为了提升对活塞式航空煤油发动机中爆震强度的识别准确性，搭建了专用试验台架并开展燃烧试验，采集了多种工况下的缸内压力信号，从中提取爆震信息。采用小波包变换对缸压信号进行分解，并通过能量熵分析提取了表征爆震等级的子频带分量，发现爆震特征频带集中在7.5～18.75 kHz。基于此频带重构爆震信息，从时域和频域中提取了22个爆震特征指标，形成双域爆震特征图像。为精准识别爆震强度，分别构建了多层感知机（MLP）和卷积神经网络（CNN）模型，以双域爆震特征指标和图像作为输入参数，并在4组工况下进行验证。结果表明：两种模型均具有较高的识别精度，其中CNN模型的平均识别精度达93.46%，较MLP模型的88.50%高出4.96%，验证了CNN模型在爆震强度识别中的准确性与合理性。

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，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。

为了研究碳氢燃料内喷型斜爆震发动机的燃烧组织机理，开展了模拟飞行马赫数为8的斜爆震燃烧室数值模拟和燃烧加热直连试验研究。设计了小尺度斜爆震直连试验件，采用航空煤油作为燃料，利用布置于流道中心区域菱形支板通过4×Φ0.3 mm小孔组织燃料喷注雾化，利用R2 mm强制起爆结构在20°楔面上实现斜爆震起爆和驻定燃烧。采用10步11组分的化学反应机理和雷诺时均N-S方程，对燃料喷注掺混过程和发动机起爆燃烧过程进行了数值仿真。结果表明，液体燃料在274 mm距离内完成了蒸发并与来流完成部分掺混，楔面两侧形成了稳定的斜爆震流场，通过光学测量观测到了火焰位置与形态特征，燃烧区在2.2 s的有效试验窗口内保持稳定，试验结果与数值仿真结果在沿程压力、化学反应区特征上吻合较好。研究结果证明了液体碳氢燃料内喷型斜爆震发动机的技术可行性。

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，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。

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，以及更高的比定压热容和密度，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。

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。

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。

针对某型采用火炬式点火的三头部扇形燃烧室，研究了低温燃油条件下的点火性能及其影响因素。设计了低温燃油供油系统，采用高速摄影仪捕捉点火联焰动态过程，试验研究了不同总压损失和点火器引气孔大小对点火特性的影响规律。结果表明：低温燃油条件下，燃烧室点火性能显著下降。工况1与工况3下，起动喷嘴供油质量流量达到9 kg/h便无法成功点火；增大火炬式点火器引气孔面积和提高总压损失系数有助于改善点火性能，拓宽发动机工作包线；−35 ℃低温燃油对远离点火器的头部联焰过程影响较大，显著延长了着火延迟时间。点火完成时长最慢为806 ms，而常温燃油条件下点火完成时长可缩短至433 ms。

为评估涡轴发动机动力涡轮超转保护装置的安全性，在某型涡轴发动机上进行了规定状态下的模拟超转试验，获得了发动机超转燃油衰减规律；进一步提出了一种动力涡轮失去负载后最大转速预测方法，根据燃油规律与输出功率、气动转矩、动力涡轮转速与加速度的关系，采用分段迭代计算的方式对超转过程不同时刻的动力涡轮转速进行计算，获得了动力涡轮断轴最大转速；最后，对配装不同燃油切断时序的超转保护装置的断轴后最高转速进行了差异分析，结果表明断油过程的压力平稳区时长对动力涡轮最大转速有决定性作用，将燃油切断时间从65 ms调整至181 ms后，最大动力涡轮转速从116.1%上升至123.2%，为保证涡轮失去负载后的安全性，宜将燃油切断时间控制在162 ms以内。

