别方法和基于能量法的瞬时阻尼比识别方法。开展了三自由度时变结构仿真研究和时变钢梁实验研究。研究结果表明：优化后的变分模态分解法能够精确分离多自由系统的各阶时变分量，具有较强的抗噪性能；基于多项式调频小波变换的瞬时频率识别方法具有很强的时变频率追踪性能、抗噪声能力强，时变频率识别精度高，平均误差不超过1%；能量法能够较准确地识别结构的瞬时阻尼比，识别误差保持在10%左右，抗噪优势明显。

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型，采用数值模拟方法对三种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究，认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝头体。模拟结果显示：激波针头部扰流物相对直径较大时，减阻率随激波针相对长度的变化曲线没有明显的峰值点，而是存在一个变动幅度很小的峰值段，且相对直径在0.3～0.4左右时减阻效果最佳；典型激波针的最大减阻率约为50%，采用双扰流物构型时略有提升；中部增加多个扰流物时减阻率随扰流物数量增多而增大，最大减阻率超过60%，但气动加热问题较严重。相比而言，钝锥型激波针减阻降温的综合性能最好，最大减阻率可达60%左右，降温率约为7%。

叶顶位移的精确测量是叶尖定时（BTT）技术应用于旋转叶片振动模态重构和实时状态监测的基础。设计了一套基于激光位移传感器的高精度BTT标定装置，在实验中直接获取叶顶位移的时域标定数据，并以此确定了转速波动是叶顶位移测量误差的主要来源之一。在此基础上，提出了局部5阶拟合的转速波动修正方法以提升BTT测量精度，并在标定装置上完成实验验证。结果表明：局部5阶拟合的转速波动修正方法在不同工况下均能有效提高BTT测量准确度。在旋转叶片非线性升转状态下测量误差最高降低90%；在恒定转速条件下误差可以降低38%至63%。将该算法应用在一台单级轴流压气机的实验数据中，修正的误差达0.4 mm，有效降低了BTT技术实时测量叶顶位移量的不确定度。

可重复使用液体火箭发动机能大幅降低航天运输成本，其中推力室内壁结构的循环使用寿命是影响可重复使用性能的关键因素。基于Chaboche随动强化模型和Norton蠕变模型建立推力室内壁材料的本构方程；采用瞬态热-力耦合分析方法，获得推力室各工况下的温度场与应力-应变分布；通过Lagneborg累积损伤法建立损伤模型，其中考虑了蠕变-疲劳的耦合作用，以预测内壁结构损伤及循环寿命。研究结果表明：推力室内壁结构损伤形式以低周疲劳损伤和蠕变-疲劳耦合损伤为主，其中低周疲劳损伤占比65.8%，蠕变-疲劳交互作用损伤占比29.8%，因此为了准确预测推力室内壁结构的循环使用寿命，需考虑结构在蠕变-疲劳耦合损伤作用下的影响因素。

为了提升高负荷叶型的平面叶栅试验流场品质以保证试验数据的可靠性和准确性，建立了平面叶栅流场品质的评价参数，提出了中间流线型上端壁及其与出口可调尾板组合的两种被动调控方案。采用试验验证的数值模拟方法研究了以上两种方案对高负荷平面叶栅流场品质的调控策略。结果表明：两种调控方案均能够有效抑制上端壁区域的流场恶化，进而提升平面叶栅的来流准确性、流场周期性以及二维性。采用与平面叶栅理想中间流线相匹配的上端壁安装角和周向距离，以及尾板安装角时，两种方案对流场品质的提升效果最好。中间流线型上端壁组合出口尾板方案优于中间流线型上端壁方案，使叶栅中间三个叶片通道的进口马赫数偏差不超过±0.005，来流攻角偏差不超过±0.3°；叶栅进口和出口马赫数的周期性偏差不超过0.005，气流角的周期性偏差不超过0.3°；设计攻角下叶栅轴向速度密度比（AVDR）达到1.1，叶栅二维性较好。两种调控方案对叶栅大攻角工况的流场品质调节具有很好的适用性。

