以气动弹性计算为代表的多学科耦合计算中，结构变形会带来流体求解域的变形，需要发展一种通用性好、计算效率高、适用性强的动网格技术以满足气动力的求解需求。基于径向基函数（RBF）插值法的动网格技术具有较强的变形网格生成能力，适用于任意类型的变形网格计算，被认为是一种具有较好应用前景的动网格方法。介绍了基于RBF的动网格技术基本理论，分析了RBF方法的基函数与紧支半径选取方案，对基于RBF的动网格技术的加速算法、精度提升方法的研究进展进行了整理，梳理了基于RBF的混合动网格技术。最后对目前气动弹性计算中基于RBF的动网格技术研究现状与发展前景做了简要总结。

国内外高超声速飞行关键技术的验证与考核一直都依赖于飞行试验，费时、昂贵、又具有后验性。几十年来，发展先进的高超声速地面试验装置一直是一个基础性的空气动力学前沿课题。目前世界上能够开展高马赫数飞行条件下的吸气式高超声速发动机试验的风洞试验能力依然不足，国家自然科学基金委员会国家重大科研仪器项目支持的JF-22超高速风洞的研制成功是一个重大突破。首先，综述了高超声速风洞研发的需求背景，介绍了基于工程实际的4项基本需求。并针对热化学反应气体流动，论述了空气动力学试验模拟准则从“流动相似”到“飞行条件复现”变革的必要性。然后，阐述了爆轰驱动超高速激波风洞理论，由此建立的激波风洞关键技术，及其解决的工程问题。最后，总结了在这个理论基础上构建的JF-22超高速风洞技术体系及其达到的主要性能指标和风洞调试结果。这些风洞调试结果既是对爆轰驱动超高速激波风洞理论的验证，也是对JF-22超高速风洞技术体系的综合考核。JF-22超高速风洞的高流速、高总温、高总压特色及其宽速域与宽空域性能，对于开展吸气式高超声速发动机与天地往返可重复使用空天飞行器的研发，推动高温气体动力学科前沿的拓展具有重要意义。

在实际工程中广泛存在共轭传热问题，传统的有限差分法、有限体积法已被普遍应用于这类问题的求解。光滑粒子流体动力学法（SPH）作为一种无网格粒子法，具有自适应性强、适合分析复杂结构、灵活性高等优点，已在船舶设计、地质灾害模拟等领域得到了广泛应用并迅速发展。目前，SPH方法在共轭传热问题中有部分应用，但是对于实际工程中涉及不同功能材料的传热模拟，例如对传热元件与发热元件的模拟，目前研究较少。因此，采用SPH方法对流固共轭传热问题进行了数值模拟。首先，模拟传统的密闭方形腔内自然对流与水平环对流算例。随后，重点对含有传热块和发热块的自然对流算例进行了模拟，结果与传统方法高度吻合，证明了SPH算法在模拟不同功能材料的共轭传热问题时具有适应性、准确性。最后，模拟了含翅片结构的散热器，分析了传热比与发热比等参数对散热效果的影响，验证了SPH方法在处理复杂算例时具有显著的适应性和灵活性，为后续复杂工程问题的求解提供了理论依据和实践支持。

随着高性能计算和人工智能技术的迅猛发展，数据驱动的人工智能模型在民机气动设计领域得到了广泛研究，尤其在气动设计空间压缩、关键特征提取、流场预测和智能优化设计等方面展现出强大的技术潜力。然而，纯数据驱动模型在工程设计中的应用仍然面临诸多挑战，包括领域数据稀缺及高获取成本，以及模型在可靠性、通用性、可解释性和易用性方面的不足等。将物理知识与气动设计经验有机融合到模型开发中，成为解决上述挑战的关键路径，为推动该领域的技术进步提供了重要方向。从民机工程设计角度出发，结合智能气动设计的相关实践，回顾了数据与知识联合驱动的人工智能模型在知识嵌入、知识修正及知识挖掘3个方面的最新理论和进展，探讨了数据与知识联合驱动方法在民机气动设计领域的研究现状及应用潜力，并展望了智能气动设计新范式的未来。

数字虚拟飞行仿真计算是一种基于“人-机-环”数学模型的一个完整飞行任务的仿真计算。在方案设计阶段，采用该方法能初步完成飞机飞行品质等级、适航符合性等评定，有效地解决在飞机研制后期若试验/试飞发现问题无法修改设计等问题。对于同一科目不同飞行状态或民机改型有关科目的适航审定等，可直接应用数字虚拟飞行仿真计算的结果，且该计算方法在民机适航审定中的应用日益广泛。较系统地介绍了飞机数字虚拟飞行仿真计算方法，特别是评估飞行任务及数字化与数字飞行员建模方法等，并给出了该方法在民机构型参数设计与使用条件确定、复杂场景的飞行性能精确计算、民机适航符合性评估、军机飞行品质评定和Ⅲ类非线性PIO预测等方面的应用示例。数字虚拟飞行仿真计算为飞机设计、适航取证或飞行品质评定等提供了一套实用的数学计算方法。

