采用OH平面激光诱导荧光（PLIF）与立体粒子图像测速（S-PIV）同步测量技术，对低旋流燃烧器中富氢甲烷/空气预混火焰的稳定性边界及流动与火焰相互作用机制进行了研究。选取两种阻塞比相近但孔径不同的湍流发生器开展对比实验，在不同氢气体积分数、当量比和平均出口速度下，考察了火焰形态、稳定性边界及其内在的稳焰机制。结果表明，在两种湍流发生器条件下，火焰均可呈现碗形、W形和冠形三种典型形态，但采用较大孔径的湍流发生器时，燃烧器的贫燃吹熄边界明显拓宽。进一步分析表明，较大孔径湍流发生器的大孔稀疏排布使得燃烧器出口附近形成了中心高速区及外围低速区，该速度分布诱导产生了附加剪切层（ASL）的形成，加剧了燃烧器出口下游流场的速度衰减，促使火焰更靠近上游锚定，进而拓宽了熄火极限。在此基础上，结合流动时间尺度与化学反应时间尺度，建立了基于达姆科勒（Da）数的无量纲模型，用于预测不同工况下的火焰吹熄极限。本文提出的机理和模型凸显了湍流发生器结构在低旋流燃烧器喷嘴设计中的重要性，为实际富氢燃烧系统的火焰稳定性优化提供了理论参考。

为明确相对旋向对纯氢双旋流燃烧动态特性的影响，在喷孔、流道尺寸和名义旋流数幅值相同条件下，对反向旋流（CR）与同向旋流（CO）开展常压试验。空气体积流量为2.20、3.30、4.40×10⁻³ m³/s，当量比为0.05～1.00，共120个工况。采用动态压力与高速OH*化学发光测量，分析压力幅频特征和火焰投影。结果表明：两构型的压力脉动随当量比非单调变化。CR高响应窗口较窄，最大压力均方根为0.28 kPa；CO在中高流量下形成较宽高响应区，最大值为0.55 kPa。在最大空气流量且当量比0.80～1.00时，CO为CR的2.6～3.0倍。主频为0.70～1.14 kHz；CO在中高流量及较高当量比下呈连续窄带谱脊，CR低流量强响应的宽带与多频特征更明显。投影面积在当量比0.20～0.50时快速增至（2.5～2.8）×10³ mm²后趋于饱和。CR较早形成高窄包络，CO在较宽范围保持低宽杯形结构。相对旋向改变了压力响应窗口、频谱组织与火焰投影形态。

选取跨声速压气机转子Rotor 37作为研究对象，基于经过验证的数值计算方法，对设计转速条件下机匣变形所产生的影响及其作用机理进行了研究。结果表明：在理想机匣条件下，转子叶顶间隙泄漏涡的破碎是压气机失稳的直接诱因。随着机匣椭圆变形度τ的增大，压气机的稳定裕度逐渐降低；当机匣变形度τ达到最大值0.9时，其稳定裕度较理想机匣下降了4.67%，且流动失稳首先出现在最小叶顶间隙附近的叶片通道。同时，机匣变形下通道叶顶区域流动及阻塞区影响范围表现出显著周向不均匀性。一方面，前缘叶顶间隙尺寸与气流攻角的周向非均匀分布决定了各通道前缘泄漏流强度，进而影响各通道前缘泄漏阻塞区的作用范围，该阻塞区在最大叶顶间隙附近达到最大，主导该处通道失稳；另一方面，尾缘叶顶间隙尺寸和各叶片吸力面近壁面流动分离位置的周向非均匀分布分别决定了尾缘间隙泄漏流强度及近壁面流动分离程度，进而影响各通道近吸力面阻塞区的作用范围，该阻塞区在最小叶顶间隙附近通道内影响最大，导致该通道率先失稳。

为了提高隐式、强非线性结构在可靠性求解时的计算效率与精度，发展一种改进的自适应Kriging可靠性分析方法。在Kriging模型加点策略中引入符号函数与距离权重函数以构建扩展期望改善学习函数，确保在极限状态曲面附近完成样本点更新。结合蒙特卡洛模拟构建自适应可靠性求解框架，确保计算稳定性并降低新增样本数量。通过经典数学算例与经典工程问题表明：所提方法相比蒙特卡洛模拟，失效概率相对误差不超过0.5%，新增样本数量较现有可靠性求解方法实现大幅降低。最后，某航空燃油离心泵汽蚀可靠性有限元算例表明：相对蒙特卡洛模拟，所提方法求解失效概率误差仅为1.06%；相较现有可靠性求解方法，所提方法实现计算成本降低51.06%。上述成果，验证了所提方法在隐式非线性结构可靠性分析中兼顾高精度与高效率的显著优势。