结合数值模拟和风洞试验技术，在高超声速连续流条件下对非线性耦合本构关系（NCCR）模型和由量纲分析推导得到的简化广义动力学（SGH）模型开展研究。基于小型高超声速风洞试验系统，在不同来流条件下对类HB2（hypervelocity ballistic model 2）标模和钝锥模型的气动力和物面压力进行了风洞试验测量。同时在三维有限体积框架下，分别采用分裂算法和耦合算法的NCCR模型、SGH模型对试验工况下的标模开展数值计算。结果表明：NCCR模型和SGH模型得到的气动力系数和物面压力均与Navier-Stokes（NS）方程解一致，并与风洞试验数据吻合较好；采用分裂算法的NCCR模型在类HB2头部膨胀拐角处预测的摩阻/热流系数明显低于NS方程解，而采用耦合算法的NCCR模型解与NS方程基本一致。计算结果和实验数据对比表明，NCCR模型和SGH模型在高超声速连续流中的准确性得到充分验证，此外，NCCR模型的分裂算法在三维高速流动中的适用性需进一步完善。

针对对转螺旋桨气动力和气动噪声性能评估和优化研究需求，依托声学风洞，研发了1套大功率对转螺旋桨动力模拟试验装置，并发展了对转螺旋桨气动力和气动噪声风洞试验数据处理方法。对转螺旋桨动力模拟试验装置由300 kW电动机提供动力输入，由齿轮箱实现增速和内外传动轴反向旋转，由旋转轴天平测量气动力。装置完成研制后，在5.5 m×4 m声学风洞开展了对转螺旋桨气动力和气动噪声试验。结果表明对转螺旋桨动力模拟试验装置的转速控制精度优于0.5 r/min，传动效率达到97.7%，装置运行平稳、可靠；对转螺旋桨试验的拉力系数重复性精度优于0.002 1，功率系数重复性精度优于0.0022，气动噪声重复性精度优于0.5 dB。

针对转子过临界转速时振动过大问题，提出一种具有紧凑结构的多重干摩擦阻尼吸振器，通过集成多个具有高强度的悬臂梁式振子，结合适于高温复杂环境的干摩擦阻尼，构建能够在复杂恶劣环境下工作的环形吸振器。为对吸振器进行参数设计与减振特性分析，采用有限元和拉格朗日方程方法对吸振器-转子系统进行动力学建模，并利用基于时频域转换的谐波平衡法实现对系统振动响应的高效求解。在此基础上，研究吸振器质量比、频率比、振子个数以及干摩擦界面法向正压力等参数对其减振性能的影响，分析其减振性能对于参数偏离的敏感性，结果表明：多重干摩擦阻尼吸振器能有效降低转子过1阶临界转速的振幅，减振幅度最高可达70%，且具有较好的鲁棒性。

针对单级风扇纯音噪声的远场声辐射预测，介绍了一种混合计算方法。其中，非线性谐波方法用于转静干涉载荷声源的计算，声类比方法用以获得自由场的辐射声场，机匣的散射作用通过边界积分方法加以考虑。该混合方法可以同时预测管道内的声传播和管道外的声辐射。采用NASA的Advanced Noise Control Fan（ANCF）项目中的单级风扇作为研究对象，研究了实验间距下转静交界面位置的影响，确定交界面位置取在转静间距0.5倍，此时和远场声辐射实验结果最为接近。随后研究转静轴向间距对纯音噪声的影响，随着间距的减小，静子表面非定常载荷幅值、远场噪声指向性声压级相应增加。在低频下噪声指向性形状保持一致，高频噪声的指向性形状和声压级变化明显。

