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。

面向高推质比航空发动机设计要求，以某航空发动机单辐板涡轮盘为基准，采用ANSY Fluent数值计算温度场和ABAQUS计算应力场，对比分析了单辐板涡轮盘和双辐板涡轮盘周向应力、径向应力和Von-Mises等效应力分布特点；重点研究了双辐板涡轮盘辐板倾角（θ）变化（8°≤θ≤ 12°）对双辐板涡轮盘应力水平影响规律。结果表明：与基准单辐板涡轮盘相比，双辐板涡轮盘结构质量减轻效果明显，θ=8°，9°，10°，11°和θ=12°双辐板涡轮盘质量分别降低22.78%、23.23%、23.42%、23.2%以及23.16%。双辐板双传力路径结构特征使得双辐板涡轮盘的载荷和应力分布更加均匀，θ=12°双辐板涡轮盘应力水平在所研究倾角范围内最优，其最大周向应力、最大Von-Mises等效应力、关键点最大平均周向应力和关键点最大Von-Mises等效应力分别比θ=8°双辐板涡轮盘降低了15.66%、16.03%、15.65%和17.09%。未来进行双辐板涡轮盘结构设计时，应该将辐板倾角θ作为关键因素。

螺栓连接因其结构简洁和高可靠性，在航空设备装配中被广泛应用。螺栓连接的动态特性对装配结构的动力学行为有着显著影响，而采用详细有限元模型进行螺栓振动特性分析时计算量巨大，难以适用于复杂装配结构的分析。为解决这一问题，提出了一种阶梯型双环形薄层单元螺栓连接等效单元模型，以模拟螺栓连接面的应力分布状态。该模型由结合上部、双环形薄层单元和结合下部三部分组成，通过螺栓应力分布确定薄层单元尺寸，再通过赫兹接触理论，推导出圆环薄层单元的关键参数，包括厚度、弹性模量、泊松比和密度。随后，通过与典型航空工装的振动试验数据进行对比，验证了该模型在动力学特性仿真中的准确性。结果显示，与传统的虚拟材料法相比，提出的模型显著提高了仿真效率，且振动频率仿真误差控制在10%以内，表明该模型可有效用于螺栓连接结构的动力学仿真分析。

为提升航空发动机轮盘关键部位疲劳寿命评估精度，支撑长寿命高可靠性轮盘设计，聚焦轮盘偏心孔低周疲劳寿命精准预测，提出三参数临界距离模型，解决传统临界距离模型因应力梯度与寿命复杂关联导致拟合精度受限问题。核心创新在于：引入归一化应力梯度与高应力区尺寸，建立三参数临界距离表达式，揭示应力梯度与临界距离的强相关性，通过缺口件试验验证高/低应力梯度下临界距离随寿命的差异化演变规律，构建完整寿命评估流程，结合弹塑性有限元仿真与Smith-Watson-Topper疲劳寿命模型，实现临界距离的直接解算与寿命精准预测。轮盘偏心孔模拟件低周疲劳试验验证表明，所提出的三参数临界距离模型将寿命预测误差从传统方法的3倍分散带外精准至1.5倍分散带内，显著提升轮盘应力集中部位的寿命预测精度，为航空发动机轮盘强度设计、安全裕度优化及延寿决策提供直接支撑，具有重要工程实用价值。

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。

通过建立航空发动机风扇叶片鸟撞过程的数学模型，提出了一种量化风扇叶片鸟撞损伤的分析方法。基于鸟撞过程的动能和叶片抗鸟撞关键结构参数，定义了鸟撞等效应力反映风扇叶片鸟撞损伤程度和叶片抗鸟撞能力。对发动机真实风扇叶片在不同工况下的鸟撞损伤进行了系统分析，明确了不同发动机状态下风扇叶片鸟撞的最危险工况。研究表明：风扇转速、飞机飞行速度、撞击位置以及叶片前缘角和前缘厚度共同影响风扇叶片的鸟撞损伤；不同工况下的最危险撞击位置可能不同，鸟体质量的改变不会影响最危险撞击位置。鸟撞等效应力可快速分析风扇叶片抗鸟撞能力并确定最危险工况，为设计优化阶段的评估和试验考核方案的选取提供高效分析手段。