为满足发动机进气道热气防冰系统不同结构设计下的性能评估，构建了一种网格无关的点云切片注意力网络（PSANet），实现了进气道表面温度与溢流水分布的快速逐点预测。该方法将防冰表面表示为点云，以六维度笛形管结构设计参数为输入，引入多频带傅里叶特征映射、条件调制、切片注意力和向量门控重构，并采用多任务学习联合预测温度分布与溢流水质量流量分布。基于自研的防冰数值模拟方法，积累了5 000组不同笛形管结构设计下防冰表面温度与溢流水质量流量数据算例，将算例随机划分为训练集、验证集与测试集，其中每个算例包含23 958个表面点。测试结果表明，在温度预测方面，温度平均绝对误差和温度均方根误差分别为0.503 K和0.841 K；在溢流水质量流量预测方面，溢流水质量流量平均绝对误差和溢流水质量流量均方根误差分别为0.011 mg/s和0.018 mg/s；单个算例预测时间为38.57 ms，相比防冰数值模拟方法速度提高约6880倍。综合分析，PSANet方法具有较高的预测精度和计算效率，可用于热气防冰系统结构设计参数的敏感性分析及迭代设计。

基于计算流体力学方法研究了排气旋流角对波瓣排气系统的性能影响规律。使用民用直升机发动机排气系统为验证算例，计算获得的压力损失与试飞数据的良好符合性证明了仿真方法的可靠性；对无旋条件的排气系统气动特性进行了分析，波瓣高度0.55R的波瓣主喷管比圆柱主喷管引射比高71%，而总压损失系数仅增加17%。研究了旋流角对波瓣排气系统的性能影响，波瓣主喷管具有消旋作用，排气旋流增强了引射比和总压损失系数，旋流角小于10°时，总压损失系数和引射比增长较慢，旋流角15°后，总压损失系数和引射比均快速增加。与无旋流相比，25°旋流角下，波瓣排气系统的总压损失系数增加84%，引射比增加46%。

为完整准确地描述不同压比轴流压气机的全转速范围的特性数据规律，在以前研究的基础上，利用符号回归机器学习方法对各种压比压气机峰值效率点参数之间的规律进行了进一步地探索，并提出了使用符号回归对多数据源多参数复杂模型的建模方法。使用PySR符号回归库，通过数据逐条拟合，多轮筛选验证，从47份压气机特性数据中，总结出了压气机峰值效率点参数之间的具有一定普适性的规律：总压比-转速、流量-转速之间具有双曲正切函数规律，而效率-转速具有分段二次及指数关系；利用构造的峰值效率点关系式及以前研究中提出的特性线近喘振区和近堵塞区的关联式构造了压气机特性非线性模型，可以对大部分压气机几乎全转速范围特性进行预测，且具有较高预测精度。

从液滴破碎动力学及两相物性影响、液滴近场激波系特征、湍流结构演化、液滴内部流动以及数值模拟方法研究等方面，综述了近年来超声速气流中激波诱导液滴变形/破碎的主要研究进展。相关研究主要集中在两相物性参数对破碎模式的影响规律、激波与液滴相互作用形成的复杂波系及其作用特征、湍流演化对液滴界面不稳定及破碎过程的调控作用等方面。认为激波诱导液滴破碎是气动力、界面不稳定性及湍流共同作用的复杂多尺度过程，但当前关于激波、湍流等因素对液滴破碎影响的研究仍停留在定性阶段。未来研究应以跨尺度高精度数值方法为基础，进一步加强激波与湍流对液滴破碎影响的定量表征，并实现激波与湍流对液滴破碎影响的解耦分析。

为深入研究液液同轴离心式双喷嘴的雾化场，构建了基于VOF-to-DPM（volume of fluid to discrete phase model）的跨尺度计算框架，并结合冷流实验开展验证与对比分析。经验证，该仿真模型所获得喷雾锥角误差控制在0.85%，索太尔平均直径误差控制在20%以内，均在可接受范围内。研究发现对于液液同轴离心式喷嘴，内、外喷嘴流量增大，喷雾锥角缓慢增大，交汇区与非交汇区的粒径同步减小。喷嘴轴距离对双喷嘴雾化特性的影响通过布置不同距离的喷嘴进行仿真研究。结果说明喷雾轴距增大的同时，喷雾锥角会逐渐增大。而液滴的索太尔平均直径的变化规律与液膜碰撞状态相关：碰撞点位于连续稳定的液膜处时，轴距增大会使平均粒径减小；碰撞点处于破碎过程中的不稳定液膜处时，粒径变化趋势相反。