针对航空发动机性能退化特征众多，以及特征相互影响等问题，考虑退化特征间的非线性相关关系，提出了基于Copula相似性的航空发动机RUL（Remaining Useful Life）预测方法。通过K-means聚类将航空发动机的工作状态分类，建立退化模型选取退化性能趋势最明显的3组传感器。基于Copula函数对选取的3组传感器进行相关性建模分析，构建发动机传感器之间的Copula结构。基于Copula相似性实现对航空发动机的剩余寿命预测。结果表明：基于Copula相似性的航空发动机RUL预测方法相较传统方法，在发动机运行周期的50%、70%、90%预测误差分别减少13.053%、31.328%、74.602%，预测精度得到提高。

为实现模型部件特性快速自动修正的工程需求，提出一种针对身份证模型部件特性的增强型自动修正策略，以稳态试车数据为输入，依据可测传感器组合，分析选取合适的特性修正系数组合，并耦合个体试车数据对共同工作方程进行设计，利用多点修模的双环策略快速自动修正部件特性，实现某型变循环发动机身份证模型的快速自动修正。采取逆流路扰动及Newton-Raphson迭代阻尼系数自调整法和特性图外插保护逻辑等方法提高算法的运行速率和稳定性。仿真结果表明：修正后模型输出最大误差小于0.1%，在2.10 GHz处理器的计算机上单、双涵道模式与常规部件级模型相比，耗时减少98.6%以上，所修正后模型可用于控制律设计以及为确定发动机当前真实状态提供参考。

针对某小推力发动机试验系统中自动器故障的情况，建立了包括气动液阀、减压器、燃烧室、贮箱等组件模型，在Amesim平台上搭建试验系统仿真模型。通过仿真结果与试验数据的对比，验证了组件模型及仿真系统对试验系统实际工作情况的模拟效果，系统稳定工作阶段各主要参数的误差不超过2.8%。在系统正常工况基础上，对气动阀控制腔泄漏和减压器内漏两种故障下系统工况进行仿真计算，得到了故障工况下系统各参数的预测结果：减压器内漏故障发生30 s后，燃烧室压力可偏移正常工况14.3%，混合比偏移37.3%；气动阀泄漏面积达到24 mm²时，推进剂阀门将完全关闭。仿真结果对试验系统故障工况做出预测，并为故障分析、识别等积累了数据。

基于同种产品的多类试验源寿命数据信息，利用不同数据源间的映射关系，将多源数据迁移至现场数据源中形成混合数据源，以此作为产品可靠性贝叶斯统计分析基础。对于不同应力下加速寿命数据，将其折算至常应力水平下确定参数分布密度函数解析，以此作为产品可靠性贝叶斯统计分析的先验条件。将贝叶斯统计模型与数据迁移模型进行结合，融合多源数据的同时确定其参数估计值，得到产品密度函数解析并完成产品可靠性分析。算例验证了该类模型的可行性和有效性。

为研究巡航高度对燃油箱内水污染物生成的系统性影响，基于传热传质方程建立水污染物生成模型，对不同巡航高度下燃油箱内的溶解水、析出水、冷凝水、游离水等水污染物生成特性进行计算。结果表明：飞行过程中产生的析出水主要在爬升阶段，且巡航高度越高产生的析出水越多，11 km巡航高度产生的析出水较7 km时多出5.5%；冷凝水主要产生在巡航阶段，冷凝水总量随着巡航高度的增加而减少，11 km巡航高度产生的冷凝水较7 km时减少了34.4%；飞行过程中产生的游离水总量随着巡航高度的增加而增加，但增加幅度逐渐减缓，9 km巡航高度产生的游离水较7 km增加了1.88%，11 km巡航高度产生的游离水较9 km增加了0.92%。