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，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。

系统综述了航空发动机燃烧室与涡轮导向叶片应用场景下陶瓷基复合材料（ceramic matrix composites，CMCs）与金属连接结构的结构设计方法、数值模拟与试验验证、具体应用这3个方面。文献分析表明：当前研究主要围绕4类热失配协调策略展开：过渡区域配合、间隙设计、互锁配合与热适配螺栓；广泛采用多尺度建模与渐进损伤分析的仿真方法以及阶梯式试验验证体系；具体设计形式因不同应用场景工况下存在差异。结论认为：未来技术发展应致力于多种设计策略的混合应用，并从部件级的连接点设计转向系统级的热-力-冷却多功能协同设计，以最终实现连接结构长时可靠服役。

针对航空发动机涡轮轴和叶片的接触传热问题，以IN718高温合金为研究对象，基于稳态热流法搭建了新的接触热阻实验平台。首先，采用单点接触热阻标定法对设备不确定度进行评估，结果表明无量纲单点接触热阻的相对误差可控制在18%以内。其次，通过实验测量研究了IN718样件两种界面的表面粗糙度、界面压力（0.05～10 MPa）及平均温度（20～160 ℃）对接触热阻的影响规律。结果表明：接触热阻随界面压力和平均温度的升高而减小，随表面粗糙度的增大而增大。最后，将实验结果与经典半经验关联式对比发现，现有接触热阻模型及实验关联式在特定压力与表面粗糙度区间存在显著失效现象。综合考虑表面粗糙轮廓曲线的高斯与非高斯分布特征，提出了一个新的无量纲接触热阻经验关联式，该公式预测值与实验数据的最大误差小于±20%。

为满足不同应用场景下的无反馈自激扫掠喷嘴工作特性调控需求，提出一种自激扫掠喷嘴参数化设计方法，并采用二维数值模拟方法揭示了结构参数对该型喷嘴的内部流动机制以及宏观工作特性的影响。研究结果表明：在喷嘴内部形成自激振荡流动的关键在于选取合适的对冲角角度、进出口比例及对冲点位置距出口长度；扫掠频率与对冲角度、对冲点位置及腔室长宽比呈强相关性；频率特性主要受到几何穹顶处漩涡的影响，降低腔室长宽比、对冲角度以及调节对冲点距离喷口位置均可提高扫掠频率。此外，进出口比例显著影响扫掠张角与流量特性，减小该比例可增大张角并提升气液两相速度梯度，但伴随流动损失增加。

为了满足高温升高热负荷燃烧室火焰筒热防护需求，建立了应用切向发散冷却技术的单管燃烧室模型，采用热流固耦合的方法，开展了进气温度、进气压力以及油气比参数变化对火焰筒壁温及冷却性能影响的数值模拟研究。结果表明：进气温度越高，冷却气膜覆盖有效性有所降低，发散小孔内和火焰筒外壁面传热强度降低，平均综合冷效下降，壁面温度和壁温梯度有所升高。本文工况下，进气压力的变化对火焰筒近壁面流动和传热的影响较小，发散冷却有效性差别不大，在冷却空气占比仅约19%，油气比达到0.042，燃烧室温升接近1300 K的高热负荷条件下，火焰筒平均综合冷效依然在70%～90%的较高水平，证明良好的切向发散冷却设计有很大潜力满足更高温升燃烧室的热防护需求。

针对旋流杯燃烧室头部复杂、紧凑结构进行冷却设计，制定了3个冷却设计方案。通过数值仿真计算了不同方案的头部流场、温度场及壁温分布，结果表明火焰筒头部无冷却时近壁面存在角涡，卷吸燃气形成高温驻涡，导致火焰筒头部壁面存在大范围高温，最高壁温为1178 K。燃烧室头部冷却设计方案通过引入内、外整流罩间的冷却气形成气膜保护，同时吹除近壁面角涡，均能在不同程度上降低头部壁温。隔热屏采用多斜孔冷却时受几何尺寸限制，气膜未发展均匀且贴壁性较差，导致冷却效果不佳。通过设计导流环结构可实现紧凑空间分流控制冷却，同时调整流路设计提高冷却气质量流量及流速，在隔热屏及旋流器套筒处形成均匀贴壁气膜，壁温低于870 K。在高温高压条件下通过燃烧室部件试验对优选方案进行验证，结果表明燃烧室头部壁温未超出材料长期允许工作温度，通过头部冷却设计可有效控制壁温。