针对复合翼无人机（UVA）发展面临的悬停高能耗与长航时需求冲突问题，提出一种氢电增程式混合动力系统设计。为保证巡航效率的同时提升悬停阶段能源利用效率，设计采用燃料电池为核心的高能量密度混合动力系统，优化传统复合翼无人机的能源系统布局结构。在此基础上，提出了一种面向跨模式飞行工况的氢电协同功率调度策略，动态分配燃料电池与锂电池的输出功率，在巡航阶段可将动力电池的荷电状态（SOC）稳定恢复并保持在95%的预设值，在保障高耗能悬停作业功率冗余的同时，实现氢-电协同输出的能量动态平衡与全局氢气消耗量最优。通过仿真试验与飞行验证，系统支持样机完成了28 min悬停与230 km巡航的复合任务，相较于rule-based equivalent consumption minimization strategy（RB-ECMS）策略，氢气消耗量降低了约8.3%，为复合翼无人机提供了一种高效清洁的混合动力解决方案。

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%。

为了提升吻切锥乘波体宽域性能，选取前缘曲线函数系数a和l、激波型线函数系数b和c以及基准流场的半锥角δ_c共5个参数作为设计变量，在Ma=4～7范围内开展设计参数的敏感性分析，并采用第二代非支配排序遗传算法以容积率、设计点Ma=6和非设计点Ma=4升阻比为目标变量进行优化研究。结果表明：设计参数与总体性能参数之间存在显著的非线性关系，其中基准流场的半锥角对乘波体几何和气动性能起着决定性作用。相对基准构型，优化乘波体的容积率提升了7.1%，设计点Ma=6和非设计点Ma=4的升阻比分别提升了3.4%和10.7%。在宽马赫数范围内优化乘波体表现出较高的气动效率和较低总压损失，Ma=7时升阻比为4.88，即使前缘钝化后升阻比仍可保持在3.90。优化设计显著提升了乘波体设计点和非设计点的气动性能，具有良好的宽域适应性。

针对某轴向超声速通流风扇设计与之匹配的轴对称进气道，提出了一种适用于此类进气道的设计方法，此类进气道无扩张段结构，出口即为喉道，全流场超声速。首先以Ma₀=2.5为设计点设计初始进气道并探究了半锥角等典型参数对进气道的影响，结果表明：随半锥角增大，进气道出口总压恢复系数σ增大、长度缩短。经分析，缩短进气道长度对于提升进气道出口σ较为有效。将内压段中心体型面以曲面形式设计缩短进气道长度并设计试验模型进行风洞试验，此方案进气道长度缩短了约23.3%，数值模拟结果表明，在Ma₀=2.5和2.0下的不同攻角工况，进气道出口σ提升；数值模拟的中心体沿程压力曲线和外压段纹影与风洞试验吻合较好，验证了本文数值模拟方法和进气道设计方法的正确性。

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。

研究了燕尾榫连接结构微动磨损对裂纹萌生的影响。基于球/平面模型，通过与已有文献对比验证了有限元微动磨损模拟和Smith-Watson-Topper（SWT）参数值计算的正确性。建立燕尾榫连接结构二维有限元分析模型，计算接触表面的SWT参数值，通过对比发现：随着循环次数的增加磨损加剧导致SWT参数值下降，即微动磨损降低了裂纹萌生的风险；同时还发现未发生磨损时，SWT参数最大值出现在接触表面上边缘，磨损后由于上边缘磨损量远大于下边缘，SWT最大值转移到下边缘，即燕尾榫裂纹萌生的位置从未磨损时的上边缘转移到磨损后的下边缘。考虑微动磨损的影响，讨论了摩擦因数、底角和离心力对燕尾榫SWT参数值的影响规律，研究发现：随着摩擦因数的减小表面接触状态从部分滑移变成完全滑移，表面磨损量逐渐增加，SWT参数值会不断减小；45°的燕尾榫底角与其他角度时相比，SWT参数值最小且结构最可靠；随着离心力增加接触表面变形和应力都会增大，所以SWT参数值会逐渐增加。