自适应变循环发动机（ACE）基于各部件调节机构的协同调节，面向复合型飞行任务需求具备综合性能优势。然而，ACE多调节机构和工作状态变化剧烈的特点导致其性能仿真模型在收敛性和计算效率方面存在严重不足，难以满足飞机-发动机协同设计中对ACE开展大规模性能优化设计的需求。提出一种原理-数据联合驱动的性能仿真加速方法，构建基于原理分析的通用全局初猜值预测模型与基于数据的自扩展初猜值变可信度代理模型，形成原理-数据联合驱动的发动机初猜值预测框架，解决多构型、多设计方案下，ACE性能仿真模型难以合理选择初猜值所造成的收敛性差和计算效率低的问题。针对ACE特有的等进口流量节流状态控制规律优化问题开展数值仿真验证，结果表明：所提出方法相较于传统方法的收敛能力提高38%以上，仿真计算速度提高45%以上。该方法可有效支撑飞/发协同设计中针对各类ACE设计参数和控制规律的大规模仿真优化，具有重要的工程应用价值。

针对高空舱飞行环境模拟试验过程中排气环境压力控制系统存在的动态优化、流量变化干扰以及安全运行约束保障问题，提出了一种结合扩张状态观测器（ESO）与控制障碍函数（CBF）约束的复合模型预测控制（MPC）策略（MPC-ESO-CBF）。分析高空舱排气环境模拟系统核心设备的综合特性与动态过程；针对排气环境压力的动态跟踪控制需求，设计MPC以实现最优控制；考虑系统中存在的未建模动态与外部扰动，构造ESO以实现实时估计与补偿。为保障系统运行的安全性，引入CBF，确保关键状态变量始终处于安全区间内。最后，依托构建的高置信度高空舱排气压力控制系统半实物数字化仿真平台，对所提出的控制策略开展了系统性验证，并与线性自抗扰控制器（LADRC）进行对照评估。验证结果显示，相较于LADRC，基于MPC-ESO-CBF的控制策略，在推力瞬变的过渡态工况下展现出更优的动态性能：排气环境压力的调节时长缩短约38.7%，瞬态峰值扰动幅度降低约33.7%，且稳态阶段的平均误差减少约49.1%。

针对深空探测任务中具备多个工作模式的LIPS-300S离子推力器，构建从可靠性建模、实验设计到模型更新验证的确信可靠性建模与验证框架。基于确信可靠性理论，针对溅射刻蚀导致的加速栅电子反流失效，建立多模式离子推力器的可靠性模型。以准确验证退化规律为目标，提出离子推力器的实验设计方法。根据实验的控制与观测能力，对学科交叉方程进行等价性更新，避免难以验证的精细物理推导带来的模型偏差。另外，引入线性修正因子对退化方程进行校准，修正仿真模拟与实际之间的偏差。通过LIPS-300S离子推力器12 000 h的可靠性实验数据，验证所提方法的有效性。结果表明：更新校准后的性能模型能够准确表征不同工作模式下加速栅中心孔径与电子反流极限电压的关系，其中80%的预测偏差小于5%，而校准后的退化模型对加速栅中心孔径刻蚀的最大预测偏差不超过0.5%，支撑了多工作模式下可信的离子推力器可靠性评估，同时相比传统实验方法将验证可靠性所需的实验时间缩短了3倍。

综合考虑航空发动机轮盘工作状态下几何、材料等混合不确定性因素，建立低周疲劳概率寿命模型，对比分析多种不确定性模型，建立几何不确定性概率表征模型，采用深度神经网络代理模型与拟蒙特卡洛模拟结合算法，构建一种区间拟蒙特卡洛抽样方法用于考虑几何、材料混合不确定性的可靠性分析方法，实现疲劳寿命概率预测及可靠性分析，计算得到寿命可靠度的上下界，99.87%可靠度下寿命下界为1.61×10⁴次循环，寿命上界为2.53×10⁴次循环，为涡轮盘高可靠性设计提供方法支撑。