为探究一种新型双涡控径向分级燃烧室的点熄火及联焰特性，试验研究了不同工作模式下燃烧室凹腔和主流区的点火联焰机制、稳定燃烧形态以及不同工况下燃烧室的点熄火特性。研究表明：外环凹腔和主流区单独供油时燃烧室均可成功点火，并且外环凹腔与主流区相互间可实现联焰和稳定燃烧，两种联焰方式下稳定燃烧火焰形态基本一致，分布在凹腔内及其下游区域和旋流杯下游区域；外环凹腔常温常压贫油点火油气比最低为0.0094，慢车贫油熄火油气比最低为0.0034，其相比主流区具有更加优异的点熄火性能。

为了研究宽工况范围内中心分级贫油预混预蒸发燃烧室主燃级旋流数对NOx排放的影响，采用三维数值模拟方法分析了基准排放着陆和起飞（LTO）循环工况下燃烧室气动热力和NO生成特征，并通过NOx排放测试结果对比验证仿真方法。此外，仿真分析了不同主燃级旋流数在不同工况下燃烧室NOx排放的影响规律。研究结果表明：在不同的工况下，主燃级旋流数对NOx排放的影响规律不同。在慢车工况下，随着主燃级旋流数的增加，促进了预燃级的油气掺混，使得预燃级燃烧温度更高，从而产生更多NOx；在大工况下，随着主燃级旋流数的增加，更多空气被卷入回流区，使得贫油的主燃区油气比进一步降低，从而降低了NOx排放。随着主燃级旋流数（0.5～0.9）增加，LTO循环NOx排放总量减少。

搭建喷嘴特性试验系统，研究不同燃油温度下RP-3和RP-5燃油对单油路离心喷嘴的质量流量特性、雾化锥角、索太尔平均直径（SMD）、液滴尺寸分布等性能的影响。结果表明：相同供油压力下，随着燃油温度从20 ℃降至−30 ℃，RP-3和RP-5燃油的密度、运动黏度和表面张力增大，喷嘴质量流量增加，各温度工况下RP-5燃油的质量流量比RP-3大2%～4%；雾化锥角减小，RP-3燃油雾化锥角减小14%，RP-5燃油雾化锥角减小23%；SMD增大，液滴尺寸分布指数先减小后增大，说明燃油温度降低导致了液滴的平均尺寸变大，但液滴尺寸的不均匀性有所减小，液滴尺寸分布变得更加集中。

为了探究燃料与超声速来流的掺混特性，基于空桶型旋转爆轰冲压发动机燃烧室，以环缝-小孔型喷注结构为基础模型，开展了燃料喷注角度、喷注方式以及喷注环轴向位置对燃料和超声速来流掺混特性影响的数值模拟研究。结果表明：燃料喷注角度的增大，会提高燃料掺混的均匀度，降低总压损失，横向射流之间碰撞更为剧烈。将燃料非对撞喷注，掺混均匀度增大，超声速来流与燃料的碰撞面积增大。喷注环向上游移动，能提高燃料的掺混均匀度，横向射流与超声速来流的掺混距离变长。结合流场结构分析可知：超声速来流与乙烯横向射流在扩张段内发生圆柱绕流，形成向下游张开的一个扇形连续膨胀区，进入燃烧室后掺混主流形成一连串的破碎小涡结构，进而促进了乙烯-空气的掺混效果。