采用数值模拟和大型结冰风洞试验相结合的方法，开展了典型大飞机全尺寸三段翼的结冰特性研究。基于结冰数值计算软件NNW-ICE发展了适合于多段翼结冰模拟的计算方法，包括液滴收集计算的高效拉格朗日算法，考虑液膜非定常流动特性的结冰相变计算方法，适合于多时间步结冰计算的结冰界面、网格重构方法。在此基础上，采用NNW-ICE进行了典型状态下三段翼结冰计算，并在中国空气动力研究与发展中心的3 m×2 m大型结冰风洞开展了该翼型的全尺寸试验，重点分析了缝翼背面的结冰特性。结果表明，除了缝翼、主翼的迎风面前缘，襟翼的下翼面有结冰，缝翼背面也会结冰。研究发现了缝翼背面冰形会表现出独特的双冰脊形态，并通过计算分析，揭示了双冰脊现象形成的原因，可为飞机增升装置、防除冰设计提供参考。

工业燃气轮机的轴向分级燃烧技术显著拓宽了功率调节比，并有效降低了NO _x 污染物排放。然而，二级喷嘴的相关参数对燃烧不稳定性的影响仍需深入研究。为此，建立了一个三维理论分析模型，来考虑多热源与穿孔板阻抗边界的耦合作用，以此分析分级燃烧对燃烧不稳定性的影响及声衬的控制机理。研究结果表明，一级喷嘴的热源响应对轴向一阶模态影响明显，而二级喷嘴的相关参数主要影响周向一阶模态。当二级喷嘴位于轴向一阶模态的声压反节点，即燃烧室进出口附近时，对频率和增长率的影响更加明显。当两个二级喷嘴的周向角度差为\mathrm{\pi }/\mathrm{2}时，其热源响应对周向一阶分裂模态的综合影响相对微弱；而当周向角度差为\mathrm{\pi }时，二级喷嘴的热源响应对周向一阶分裂模态的综合影响较为显著。此外，二级喷嘴的存在导致周向一阶模态出现轴向声压分布，从而使声衬在接近二级喷嘴的轴向位置能够有效抑制燃烧不稳定性。

掌握航空发动机用换热器在飞行包线内的换热极限，并拓展其能力边界，是推动航空发动机朝着更大推重比方向发展的关键举措。围绕冷却冷却空气技术对换热器设计的需求展开研究，首先，回顾了当前航空发动机中典型空气换热器的构型、具有应用前景的新型换热结构；其次，提出了飞行包线内换热器能力边界的分析与拓展方法，以保障航空发动机在复杂工况下的稳定与高效运行，并且给出了非均匀布置蛇形管换热器的能力边界范围；再次，回顾了现有换热器的性能评价方法，提出了航空发动机用换热器综合性能评价图，以实现换热器综合性能的快速评价；最后，对航空发动机用空气换热器的发展前景进行了展望。

主动流动控制技术是21世纪航空领域的重要前沿技术之一，而合成双射流技术则是我国自主研发的一种先进主动流动控制技术。该技术具有能量效率高、环境适应性强、控制范围广等优点，有望显著提升现役飞行器的性能，并为下一代飞行器的发展提供变革性助力。系统总结了合成双射流理论、技术特点及其赋能航空技术的最新研究进展。通过20年持续研究，形成了基于两合成射流相互作用同相“增强”效应、异相“矢量”效应、反相“加力/自给”效应的合成双射流理论体系，发展了具有能量效率倍增、全电矢量功能、跨介质工作能力的合成双射流技术体系；合成双射流技术在飞行器气动、动力、飞行控制、飞行安全、热控、跨介质飞行等方面显示出较强的赋能增效特性和应用前景。

等离子体与燃烧室结合的研究已经有100多年历史，火花放电等离子体点火技术已经十分成熟，面向先进发动机的等离子体燃烧调控研究正处于蓬勃发展的阶段。等离子体燃烧调控技术在拓展发动机点火边界与熄火边界、提升燃烧效率、抑制燃烧不稳定等方面具有重要作用；等离子体燃烧调控机理作为等离子体动力学与燃烧学的交叉前沿，具有丰富的科学内涵。从技术创新与机理探索两个层面，对等离子体燃烧调控的国内外研究进展进行了综述。技术创新层面，总结了火花、电弧、滑动弧、等离子体炬、激光、纳秒等多种等离子体燃烧调控方法的研究进展，从激励系统研发思路、燃烧调控效果等方面进行了分析；机理探索方面，梳理了加热效应、化学效应、输运效应等3类主要基本原理，归纳了典型燃料的等离子体激励反应机理，以及零维、多维、唯象3种等离子体燃烧建模仿真模型的进展。最后，对等离子体燃烧调控的未来发展进行了展望，等离子体燃烧调控技术创新与机理探索将进一步融合发展，紧跟高温升燃烧室、宽域加力燃烧室、宽域超燃燃烧室等先进燃烧室发展需求，推动新型等离子体燃烧调控技术创新与应用；等离子体燃烧调控机理探索将进一步系统深入，向等离子体激励燃烧学新兴交叉学科发展；低碳、零碳燃料等离子体燃烧调控与等离子体辅助能源转化也是新兴的研究热点。