针对现有飞行状态识别方法未考虑到状态的时序性以及飞行的规律性，导致非平稳飞行条件下识别准确率不足的问题，提出一种基于时序注意力与状态转移约束的直升机飞行状态识别方法。引入多路感知残差模块，有效提取飞行参数的关键表征信息；设计时序注意力模块，捕捉飞行参数在时间维度上的关联性；构建马尔可夫状态转移约束模块，结合状态跳转先验，输出连续且符合飞行规律的状态识别结果。在某型直升机实际飞行中采集的飞行参数数据集上的实验表明，所提方法与主流方法相比，在非平稳飞行条件下状态识别的精确率、召回率以及F1分数分别提升2.88%、2.73%和2.81%。模型单次推理时间和计算量为23 ms与20 Mflops，充分说明该方法在保证较高识别精度的同时兼顾了运行效率，具有重要的工程应用价值。

涡轮叶片在成形过程中易产生型面偏差，若气膜孔仍依据理想设计叶型进行加工，将导致孔位相对实际型面漂移并削弱气膜冷却性能。提出一种基于实测型面偏差的气膜孔位置自适应优化方法。在点云测量与逆向建模基础上获得包含真实型面偏差的叶片模型，构建刚体变换求解的孔位自适应优化，建立考虑型面偏差的优化叶片，并建立共轭传热数值模型和冷效试验方案，对设计叶片、按设计孔位加工的逆向叶片以及优化叶片在多工况下的冷却性能进行对比。典型工况下，A2叶片中截面20个测点的计算与试验结果表明：最大温差为33.9 K，温度平均偏差约为1.95%，模型具有较好可靠性；相对于仅考虑型面偏差而未调整孔位的叶片，自适应优化叶片在叶盆两排气膜孔附近4个敏感测点的仿真结果中平均温降分别为9.82、7.72、2.61 K 和 2.82 K，中截面平均冷却效率提高约1.3%，在低温高流量冷气工况下优势更为明显。研究结果表明：气膜孔自适应优化方法能够减弱孔位漂移对气膜覆盖和局部温度峰值的不利影响，为涡轮叶片在制造偏差条件下的冷却结构优化设计提供技术支撑。

为提高航空发动机带凸肩风扇叶片的抗鸟撞能力，开展带凸肩风扇叶片的改进设计方法研究。通过开展旋转状态下风扇叶片鸟撞仿真与试验对比，验证了鸟撞仿真方法的精度。通过开展不同位置鸟撞损伤研究和叶片抗鸟撞能力对不同结构参数的敏感性研究，明确了叶片抗鸟撞能力的薄弱部位和影响叶片抗鸟撞能力的关键结构参数，并提出叶片改进方案。结果表明：带凸肩风扇叶片抗鸟撞能力的薄弱部位为57%～88%叶高范围的叶片前缘；影响叶片抗鸟撞能力的关键结构参数为叶片前缘小圆厚度和前缘叶型厚度，通过增加该结构参数的厚度可以有效提高叶片的抗鸟撞能力；建立的抗鸟撞能力改进设计方案可应用于工程设计。

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。

软式空中加油中锥套的位置受到头波效应时难以控制，易导致对接失败。针对该问题，建立了软式空中加油对接的动态特性仿真平台,计算了受油机在不同预对接距离时锥套的位移响应。计算结果表明：不同的预对接距离对锥套的下沉量变化影响显著。预对接距离越大，对接过程持续时间越长，锥套受头波效应累积干扰的时间越久，导致对接全过程中下沉量的动态变化幅度越大。为解决头波效应对锥套下沉量影响过大的问题，计算了不同预对接距离下受油机能够成功对接的纵向初始位置包络。优化结果表明：对接前受油插头在瞄准锥套中心的基础上，根据预对接距离向上偏移50～70 cm，可显著提升对接成功率，该策略对大气扰动也表现出良好的鲁棒性。

为探究旋流强度与氢气喷孔数量对纯氢燃烧室燃烧性能的影响，设计了一种文氏管末端布置氢气喷嘴的双旋流器结构。采用数值模拟与实验相结合的方法，系统研究了有无内旋流、外旋流数及氢气喷孔数量对氢/空掺混特性、火焰形态及NOx排放的影响规律。结果表明：外旋流数从0.9增至1.5，掺混距离由45 mm缩短至15 mm，NOx排放在相同当量比下降低约10 r/min；内旋流有助于稳定火焰，而采用内直流设计能冲散中心高温区，使高温区体积减小约30%，抑制NOx生成；氢气喷孔数量由12增至15，虽不改变整体掺混速率，但可改善上游氢气周向分布均匀性，整体降低高温区温度，缩短火焰长度，降低NOx排放；该结构表现出良好的热声振荡抑制能力，压力脉动振幅低于20 Pa，实现了全工况下的稳定燃烧。本研究提出的设计方案，为实现高效低污染纯氢燃烧提供了可靠的技术路径，支撑我国清洁能源装备自主化与碳中和战略发展。