针对滚动轴承微弱故障特征提取难的问题，提出一种基于灰狼算法优化特征模态分解的滚动轴承故障诊断方法。首先通过特征模态分解对信号进行分解，获得若干模态分量；然后采用峭度-相关系数筛选准则对模态分量筛选分类，输出高噪信号和低噪信号；其次对高噪信号进行小波包分解，以峭度、偏度和信息熵组成的融合指标对信号分量进行加权重构，完成信号降噪和故障特征增强；同时为了解决特征模态分解的关键参数和小波包变换的小波包基需要人为设置的弊端，选取重构信号的信息熵除以峭度为目标函数，使用灰狼算法在一定范围内进行寻优并代入；最后对信号进行包络解调，提取故障特征。采用仿真信号、西储大学数据集、涡扇发动机主轴承实验台数据和深沟球轴承故障实验数据对所提方法进行验证。结果表明处理后的信号故障特征明显，方法降噪效果良好，仿真加噪信号的信噪比提高了10.76，航空主轴承加噪信号的峭度值提高了1.94。

引入具有非线性刚度特征的动力吸振器（非线性能量阱）至三自由度系统开展对主系统多阶频率振动抑制的研究，在此基础上扩展至具有连续介质特性的航空发动机真实机匣结构。在理论分析方面，基于复变量平均法揭示了三自由度非线性系统中非线性能量阱实现瞬态共振捕获和靶向能量传递的内在机理和必要条件，得到了多自由度系统中非线性能量阱的动力学响应特性。在规律分析方面，开展三自由度非线性系统中不同非线性刚度和阻尼参数对非线性能量阱能量耗散特性影响规律研究，得出了多自由度系统中非线性能量阱最优振动耗散特性。基于振动能量可视化分析方法，非线性能量阱设计方法扩展至真实航空发动机组合机匣结构，成功可视化捕捉到振动能量从机匣振源传递至非线性能量阱的过程，从振动能量的角度揭示了非线性能量阱对机匣结构的靶向能量吸收与耗散特性，单个非线性能量阱有效抑制机匣三阶模态振动，振幅分别降低25.1%、25.3%和25.2%，实现了非线性能量阱对薄壁机匣结构的宽频振动抑制。

为优化斜盘式轴向柱塞泵工作的振动现象，建立了斜盘式轴向柱塞泵柱塞副有限元模型，通过试验验证了模型具有高度准确性，并采用等间距试验法分析了排油口负载压力、缸体转速和斜盘倾角等工况参数对柱塞副油膜的压力特性和空化特性的影响规律，基于压力特性和空化特性分析比较了三种柱塞副织构对油膜特性的影响规律。结果表明：柱塞在吸油区与排油区相互转换阶段，随排油口负载压力、缸体转速和斜盘倾角等工况参数增大，柱塞副油膜压力梯度增大，油膜正压力增大、油膜空化程度增大，随着吸油口压力的增大，油膜空化程度降低；柱塞副微织构类型与油膜特性直接相关，3种微织构类型中应用矩形沟槽的柱塞副油膜特性为最优，当沟槽类型为矩形、正梯形和倒梯形时，气相体积分数峰值分别为7.143%、7.216%和7.293%，正压力峰值分别为187.16、211.5 N和219.8 N，为柱塞泵振动现象优化设计提供参考。

以轴承全周期摩擦力矩时间序列为分析对象，以分形理论为主要分析方法，通过互信息法确定最佳延迟时间，通过观察法确定最佳嵌入维数，最终得到关联维数。结果表明：轴承摩擦力矩性能具有混沌特性；嵌入维数与系统非线性及混沌程度呈正相关，而关联维数则呈负相关；关联维数可以作为轴承性能衡量指标，A、B轴承可分别提前120、160 min预报轴承失效；基于最大熵原理验证A轴承与分形理论预测的失效时间相差12 min，仅占预报时间120 min的10%，偏离误差处于较低水平，充分验证了分形理论表征轴承性能演变的有效性和可靠性。