旋转密封环在航空发动机中阻隔轴承腔低温引气与涡轮高温引气。为获得转速和进出口压比对密封效果的影响规律，搭建了高压比、高转速的实验台。通过多截面参数测量，结合密封间隙、接触面润滑对比实验，分析了泄漏特性演变规律。结果表明：转速由0 r/min升至10000 r/min（压比为2.5）时泄漏量减少36.4%，而压比从1.1增至2.5（10000 r/min）导致泄漏量增长91.8%；装配间隙在0.5 mm公差范围内影响小于5%，增加润滑涂层使泄漏量降低15%～60%。数值仿真表明：实验工况下转速提升导致平均接触应力增加最大1.24 MPa，改善了密封效果，摩擦因数增大会使平均接触应力降低超过1.35 MPa，不利于密封。研究揭示了转速与密封性能的定量关系及润滑的增效机制，为航空发动机旋转密封设计提供了依据。

针对翼身混合（hybrid wing-body，HWB）布局水陆两栖飞机设计了单缝富勒襟翼增升装置，在主翼上表面布设了吹吸气区域，系统验证了协同射流（co-flow jet，CFJ）技术对新型气动布局增升效，并对其气动特性提升效果及改善机制进行了阐释。数值模拟结果表明：襟翼偏角为40°时，增升构型最大升力系数达到2.7；布设CFJ后，上翼面流速提高，负压明显增加，翼面初始流动分离得到了有效调控，最大升力系数提高至3.2，失速攻角拓宽4°，阻力系数降低20%以上，俯仰力矩可用范围增加。此外，CFJ也提升了襟翼表面流速，抑制了较大迎角状态下当地的潜在分离，使前缘负压峰值最大提高30%以上，显著提高了襟翼的增升效率。

针对舰载机着舰复飞过程发动机周围环境的复杂流场，建立包含航母及舰载机的全尺寸一体化的数值模型。开发了移动坐标系下的重叠网格与移动压力检测技术，耦合延迟分离涡模拟（DDES）方法，解析了高速前行中航母舰体产生的复杂尾流涡量系统，分析了风速、风向角及攻角等参数对着舰过程的舰载机发动机总压畸变的影响，揭示了发动机进口总压畸变特性的动态演化规律。结果表明：正风条件下舰体两侧形成反向旋转涡对，而斜向风会引起显著非对称性流动分离，且湍流强度显著提升。总压畸变指数随风向角增大平均值降低而标准差升高。相较于正风0°，当风向角增至90°时，总压畸变指数平均值从0.0649降至0.0498（降幅23.3%），标准差则由1.04×10⁻³升至4.97×10⁻³（增幅达377.9%），其中触舰瞬间因地面效应及仰角调整引发的畸变突变尤为显著。

针对倾转旋翼机桨叶在悬停状态和巡航状态下的最优外形存在强矛盾这一难题，在倾转旋翼桨叶的优化设计中综合考虑不同任务场景下的总能耗，发展了任务场景驱动的倾转旋翼桨叶气动优化设计方法，确保飞行性能与效率的全面提升。考虑垂直起飞、巡航、悬停等典型阶段及其工作时长，以整个任务场景所消耗的总能量为目标，将多点多目标问题转化为单目标问题，分别分析了侧重于巡航和悬停任务场景下优化桨叶的外形差距，结果表明：发展的方法可实现倾转旋翼桨叶在多工况下都具有较高的气动性能，优化时间相比多目标优化节省69.67%。

航空发动机通常布有大量自由弯曲、交错分布的管道，为避免运行中管道间的摩擦或共振引发故障，装配过程中需严格控制管道间距。然而，现有检测方法依赖人工操作，且存在劳动强度大、效率低、测量精度不稳定的问题。利用激光扫描仪采集航空发动机管道点云数据并进行间距计算，可以显著提高管道间距测量的自动化程度和效率。然而，航空发动机管道点云数据量庞大且分割困难，为后续的管道间距测量带来了挑战。因此，本研究以曲率、法向量夹角、法向量叉积这3种关键特征作为分割判断条件，提出了一种基于层次化多特征的管道分割算法。计算结果表明：该算法通过逐层细化分割的方式精确分割出管道点云，改善了现有算法的过分割和欠分割问题，准确率达到了94.65%，为后续计算管道间距奠定了基础。

