为使以商业化市场运营为最终目的的商用飞机顺利取得适航认证和市场成功，首先需要解决总体气动设计难题，满足“安全性、经济性、舒适性、环保性”指标要求。风洞试验作为最为重要的地面模拟试验，评估分析飞机总体气动设计效果，获取支撑飞机结构、强度、飞行控制等专业设计的气动力输入条件，其试验质量及控制措施的完备性、有效性直接决定着试验结果的可信度，影响飞机设计水平和气动优化效果。在简要介绍民机标准模型（简称标模）概念及内涵、世界典型民机标模及其气动数据库建设效果的基础上，阐述了中国民机标模发展历程、体系设计及数据库建设情况，分析了CHN-T2、CHN-T1、CAE-AVM 3个标模基本状态的气动特性以及中国民机标模体系发展建设存在的差距不足，提出了下一步工作设想。

基于声学风洞开展直升机全机气动噪声特性研究，是评估直升机气动噪声水平的一种有效手段。针对直升机全机构型开展气动噪声试验，系统研究了直升机全机及不同部件组合的气动噪声特性。首先，通过对比国内外不同风洞性能数据，评估了试验风洞的信噪比，确保了试验结果的准确性；其次，针对旋翼/机身构型开展了不同飞行工况下的气动噪声风洞试验，研究了前进比、升力系数、总距和轴倾角等参数对噪声频谱特性、倍频噪声幅值和总声压级的影响；最后，研究了尾桨对全机噪声辐射特性的影响，并对全机噪声特征影响参数进行了分析。研究结果表明，悬停和前飞时尾桨会导致全机中高频段噪声增加；轴倾角对不同构型的噪声特性影响较大，前飞状态下升力系数主要对低频段和中频段噪声产生影响，斜下降状态下升力系数主要对中高频段噪声产生明显影响；尾桨主要在悬停和水平前飞状态下对全机噪声有增强作用，在斜下降状态下由于桨-涡干扰（BVI）的强噪声覆盖作用，尾桨噪声对全机噪声大小和辐射特性的影响相对较小。

提出了一种结合门控循环单元（GRU）神经网络模型和高斯-牛顿（GN）优化算法的气动参数辨识方法，旨在分别从自主研发的小型无人机和ATTAS飞机生成的纵向飞行数据中准确辨识未知的气动参数。经过设计和训练的GRU网络模型用以表征所选飞机系统的动力学，同时避免对其假设的动力学模型进行数值积分。GN优化算法结合训练完毕的GRU网络模型，通过迭代最小化与未知气动参数相关的代价函数来获得高置信度的参数辨识结果。本文用到的实测飞行数据包括：自研无人机的非失速飞行数据和ATTAS飞机的近失速飞行数据。研究结果表明：GRU网络模型可以通过调整相应的网络参数（诸如，隐藏层的数量、单个隐藏层中的单元数量、丢弃率、时间步长和学习率）来保持对非失速和近失速飞行数据的可靠预测效果。此外，通过将所选飞机气动参数的辨识值与相对应的风洞测量值或参考值进行比较，证实了所提参数辨识方法的有效性。

高速燃气与空气在隔板后相遇形成的混合层流动模型在高超声速飞行器动力系统中广泛存在，已有的针对超声速混合层流动过程和机理的高精度数值模拟研究多忽略隔板，针对超声速带隔板混合层的直接数值模拟工作十分有限。以来流对流马赫数为0.8、隔板厚度为4 mm的三维超声速带隔板混合层为研究对象，采用自主开发的高精度直接数值模拟程序，系统开展了流场精细结构演化和湍流统计特性研究。研究结果表明，两股超声速来流在隔板尾缘形成回流区后汇合成超声速混合层，经过很短距离便开始转捩，最后进入自相似区域。在转捩区域发现了各种典型涡结构，其中由Λ涡发展形成的发卡涡结构主导了转捩区流场的演化。在转捩后期，发卡涡脱落、缠绕形成了多重链状涡结构。在自相似区域，流向涡结构主导着流场，且大量小尺度涡结构充斥其中。与无隔板混合层流动不同，隔板显著促进了流动转捩且带来了强烈的三维特性，在展向不同位置处，流场结构演化速度有显著差异，同时涡结构在展向方向相互作用更加剧烈。湍流统计分析表明，带隔板混合层转捩阶段雷诺剪切应力呈单峰分布；自相似区域雷诺切应力项与实验结果相符，其中，横向雷诺应力项较无隔板研究结果显著增长，这说明隔板的出现给流场带来了较大的横向扰动；在混合层中心区域，平坦因子接近3，说明自相似区域已达到各向同性状态。获得的超声速带隔板混合层的三维涡结构演化、混合层生长过程量化表征、流场湍流统计结果，可为相关的实验和数值模拟研究提供数据参考。

