压气机作为航空发动机的核心部件，其气动设计方法的持续完善始终是推动发动机性能跃升的关键动力。回顾了压气机气动设计方法80余年的技术演进，系统梳理了气动设计技术发展的关键特征，指出了气动设计方法革新与发动机性能突破、计算技术迭代升级之间的协同进化关系。在当前算力与算法效率实现量级提升的背景下，压气机气动设计新方法不断涌现，正加速向智能筛选、多学科耦合方向演进。与此同时，传统低维度经验方法则借助智能算法构建的通用模型库，可实现参数范围内的快速评估。在航空发动机行业数字化转型的大背景下，未来压气机气动设计体系将呈现经验模型、数值仿真与智能算法优势互补的组合式发展路径，兼具融合创新与工程效率提升的协同演化范式。

针对具有笛型试管的短舱双排冲击射流热气防冰结构，通过试验与数值模拟相结合的方法，系统研究了冲击射流换热特性、防冰性能。试验采用瞬态热色液晶传热测试技术，在雷诺数15 000~40 000范围内获得了防冰腔内壁高分辨率的努塞尔数分布，并建立了适用于工程设计的换热关联模型。数值计算通过内外流固耦合防冰仿真，分析了典型工况下的防冰温度分布规律。结果表明：雷诺数由15 000增至40 000时，唇口内壁平均努塞尔数增大了2.4倍，热气耗气量增大约2.7倍，防冰表面平均温度仅升高了28.4 ℃。揭示了单纯增加耗气量对防冰效率提升十分有限，结构优化、强化换热等提高壁温的手段存在显著降低防冰耗气量的空间。攻角变化对防冰效果影响显著，5.6°攻角导致表面平均防冰温度较0°攻角降低约13.6 ℃，表明优化射流布局以匹配最大结冰负荷区域的重要性。

针对分布式动力垂直起降飞行器，提出了相同前进比下气动特性的相似性准则，并将前进比作为描述气动/推进耦合效应的特征参数，建立分布式动力翼随前进比变化的气动力模型，并揭示了前进比对动力翼气动特性的影响规律。然后通过风洞试验和地面车载试验验证了相同前进比下气动特性的相似性准则与所建立模型的实际预测效果。结果表明，气动/推进耦合模型预测结果与试验数据具有较高的一致性，归一化均方根误差不超过10%，能够满足动力学系统与飞行控制系统仿真的精确性与实时性需求，为分布式动力垂直起降飞行器的建模方法提供了理论参考。

含硼凝胶燃料是为冲压发动机等有限体积推进装置提供动力的理想推进剂，但其较高黏度和复杂的流变特性，为其应用带来了新的挑战。以一种含硼量50wt%的新型凝胶燃料为研究对象，以其在工程应用中可能面临的复杂环境为背景，设计一系列实验，探究剪切速率变化速度、恒定剪切持续时间、预剪切、温度等因素对含硼凝胶燃料黏度的影响规律，并基于剪切应力对实验现象进行深入分析。结果表明：恒定剪切速率下，带有常数项的幂函数可较为准确地描述含硼凝胶燃料黏度随时间的变化规律；预剪切处理可有效破坏含硼凝胶体系结构，并使其在有限时间内难以恢复，而高低温循环难以破坏含硼凝胶体系结构，但可降低凝胶体系结构强度；恒定剪切速率下，存在临界温度，低于此温度时，凝胶燃料黏度与温度成负相关，高于此温度时，凝胶燃料黏度不发生显著变化；基于剪切应力分析推测，使用的含硼凝胶体系具有多级结构，受高低温循环作用时，次级结构恢复能力强于主体结构。

针对导弹变曲率舱段在结构热强度试验中的表面热流密度场解析计算问题，提出了灯丝半圆柱面采用多个网格划分的计算圆锥形石英灯阵列辐射热流的解析法。通过求解圆锥母线切面与灯丝网格面中心线的交点以及灯丝网格面所在平面与圆锥母线的交点坐标，明确给出了外加热和内加热时单根石英灯照射范围表达式，分析了网格数对典型区域热流密度分布的影响，以及单交点判据与双交点判据作用下热流密度计算结果的差异。线性渐变直径表面和非线性渐变直径表面有限元模型计算结果的相对误差较小，验证了该计算方法的正确性，对于导弹变曲率舱段热试验的响应预示和方案评估具有重要的参考价值。

