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。

动态失速是旋翼飞行器与风力机械工作过程中常见的非定常气动工况，其数值模拟结果在工程预测与机理分析中具有重要价值。然而当前多数研究仅通过单一模拟结果与试验数据进行比对，对各种数值参数导致的差异缺乏深入剖析，导致模拟结果的可靠性边界模糊，限制了计算流体力学（CFD）方法从复现走向预测的能力。针对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的俯仰振荡流动，评估并量化了由关键建模选择所引入的认知不确定性的影响。系统性地考察了网格类型、湍流模型、压力速度耦合方式和边界条件等关键参数所导致的模拟结果差异，并通过时间历程曲线、迟滞环图谱等方式评估了数值模拟与试验数据的一致性。结果表明，在合理配置建模参数的前提下，模拟结果可进一步逼近试验数据，尤其是在关键的失速涡演化阶段表现出更高的可信度。通过系统的参数组合与对比分析，总结出了一套具有较高稳定性和精度的数值模拟建模参考方案，并利用区间度量方法，为该基准算例的气动力系数确立了不确定度带，为后续动态失速问题的数值模拟研究提供了实践依据。

针对涡轮基组合循环（TBCC）发动机由冲压动力向涡轮动力转换过程中进气道内非定常流动特征展开研究，通过试验与数值仿真（CFD）相结合的方法分析了进气道整体波系变化过程以及沿程不同位置的压力变化规律，获得了进气道模态切换过程中低速通道再起动过程动态特性以及分流板转速对这一过程的影响。结果表明：考虑涡轮动力起动影响，进气道低速通道逐渐开启过程中低速通道会经历6个典型阶段：阶段1，分流板开启，边界层气流进入通道，通道压力小幅下降；阶段2，超声速主流进入通道，通道压力大幅上升；阶段3，通道内流量积聚压力上升，激波串前传，随后越过放气腔，泄流压力下降，激波后移；阶段4，低速通道分离包不断膨胀与收缩，引起激波振荡；阶段5，分离包吐出通道，发生喘振；阶段6，下游节流度（TR）减小，喘振结束，低速通道恢复起动。在低速通道再起动过程中，分流板的转速会影响流道内压力振荡频率以及幅值，并且分流板转速越小，压力振荡频率越低、幅值越大。此外，低速通道再起动过程中，分流板转速也会影响喘振发生的时机，分流板转速越小，越易引发进气道低速通道喘振。所得结果可为组合动力发动机平稳模态转换提供理论支持。

以提升高原无人机起飞性能为背景，以大展弦比无人机机翼模型为研究对象，以单个对称布局介质阻挡放电等离子体激励器为控制手段，采用风洞试验和数值计算相结合的方法开展了低雷诺数下机翼绕流流场控制研究，评估了流动控制效果，揭示了流动控制机理，通过单个对称布局激励器同时实现了小迎角层流分离泡控制和大迎角失速控制。结果表明，在施加激励前的气动特性方面，当雷诺数为7.47×10⁴时，机翼气动力随迎角的变化规律符合低雷诺数气动力变化特征：升力系数非线性增加，阻力系数先增加后减小再增加；后缘层流分离泡是导致气动力出现非线性现象的主要原因。在等离子体气动力控制效果方面，单个对称布局等离子体激励器能够在较大迎角范围内提升机翼气动性能。在小迎角下，等离子体激励能够基本消除气动力非线性现象，最大升阻比提高15%；在大迎角下，等离子体能够抑制机翼失速分离，施加激励后，失速角推迟2°。在等离子体流动控制机理方面，对称布局等离子体激励器诱导涡是在较大迎角范围内实现流动控制的关键。当针对后缘层流分离泡进行控制时，等离子体诱导涡将诱导动量从翼型前缘传递到后缘，通过“排挤”层流分离泡的方式，实现流动控制；当针对大迎角分离流进行控制时，等离子体诱导涡增强了高能量主流与低能量边界层气流之间的掺混，通过“融入”大尺度分离涡的方式，抑制失速分离。