针对超声速飞行器在大气层内飞行引起严重的气动光学效应问题，提出利用变坡度的斜坡型涡流发生器（Ramp-VG）阵列，通过在飞行中调整不同坡度参数，在跨速域工况下实现动态光场调控，抑制不同飞行任务剖面下的光学畸变。基于大涡模拟（LES）方法与光线追迹法，建立气动光学效应计算与评估模型，系统揭示Ramp-VG坡度参数对湍流结构演化与光传输特性的影响规律。研究结果表明适应边界层特性的Ramp-VG阵列能够有效改善光窗表面的流动特性，推迟湍流转捩点，显著抑制因凹窗后缘台阶流动分离和湍流发展引起的光学畸变，在Ma=3.2工况下采用5°坡度使波前畸变降低24.6%，而在Ma=2工况下15°坡度实现畸变抑制达46.5%。进一步揭示了变坡度Ramp-VG阵列流场与光场调控机理，提出变坡度Ramp-VG阵列光场调控策略，为在不同马赫数、飞行高度和成像模式下的光学性能优化，以及复杂飞行条件下的光学窗口设计提供了新思路。

变循环发动机外涵流量随工作模态转换会发生大幅变化，相应的宽范围内外涵道掺混流动对于形成均匀的燃油空间分布带来了挑战。对变循环发动机在不同模态下加力燃烧室的燃油分布特性进行了数值仿真，探究了宽范围外涵气流变化对燃油分布的影响规律，并形成了面向多模态加力燃烧室的燃油喷注优化策略。研究结果表明，加力燃烧室混合气体沿径向的速度分量和波瓣混合器诱导产生的流向涡分别是影响燃油径向/周向扩散的关键因素。小涵道比模态下，内涵主导的高温高速流动使得不同区域的燃油扩散速度相对一致；而大涵道比模态下气体径向速度和流向涡分布规律发生明显改变，导致不同区域的燃油扩散速度表现出明显的差异性，影响到燃油分布的均匀程度。在此基础上，提出了适度增加中间位置喷嘴燃油流量的优化策略，结果表明，相比平均分配燃油流量的供应方案，优化后的燃油分布均匀程度最高将提升33.04%。

以减缓起降阶段阵风对飞机影响为目标，以GAW-1翼型为研究对象，采用测力、测压、高速粒子图像测速3种研究手段，开展了基于对称布局介质阻挡放电等离子体激励器的阵风减缓风洞试验研究，定量评估了等离子体阵风减缓效果，揭示了等离子体流动控制机制。试验时将单个对称布局激励器布置在翼型前缘，激励器会诱导产生两股速度近似相等、方向相反的准定常射流。结果表明：在阵风环境下，等离子体激励器能够抑制翼型失速分离，推迟失速迎角；施加激励后，失速迎角推迟了2°，最大升力系数提升了12%；等离子体激励器能够抑制阵风引起的压力振荡，从而减缓阵风影响；对称等离子体激励器诱导产生的展向涡与壁面附近的拟序结构是实现阵风减缓的关键。基于等离子体激励的阵风减缓过程可以分为3个阶段：在第1阶段，一系列诱导涡能够促进壁面附近低能量气流与主流之间的掺混，从而向边界层注入动量；在第2阶段，等离子体诱导涡与来流相互耦合，产生了一个相对封闭的区域，形成了虚拟形变，从而改变了翼型前缘形状；在第3阶段，壁面拟序结构将诱导动量从翼型前缘输运到翼型后缘。研究结果为建立基于等离子体激励的无人机阵风减缓技术提供了方法支撑。