为探究金属丝网机匣处理（WMCT）关键结构参数对压气机稳定性的影响规律与扩稳机制，针对WMCT轴向安装位置以及腔深开展研究。采用实验结合数值模拟的方法，研究WMCT在5个轴向位置的扩稳效果，并结合三维流场结构及宏观性能参数变化规律，分析轴向位置对压气机稳定性的作用机制。对于覆盖叶尖前缘的WMCT，通过减小叶尖泄漏涡与叶片吸力面之间的夹角，延缓叶背分离的发生；对于叶中附近且未覆盖叶尖前缘的情况，通过重新组织WMCT覆盖区的流动结构，阻断叶尖泄漏涡在叶片通道中的发展，延缓失速的起始。当轴向位置为20 mm时扩稳效果相对最优，在此基础上研究3个腔深的扩稳效果。结果表明：腔深对叶尖区域堵塞的缓解具有显著作用，且随着腔深增加扩稳效果逐渐增强；当腔深超过10 mm后，对扩稳改善效果影响较小。在扩稳机理方面，WMCT通过调节转子叶片定常载荷分布以提升流动稳定性，同时通过抑制非定常失速先兆的扰动幅值来扩大压缩系统稳定裕度。

碳纤维复合材料（CFRP）具有高比模量和高比强度的特点。在飞机轻量化和低能耗化的发展趋势下，基于碳纤维复合材料的电热防冰系统具有广泛的应用前景。为了减少复合材料电热防冰系统的功率消耗，针对具有各向异性导热特点的碳纤维复合材料蒙皮，提出了基于差分进化算法的电热防冰系统功率分布优化方法。引入坐标变换法计算复合材料蒙皮内的各向异性导热过程，建立了耦合各向异性导热和溢流水模型的电热防冰系统分析模型；建立了基于差分进化算法和电热防冰耦合模型的优化框架，实现了对复合材料电热防冰系统功率分布的优化。结冰条件相同时，优化后保证防冰性能所需的功率消耗降低了8%；电热防冰系统功率分布设计时，为了保证防冰性能并实现系统能耗的最小化，可以通过调整电热防冰系统功率分布，在对流换热系数大的区域降低防冰表面温度以减少热损失，同时在对流换热系数小的区域升高防冰表面温度以确保足够撞击水被蒸发。

为了对比自激扫掠喷嘴、圆孔直射喷嘴、空心锥离心喷嘴3种压力型喷嘴在高速气流环境下的横向喷射液雾特性，对3种压力型喷嘴在静止大气环境下的基本工作特性进行了初步分析；在马赫数为0.4的高速气流环境下，采用平面激光米氏散射成像法，分析了3种喷嘴在不同工况下的瞬时液雾形态、时均液雾浓度分布。结果表明，自激扫掠喷嘴在静止大气中的雾化性能介于直射与离心喷嘴之间，但在高速气流下，自激扫掠喷嘴的最大穿透深度比离心喷嘴高67%，是直射喷嘴的79%；展向散布距离与离心喷嘴相当，比直射喷嘴高150%。采用液雾矩形散布面积假设，则自激扫掠喷嘴的整体散布面积是离心喷嘴的1.67倍，是直射喷嘴的2.17倍。且自激扫掠喷嘴在中心截面、侧向截面上的相关高浓度区域面积均显著高于直射喷嘴、离心喷嘴，表现出最佳的液雾散布均匀度。研究初步证明了在高速气流环境下，自激扫掠喷嘴在提高液雾展向扩散距离、整体散布面积，改善液雾分布均匀度方面的特殊优势，可为冲压/加力燃烧室、射流预冷进气道等高速气流环境下的液态工质喷射提供全新的技术方案。

为研究倾转旋翼机近地状态下旋翼-机翼的气动干扰特性，基于嵌套网格技术、三阶MUSCL/CD格式和RANS/LES混合方法建立了一套高分辨率流场模拟框架，重点探讨不同离地高度下旋翼-机翼气动特性的变化。结果表明：地面和机翼的存在阻滞了旋翼下洗流发展，显著改变了旋翼尾迹的演化过程，桨尖涡径向位置整体呈现出先收缩后扩张的趋势，而轴向位置迁移速率减慢，同时桨尖涡在螺旋运动中还伴随着破裂、配对和融合等物理现象；旋翼拉力随离地高度减小而增大，机翼下洗载荷随离地高度减小而减小，相较于无地效状态，旋翼拉力最大提升6.20%，悬停效率最大提升8.40%，机翼所受下洗载荷下降幅度达59.05%。针对近地流场涡系结构演化过程，采用四阶龙格-库塔时间推进方法和四阶中心差分格式构建了拉格朗日拟序结构（LCS）计算方法，通过计算不同时刻有限时间李雅普诺夫指数场阐明了地面效应下旋翼-机翼流场中涡结构的时空演化过程，揭示了回流结构通过流体微团的持续输运维持其稳定性的物理机制以及对桨尖区域产生的下洗作用导致气动力减小的流动机理。