为了研究双层壁复合冷却涡轮叶片内部对流换热特性，设计了带侧向稀疏孔出流的窄通半封闭道，采用试验方法针对不同通道进口雷诺数和不同出流孔几何参数对出流壁面对流换热特性的影响开展了研究，结果表明：冷气的沿程出流导致在出流孔下游区域产生溢流效应与冲击效应的叠加，在出流孔下游出现典型的水滴状低温区，其覆盖面积随着出流孔径和进口雷诺数的增加而增大；出流壁面的平均努塞尔数沿流动方向呈现四种变化特征，通道进口段的平均换热努塞尔数相比通道下游区高出80%；存在一个最佳出流孔展向间距比，使得壁面的平均表面传热系数达到最大值，大展向孔间距的壁面平均努塞尔数相比中间孔间距情况低20%。

针对编码器信号中安装误差导致轴承外圈故障特征提取困难的难题，提出一种编码器安装误差抑制方法。该方法首先依据编码器安装误差特性，结合方均根包络技术，获得原始瞬时角速度信号上包络线；基于分段逐步逼近技术和绝对平均差指标，结合反斜率修正方法，进一步提高包络线拟合编码器安装误差分量的精度；采用改进能量比指标自适应确定优化包络线窗长，并获得对应的剩余信号；通过剩余信号的包络谱分析揭示轴承外圈故障特征。该方法清晰地提取出滚动轴承的故障特征阶次，对编码器误差有较好的抑制效果，仿真和实验验证了所提方法的有效性。

为了分析级间燃烧室的压力恢复系数在不同飞行状态下，对中等涵道比带级间燃烧室混合排气涡扇发动机净推力和单位燃油消耗率的影响，基于原未带级间燃烧室发动机的循环参数，增设了级间燃烧，建立了部件级稳态性能计算模型，仿真结果表明了：当涡扇发动机在飞行高度为5 km，飞行马赫数为0.8，级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时，单位燃油消耗率相对增加12.2%；而当飞行高度为5 km，飞行马赫数为1.8，级间燃烧室压力恢复系数由0.92变为0.8时，单位燃油消耗率相对增加20.3%。所用的计算程序在进行模型仿真时，级间燃烧室压力恢复系数基本不变，而在现有的级间燃烧室研究中表明：级间燃烧室压力恢复系数会随着飞行马赫数的增加而变大，当飞行马赫数由0.8变为1.8时，级间燃烧室压力恢复系数会相对增大2%以上，因此对计算结果采用了变级间燃烧室压力恢复系数的视角，研究了其对发动机性能的影响。

针对滚动轴承诊断受环境噪声影响，特征频率难以提取的问题，提出了一种基于小波包变换与完全自适应噪声集合经验模态分解（CEEMDAN）的滚动轴承故障诊断方法。通过CEEMDAN将传感器收集到的原始振动信号进行分解并依据峭度值-相关系数（K-C）筛选准则划分高噪信号和低噪信号。利用小波包变换分解高噪信号后选取合适分量重构实现环境噪声的滤除并与低噪信号进行整合产生新的振动信号进行包络解调，提取实际故障特征频率实现滚动轴承的故障诊断。经对比试验，本文提出方法清晰地提取出滚动轴承的转频、故障特征频率及其倍频和调制频率，由仿真信号计算可知降噪后的信号信噪比提高了7.61 dB，有效优化了对噪声滤除的效果。

为研究不同因素对针栓变推力固体火箭发动机内流场流动特性、发动机性能参数及针栓所受载荷的影响，探究其控制性能，采用数值仿真的方法，对不同针栓型面及针栓尾部凹槽设计下的喷管内流场进行计算研究。结果表明：针栓式变推力固体火箭发动机的推力调节范围很大，针栓受力变化也大；针栓型面的改变对针栓载荷无显著影响，最大载荷下降28%；针栓尾部凹槽的设计可以在较大程度上平衡针栓载荷，最大载荷下降56%；针栓阀体导流槽的设计对于针栓所受载荷的降低有显著作用，最大载荷下降91%，大大增强了针栓式变推力固体火箭发动机的控制性能。