为满足航空声衬在宽频范围内的声学特性研究与验证需求，研制了流管声学实验台，采用了三维直接提取法和管道声模态解耦方法。在最高Ma=0.14的切向流环境中，测试单自由度和双自由度声衬的声学性能，包括声阻抗和传声损失，测试频率最高可达10 kHz，覆盖航空发动机和辅助动力装置的主要噪声频段。实验结果显示，三维直接提取法可以有效地从多模态声场环境中提取出声衬的声阻抗，结合入射声模态分解技术和Prony方法的原理，提出声阻抗优选原则和优选方法，对多个展向模态和散射模态下的声阻抗进行优选，最终的声阻抗结果与模型预测值相符。传声损失能够反映出单/双自由度声衬在不同流速下降噪能力的变化规律，以及双自由度声衬在宽频降噪方面的优势。

再入飞行器在高速穿越大气层时，会遭遇“黑障”现象，严重影响通信。为准确模拟等离子体流场，必须依赖准确的化学反应模型，然而，现有模型的适用范围尚未得到充分界定。采用灵敏度分析方法，针对飞行走廊上球头驻点线流场进行分析，旨在评估电离反应的重要程度。研究发现，在飞行高度58~64 km、马赫数11~15范围内，仅需要考虑N原子和O原子的缔合电离反应；而在飞行高度64~70 km、马赫数15~19范围内，除了N原子和O原子的缔合电离反应外，还需要考虑O原子间的缔合电离反应；在飞行高度64~70 km、马赫数19~22时，N原子间的缔合电离反应变得不可忽视；在飞行高度60~70 km、马赫数22~26范围内，需要增加N原子和O原子的电子碰撞电离反应，此时需要考虑所有的电离反应。研究为化学反应模型的选择和应用提供了重要的理论依据和参考，有助于提高再入飞行器等离子体流场模拟的准确性和可靠性。

固体超燃冲压发动机具有结构简单、存贮便捷、发射速度快、比推力大等突出优势，有望成为未来高超声速导弹的优选动力，具有重要的军事应用价值。基于目前使用固体燃料的超燃冲压发动机燃烧组织技术研究现状，针对固体燃料超燃冲压发动机、固体火箭超燃冲压发动机和固体粉末超燃冲压发动机这3类典型固体超燃冲压发动机进行了综述。首先，介绍了3类典型固体超燃冲压发动机的工作原理；其次，从发动机燃烧组织技术角度对3类固体超燃冲压发动机的研究进展进行了梳理分析；最后，从工程应用前景和未来发展方向2个方面对3类固体超燃冲压发动机进行了总结与展望。

为了验证在碳氢燃料冲压发动机完全燃烧气体中加入镁粉二次燃烧以提升发动机推力性能方案的可行性，搭建了粉末增强型冲压发动机试验系统。在模拟马赫数6.0和30 km飞行条件下开展了发动机试验，并通过改进推力测量方法来获得镁粉超燃冲压发动机燃烧室推力和燃烧性能参数。试验围绕发动机方案可行性、粉/燃气比以及粉末滞留距离对推力性能的影响展开研究。结果表明：该方案具备可行性。镁粉主要与发动机燃气中水蒸气和二氧化碳反应，且水蒸气占主导。在喷注13%镁粉时发动机比推力增益达到86.6%，对应燃烧效率为65.1%。综合考虑发动机尺寸与发动机性能时，粉末滞留距离与燃烧室总长比建议设定在0.62附近。

为研究双燃烧室冲压发动机（DCR）构型对硼基推进剂的促燃效果及其对发动机性能的增益，选取超燃冲压发动机（SCR）作为对比。结果表明，相较于SCR，得益于亚燃室的高温高压环境，DCR在马赫数5＠高28 km（工况1）和马赫数6＠高30 km（工况2）下均能有效促进硼基推进剂的燃烧；且总压损失较小，发动机性能较好。在工况1，DCR在1.5、2、2.5 m发动机长度下的燃烧效率较SCR分别高26.6%、27.2%和23.8%，比冲分别高1 964、1 970、1 406 m/s；在工况2，DCR对应燃烧效率较SCR分别高27.9%、22.3%和22.9%，比冲分别高1 615、1 393、960 m/s。发动机长度越短，DCR相较于SCR的性能优势越显著，表明在空间受限的应用场景中优先选用DCR构型。