针对高性能航空齿轮高强韧表面性能需求，提出一种考虑真实粗糙齿面的喷丸工艺参数优化方法。建立具有磨削表面形貌的喷丸强化有限元-离散元（FEM-DEM）耦合模型，研究表面覆盖率、弹丸直径、喷丸强度对喷丸效果的影响规律。采用曲面响应法，制定关于表面覆盖率、弹丸流量、空气压力的三因素三水平喷丸仿真试验方案，获得最大残余压应力及表面粗糙度。建立工艺参数与残余应力和表面粗糙度的多项式函数模型，分析各因素之间的交互作用及对喷丸强化效果的影响规律。以残余应力最大化和表面粗糙度最小化为目标，以覆盖率、弹丸流量、空气压力在固定范围内为约束条件，使用多起点单纯形搜索算法（MS-NM）优化喷丸工艺，并在不同初始表面粗糙度模型上进行仿真验证。结果表明：响应面预测模型与仿真结果误差小于2%，可用于喷丸效果预测和复合工艺优化。

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。

为改善大折转角扩压叶栅角区强分离状态，针对几何折转角68°的叶栅，系统探究了端壁合成射流在角区分离前缘、中部（回流点前/后）、后缘四种布置位置下的控制效果，并耦合射流角度、动量系数、激励频率这3个核心参数，深入分析了其对端壁附面层、分离泡及二次流结构的调控规律。研究结果表明：端壁合成射流可有效削弱角区分离，尤其是分离中部（回流点前）布置射流角度为30°的端壁合成射流可有效作用于分离泡核心区，破碎角区分离涡、阻断附面层迁移，总压损失系数最大降低20.27%，静压升系数提升13.07%；而分离前缘布置射流角度为30°的端壁合成射流可从源头削弱分离扩张，总压损失系数降低14.69%，静压升系数提升9.66%；而分离中部（回流点后）、后缘控制效果有限。通过提出角区分离全演化阶段控制策略，揭示了射流与分离阶段的适配机制，为大折转角扩压叶栅气动性能优化提供了一种路径。

串联式高超声速飞行器在与助推器分离过程中存在非线性多体干扰和姿态易失稳等问题，严重影响飞行安全性与可靠性，传统分离仿真方法难以精准捕捉这一复杂动态过程。为此提出了面向串联高超飞行器级间分离的数值虚拟飞行方法，构建气动-运动-控制耦合仿真平台，在马赫数为10的速度下对不同的分离方案进行设计评估，综合考虑初始分离姿态、分离机构作动与分离控制策略等因素，实现了级间分离的高精度仿真与方案评估。研究结果表明：迎角为4°时初始姿态可使两级接近配平，提升分离初期稳定性；采用液压撑杆分离机构较自由分离，在0.2 s时刻可使级间相对轴向距离增加0.49 m，并将级间相对俯仰角降低约52%；此外，采用非线性动态逆控制系统可显著提升分离过程的姿态稳定性，在高增益控制参数下使主级俯仰角波动幅度较无控状态降低约90%。最终方案满足了安全分离指标，为两级分离方案设计提供了可靠的数据支撑。

水平起降、可重复使用的高马赫数飞行器面临着机体内外的巨大热载荷问题，为了满足飞行器的推力需求和实现对热载荷的高效利用，以带闭式氦循环的预冷发动机为基础，基于不同的热载荷吸收和利用方式，设计了4种不同的推进与能量管理系统热力循环布局，并保证发动机推力相同的前提下，分别以闭式循环的输出功率、比冲和综合性能为目标对热力循环布局设计参数进行优化；提出了一种考虑多属性的推进与能量管理系统综合性能评价指标，采用灰色关联分析法对4种方案进行系统综合性能评价。结果表明：多支路分级冷却循环可以实现最高18.23 MW的输出功率，但系统综合性能并非最优；双支路部分冷却循环各项性能指标均衡，在不同优化目标和应用场景下具有最佳的系统综合性能。研究结果为高马赫数飞行器推进与能量管理系统的多性能指标综合设计提供了一种思路。

