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。

当涡轮发动机工作时，旋转的上游尾流和下游背压波动使叶片受到波动压力，是影响发动机性能的关键因素，因此研究尾流背压波动及其效应非常重要，然而发动机内部结构复杂，直接进行发动机尾流背压波形测量是非常困难的。尾流背压激励的叶片气动力降阶模型与载荷识别理论中结构响应有着相同的时域反卷积形式，为此基于气动力降阶模型，提出通过叶片气动力识别尾流和背压波形的流场状态间接测量方法。二维叶片的算例表明：一阶Volterra级数降阶模型能够表征尾流激励下叶片气动力，基于该降阶模型的Tikhonov正则化方法能够根据叶片气动力识别尾流的总压波形。

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。

重型燃气轮机气冷透平内部的流动与传热现象复杂且高度耦合，准确预测这些现象对透平部件研发成功至关重要。为满足透平部件试验需求，本文研发了一种大流量、高转速、高功率的多级透平综合性能试验器，用于透平关键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为0.2～0.8 MPa、进气总温为573～773 K、主流最大流量为110 kg/s、最高输出功率为30 MW及最大转速为5000 r/min。试验器由气源系统、主气进气系统、排气系统、冷气进气系统及传动系统等子系统组成，针对各子系统的流场均匀性、气锤效应、排气温度控制、冷气调节能力和传动轴系的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为86%，轴功效率为76%，各工况下能量平衡效率比轴功效率高出4%～13%，为透平设计中功率损失的精确量化提供了试验依据，采用试验验证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。

随着低空经济的快速发展和直升机应用场景的不断拓展，直升机的安全性、维护性和可靠性要求持续升级。主减速器作为直升机传动系统的核心部件，其健康状态直接影响整机服役寿命与飞行安全。然而，主减复杂的结构与苛刻的工况使得健康监测面临信号成分复杂、特征提取困难、传感器布置受限等挑战。近三十年来，围绕直升机主减速器健康监测技术开展了大量研究，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。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。

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。