为了抑制管式减涡器工作中的振动，开展对应的阻尼结构设计与减振特性研究工作。针对管式减涡器，总结了阻尼结构的设计参数，在此基础上，归纳了管式减涡器阻尼结构的设计流程。使用该方法对某型发动机减涡器进行阻尼结构设计和减振特性计算，并进行试验验证。结果表明，该方法设计的阻尼器具有良好的阻尼减振效果，可以将关键点应力水平降低80%以上。并且试验得到的减振效果与达到最优减振效果的正压力区间都与计算结果接近，验证了该方法在预测减振特性时的准确性。

推力管理是民航客机飞行管理系统的重要功能之一。在整个航线内，飞行管理系统根据不同飞行航段以及不同飞行状态，确定飞机对发动机的推力需求，并以此作为推力目标值形成发动机油门杆控制的指令，其中推力目标值的计算是推力管理的核心。针对民航客机各飞行航段的特点，采用飞行动力学方法对飞机爬升、巡航、下降三个航段中不同飞行方式下的推力目标值计算方法进行研究。以波音737-800实际飞行记录数据为算例，进行推力目标值计算方法仿真对比验证，结果表明：所计算的推力目标值变化趋势与飞行性能理论相符，典型航段推力目标值计算与实际飞行数据的对比误差不大于3%。所提出的推力目标值计算方法可为民航客机推力管理系统设计提供参考。

针对概念设计阶段机翼设计需要大范围探索设计空间并进行气动结构一体化设计的需求，提出一种基于类别/形状变换函数（class-shape function transformation, CST）的三维机翼气动结构解析参数化建模与优化方法。在二维CST基础上，推导三维CST参数化几何模型的解析函数形式，通过网格自适应离散与结构特征提取技术建立了三维机翼的气动和结构解析参数化模型，能够同时支持包括机翼几何构型、结构布局、结构尺寸、材料属性等参数的气动结构一体化快速建模与优化求解，具备几何模型大范围参数化以及气动、结构模型的建模过程自动化能力。采用该方法对某大展弦比机翼开展气动结构一体化优化设计，对比固定结构布局优化方案，优化结果梁由2个减至1个，翼肋由20个减至15个，质量相比减少26.1%。

基于翼面压力分布与流动分离的对应关系，提出了一种用于等离子体激励抑制翼面流动分离的反馈控制方法，该方法通过模型表面特征点的压力判断流动分离情况，根据判断结果自动施加或取消等离子体控制。在NACA0015翼型和飞翼布局模型上分别对该方法进行了风洞试验验证，试验表明：基于压力反馈的等离子体流动控制方法能够实现对翼面流动分离的主动控制，通过控制能够改善模型的失速特性；在飞翼布局模型上，等离子体压力反馈控制与开环控制的效果基本一致，在来流风速为30 m/s时反馈控制与开环控制均能使模型的最大升力系数提高27%以上、失速迎角推迟4°。

采用6种详细反应机理对多工况条件下天然气的着火延迟时间、层流燃烧速度以及氧化过程中主要组分摩尔分数进行了数值计算，并与相应试验数据进行了对比分析。结果表明：相比于其它五种详细反应机理，Aramco 2.0机理在天然气的着火延迟、层流燃烧以及氧化特性的预测上精度最高。基于Aramco 2.0机理，通过路径敏感性分析、生成速率分析与反应路径分析，形成了天然气（CH₄/C₂H₆/C₃H₈）的初始简化机理（包含21种组分、150个反应）；同时，基于解耦法，耦合初始简化反应机理中的C₁～C₃反应机理、H₂/CO详细反应机理和NOx简化反应机理，构建了天然气的简化反应机理（包含40种组分、189个反应）。通过与相应试验数据的对比发现，该简化反应机理能很好的预测多工况条件下天然气的着火延迟、层流燃烧与氧化特性。