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。

通过调整鸟体撞击速度、撞击位置与发动机转速3类参数，采用显式动力学仿真方法，对 CFM56-7B 大涵道比民用涡扇发动机的风扇叶片开展瞬态鸟撞响应分析。研究结果表明：当鸟体以60、80、130 m/s撞击时，叶片在约4.2～4.3 ms出现最大Mises应力；撞击持续时间越长、轴向相对速度越小，累积损伤越严重。撞击位置改变峰值时刻与应力分布：在叶长的30%、50%、80%处撞击分别在2.6、4.1、4.2 ms出现应力峰，其中50%处产生的应力集中于叶根处；发动机转速与损伤程度呈正相关，高转速下叶片应力峰值显著增大。在鸟体质量为1.85 kg、鸟体速度为130 m/s、发动机转速为5175 r/min工况下，撞击机匣外侧对叶片与机匣的破坏远大于撞击进口整流锥，表现为周向扩散的应力集中与叶尖局部塑性破坏。

二冲程活塞发动机常采用涡轮增压耦合排气谐振技术解决其高空吸气难题，但对于四缸发动机，排气谐振系统中同相位排气引起的废气阻滞与压力干涉会导致高空性能恶化。因此基于废气压力波传递理论与遗传算法，设计并优化了双谐振管排气系统，并通过三维流体动力学仿真验证，证明了双谐振管排气系统解决废气阻滞与压力干涉问题的同时有效利用压力波优化排气背压分布。仿真优化结果表明：采用双排气谐振系统的发动机在海拔5000 m内条件下实现维持原机功率并略有提升。在5000 m以上的大部分高海拔条件下，优化后功率较原机提高5%以上，且提升幅度随海拔升高而增大，在10000 m的高海拔条件下，功率提升最高达到34.7%。研究证实双谐振管排气系统可以有效解决四缸机多缸同相位排气出现的废气阻滞与压力干涉问题。

针对航空发动机部件特性图修正中的局部适应性与全域一致性难以兼顾的问题，提出一种动态自适应混合优化模型（DAC-HOM）分区协同修正框架。该方法以内嵌的DAC-HOM作为统一修正内核，由“转速-工况分布”双自由度表征的Bernstein基自适应曲面与协方差自适应多臂赌博机增强河马优化算法（CABE-hippo）耦合构成，在确保特性曲面光滑可控的同时，实现自适应寻优与动态边界调节。在此基础上，引入面向双源异构数据的分区协同修正策略，分别针对地面试车工况与基于快速存取记录器（QAR）飞行数据的高空工况实施两步独立修正后进行融合，获得全局一致的特性图。与传统先初修再分区精修的递进修正方法相比，其有效抑制了局部误差向全域传播。算例结果表明：该框架将全域平均误差降至2.61%，排气温度、高压转子转速和燃油流量误差分别降低了83.6%、16.5%和46.8%，显著提升了航空发动机数学模型非设计点性能匹配精度。

采用瞬态液晶测量技术，通过实验定量分析了带冲击孔、扰流柱和狭缝的复杂双层壁结构靶面的换热情况与曲率（9°凹面、30°凸面和75°凸面）和冲击雷诺数（10000～40000）的关系。研究发现，随着曲率增大，双层壁结构内部换热得到增强，在相同冲击雷诺数下，75°凸面的平均表面传热系数比9°凹面高出约20 W/（m²·K）。冲击雷诺数每升高10000，3种曲率结构的平均表面传热系数升高约30 W/（m²·K），仅当冲击雷诺数从30000升高到40000时，平均表面传热系数的增长变小。表面传热系数在展向上呈多峰分布，当雷诺数达到40000时，次峰数值超过主峰。表面传热系数沿流向整体呈下降趋势，在流向的不同位置处呈现不同的分布规律。

飞机穿越含有过冷水滴的云层时易发生结冰现象，严重威胁飞行安全，高效的防冰系统是飞机应对结冰环境、保障飞行安全的关键。微引射式热气防冰是运输类飞机常用的防冰手段，具有用气量少、防冰效率高等优点。基于自主研发的NNW-ICE软件，实现了微引射特性计算、防冰通道换热计算及沿程压降计算，建立了微引射防冰系统热力计算方法，可获得特定几何结构下引射比、被引射气体温度及蒙皮外表面温度、溢流水分布等参数；基于该热力计算方法，结合遗传算法建立微引射热气防冰系统优化设计框架，以蒙皮外表面平均温度最优为目标，对防冰单元宽度、双蒙皮通道高度及通道内部宽度等结构设计参数进行优化。优化后微引射热气防冰系统蒙皮外表面平均温度较优化前提升3.01 K，溢流水质量流量降低39.00%。结果表明基于热力计算和遗传算法的防冰优化设计框架可以应用于微引射热气防冰系统，并能够取得良好的应用效果。