为了研究全局轮廓度误差对跨声速轴流压气机性能及稳定性的影响，基于高斯过程和主成分分析法构建了表征叶表全局轮廓度误差的五维几何不确定性模型。同时，基于非嵌入式混沌多项式法量化了全局轮廓度误差对压气机气动性能的影响，并采用了损失源模型对两类极端性能叶型进行了流动机理分析。研究结果表明：在全局轮廓度误差的影响下压气机峰值效率工况下的总性能参数略微偏离正态分布，并且转子的性能会倾向于恶化；各性能参数对叶顶前缘部位的轮廓度误差最敏感，并且将其适当减薄能够有利于性能的提升；其中的原因是，叶顶前缘轮廓变薄有利于削弱激波强度，因而会减弱激波-泄漏涡相互作用的强度，从而减小流动损失。

为获得单级风扇发生气动失稳时内部流动特性并发展喘振辨识方法，在入口截面和出口截面布置动态压力传感器，通过控制节流阀开度的方式进行不同转速下风扇逼喘试验，获得风扇发生旋转失速和喘振时的动态压力数据。通过时域信号和频域信号相结合的方法分析单级风扇旋转失速和喘振特性及喘振演变过程。试验结果表明：单级风扇在不同转速下发生喘振时均伴随失速团的产生、发展和消失；在节流逼喘的过程中，存在过渡周期使得风扇由旋转失速向喘振过渡，且退出喘振时也存在1～2个周期的恢复过程；不同转速均存在温和喘振的现象，该现象是由于风扇在喘振过程中气体压缩使得上游和下游产生迟滞效应所导致，并将该风扇喘振演变过程简化为等效力学模型进行分析，根据等效力学模型发展同一周向、不同轴向位置传感器的互相关分析，提出基于互相关时频分析的喘振监测与辨识方法。该研究为获得风扇旋转失速及喘振演变过程、风扇喘振在线监测与故障分析提供依据，但受限于试验条件，并未安装更多的动态压力传感器，无法获得关于旋转失速及喘振过程的更多细节。

采用数值模拟方法，研究了亚声速压气机级中不同转向与转速的可控转速机匣对压气机性能的影响。结果表明：当可转动环段转向与转子转向相同时，转速的增大将导致稳定工作裕度和峰值效率下降，可转动环段向叶顶泄漏流施加反向作用力，泄漏流速度降低，流道堵塞情况加剧。当可转动环段转向与转子转动方向相反时，转速的提高使得稳定工作裕度扩大，可转动环段向叶顶泄漏流施加同向作用力，泄漏流速度增加，近失速工况的流道流通能力提升。可转动环段在100%转子转速且其转动方向与转子转动方向反向时，压气机级的稳定工作裕度提高了16.34%，同时压气机级的压比提高了0.12%。

针对航空燃油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燃油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燃油齿轮泵实际服役状态的必要性。

滑动轴承磨损退化是影响航空燃齿泵寿命和可靠性的重要因素之一，以此为对象的数值仿真模型在不断提高与试验结果的拟合程度的同时也牺牲了计算效率，不利于其应用于工程实践。对此，针对轴承磨损过程提出了一种将磨损量参数化后建立高斯过程模型的方法，通过将不同转速、偏心率和磨损时间下的磨损量周向分布进行参数化，简化了输入输出参数，构建了计算效率远高于传统仿真方法的数据驱动模型。在此基础上，研究了模型预测结果在不同训练集、不同工况和磨损时间下的误差和置信程度，并通过对比试验结果与模型预测验证了模型的准确性。研究发现：选取合适训练集的可以部分改善模型预测效果，表现为95%置信区间的收窄；以轴颈转速、偏心率和磨损时间分别为自变量时，预测模型给出的结果与仿真模型均有较高的一致性，最大相对误差为5.26%，进一步的，通过将模型预测与相同工况下的试验结果对比发现其相对误差低于5%，符合精度需求，预测模型的合理性得以验证；以磨损时间为自变量时平均绝对误差最低，仅0.001 µm，以偏心率为自变量时最高，为1.33 µm；进一步对比研究发现，模型预测的误差来自参数化过程的系统误差和高斯过程回归模型的系统误差两个方面，并分析了不同工况、磨损时间下预测误差的主导因素。