转静干涉导致的进口边界层扭曲对高负荷低压涡轮端区二次流的发展具有重要影响。针对民用涡扇发动机高负荷低压涡轮，借助试验和数值模拟相结合的方法，开展了尾迹扫掠下进口边界层扭曲对轮毂端区二次流发展演化的影响机制研究，并量化了上游尾迹、边界层扭曲分别对端区二次流影响的权重占比。结果表明，在进口雷诺数为1×10⁵、湍流度为2.5%的条件下，端区边界层扭曲通过增强端区流体与主流之间的剪切层不稳定性和削弱叶栅通道内的横向压差，减小端区二次流，降低流动损失。随着旋转端壁转速的增加，端区边界层扭曲加剧，这导致了前缘边界层增厚，促进端区二次流发展，增加流动损失。上游尾迹将进一步促进剪切层失稳，使得端区二次流减弱，但尾迹的掺混耗散对低压涡轮整体气动性能带来了负面影响。在栅后40%轴向弦长位置处，边界层扭曲使流动损失较基准工况减少3.45%左右，而边界层扭曲的加剧使流动损失增加近6.25%，上游尾迹的掺混耗散使流动损失进一步增加约10.08%。

为实现航空发动机实时性能监测及衰退评估，提出了一种基于性能数字孪生的航空发动机性能衰退实时监测与评估方法。基于长短期记忆循环神经网络（LSTM）并结合发动机物理实体结构设计，搭建性能数字孪生模型架构，利用某发动机初始飞行架次飞参数据构建性能数字孪生基线模型。模型能够高精度模拟未衰退发动机在不同飞行工况下的性能。通过将发动机实时工况和飞行状态参数输入至基线模型，模拟未衰退发动机在当前运行工况下的实时性能。模拟结果与实际传感器数据对比，即可评估发动机当前性能衰退情况。在185架次飞行案例中，使用前3架次飞参数据构建基线模型并进行精度验证。结果显示模型对转速、压力、温度的预测平均绝对相对误差低于0.98%、0.94%、1.89%，单点预测时间不大于0.14 ms，基线模型对发动机性能的实时孪生可靠。该方法的衰退评估结果与传统方法吻合良好，展现了显著的可行性和优势。

正确认识和评估高速飞行器质量引射条件下的气动热环境，是发展相应热防护技术的前提之一。针对质量引射条件下气动热预测问题，首先建立了高温非平衡流动中质量引射效应计算方法，并进行考核验证，然后理论推导了考虑催化、烧蚀、热解和主动引射等复杂壁面效应的热流修正表征方式，并采用钝楔外形开展了新表征方式和降热机理研究。结果表明：将飞行器机体结构最终感受到的热流作为壁面热流评估标准，既符合传统壁面热流表征公式，也能合理评估考虑复杂壁面效应时的热流；传统热流表征方式在评价质量引射降热效果时，会高估壁面热流，降低降热效果，需要进行修正；质量引射条件下的修正热流表征公式中包含温度传导热流、壁面反应吸/放热和引射介质生成焓，在非烧蚀、无引射条件下可退化为传统热流表征方式；非催化、无烧蚀的主动引射壁面热流中仅包含传导热流，故引射效应显著降低壁面法向温度梯度后，能够起到降热效果；考虑引射水蒸气生成焓后，引射效应的降热效率进一步增加，但占主导因素的仍是传导热流降低量。

变构型飞行器根据飞行任务在线改变气动外形，可在宽飞行包线内保持优异气动性能，成为当前航空航天领域的研究热点。针对变构型飞行器气动外形设计面临的在线/离线变量一体化协调与多剖面异构约束的挑战，发展了一种面向多任务的跨域变构型飞行器气动设计方法。该方法采用在线与离线两类设计变量参数化气动外形，构建了内、外两层耦合优化框架，旨在实现全剖面性能最优并满足各剖面约束。将该方法应用于可变后掠跨域飞行器，针对起降（最大升力）和高速飞行（最大升阻比、压心约束）剖面完成了气动外形优化。根据权重配置不同，优化构型在Ma=0.4工况，升力系数提升55.03%、56.85%；在Ma=6.0和Ma=10.0工况，升阻比分别提升1.16%、1.69%和0.94%、1.68%。压心变化均满足2%的设计约束，验证了该优化框架的有效性。