间冷回热涡扇发动机相对普通三轴涡扇发动机的健康参数更多，导致故障诊断计算量变大。为提高间冷回热涡扇发动机多部件退化下气路故障诊断速度，开发了一种适用于间冷回热涡扇发动机的快速气路故障诊断方法。该方法在传统嵌套迭代诊断架构的基础上设计了一种非嵌套迭代架构，考虑了包括6个旋转部件以及2个换热器部件的退化情况，通过分割部件使发动机部件匹配和故障诊断可以在同一个牛顿-拉夫逊迭代算法中完成，并开展了传感器选择优化以提升测量参数对于不同部件退化的辨识能力。在对发动机全寿命周期内的所有工况进行仿真测试的结果显示，该方法的最大诊断误差为0.0036%，平均误差为0.0008%，平均计算时间小于0.063 s。与传统诊断架构相比，这种非嵌套的架构可以在保证诊断精度的前提下显著降低了子部件调用次数和故障诊断时间，为克服多部件故障高精度诊断与快速诊断需求相互冲突提供了方法和理论支撑。

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，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周向夹角比的相对偏差在6%以内，表现出良好的一致性。挡油坝周向夹角比越大，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周向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。

针对三点接触球轴承因钢球与沟道多点接触引发的失效问题，选取某型号三点接触球轴承为研究对象，运用动力学模型分析了结构参数与工况条件变化时钢球-沟道发生多点接触的形成机制，得到了钢球与副承载内圈接触点数量的变化规律。这些规律揭示：基础工况下，内圈沟曲率系数小于0.5058、或外圈沟曲率系数大于0.5134、或垫片厚度大于0.60 mm时，轴承发生多点接触；非基础工况下，载荷比大于等于0.35 时轴承脱离多点接触，高转速和大径向载荷需更高的载荷比以避免发生多点接触。另外，构建了多因素下多点接触状态临界条件的量化图谱，界定了不同垫片厚度下发生多点接触的内、外圈沟曲率系数临界值，以及不同径向载荷下发生多点接触的载荷比和转速临界值。该研究从设计和服役角度为避免三点接触球轴承发生多点接触与磨损失效提供了指导。

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。

在航空发动机及燃气轮机实际高速旋转条件下，流体受到哥氏力、离心力和浮升力等旋转多场力作用倍增，导致高速旋转状态下旋转（攻角）和吹风比（M）等参数对涡轮叶片前缘气膜冷却效率（η）影响规律与低转速实验存在差异。采用实际弯扭涡轮叶片，在实际高速旋转状态下，进行了旋转角速度和M对前缘区域气膜冷却特性影响的数值模拟研究。旋转角速度分别为1350 rad/s（正攻角）、1400 rad/s（零攻角）和1450 rad/s（负攻角），M范围为0.5～1.25，射流-主流密度比为1.04。本文揭示了高速旋转状态下旋转（攻角）和M对真实的弯扭涡轮叶片前缘η影响机理，发现了旋转（攻角）是决定前缘η分布的一个关键因素。随着旋转角速度的增大，滞止线从压力排和滞止线排孔之间，先移动至滞止线排孔中心连线附近，再移动至滞止线排和吸力排孔之间。前缘区域展向平均气膜冷却效率（\begin{document}$ \overline{\eta } $\end{document}）随着M的增大呈现非线性变化规律，具体区域变化不同。当前缘无吹飞现象（M=0.5），前缘腔内冷气受到的哥氏力分量直接朝向滞止线排孔，不仅使得冷却工质更容易从滞止线排孔出流，而且使得更多流量的冷却工质从低半径位置出流，哥氏力另一分量使得冷却工质流向压力侧，有益于冷却工质从压力排孔出流。