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。

推力矢量技术逐渐成为提升飞机机动性和故障容错能力的重要手段之一，有效整合推力矢量技术与传统控制系统，提升整体控制策略的容错能力是一个亟待解决的研究问题。本文通过构建飞/发一体化被控对象及作动器模型，形成推力矢量控制策略的模型基础，并针对推力矢量固定翼飞机的升降舵失效情况，提出了一种基于切换控制的容错控制策略。该策略结合了传统PID控制与自抗扰控制（ADRC）算法，根据系统状态进行切换：在正常状态下使用PID控制升降舵，在升降舵失效时切换到ADRC控制推力矢量角，从而保证系统的稳定性和控制性能。通过控制系统与飞/发一体化被控对象联试的非线性仿真验证了所提方法的有效性，结果表明：故障状态下所设计的控制器相较于基准控制器的上升时间性能提升约15%，调整时间性能提高约2%，同时在不同故障条件下，该切换控制策略均能够保证系统的稳定性与性能。

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。

针对滑油磨粒的在线监测技术是发动机部件磨损故障预测和评估的关键，本文设计基于磁通门原理的新型磁感应式传感器，将磨粒引起的微小磁场扰动转化为磁感应强度变化，从而获得可测的感应电压信号。针对磨粒有效信号微弱的问题，提出基于完全集成经验模态分解与自适应噪声算法（CEEMDAN）和离散小波变化（DWT）的磨粒微弱磁异常信号提取方法。CEEMDAN算法通过添加自适应白噪声，有效解决了经验模态分解（EMD）中的模态混叠问题，提高了分解的准确性和稳定性；同时，结合DWT的多尺度分析能力，能够准确捕捉并提取隐藏在强噪声背景中的微弱磁异常信号。样机实验结果表明：靠近管道中间通过的磨粒（距离传感器最远，信噪比最低）信号经过提取后，信噪比在1～10 dB范围内得到不同程度的增强。在信号保真度为0.6～0.9的基础上，去噪增益达到0.5～1。

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%，两者时序强相关，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为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。

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（Smith-Watson-Topper）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。

以高涵道比涡扇发动机风扇增压级部件为研究对象，针对中国西北和东南沿海地区飞机在起降时产生的颗粒侵蚀现象进行模拟研究，采用拉格朗日粒子追踪理论精确抓捕颗粒撞击壁面的位置参数及运动参数。结果发现：西北地区叶片压力面侵蚀速率远高于沿海地区；随转速降低，侵蚀区域扩大并向尾缘延伸，进入内涵道颗粒数量增加，进入外涵道颗粒数量减少，撞击风扇叶片颗粒数量降低，粒径较大的颗粒数量增加或减少幅度更为明显。当全速工况降低至80%转速工况时，西北地区叶片磨损速率降低约49.4%，95%叶高截面最大侵蚀速率降低约54.1%，压力面上颗粒撞击速度下降约7.5%～24.6%；沿海地区叶片磨损速率降低约45.8%，95%叶高截面最大侵蚀速率降低约60.6%，压力面上颗粒撞击速度下降约12.5%～22.9%。

基于可描述蠕变三阶段的归一化参数蠕变模型，通过编写usercreep子程序，实现了对涡轮叶片包含多工况的典型试验载荷谱下的蠕变模拟。对单个及多个循环的载荷谱分别进行蠕变模拟，结果显示在蠕变作用下，应力集中部位随着蠕变应变的增长会发生应力松弛现象，单个载荷谱循环下，高工况产生的蠕变应变占比超过90%。在试验载荷谱运行下，引发叶片失效的主要因素为蠕变与疲劳。结合Miner线性损伤累积法则，对涡轮叶片在寿命预测的基础上进行损伤分析。而在实际应用中，试验载荷远高于实际运行使用强度，因此为了更贴合实际地评估叶片的平均故障间隔时间，利用损伤等效系数对叶片的当量运行时间进行评估，并建立估算流程，针对本文研究的涡轮叶片及试验载荷谱，可以将其换算为实际运行强度下的时长为26 283.6 h。

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。

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 h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。