超疏水表面可通过促使撞击水滴回弹实现防冰，是防/除冰领域研究的热点。但在实际结冰气象条件下，表面的超疏水性能可能会在水滴撞击的过程中丧失，致使防冰失效。研究采用合成双射流主动控制技术以抑制结冰。通过搭建低温实验系统，结合高速摄影观测和数值模拟，分析了-30℃条件下水滴撞击超疏水表面的结冰特性及合成双射流的调控效果。结果表明，无射流作用时水滴最终粘附于表面并结冰；施加合成双射流后，可有效促使水滴与冰层分离，显著减少壁面冰残留。数值模拟进一步表明，合成双射流通过增强水滴运动、改变局部换热和流场结构，抑制冰层形成。该研究为开发新型低能耗防/除冰技术提供一定参考。

热声不稳定性是影响航空发动机和地面燃气轮机中多喷嘴燃烧室安全稳定运行的关键问题。为深入理解和控制这一现象，采用三维格林函数方法描述多个喷嘴之间的几何结构和热源响应特征差异，旨在揭示影响三维热声不稳定性的关键参数以及组合不同类型喷嘴的控制效果。重点分析了燃烧室平均温度、喷嘴轴向长度、喷嘴进口边界条件对周向、径向以及轴向模态热声不稳定性的影响规律。结果表明，当喷嘴轴向长度接近1/4波长的奇数倍时，热声不稳定性的状态会缓慢变化；而当接近1/2波长的整数倍时，热声不稳定性的状态会发生突变。此外，喷嘴进口边界条件通过改变进口处的声能传递以及声压与非定常热释放率之间的相位差，共同影响模态的稳定性。基于关键参数的影响规律，通过调整部分喷嘴的几何结构和热源响应，可以有效控制不稳定模态；且多参数同步调整可以在更宽泛的参数范围内有效控制轴向一阶模态的热声不稳定性。

针对高超声速飞行器雷电涂层设计需求，发展了雷击过程数值仿真方法，在局部热力学平衡条件下，采用自由能最小化法计算空气的热力学性质和输运性质，并考虑了焦耳加热、韧致辐射、短波长热辐射以及洛伦兹力对雷电通道的磁约束效应，研究了雷电通道的发展过程、通道热力学参数的变化以及激波发展过程。结果表明：该方法计算得到的激波发展过程与试验测量一致，激波波速衰减速率和激波超压衰减速率与理论预测结果一致，强、弱转换拐点前后的激波衰减特征分明。同时，基于该方法研究了热辐射效应、磁约束效应、雷电放电功率和放电时间对雷击过程的影响。

针对上层大气层吸气式电推进系统进气道的宽范围设计难题，采用直接模拟Monte Carlo方法对进气道内部流动问题进行了系统的数值模拟，考虑进气道几何外形和气固相互作用（GSI）的影响，从气体动理论的角度阐明了其作用机理，并开展了进气道的性能评估和可行性分析。结果表明，对于GSI为完全漫反射的情形，内凹型进气道的汇聚作用导致其气体压力和质量通量最大，且高压区域最靠近电离加速段；内凸型的发散作用导致其气体压力和质量通量最小，且高压区远离电离加速段。对于GSI适应系数σ为0.5的情形，由于气体分子在内凹型压缩段类抛物面发生镜面反射后的汇聚作用，压缩比和质量通量在电离加速段的类焦点位置存在局部峰值。GSI适应系数的降低能明显提高进气道的压缩性能和收集性能，σ从1降低到0.5导致电离加速段的压缩比升高85%~125%，收集效率增大55%~77%。无论GSI为完全漫反射还是部分漫反射部分镜面反射，内凹型进气道的压缩性能和收集性能最好，在电离效率和排气速度的合理假设下，对于180 km的飞行高度，适应系数σ=0.5的内凹型进气道产生的推力大于阻力，因此在概念上是可行的。