为分析贫油预混预蒸发（LPP）燃烧室的燃烧不稳定（CI）特征，通过对三维亥姆霍兹方程进行了三种不同程度的简化：平均温度场和导入CFD温度场的无源项方程，以及导入燃烧流场特征的有源项方程，分别对单头部LPP燃烧室模型进行了三维频域特征数值仿真。结果表明: 燃烧室内的温度分布是燃烧室声学特征频率的重要影响因素，释热率源项对主频无影响。相比于仅设置平均温度场，导入CFD三维温度场可以获得与实验频率更吻合的结果，精度提高了5%。采用解耦方式求解频域方程能够快速建立声学系统与燃烧流场间的联系，释热率和迟滞时间的空间分布特征表现在亥姆霍兹方程的源项，其对预测燃烧室固有频率没有影响，但是能够获得详细声压分布特征。

为了识别某型涡轴发动机喘振时的特征，通过进气畸变方式开展了某型发动机台架试车逼喘试验，利用声压传感器测量采集了轴流压气机和离心压气机两侧的声压信号。对声压信号进行测试环境与背景噪声修正，再采用时频分析方法实现了对由于进气减少引起的压气机叶片失速团特征和低频喘振特征的检测，并采用小波低频重构声压信号方法实现了某型涡轴发动机喘振信号的提取与识别。结果表明：随着进气的增加，轴流压气机和离心压气机转子频率处声压信号幅值会降低，同时会产生失速团，轴流压气机右侧能最先监测到喘振，喘振频率约为60 Hz。

针对航空发动机控制系统因为执行机构性能退化而导致发动机控制品质降低或者严重时威胁发动机运行安全的状况，开展执行机构状态参数在线估计方法研究。在航空发动机实际执行机构控制回路实测信号较少的情况下，提出一种组合参数在线估计方法，通过作动模式识别分类，基于无迹卡尔曼滤波以稳态模式输出估计电液伺服阀平衡电流，基于拟牛顿算法（BFGS）以动态模式输出估计执行机构增益和作动延迟时间，实现模型参数的在线更新，建立实时自适应执行机构模型。以某涡扇发动机导叶作动控制回路为对象进行仿真，结果表明：在只有作动位置单一参数可测的条件下，在不同作动状态下对执行机构控制回路的平衡电流估计误差小于±2%，执行机构增益估计误差小于±4%，作动延迟周期估计误差不超过1个控制周期，能够实时跟踪并较为准确地估计执行机构的工作状态，为航空发动机执行机构控制回路设计与故障诊断提供技术支撑。

针对高超声速飞行器绕流与反作用控制系统（RCS）喷流相互干扰过程中高温气体非平衡效应的影响问题，基于高温空气及喷流燃气物理化学模型，通过数值求解三维非平衡雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，开展了典型外形喷流干扰非平衡流场的数值模拟，研究了绕流空气非平衡效应、喷流燃气非平衡效应及其综合的流场高温非平衡效应的影响，分析了不同飞行条件下流场高温气体非平衡效应对流场结构及飞行器气动力热特性影响的变化规律。研究表明：绕流空气非平衡效应在高马赫数下影响显著，表现为减小喷流附加推力、降低干扰区热流峰值，随着马赫数升高，其影响逐渐增大；喷流燃气非平衡效应在不同状态下的影响存在差别，在低空状态下，燃气组分主要发生复燃/复合反应，导致喷流附加推力增大、干扰区热流峰值升高，在高空状态下，燃气组分主要发生离解反应，导致喷流附加推力减小、干扰区热流峰值降低，沿弹道高度升高，喷流燃气的复合反应减弱而离解反应增强；为了更加真实地模拟高超声速飞行器RCS喷流干扰流场特性，有必要全面地考虑流场中的高温气体非平衡效应。