针对矢量推力测试系统中测力组件装配误差对测试精度影响机理未知问题，提出了测力组件转角误差影响规律分析建模方法。分析了转角误差主要影响的形变方向。构建了存在转角时的挠性件的局部解析形变模型，进一步获取了转角误差对于测力组件形变的影响规律。对挠性件与测力组件进行数值模型仿真分析。以转角为变量进行形变性能数值计算。开展挠性件及测力组件验证实验。对不同转角误差下结构性能进行了实验分析。通过理论分析、数值计算以及实验可以看出，装配转角误差对于结构形变性能影响很小，不同角度下性能误差最大仅为4.09%。表明在测力组件装配过程中转角误差可以忽略。该研究成果为简化测试装置装配过程提供了依据。

为剖析航空发动机双转子系统“交叉激励”模态的特性，并评估其“可容度”，以某型发动机带中介轴承双转子相似模型为对象，将高、低压转子分别取为独立的单元体，以作用力和反作用力来替代中介轴承的耦合作用；利用转子模态分析方法，分析作用力与振型的正交性，由此证明了“交叉激励”模态的高“可容度”特性。最后，利用与某型发动机动力学相似的双转子试验器进行了试验验证。开展了模态测试、响应测试，以及“长时间共振”试验。双转子试验器升降速过程中，不平衡响应在“交叉激励”模态处无峰值；在“交叉激励”模态下双转子经历了超过62 min的“长时间共振”，所施加的不平衡量最大为耦合模态的145%，而响应峰值小于耦合模态的25%。本文的理论分析和试验结果表明，“交叉激励”模态为“可容模态”，剧烈振动的风险很低。

针对航空发动机转子通过临界转速时的振动问题，提出了在常值正压力基础上引入谐波分量的时变正压力弹支干摩擦阻尼器。首先根据转子系统的运动特点，以简化的二维干摩擦动力学模型为对象，通过扩展傅里叶全局参数敏感性分析方法，研究了时变正压力在典型二维运动轨迹下对干摩擦阻尼的影响机制。结果表明：对于圆形运动轨迹，时变正压力会削弱常值正压力的减振性能；而对于椭圆形运动轨迹，正压力的2阶谐波分量能够进一步增强减振效果，可使振动响应峰值进一步下降24.7%。在此基础上，将弹支干摩擦阻尼器应用于某型航空发动机的低压转子系统，采用2阶谐波时变正压力控制策略，基于高保真有限元模型和谐波平衡法开展动力学仿真分析。结果显示，对2阶谐波分量进行有效控制后，相较于常正压力，时变正压力弹支干摩擦阻尼器使得转子系统的2阶反进动、2阶正进动和3阶反进动的共振峰值分别进一步降低35.6%、10.6%和5.1%。

以典型多级端齿连接结构的燃气发生器转子为研究对象，分析了转子系统的动力学特性，并对转子及端齿在临界转速下的应变能分布特征进行了分析。对连接结构的界面损伤提出了界面损伤评估方法，采用界面接触状态系数、界面接触应力和摩擦功对装配状态下、起动状态下和工作状态下的转子结构系统的界面接触损伤进行了评估。最后对考虑界面损伤的转子动力学特性进行了分析。结果表明：端齿D的界面损伤较为严重，起动状态下端齿D的有效接触区域占比20%；工作状态下：在多重载荷（装配载荷、离心载荷、温度载荷）的作用下，端齿D的有效接触区域占比34.67%，有效接触区域相较起动状态有所改善，但端齿D的摩擦功增加了231.6%，端齿D左右端齿的相对径向变形较大，达0.23～0.25 mm，界面滑移较为严重，对转子的稳健性影响较大；考虑界面接触损伤，转子的1阶和2阶临界转速分别变化了3.11%和0.55%，弯曲临界转速降低了7.77%。