针对涡轮盘榫结构愈发严峻的冷却需求，采用SATES（self-adaptive turbulence eddy simulation）模型开展了涡轮盘榫槽与叶片榫头装配时产生的“S”型间隙流动通道的数值仿真研究，对比分析了其与常规矩形管通道在相同工况下的流动特性差异。研究了“S”型通道在瞬态条件下壁面平均努塞尔数随入口雷诺数和旋转雷诺数 的变化规律。结果表明：“S”型通道复杂的流动结构导致其相比于矩形管通道具有更强的换热能力。在旋转状态下，“S”型通道两侧壁面换热系数展现出了明显的非对称性。相比于矩形管两侧的对称分布，“S”型通道右侧壁面的换热能力显著高于左侧壁面。两种通道内壁面平均努塞尔数均随着主流雷诺数和旋转雷诺数的增加而增大。

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。

为了准确预测刷式密封泄漏特性，将刷丝束区域等效为多孔介质，构建了考虑迟滞效应的刷式密封动态泄漏特性计算模型，明确了模型中黏性损失系数、惯性损失系数、孔隙率等关键参数的计算方法，并通过超高速刷式密封试验平台对模型的准确性进行了验证。采用所建计算方法研究了升降速过程中的泄漏差异产生原因以及工况、结构参数对刷式密封迟滞特性和泄漏特性的影响规律。研究结果表明：考虑迟滞效应的泄漏特性数值计算结果与试验结果吻合良好，最大误差为8.6%；工况参数中，进气压力升高会使泄漏量增大并显著强化迟滞效应；结构参数中，增大刷丝直径可减弱迟滞效应但会导致泄漏量上升，而减小刷丝高度、刷丝排列角度则会同时削弱迟滞效应并降低泄漏量。本文研究成果为刷式密封泄漏特性精确预测和性能提高提供了方法和理论基础。

无源流体推力矢量技术无须二次流控制气源、结构简单且隐身性好，已成为飞行器矢量控制领域的前沿研究热点。基于无源流体推力矢量技术设计了一种周向均布6个被动二次流通道的超声速轴对称气动推力矢量喷管，通过控制被动二次流通道的启闭组合，构建了两种射流偏转控制策略。采用纹影流动显示技术与空气桥测力技术，研究了喷管在落压比为3.5～5.0范围内的射流偏转控制特性与推力矢量性能。研究结果表明：喷管成功实现了全周向12个方向的推力矢量控制，在主控与次控方向上的最大推力矢量角均可达9.8°，主控方向线性度最高为89.58%，次控方向线性度最高为97.28%，喷管推力矢量效率最高可达13.45°/%。相关结果为无源流体推力矢量技术在导弹、火箭等需要多轴控制力矩平台的进一步工程应用提供实验依据与设计参考。

针对来流马赫数为6条件下的RBCC发动机释热特性开展数值模拟研究，结合对数化处理与滤波函数等手段，对比分析了喷注位置对流动特征、释热分布、燃烧模式及发动机性能的影响。研究表明，喷注位置前移会使激波串起点向上游移动，流道高压区分布随之扩大，整体压力水平显著提高；同时，可增大燃烧反应区体积，提高总释热量，并使集中释热区向上游移动；此外，喷注前移通过减小释热对应的流道面积来提高释热峰值，但燃料支板诱导的激波因其减速增压效应对局部释热增强更为显著。研究还发现，各喷注位置工况均以扩散燃烧与亚声速燃烧模式占优，而隔离段凹腔上游喷注可提高预混燃烧比例，中心支板侧壁喷注更有利于提高超声速燃烧比例。在研究范围内，前移喷注可有效提升燃烧效率、推力及比冲，于隔离段凹腔上游进行喷注可获得最优发动机性能。