针对一种S形隔离段-超声速燃烧室构型开展了不同喷注方案下的燃烧流场数值模拟研究，并与作为基准的等直隔离段-超声速燃烧室进行了对比，分析了S形隔离段对燃烧特性影响及隔离段内的反压前传过程，比较了不同构型和喷注方案的燃烧室冷态流场，燃烧流场与燃烧性能。研究结果表明：冷态条件下，S形隔离段对燃料的混合特性影响不大；但在燃烧条件下，强耦合的非线性系统会放大来流的非对称程度，进而造成燃烧场非均匀程度极具变化，同时降低了燃烧效率，由82%下降到65%。针对燃烧条件下的非均匀来流，优化了喷注方案，结合支板喷注，在燃烧室壁面增加了额外的喷注位置，提高了燃烧场的均匀性与燃烧效率。燃烧室的出口燃烧效率由65%达到了85%，总温分布系数由64%下降到26%，达到了均匀来流下的燃烧效率和燃烧场均匀程度。

为探究高空低压环境对空冷换热器对流流动与传热特性的影响，搭建了低气压对流传热测试风洞实验台，实验台的压力范围为5.5～101.3 kPa，流速范围为0～13.6 m/s。对微通道光管换热器在12～20 km海拔高度环境压力下的流动与传热特性进行了实验和数值研究。结果表明：现有关联式在预测雷诺数低于100的摩擦因数时偏低，在预测雷诺数低于40的努塞尔数时偏高，茹氏公式对努塞尔数预测的最大相对偏差达72.4%。同时，由于空气低体积热容的影响，管排数的增加显著削弱了平均表面传热系数，使得茹氏公式的传热预测偏差随着管排数的增加而显著上升。为此，建立了新关联式，显著提高了对低雷诺数范围的预测准确性，并考虑了管排数对换热的影响，对摩擦因数与努塞尔数的预测与实验数据的相对偏差均在10%以内。

研究了隔离段、扩张段以及多点混合喷注对燃油/空气旋转爆震燃烧室的传播特性与性能影响。针对冲压旋转爆震燃烧室典型工作状态，实验研究了爆震燃烧室燃烧效率与总压增益的变化情况。研究发现，随着当量比的增加，不同喷注结构会对爆震波传播特性有所影响，实验中观察到连续稳定爆震，不稳定爆震以及爆燃等多种燃烧模态；不同喷注结构对燃烧效率与总压增益特性也有一定影响，综合条件下在隔离段与扩张段多点混合喷注的效果更优。燃烧效率随当量比增加出现先上升后波动变化的趋势，实验中观测到当量比为0.653时，燃烧效率达到最高值89.5%。爆震燃烧室总压增益特性随当量比上升逐渐上升，最高有效总压增益出现在当量比0.644时，有效总压增益最高值为−0.171。综合考虑下，扩张段喷注在整体性能上更具优势，但需结合隔离段辅助喷注以改善燃烧组织，以进一步优化喷注布局。

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。

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。

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。

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。

针对航空发动机内部流场直接测量困难的问题，创新性地将结构动力学领域的载荷识别思想引入流体动力学领域，提出了一种基于气动力降阶模型的发动机尾流和背压波形的间接识别方法。该方法将尾流和背压激励下的叶片气动力响应视为一个动态系统，利用1阶Volterra级数建立了该系统高效的降阶模型，并通过Tikhonov正则化技术对降阶模型进行反求，推演从叶片气动力响应识别尾流和背压波形的方法。通过一个二维叶片CFD算例验证，证明了该方法的有效性。算例结果表明：1阶Volterra降阶模型能够准确预测尾流激励下的叶片气动力；基于此模型，Tikhonov正则化方法（当正则化参数a=9.88×10⁻³时）能够从叶片气动力高精度地识别出尾流的总压波形。该方法为实现发动机内部复杂流场的非接触式测量与在线监测提供了一种新的潜在技术途径。

为了快速获取复杂气动型面喷管在飞行包线内大批量载荷数据以满足其疲劳寿命评估的需求，通过引入复杂气动型面喷管载荷影响（nozzle load influence，NLI）因子，发展了复杂气动型面喷管载荷计算理论，同时提出了基于复杂气动型面NLI因子的喷管载荷计算方法。首先基于计算流体动力学（computational fluid dynamics，CFD）数值模拟方法获取复杂气动型面喷管载荷分布基本特征，得到复杂气动型面NLI因子；然后利用一维等熵内流流动理论推导的喷管载荷理论公式计算由于飞行高度、飞行马赫数、发动机状态变化引起的喷管载荷变化量。研究表明复杂气动型面喷管流向截面面积变化及局部型面特征两种因素叠加作用导致其壁面载荷分布复杂，但对于喷管给定位置处的载荷大小与喷管落压比存在线性或近似线性关系；基于NLI因子的喷管载荷计算方法可以获得不同高度、不同马赫数、不同发动机状态下喷管载荷数据，计算精度基本可以继承CFD计算方法的载荷计算精度，计算效率随着需要计算的载荷状态数量增加而大大提升。