为深入挖掘考虑椭圆孔组合偏转的多变量设计空间，进一步提升凹槽叶顶的气热性能，采用稳态RANS数值模拟方法开展了凹槽叶顶的冷却布局优化研究，探究了优化结构的流场变化与性能提升机理。更为重要的是，为加速工程算例的优化速率，根据传统进化类算法框架，结合前沿优化算子，发展了适用于高维工程问题、快速收敛的优化算法并进行了函数测试，随后按单目标、双目标的次序开展了优化工作。优化结构降低了冷却孔布置间隔，采用大角度的正轴向偏转角提升了气膜贴壁性能，并且平衡了气膜覆盖与冷却孔朝向的耦合关系。结果显示，优化结构的气膜冷却效率相较于参考结构提升了79.9%，同时级效率上升了0.054%。

可靠、完备的压气机平面叶栅试验数据是高负荷压气机设计体系建设和数值方法准确性验证的重要前提。面向高负荷压气机设计体系建设对大弯角标准叶栅试验数据的需求，针对中国自主知识产权叶栅试验数据缺乏、已公开数据难以满足高负荷设计需求以及缺乏流场品质检测导致数据难以正确使用的问题，经国家科技重大专项组研究讨论，借助于西北工业大学在平面叶栅风洞流场品质的影响机理和调控策略的研究成果，基于中国自主设计和构建的高负荷大弯角压气机叶栅NPU-28（叶型弯角43.5°、稠度1.72、扩散因子0.5），开展标准化叶栅试验研究，旨在建立现代高负荷压气机标准叶栅模型。试验获得了来流马赫数0.4、攻角-10.9°~5.1°范围内9个工况下的叶栅攻角特性、叶片表面等熵马赫数以及叶栅通道出口总压损失系数和出气角等丰富的试验数据，提供了流场品质参数（来流马赫数不确定度、轴向速度密度比以及出口周期性指数）、测量位置、试验工况和来流湍流度等完整的试验信息，目前已支撑中国压气机叶型设计体系的建设。

多光谱测温技术在燃气轮机的涡轮叶片、燃烧室等高温部件表面温度测量领域有着广泛应用。然而，缺乏被测目标先验发射率信息，多光谱测温技术常产生较大误差，限制了该技术的实际应用。为此，提出了一种融合发射率预识别的燃气轮机高温部件表面多光谱温度反演方法，该方法将欠定的辐射方程求解问题转化为目标函数的约束优化问题。首先基于灰体假设耦合广义逆矩阵法，获得发射率的取值范围，将其作为约束条件加入目标函数。进一步利用白鲨优化算法，实现发射率约束后目标函数的高精度温度求解。对不同温度下，6种不同的发射率模型的高温壁面开展了数值模拟，讨论了所提出算法参数的取值，并研究了其温度重建性能。最后，开展了高温壁面温度测量实验研究。数值模拟结果表明，800~1 000 K温度下，温度反演最大误差1.95%。在实验室条件下，测温结果与热电偶的最大偏差为2.01%，验证了融合发射率预识别和白鲨优化算法的表面温度场多光谱测量方法具有较高的精度和稳定性。

针对旋转弹箭在飞行中同时存在进动、章动、自旋等多种角运动相互耦合的特点，基于绳牵引并联机器人（WDPR）悬挂支撑技术，提出了一种具有运动学冗余的旋转弹箭风洞试验模型悬挂支撑机构。将WDPR成功用于闭式风洞，并进行了静态、耦合运动动态风洞试验。设计了旋转弹箭模型的悬挂支撑机构及其相应的试验模型结构；建立了具有运动学冗余特性的悬挂支撑机构运动学模型，依此开发了旋转弹箭悬挂支撑风洞试验系统；在CG-01高速风洞中进行了风洞试验。结果表明，WDPR悬挂支撑试验系统能够实现旋转弹箭的多角自由度耦合运动；验证了悬挂支撑用于旋转弹箭模型静态、耦合运动动态风洞试验的可行性、有效性；实现了进动、章动、自旋3种角运动相互耦合的旋转弹箭风洞试验；所获得的动态信号成分初步反映了多自由度耦合运动下旋转弹箭模型气动特性的复杂性，为进一步揭示旋转弹箭耦合运动气动特性的规律奠定了基础。