助推器和保护罩在同一时间从吸气式高超声速飞行器上解锁的“同时分离”时序方案，可利用内流道的充填高压，有利于飞行器的轴向分离过程。然而，在该时序方案分离初期，受运动激波、激波串及气体充填的作用，飞行器内流道中存在复杂多变的压力振荡，除传统的碰撞风险外，还有气体充填导致的潜在超压风险。结合重叠动网格技术，求解非定常雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，对保护罩开启时飞行器内流道流场的建立过程进行数值计算，获得内流道的时序流场结构和非定常压力特性；分析开罩过程中内流场的演变机理，以及保护罩运动与级间距变化对分离初期流场建立过程的影响机制。结果表明：在“同时分离”时序方案的分离初期，内流道的充填与泄流过程中存在缝隙射流、运动激波扫掠、激波串前移、气体倒流与泄流过渡5个流动特征显著不同的阶段；保护罩开启时，内流道出现最大压力的主要因素是激波系增压、激波串增压和气体充填蓄压，并非是运动激波引起的压力跃升；内流道是否起动，决定了保护罩运动与级间距变化对内流道流场的作用是单向依赖关系还是耦合作用关系。

为探究机动载荷引发的高压涡轮转子振动对其动叶凹槽叶尖气动和换热特性的影响，采用数值模拟方法对振动影响下无气冷和气冷凹槽叶尖的时均和瞬态气热性能进行了对比分析。振动对时均特性影响有限：无气冷叶尖振动工况下平均总压损失系数较无振动工况下下降0.2%（由0.094 6降至0.094 4），面平均换热系数波动小于0.2%；气冷叶尖振动工况下平均总压损失系数较无振动工况下下降3.8%，面平均换热系数下降0.8%。瞬态特性分析表明：无气冷叶尖的瞬时泄漏流量、面平均总压损失系数和换热系数均与振幅呈正相关，凹槽底面10%~70%轴向弦长及肩壁顶面10%~60%轴向弦长区域的换热系数对振幅变化敏感；气冷叶尖在冷气掺混与振动的共同作用下，涡系强度增大、气动损失波动加剧、凹槽底面换热不均匀性增强，其中尾缘肩壁顶面换热系数受振动影响显著且冷气难以覆盖，在设计中应重点关注。

射频等离子体推力器作为一种无电极式电推力器，是超低轨道吸气式电推进系统实现长寿命运行的优选推力器方案。环境参数对射频等离子体推力器的放电模式及其转换特性影响显著，直接决定了推力器的宽范围工作稳定性。利用朗缪尔探针、发射光谱等试验装置，测量了不同工质种类、比例和流量工况条件下，等离子体密度和光谱强度随射频功率的变化规律，进而分析工质对于射频放电模式转换特性的影响规律。氩气在射频功率300 W时发生从容性耦合等离子体放电模式到感性耦合等离子体放电模式的转换，且等离子体密度和光谱强度跳变规律一致。氮气因电离能较高，放电模式转换所需射频功率阈值显著高于氧气，且在氮氧混合气体中，氧气比例增加可降低转换阈值，但高比例的氧气会因电负性效应易形成负离子，抑制自由电子密度。流量增加会导致气体驻留时间缩短、电子-中性粒子碰撞频率升高、电离效率降低、模式转换所需射频功率阈值升高。研究结果为揭示射频等离子体放电模式转换特性、优化宽域条件下射频等离子体推力器的工作参数提供了重要试验依据。