开展了基于叶片解谐振动测试的整体叶盘失谐辨识和模型确认研究。对整体叶盘开展叶片解谐振动测试，提出一种解谐质量布置方案准则，获取整体叶盘所有“单个”叶片振动频率的差异化分布；引入一种失谐辨识方法，消除由于叶片解谐质量所带来的残余叶间振动耦合效应的影响，获取更为准确的叶片失谐分布辨识结果；重点探究不同解谐质量及位置对整体叶盘叶片解谐振动测试和失谐辨识结果的影响，并建立失谐整体叶盘有限元模型；开展基于常规模态测试的失谐整体叶盘模型确认研究，整体叶盘固有频率和振型的仿真/测试结果一致性良好，大多数模态的频差低于0.3%。结果表明该失谐辨识方法能够提高通过叶片解谐振动测试直接获取的叶片失谐分布的准确性，在此基础上建立的失谐整体叶盘有限元模型能够有效反映实际整体叶盘结构的固有振动特性。

通过改变气体中心同轴离心式喷嘴的气体喷嘴内壁结构，分别对平滑内壁（A）、内壁加凹腔（B）和内壁加凸起（C）的3种喷嘴的喷雾特性进行了实验观测，同时为分析气喷嘴内壁结构改变引起的流场变化，在不考虑液相的情况下对纯气相流场进行了三维模拟研究。结果表明：3种喷嘴的雾化锥角均随气体质量流率的增加而减小，随液体质量流率的增加而增大。气体喷嘴内壁加凹腔，对喷嘴的雾化锥角、破碎长度以及自激振荡频率几乎没有影响；而气体喷嘴内壁加凸起则对喷雾特性有显著影响。相同工况下，内壁加凸起会使气喷嘴出口的引射作用增强，雾化锥角减小，同时气液间更强的相互作用使喷雾破碎长度随之减小。喷雾自激振荡发生时，内壁凸起亦会导致喷雾自激振荡频率随之增大。3种喷嘴的自激振荡频率均随气体质量流率的增加而增大，并对3种喷嘴的喷雾自激振荡诱发及维持机理进行了分析。通过实验探究了不同凹腔、凸起大小对喷雾特性的影响，对于B喷嘴，其喷雾的雾化锥角、破碎长度几乎一致，自激振荡频率亦差别不大；C喷嘴的雾化锥角、破碎长度均小于B喷嘴，且随凸起的增大而减小，而自激振荡频率均大于B喷嘴，且随凸起的增大而增大。

基于传统可调涡轮导叶，设计了一种带有端隙密封结构的喷嘴环导叶（end-clearance sealed guide vane, ESGV）。在导叶不同开度下，对ESGV可调涡轮进行数值模拟，分析了ESGV对可调涡轮性能的影响，结果表明：ESGV可以有效的抑制导叶端隙泄漏流，能够明显改善喷嘴环和转子通道的流动状态，进而提高涡轮效率。对ESGV可调涡轮和原始涡轮进行涡轮特性试验，结果显示：两型涡轮流量特性大致相同时，在导叶中开度下，ESGV涡轮效率较原始涡轮提高了5%，验证了ESGV方案的有效性。

精确模拟压气机可调叶片（VSV）角度任意变化造成的压气机部件特性的变化，对于发动机性能仿真的发展具有重要价值。基于骨架特性原理，建立压气机VSV变几何性能模型。介绍了压气机骨架特性处理方法的优点和适用性。基于压气机骨架特性处理方法，开发一种VSV模型修正方法，通过调整流量系数、功系数和损失系数的比例修正系数，实现压气机特性随VSV任意角度变化的高精度建模。建立自动优化方法，提高执行效率，减少人工干预。同时，与某型压气机VSV联调试验结果进行对比，相对误差达到小于0.2%的水平，验证了修正方法的正确性和精度；选用比例系数修正特定骨架特性的修正方法，可推广至压气机特性的其他二次影响修正（如雷诺数效应）。