受凹腔燃烧室构型尺寸的限制和高速气流的影响，超燃冲压发动机燃烧室内燃料的掺混效率低下。针对这一问题，基于脉冲电弧等离子体激励器矩阵，设计了同步激励模式和两种行波激励模式，应用高速纹影测试开展了等离子体激励调控超声速凹腔流场的试验。综合流场演化和纹影图像的统计分析，对比了不同激励器同步工作列数、激励模式对3种不同后壁倾角凹腔流场的调控效果。等离子激励可以有效激发凹腔剪切层的密度脉动。在基准（无激励）状态下，由于凹腔谐振强度的增加，后壁倾角越大，剪切层的脉动强度越大；而且后壁倾角越大，等离子体激励诱导的密度脉动增量越小。在同步激励模式下，随着激励器列数的增加，对流场的扰动范围扩大，这使剪切层的密度脉动强度增加。从增强剪切层密度脉动强度来看，两种行波激励模式的控制效果均优于同步激励。上游行波激励模式在1个激励周期内均匀分布扰动，旨在提高等效激励频率；而下游行波激励模式沿流向将激励诱导的热气团叠加，增加了与剪切层的相互作用程度，使其脉动幅度显著增加。从物理机制上看，等离子体激励诱导的冲击波和热气团是扰动的根源，这些扰动使边界层增厚并激发了剪切层的不稳定性，从而导致波浪形摆动的产生。

为了解决冰晶生成的技术难题，采用沿程冷却法对水滴相变成冰晶的过程进行了数值模拟，以确定冰晶生成的具体位置、范围，即进行冰晶结冰模拟试验的试验段区间。冰晶在随气流运动过程中会与周围空气发生热、质传递，其直径、温度和速度等参数变化显著。基于沿程冷却的方法，加入相变判断准则，研究了不同条件下冰晶沿程参数变化的规律。研究结果表明，冰风洞稳定段进口气流速度增加时，试验段内部的风速大幅增加。进口气流速度为10、15、20 m/s的条件下，试验段内部的结冰比例相对较高，均达到了90%以上。在进口气流温度为233.15 K和223.15 K时，水滴在x=2.3 m附近已完全冻结成冰晶。随着水滴直径的增加，试验段内部沿程不同截面上的总水含量逐渐降低，水滴开始结冰的位置沿运动方向向后推移。

跨介质飞行器的旋翼接近水面时，其下洗气流与水面相互作用会产生复杂的水气交混流场，旋翼在该流场中表现出与地面效应截然不同的气动特性，该现象被称为旋翼近水面效应。相较于单旋翼近水面效应，多旋翼在旋翼间的气动干扰以及各自诱导的水气交混流场的耦合作用下，其近水面效应将变得更加复杂。针对多旋翼近水面效应影响规律和影响因素尚未明晰的研究现状，开展了多旋翼近水面气动特性影响实验，对多旋翼近水面条件下不同桨尖间距与旋翼悬停高度下的气动力和转速进行了测量。结合多旋翼近地面尾迹结构的相关研究与观察到的水气交混流场形态，初步建立了“合并、接触、分离”的多旋翼近水面效应认知框架。在不同水气交混流场状态下，桨尖间距最近的合并状态的气动性能最好。随着桨尖间距增大，在离水面相对较远的接触状态下旋翼无明显拉力损失，而在离水面较近的接触状态下旋翼拉力系数显著降低。此外，在桨尖间距最远的分离状态下旋翼与水面作用产生的液滴与旋翼的强交互作用会导致旋翼扭矩剧增。

尾座式无人机共轴双旋翼的气动优化设计面临需要兼顾多飞行模式设计需求与旋翼间复杂气动干扰的技术挑战。针对该问题，构建了基于黏性涡粒子方法（VVPM）与格子涡（VIC）混合方法的高置信度气动模型，并针对旋翼气动优化需求设计了多重置信度贝叶斯优化策略，实现了计算资源与优化精度的平衡。以旋翼悬停功率与前飞功率为多优化目标，求解得到共轴双旋翼气动设计方案的帕累托最优解集。结合旋翼流场分析，悬停优化方案通过中段宽弦长与梯度扭转设计有效抑制桨尖涡发展与提升悬停效率，前飞优化方案采用内侧弦长递增及高梯度扭转设计可降低型阻功率与提升巡航效率，但会导致悬停桨尖涡过早卷起，降低悬停性能；折中优化方案通过平衡弦长梯度与扭转角配置，协同兼顾悬停与前飞性能，突破单一优化的局限。