针对旋转爆震盘式和空筒燃烧室可能存在新鲜混气填充不均匀影响爆震波传播的问题，开展新鲜混气填充不均匀对爆震波传播特性的影响研究。在二维径向膨胀通道内，固定虚拟内壁面半径为65 mm、径向高度为15 mm，改变填充不完全距离、初始压力、稀释比和残留燃烧产物温度，对爆震波的传播过程开展研究。考虑轴向膨胀与径向膨胀的耦合影响，在三维计算域内，改变新鲜混气轴向填充高度，对双侧膨胀影响下的爆震波传播特性开展研究。结果表明，对于二维通道内仅发生径向膨胀的爆震波，依据速度亏损程度和爆震波是否退化为缓燃波，将爆震波传播模态划分为稳定模态、弱不稳定模态、强不稳定模态和缓燃模态。随残留燃烧产物的温度增加，其相对于新鲜混气的声阻抗比下降，燃烧产物区内的斜激波沿传播方向领先于爆震波。一方面，领先的斜激波后方压力升高，直接抑制了径向膨胀作用对爆震波造成的亏损；另一方面，当斜激波与爆震波锋面满足马赫反射条件时，发生马赫反射，形成马赫杆，构成稳定的波系结构，进一步促进了爆震波的稳定自持传播。填充不完全距离和平均胞格尺寸揭示了爆震波稳定模态、弱不稳定模态、强不稳定模态和缓燃模态的临界转变条件。当爆震波同时发生径向膨胀和轴向膨胀时，定义了最大压力线性衰减系数衡量爆震波在轴向对压力亏损的敏感度，随轴向填充高度的增加或径向位置越靠近外壁面，最大压力线性衰减系数呈下降趋势，表明爆震波抵御轴向侧向膨胀的能力增强。

可重复使用液体火箭是未来航天运输系统的重要发展方向，火箭垂直再入过程中底部发动机以非规则构型迎风下降，局部热环境和流动特性十分复杂。针对猎鹰9号v1.2的构型设计箭体，根据再入过程的特点选取了高空动力减速、高空气动减速、低空气动减速、低空动力减速4个典型阶段，开展了发动机迎风再入绕流气动特性仿真研究。再入过程箭体热环境呈高度瞬态、非均匀特征，羽流结构随高度和发动机工况发生显著变化。动力减速阶段因羽流-来流强耦合，其流动紊乱程度与热流峰值均显著高于气动减速阶段。二次燃烧对低空远场羽流的热影响具有全域性。4个典型阶段中，最大热流始终集中于喷管出口外沿及箭体底部边缘区域，峰值可达380 kW/m²，所得结论可为发动机热防护设计提供支撑。

由于计算网格分辨率、数值离散误差、湍流模型适配性等因素的影响，CFD预测的压力数据和试验压力数据之间会出现明显的偏差，直接使用CFD预测压力数据开展结构强度或气动弹性分析面临着一定的使用风险。针对传统单一插值方法在处理吸力峰和激波位置非连续变化压力系数修正时存在的精度不足和误差偏大问题，提出了一种基于分层插值的翼型CFD压力数据修正方法，用于获取高准确度、高分辨率的翼型压力分布数据。首先，采用线性插值计算试验点位置试验压力分布数据与CFD预测压力分布数据的差量。其次，利用拉普拉斯光顺方法将差量分解为连续光滑部分和非连续光滑部分，对压力差量连续光滑部分采用高阶插值、非连续光滑部分采用线性插值进行处理。插值后激波位置附近区域压力数据如仍存在局部跳跃现象，将采用激波位置检测和局部位置线性插值对翘曲部分进行光顺。最后，采用RAE2822翼型的试验和CFD计算压力数据对方法进行了测试，并应用于DLR-F6翼身组合体和HIRENASD机翼的计算压力系数修正。测试和应用数据结果表明：分层压力数据修正方法具有良好的精度，在较少的压力试验测量点情况下也可以获得比较准确的修正结果。

边界层分离磁流体力学（MHD）控制较高的外加电场强度和电磁能量需求是工程实用化的难点之一。通过耦合求解含电磁源项的流动控制方程、电势泊松方程、磁矢量积分方程和考虑电磁耗散的湍流方程，建立了考虑多种物理效应的高速流动湍流与电磁场耦合计算方法，较为系统地开展了较低外加电场条件下进气道湍流边界层分离的局部电磁流动控制研究，重点分析了洛伦兹力、电流焦耳热作用对分离流动的影响机理，得到了不同外加磁场、外加电场和气体电导率条件的MHD控制规律和电磁能量变化特征，可为MHD控制方案设计提供参考。研究表明：在较低的外加电场条件下，局部MHD控制可以实现进气道湍流边界层分离的有效抑制，使分离区面积减小约85%；洛伦兹力主导了局部MHD控制，焦耳热耗散削弱了电磁控制效果，湍流脉动电磁耗散的影响较小，几乎可以忽略；外加磁场、气体电导率或外加电场对电磁能量的影响特征存在显著差异，在满足工程约束和MHD控制效果的前提下，建议适当选用外磁场相对较大、电导率相对较高、外加电场相对较低的方案。