针对航空发动机高空舱飞行高度模拟控制系统存在的强非线性、高度不确定性、强外部扰动等实际工程问题，对抑制系统不确定性影响的主要控制方法进行了分析和讨论，设计了一种基于降阶线性扩张状态观测器（RLESO）的串级线性自抗扰（LADRC）鲁棒控制方法。分析了被控对象的主要特性和控制难点，并将广义受控对象分为蝶阀位置回路和飞行高度回路。对两个回路分别设计降阶扩张状态观测器和控制器并组建串级控制系统。通过控制仿真并与经典PID控制方法进行了对比分析，结果显示在推力瞬变试验控制仿真中，被控压力的最大波动值从3.5 kPa减小至0.8 kPa，表明了基于RLESO的串级LADRC技术能够显著提升高空台飞行高度模拟的控制品质，获得了较为理想的鲁棒控制性能和抗扰性能。

建立齿在静子上迷宫密封（TOS LS）、齿在转子上迷宫密封（TOR LS）与交错式迷宫密封（ILS）三维数值分析模型，并采用多频椭圆涡动轨迹模型与计算流体力学方法阐明四种齿形角（θ=0°, 15°, 30°, 45°）对三种迷宫密封泄漏与动力特性的影响。结果表明：在转子转速15000 r/min与进口压力6.9×10⁵ Pa的运行工况下，ILS具有最小的泄漏量，但是若采用过小的齿形角（θ=0°, 15°）易引发转子失稳；TOR LS具有最差的封严性能；TOS LS具有最好的系统稳定性。在齿形角从0°增加至45°时：TOS LS、TOR LS与ILS的泄漏量分别降低5.6%、5.1%与16.8%；中间腔室负气流切向力的绝对值分别增加60.2%、133.9%与470.3%；整个密封段的有效阻尼分别增加44.9%～61.9%、30.7%～53.6%与90.4%～445.3%，系统稳定性均得到显著加强。

针对二冲程航空煤油发动机单参数调整喷油量或点火提前角来抑制发动机爆震，提出了一种喷油-点火协同控制的发动机爆震抑制策略，以一台二冲程点燃式发动机为对象，利用一维性能仿真计算平台对其建模与仿真分析，根据试验设计方法（design of experiment, DoE）得到基于喷油-点火协同控制策略下的喷油量和点火提前角的MAP图，并开展了试验研究。结果表明：在转速为4800 r/min时，相比于单参数控制点火提前角抑制煤油发动机爆震，采用优化策略后发动机爆震燃烧得到有效抑制，油耗率小幅度增加，功率损失减小且排气温度显著降低，并且在不同负荷下的发动机功率恢复最低能够达到汽油机的88.3%；在转速为5000～6500 r/min、全负荷工况下，发动机功率恢复最高能够达到汽油机的96.2%，排气温度控制在475 ℃以内，能够有效改善发动机性能。

采用了基于$k {\text{-}} \omega $ SST（shear stress transpot）湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程的动量源方法（MSM），针对带增升襟翼的分布式动力机翼二维简化模型，开展了垂直起飞-过渡-巡航飞行状态下的气动-推进耦合特性及物理机理研究。研究表明，涵道的抽吸效应使分布式动力机翼呈现增升减阻现象，并推迟了机翼流动分离。相比于自由来流条件，涵道喷流中的增升襟翼失速偏角从12°显著增大到34°，同时增升襟翼诱导喷流偏转，使分布式动力构型总升力得到有效提升。

为揭示界面滑移对动压气体轴承间隙流场的影响机理，以波箔型动压气体径向轴承为研究对象，建立周向非一致滑移修正雷诺方程并采用超松弛迭代法进行求解，分析了转速、偏心率、间隙高度和箔片变形等因素变化下滑移对轴承间隙内流场的影响。结果表明：随着转速的增大或间隙高度的减小，流固界面由无滑移状态转变为静子侧滑移状态，并最终达到两侧均滑移状态，转子侧从压力上升区、静子侧从压力下降区向两侧滑移区域面积和速度逐渐增大；而偏心率的增大仅会导致滑移速度增大，而滑移区域面积几乎不变；箔片变形使滑移速度场呈现阶梯状分布。非一致滑移对最高气膜压力最大影响可达17%。速度梯度和压力场显著变化诱导界面剪应力和极限剪应力复杂演化而产生上述规律。