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。

为优化前缘提升可变弯度导叶气动性能，将圆形前缘改为椭圆型前缘和曲率连续前缘，通过数值模拟分析比对了不同前缘可变弯度导叶在不同工况下的性能，结果表明改型前缘产生的前缘吸力峰强度更低，使得叶片表面附面层流动状态更好，从而降低总压损失。前缘形状的影响随着后叶转角角度的变化而变化，小转角状态下，改型前缘可有效增大低损失攻角范围；大转角状态下，改型前缘在正攻角状态下优化效果明显，在来流攻角为4°时，改型前缘导叶的总压损失最多降低32.6%，负攻角状态则影响较小，在来流攻角为−4°时最多降低9.9%。说明前缘改型可有效提升可变弯度导叶的性能。

针对未来先进发动机匹配机制复杂，热力循环参数及部件性能与流路几何参数高度耦合，且概念设计阶段输入参数较为欠缺的特点，建立具有通用性的耦合仿真架构和流程；基于经验关系式及部件耦合图，形成热力循环参数与流路几何参数耦合设计方法，可在不同的热力循环参数下预测部件效率水平，并得到关键叶轮部件的进出口尺寸参数。利用上述方法，对混排涡扇发动机、自适应变循环发动机、“双变”循环发动机模型开展仿真验证。结果表明：本文方法得到的旋转部件流路几何参数估算值与实际设计值或文献设计值的误差可控制在10%以内，达到美国NASA发动机流路尺寸预测精度，可有效缩短方案迭代周期，减小后期颠覆设计风险，为发动机详细设计提供参考。

压气机可调静叶枢轴与机匣之间存在间隙泄漏，对压气机效率有直接影响。为获得枢轴间隙的泄漏特性，搭建了高压比的枢轴泄漏实验平台。通过质量流量控制法和压力损失法，测量不同间隙和进出口压比下的空气泄漏率，分析了枢轴与机匣的配合状态、轴向间隙和径向间隙等对泄漏率的影响。实验结果表明：压比、轴向和径向间隙的增大，会导致泄漏率和质量流量系数的增长；在压比为3.3的工况下，径向接触状态的泄漏率相对于0.01 mm间隙状态降低了86.54%；枢轴的偏心会导致泄漏率增加，而倾斜会导致泄漏率降低。为减少泄漏，对泄漏的流动特性进行仿真分析，并提出了空腔填充简单衬套或篦齿衬套的封严结构。仿真计算结果表明：在压比为3.3的工况下，增加简单衬套后泄漏率下降约为40.04%，增加篦齿衬套后泄漏率下降约为31.8%。

针对旋翼翼型动态失速的模拟精度不高的问题，利用课题组发展的延迟分离涡（delay detached eddy simulation, DDES）模型与\begin{document}$ \gamma {\text{-}}\overline{{{Re}}_{\theta t}} $\end{document}耦合模型（transitional delay detached eddy simulation, TDDES）进行非定常气动特性研究，该模型引入新的RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes equation）/LES（large eddy simulation）转换函数，减少了由LES模型的网格依赖性引起的不确定性。选取NACA0012和SC1095翼型进行非定常计算，并与URANS-SST（unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes with shear stress transport）和URANS-\begin{document}$ \gamma {\text{-}}\overline{{{Re}}_{\theta t}} $\end{document}模型的计算结果进行对比，系统地验证了TDDES模型对非定常气动特性的模拟能力。研究结果表明：TDDES模型相对于URANS方法，能够更准确地预测升阻力系数迟滞回线及动态失速涡的演化规律，能够更准确地预测翼型的分离流动，同时保持了\begin{document}$ \gamma {\text{-}}\overline{{{Re}}_{\theta t}} $\end{document}转捩模型较高的转捩预测精度和DDES模型对分离流动的模拟能力。

在可压缩两相流数值模拟中为解决激波、物质界面等间断问题导致的精度下降和Gibbs等现象，实现间断的精确解析，提出一种基于间断谱元法（discontinuous Galerkin spectral element method，DGSEM）框架的耦合方法。该方法通过熵黏性模型自动区分激波与接触间断，自适应地添加人工黏性解决单相间断问题；并基于DGSEM方法离散水平集（level-set）方程，结合虚拟流体方法实现了两相界面的准确追踪以及与流场的耦合求解。结果表明该方法在光滑区域可以达到设计精度，相比变量阶跃型人工黏性和5阶weighted essentially non-oscillatory-Z（WENO-Z）格式，减少了过耗散得到了更多流场细节；在仅使用1/4网格密度的情况下，得到的监测点数据与实验结果的误差比同样采用间断有限元但使用耗散类型界面模型的计算结果最多降低了6.4%，证明该方法有效提升了间断捕捉和与物质界面追踪的精度。