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%。

航空起动/发电机是现代多电第二动力系统的关键核心。对起动/发电机的常用发电机类型进行了概述，按起动/发电机是否内置于发动机中进行分类并分别对两大类起动/发电机的发展现状进行简介，讨论了内置式起动/发电机的结构布置方案。综合分析了高效散热技术、轻质高效发电机技术、强容错发电机技术、高温发电机技术、高性能变流技术这五项起动/发电机关键技术。展望了起动/发电机结构集成化、设计协同化、任务多样化的发展趋势。最后指出，各主要类型发电机在起动/发电机应用中均有不可替代的地位，起动/发电机的内置化仍需要在强散热、高功率密度、强容错以及耐高温等自身重要技术指标上取得突破。

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。

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。

为研究过载对金属隔膜翻转行为的影响，本研究采用仿真及试验验证的方法，深入探讨了过载作用下金属隔膜翻转过程中质心偏移的规律，并设计了一种能够控制质心偏移的筋结构隔膜。根据本文研究，可得出如下结论：当隔膜的轴线与过载方向一致时，隔膜的翻转弯边受到均匀背压，导致隔膜翻转至锥段处无显著偏心，但翻转至球段处则会出现质心偏移；而当隔膜的轴线与过载方向存在角度时，隔膜的翻转弯边受到的背压不均匀，导致隔膜翻转至锥段处便产生质心偏移，并且在翻转至球段处时质心偏移加剧，此外加速度值或角度的增加会导致隔膜质心偏移程度增大。与传统隔膜相比，筋结构隔膜通过筋结构提供的额外启动压力，能够有效地纠正过载排放过程中产生的质心偏移，从而展现了出色的质心控制性能。

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%。

为研究航空发动机行星齿轮减速箱滑动轴承在高频次启停工况下的磨损情况，搭建了一台模拟滑动轴承启停的试验机，该试验机可实现转速、载荷的独立控制及复合加载，同时监测轴承静特性参数。通过数值模拟与试验验证相结合的方法，对比了轴承静特性参数的理论解与试验结果，验证了试验机模拟工况的可靠性；按实际飞行启停工况进行了12000次启停试验，获取了轴承表面形貌的变化及表面尺寸变化；分析了表面磨损变化对轴承性能的影响。试验表明轴承在12000次启停试验后，承载面半径间隙增大了15.4%，油膜承载力降低了7.4%；轴承表面双侧损伤时，损伤中心距离端面1/4总宽时轴承的性能削减最大；轴承表面单侧损伤时，损伤边缘距离端面1/4总宽时轴承的性能削减最大。

针对航空发动机圆柱滚子轴承保持架打滑、摩擦生热及疲劳破坏的问题，提出一种U形兜孔圆柱滚子轴承，并对其保持架打滑、摩擦力矩及疲劳寿命展开研究。基于Hertz接触理论、流体润滑理论、轴承动力学理论，建立U形兜孔圆柱滚子轴承刚柔耦合动力学仿真模型；基于Miner线性累计损伤理论，建立保持架疲劳寿命模型，在此基础上，研究了轴承结构参数对保持架打滑、摩擦力矩及疲劳寿命的影响规律，并运用响应面法与NSGA-Ⅱ（nondominated sorting genetic algorithm Ⅱ）相结合对轴承结构参数进行优化，对比分析优化前后的轴承保持架打滑率及摩擦力矩。结果表明：轴承结构参数对轴承性能影响显著，在相同工况下，不同轴承结构参数组合对应的保持架打滑率和轴承摩擦力矩最大差值分别达到了3.65%和1203 N·mm；在不同工况下，优化后的轴承保持架打滑率最大降低了4.74%，轴承摩擦力矩最大减少了548 N·mm；与普通轴承相比，在不同工况下，优化后的轴承均表现出更低的保持架打滑率和摩擦力矩。