近年来，生成式人工智能为飞行器布局设计提供了全新解决思路。本研究提出了基于生成对抗网络（GAN）的气动布局概念设计方法，以小型通航飞行器为研究对象，开展了气动布局生成式设计研究。首先，基于标准生成对抗网络及其改进模型，建立了面向飞行器气动布局设计的条件Wasserstein生成对抗网络（CWGAN-GP），能实现给定气动性能下的布局方案快速生成。其次，面向低速巡航状态（马赫数0.2、2° 迎角）的机翼设计，分析了不同生成式模型对参数空间的表征能力和给定条件下的布局生成能力，展示出CWGAN-GP在生成式设计方面的优势。最后，面向常规巡航状态（马赫数0.6、2° 迎角）的通航飞行器气动布局生成式设计，以升力系数和升阻比2种关键气动参数为条件，生成了符合条件的多样性气动布局方案。通过突破条件参数采样范围，提出的方法能生成给定气动参数以外的不同气动外形，具有较强的泛化能力与外推性能。研究成果为下一代飞行器生成式气动设计提供了新方法。

大长径比固体火箭发动机在燃烧室易出现声不稳定燃烧导致发动机工作异常，为了对声不稳定燃烧有更为清晰的认识和有效的抑制，从系统阻尼的角度出发，通过使用OSCILOS求解器，基于声阻尼理论、紧致性假设和喷管声边界条件，开展了对不同空腔参数和工况进行阻尼数值仿真，对比分析了阻尼随燃面退移的变化，空腔不同位置和头部空腔大小对发动机阻尼系数的影响规律，研究了对声不稳定性的影响。研究发现，将尾部装药改为头部装药，在燃烧室长度和声腔固有频率不变的前提下，使用头部空腔可明显增大结构阻尼，在点火初始时刻增加约2倍；适当增加头部空腔大小可明显增大点火初始时刻的结构阻尼。结果表明，在固体火箭发动机上合理采用头部空腔并根据实际情况适当增大头部空腔大小，可有效抑制燃烧不稳定现象。

高速进气道捕获流量因上游边界层增厚而下降，这将制约组合式动力的性能。以飞发一体化飞行器进气道上游部分为研究对象，采用数值仿真方法，开展了涡流发生器（VG）调控横截面密流分布的涡动力学机理研究，提出了以最大化进气道捕获流量为目的的对置型VG结构。结果表明，来流马赫数Ma=8时，该VG可使进气道捕获流量提升173%。VG通过诱导一对旋向相反的流向涡实现流量调控。在流向涡上洗侧，边界层内低能流体被卷入主流，速度剖面亏损，密流下降；在下洗侧，高能主流被输运至边界层，速度剖面饱满，边界层变薄，密流上升。若下洗强于上洗作用，流向涡整体表现为对流量捕获的增益。当流向涡在下洗侧相切时，其相互作用将强化下洗流动，增强高能主流向边界层的输运，提升流量捕获。相反，若在上洗侧相切，则上洗效应增强，不利于流量捕获。对置型VG，通过强化反向流向涡对下洗效应，提升输运主流至边界层的能力，从而增强下游进气道流量捕获。

LU-SGS方法是当前计算流体力学（CFD）中主流的时间推进算法，其采用谱半径近似雅可比矩阵以降低计算开销，但会牺牲收敛效率。尤其在基于非结构混合网格的高雷诺数流动模拟中，附面层网格在壁面法向的加密会导致数值刚性显著增强，使得计算的收敛速度与稳定性进一步下降。鉴于此，提出一种改进的线隐式BLU-SGS算法。该算法基于局部网格几何特征与流场物理特性并行构造隐式线，通过对隐式线内控制体进行联立求解，有效缓解附面层法向小网格尺度对时间步长的限制，并提升远场区域上下游流场信息的交互效率，从而显著提升计算收敛速度。同时，沿隐式线推导出与离散方程右端项相协调的雅可比矩阵，在前向与后向扫描过程中充分考虑非对角线块的隐式贡献，通过保持隐式时间推进的部分非线性特性进一步提高收敛效率。采用二维平板、三维M6机翼及CHN-T1飞机典型算例进行数值验证，结果表明，相较于传统LU-SGS方法，新算法收敛速度可提升5~10倍。