针对航空电动化对推进电机性能提升的迫切需求，为明确电机热管理技术的创新方向，系统梳理损耗抑制、被动冷却及主动冷却等相关技术，结合航空应用场景分析其技术特点与应用效果。研究表明：损耗抑制的核心在于材料选型、结构设计与制造工艺的协同优化；被动冷却技术通过强化电机内部导热路径，可显著降低电机内部的温度梯度；主动冷却技术呈现功率等级差异化特征，中低功率电机适配轻量化风冷系统，中高功率至兆瓦级电机则需采用高换热效率的冷却架构。最后指出，新型软磁材料与精密制造深度融合等损耗抑制技术、微通道与三周期极小曲面结构冷却技术以及氢能源超导电机等热管理技术，是未来高功率密度航空推进永磁电机热管理领域的重要发展方向。

在缩尺风扇试验台上完成了大涵道比短舱进气道声衬降噪试验，发现部分频率下声衬的降噪量在转速升高时发生突降的现象，并对该现象进行了分析，从而进一步提出了后续声衬的设计优化方向。试验结果表明，被试声衬在2倍叶片通过频率（BPF）降噪量在转速由88%升至91%时发生显著下降。通过模态分解发现2倍BPF对应的主模态在更高转速下散射出了附近周向占优模态。针对周向占优35、36、37阶模态，计算了声衬在不同频率各周向占优模态的降噪量，获取了模态降噪量随频率变化，结果表明在更高频率时35、36阶周向模态降噪量快速降低，这就意味着由转速变化导致的2倍BPF频率逐渐偏离36阶单占优模态下的最优设计频率，从而导致声衬降噪量降低。综上提出了声衬在设计初期除关注设计目标工况外，还应针对发动机包线范围综合考虑，更大转速范围内的声衬降噪的鲁棒性。

航空输流管路系统在多卡箍支撑条件下通常承受多点非一致基础激励，传统的均匀加载模型可能难以准确描述实际的载荷环境。为此，以典型空间输流管路为研究对象，基于传递矩阵法（TMM）开展了多点基础激励下的管路系统动力学建模与振动分析研究。通过引入卡箍约束及空间坐标转换矩阵，将考虑流固耦合（FSI）效应的14方程模型拓展到了多支撑空间输流管路系统；进一步，提出了一种在每一卡箍约束处独立施加基础激励的方法，通过将激励嵌入传递矩阵的链式求解过程，实现了多点基础激励的引入。最后，通过搭建实验系统并结合有限元仿真对创建的模型进行了验证，该模型对前6阶固有频率及第1阶共振响应幅值的预测误差分别在5.30%和7.69%以内，从而证明了建模方法的合理性。在此基础上分析了液压参数和卡箍约束位置对管路系统的影响，结果表明：流体压力主导系统基频下降，且卡箍靠近弯管布置会提升系统刚度从而改变管路系统振动特性。相关结果可为管路系统的减振设计与布局优化提供理论依据。

随着航空业的快速发展，使用传统航空煤油引发的环境问题日益严峻，发展航空替代燃料已成为应对全球气候变化、减少温室气体排放、保障能源安全，并推动航空业可持续发展的战略选择。综述了可持续航空燃料（SAF）、氨燃料和氢燃料3种具有较高应用前景的航空替代燃料，系统梳理了燃料的基本物化特性、制备路径与减排效益。针对SAF在商业航班中已实现50%掺混比的应用现状、氨燃料面临的燃烧组织困难，以及氢燃料受储运技术制约的现实，综合分析了三种燃料在经济性、技术成熟度、基础设施适配性及供应链构建等方面的现实制约。提出航空动力的发展重点：优先推进SAF与现有航空装备的融合应用，强化氢、氨燃料在燃烧性能与储运安全方面的技术攻关，稳步拓展其在商业航班中的规模化应用。建议加强政策引导，深化跨行业协同创新，推动燃料与动力技术融合演进，逐步构建覆盖原料获取、制备转化、储运支撑与终端应用的绿色航空能源体系，实现航空业低碳、高质量发展。

快速短距触发爆轰波是在不同相态燃料中实现高效起爆的关键，详细综述了不同起爆方式和不同相态燃料起爆性能的最新研究进展，并分析了爆轰管、激波聚焦、激光起爆和间接起爆等起爆方式的优点与局限性，以及在不同燃料体系中，气态燃料活性高易起爆，液态燃料能量密度高但起爆困难。目前，爆轰波研究实验和数值模拟方面成果显著，但仍面临火焰控制难、结构设计待优化、工况适应性不足等挑战。未来应深入探究多物理场耦合机制，开发新型障碍物，优化点火，拓展其在新型动力系统中的应用。

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。

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。

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。

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。

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。