翼面分布式涵道风扇布局飞行器在增升、增控、降噪等方面具有巨大的应用潜力。为深入探索该类布局的纵向气动耦合效应，针对一种具有翼/身融合、涵道/机翼融合特征的新型分布式推进飞行器，采用风洞试验和数值模拟相结合的方法，开展了纵向气动/推进耦合效应研究。其中，风洞试验采用高精度六分量天平进行全机测力，数值模拟采用高效进排气边界法，通过引入风扇盘推力概念对气动力进行修正，修正后的气动力与风洞试验结果吻合良好，验证了计算方法的可靠性。分析结果表明，纵向气动/推进耦合效应与风扇盘推力系数密切相关，升力、阻力和俯仰力矩系数随风扇盘推力系数增大分别增大、减小、减小；升力增量与风扇盘推力系数的1/2次方成正比，比例系数随迎角增大而增大；升力线斜率随风扇盘推力增大而略有增加，飞行器纵向静稳定性则基本不受风扇盘推力影响。

在低马赫数飞行条件下，斜爆轰发动机面临起爆与气流压损之间的矛盾。较小楔面角度难以实现稳定起爆，而较大楔面角度则会导致较大的气流压损。为平衡这一矛盾，引入能量沉积点火技术，探究单次点火对斜爆轰波的起爆与稳定燃烧的影响。考虑了壁面黏性效应，并通过基元反应模型求解非定常Navier-Stokes方程进行数值模拟。研究表明，单次点火能够有效诱导爆轰波的起爆，并在特定条件下维持自持燃烧。数值模拟不同点火源高度下斜爆轰波的演化过程，发现点火位置过高时，火焰面与前导激波无法有效耦合，导致起爆失败。进一步通过对比无黏流与黏性流的结果发现，强横波与边界层相互作用形成的回流区，是单次点火下斜爆轰波成功起爆并驻定的核心物理机制。

直升机旋翼桨-涡干扰（BVI）噪声是一种严重的脉冲声源，为研究旋翼非定常流动对桨-涡干扰噪声的影响机理，基于麦克风球面声阵列测量技术、桨叶表面压力测量技术和粒子图像测速（PIV）技术，在声学风洞环境下测量获得了旋翼不同状态下的桨-涡干扰噪声特性、压力分布和非定常流动特性，并总结了前进比、斜下降角和垂向力系数等旋翼状态参数对桨-涡干扰噪声的影响，揭示了旋翼桨叶表面压力、涡运动轨迹对桨-涡干扰噪声的影响机理。分析结果表明：桨-涡干扰噪声的主要辐射方向覆盖了第一到第三象限的大部分范围，在时域上表现为峰值很高的脉冲声压，且主要声能量频率集中在中高频段的旋转频率的倍频上；桨-涡干扰主要发生在桨叶前缘，一般在0.3倍弦长以内，越靠近前缘干扰越强，且上下翼面干扰载荷的脉冲方向相反；对于5片桨叶旋翼，平行桨-涡干扰的相位约为60°；平行干扰状态下，桨叶展向大部分范围均与涡发生了干扰作用，产生了噪声的集聚效应；旋翼前进比和斜下降角的变化会引起旋翼附近流动的变化，进而改变脱落的桨尖涡的运动轨迹以及桨叶与涡干扰的相对角度、距离和干扰相位，从而影响了旋翼桨-涡干扰噪声；旋翼垂向力系数改变不会影响桨尖涡的运动轨迹，但会影响旋翼桨尖涡的涡强，进而影响桨-涡干扰噪声的强度。

为了了解固体火箭发动机喷管内两相流场的速度分布，设计了一种二维平面可视化喷管，建立了针对喷管流场的速度在线测试系统，采用含氧化铝颗粒的低燃温固体推进剂，进行发动机点火实验，通过粒子图像测速（PIV）技术，获得了喷管扩张段内部分区域的流场速度，并采用数值仿真方法，研究了可视化喷管侧面盖板的截断长度、喷管形状对两相流场的影响。研究结果表明：实验测得的喷管内流场最高轴向速度达到了1 850 m/s，流场内混合有碳烟团和氧化铝颗粒，随着碳烟团的浓度沿纵向加重，流场区域的图像灰度由明转暗；减小可视化喷管侧面盖板的截断长度，使截断初始位置远离喷管喉部，颗粒在扩张段的扩散角由24.3°减小至21.5°，颗粒轨迹更向直边壁面集中；形状会对颗粒在拉瓦尔喷管中的流动造成影响，在半边方形喷管的收敛段及喉部位置处，受直边壁面的约束，颗粒会与壁面发生反复碰撞，形成暂时“滞留”在喉部区域的现象，将喷管形状由半边方形改为全尺寸方形后，颗粒较燃气速度的最大滞后值减小了46.9%。