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。

为了提高冷却效果，开展了转子叶片冷却方案的优化设计，并验证了叶片综合冷效。对于原型叶片，叶片前缘与尾缘为高温区，吸力面中部温度也比较高。随着流量比的增大，压力面与吸力面分别在7%和5%以上工况出现了气膜覆盖效果变差导致测点温度升高的情况。优化方案叶片通过内腔与气膜孔设计优化，实现了叶身温度均匀性与整体冷效的同步提升。在相同的流量比下，优化方案压力面与吸力面前部区域测点温度最大降幅约30 K，使得整体综合冷效提高0.02。随着流量比的增大，优化方案的气膜一直能提供很好的覆盖效果，叶身测点温度持续降低，综合冷效从0.568逐渐增加至0.613。

研究了基于残差神经网络（ResNet） 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，建立融合残差神经网络的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。

结合实验与数值模拟，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。

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。

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。

压电双晶片替代力矩马达，能够提升电液伺服阀的响应速度，简化先导级结构，提高系统的零位稳定性和可靠性。目前压电性电液伺服阀力马达组件模型无法从物理机理层面解释不同约束条件对输出特性的影响。针对压电型射流偏转板电液伺服阀先导级设计了等效力马达组件，基于分段建模思想与等效原理开展数学建模研究，并开展不同约束条件下输出特性测试。结果显示：静态输出方面，当伸出长度减小4 mm时，前置级力马达组件位移减小幅值最大，为27.7 μm；动态输出方面，当伸出长度减小4 mm时，前置级力马达组件谐振幅值下降最多，为1.9 dB；谐振频率增幅最大，为15.9%。建立了包含迟滞模型、线性动力学模型及液动力模型3部分的数学模型，进行了静/动态输出特性仿真。通过仿真与实验对比分析可知：静态输出特性方面，仿真迟滞为11.6%，实验迟滞为11.2%，两者方均根误差为2.5 μm；动态输出特性方面，在驱动频率为600 Hz且不同约束条件下，仿真与实验最大方均根误差为5.7 μm，说明数学模型准确。研究为力马达组件结构设计与优化提供理论指导。

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3.9 ms，具有良好的实时性。

对于跨声速离心压气机，激波与泄漏流的相互作用对失速具有重要影响。以级压比为6.1的Krain叶轮作为研究对象，数值研究在不同流量和叶顶间隙下，激波与叶顶泄漏流的相互作用，包括激波结构、叶顶泄漏涡轨迹和主流/泄漏流交界面位置的变化规律。结果表明，激波与泄漏涡相互作用形成一个低速区，激波被推向上游，呈现凹状，且随着流量减小，凹状幅度增大。叶顶泄漏涡轨迹和主流/叶顶泄漏流交界面（ITLMF）经过激波后发生偏转，随着流量减小，叶顶泄漏涡轨迹逐渐向压力面偏移，且受激波作用的偏转角度减小。ITLMF逐渐向叶片上游移动，在近失速点到达相邻叶片前缘。随着叶顶间隙增大，叶顶泄漏涡轨迹向相邻叶片压力面偏移，且受激波作用的偏转角度减小，ITLMF逐渐向相邻叶片上游移动。ITLMF受激波偏转会导致交界面提前在相邻叶片前缘溢出，对失速预测有重要影响。在原始模型基础上，考虑无量纲子午速度以及无量纲叶顶间隙对进口相对马赫数的影响，建立改进的ITLMF受激波作用偏转角度预测模型，并进行数值验证。结果表明：改进模型预测精度更高，在不同流量下平均误差由46.59%降至5.83%，不同叶顶间隙下平均误差由27.21%降至4.69%。