从叶片振动测量、振动监测、故障诊断与运行状态评估4个方面对航空发动机叶端定时技术进行了系统性概述，总结了近年来国内外在叶端定时系统关键技术方面的主要研究成果。国内外学者围绕叶片位移测量、叶片振动参数辨识、叶片裂纹故障诊断与叶片应变重构等方面取得了显著进展。认为未来叶端定时技术的研究应重点在5个方面实现突破：从冷端叶片到热端叶片叶端定时测量的拓展，从多传感向单传感叶端定时测量的演进，从低频低阶到高频高阶振动监测的延伸，从发动机地面测试向机载应用的跨越，以及从信号处理向叶端定时智能监测的升级，以持续提升航空发动机运行的安全性与可靠性。

为满足透平部件试验需求，研发了一种大流量、高转速、高功率的多级透平综合性能试验器，用于透平部件的气动和冷却试验验证。根据主流重型燃气轮机指标和相似模化理论，提出了试验需求参数计算方法。试验器主流进气总压0.2～0.8 MPa、进气总温573～773 K、主流最大流量110 kg/s、最高输出功率30　MW及最大转速5000 r/min。针对子系统的流场均匀性、气锤效应、排气温度控制、冷气调节能力和转子动力学特性进行了详细分析和优化，提出了激波后最高压力在设计压力的1.3倍以内，膨胀波后最低压力大于0 kPa，温度变化率小于0%作为空气管道设计和设备选型的准则。通过对1.5级配置透平试验件的试验验证，完成了试验器调试。试验录取的设计点能量平衡效率86%，轴功效率76%，各工况下能量平衡效率比轴功效率高出4%～13%，对试验功率损失进行了分析，试验功率损失包括轴承摩擦功率损失、鼓风损失和泄漏损失。试验调试结果表明，试验器结构稳定，运行平稳，能够满足设计要求，并具备承担多级透平综合性能试验的能力。

聚焦美国SpaceX公司的“超重-星舰”项目，深入剖析其技术体系与发展进程。详细梳理了星舰首飞至第九飞的技术细节、试飞表现及改进路径，全面展示其在可重复使用、推进、结构材料、导航控制等多领域的创新成果，如塔架机械臂回收技术、猛禽发动机全流量分级燃烧循环等。同时探讨项目面临的技术难题与应对策略，精准展望其在商业航天、深空探测、军事应用等方面的广阔前景，研究表明：中国航天在大推力发动机工程化、复用技术成熟度、商业航天闭环生态等方面仍存差距，需从技术攻坚、成本管控、产业培育、国际竞合及人才培育等维度精准施策，走自主创新与市场化协同的航天强国建设路径。

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。

为系统梳理直升机传动系统主减速器健康监测技术的发展脉络，明确不同技术的适用范围及发展方向，围绕主减速器复杂结构特点和健康监测难点，对近三十年来相关研究成果进行综述，主要涵盖振动信号处理、状态监测指标、传感器技术、机器学习与数字孪生等方向。研究表明：振动信号处理与状态指标仍是主减速器健康监测的主要技术基础；油液磨粒、声学及多类型传感技术能够提供互补状态信息，多源融合是提高监测完整性与可靠性的重要途径；机器学习显著增强了复杂特征识别能力，但受限于样本不足、工况迁移和模型可解释性；数字孪生为融合机理模型、实时数据与状态预测提供了新的技术框架，但其高保真建模和工程闭环应用仍处于发展阶段。通过对比分析各类技术的优势边界与适用局限，总结未来研究应聚焦于构建系统化全域研究体系、发展多源传感信息融合技术、增强状态指标物理可解释性，深化数字孪生及迁移学习的工程化应用。研究成果可为主减速器健康监测系统的优化提供技术支撑，提升直升机安全性、可靠性及维护效率。