采用大展弦比机翼是提高飞行器升阻比的关键。然而，大展弦比机翼使飞行器的起降受到多方面的影响、限制，如跑道宽度、结构安全、气流影响等。介绍了一种原创的飞机变体形式，其以单翼巡航，双翼起降，在飞行中对2种模式进行双向切换；其变体不依赖于主动驱动机构，而是依靠对空气动力的调控来驱动和控制。这种变体形式可以大幅度改变翼展，兼顾了起降与巡航对飞行器翼展的不同需求，也使为实现变体付出的结构重量、空间、复杂度等代价降到了最低；但作为一种全新的变体方式，其也带来了气动设计、动力学与控制、结构可靠性、试验验证等多方面挑战。

为进一步发展合成双射流防除冰技术，搭建了合成双射流控制水滴轨迹特性实验台，通过高速摄影研究了合成双射流激励器相对水滴静止以及存在相对运动时激励器驱动电压、驱动信号相位对水滴轨迹的影响。以水滴受到射流影响375 μs后的水平速度作指标，评估射流对水滴轨迹特性的影响。激励器与水滴不存在相对运动（转盘静止）时，速度从驱动信号幅值为60 V时的0.65 m/s增大至165 V时的2.29 m/s，增长趋势呈线性。水滴产生时射流所处相位对水滴的轨迹影响较大。保持165 V的驱动信号幅值，不同射流初始相位下的速度可从1.11 m/s变化至4.98 m/s。当合成双射流激励器以4.4 m/s的线速度接近水滴时（通过转盘转动实现），速度从驱动信号幅值为60 V时的1.57 m/s增大至驱动幅值为165 V时的3.25 m/s；并且圆盘本身的转动对速度的影响很小。此外，圆盘转动时速度随射流初始相位的变化相比转盘静止时有一个时间差，但总体变化趋势相近，并且转盘转动时对应的速度更大。实验中射流均能够使得水滴的速度在极短时间内提升至与水滴产生区域射流速度相近的量级。转盘以更高速度转动时（实验中激励器与水滴最大相对线速度可达22.0 m/s），合成双射流仍对水滴轨迹有明显影响。

针对吸气式高超声速飞机飞/发一体布局面临的多学科耦合问题，提出了一种基于飞行任务需求、考虑气动/轨迹/控制等学科的内外嵌套2层多学科优化设计方法。首先，以航程或航时等飞行性能为优化目标、飞行可控为约束、SQP为优化算法建立了外层飞行器外形参数优化方法。其次，采用RANS方法对选定外形开展气动特性评估，并基于所得气动数据建立了几何参数到气动特性的映射模型。随后，在基准动力数据（初始构型动力数据）的基础上，建立了考虑前体参数及尾喷管参数影响的冲压发动机推力模型。然后，以与外层相同的性能目标为优化目标、飞行可控为约束，选用直接打靶法、SQP算法分别作为轨迹离散策略与优化算法，建立了内层轨迹优化方法。最后，将内、外层优化相结合，并通过采用自抗扰控制技术开展飞行轨迹可控性评估，实现了适用于飞/发一体高超声速飞行器的内外嵌套2层多学科优化设计方法。以类SR-72高超声速飞机为对象，针对典型前体/进气道一体化参数和后体/尾喷管一体化参数，开展了以航程最优为目标的优化设计。优化结果表明：在整个飞行任务中，优化设计外形在初始外形基础上最大航程增大了28.98%，性能得到显著提升，验证了所提出的气动/轨迹/控制多学科优化设计方法的有效性。

为研究多温度限制点条件下具备消耗性热沉的燃油热管理系统（FTMS）工作性能，通过优化消耗性热沉的使用延长FTMS的正常工作时间（热航时），以液态甲烷（LM）为消耗性热沉构建了仿真流路。首先，分析了FTMS的热回油特性，结果表明系统正常工作时燃油热沉消耗速率随供油泵流量的增加而增大。当冲压空气不足时，返回燃油箱的燃油温度成为FTMS的主要限制温度，为满足热回油的温度要求，系统的最优供油泵流量过大，导致散热性能不佳。此时使用LM不仅可以冷却热回油，还可以通过减小最优供油泵流量进一步减少燃油热沉的消耗。随后，探究了中间回油支路（MFRB）对FTMS散热性能的影响，结果表明当冲压空气不足时，MFRB不仅可以增大燃烧燃油的散热量，同样可以通过减小最优供油泵流量进一步提升系统的散热能力。标准工况下无LM时的燃油热沉消耗速率可被新流路降低17.62%。接着，分析了LM的流量特性，结果表明可根据LM的使用效果将LM供给流量划分成LM的高效作用区、一般作用区和低效作用区。最后，提出了一种LM的动态供给策略，相较于恒定小流量和大流量的LM供给策略，标准工况下热航时分别提升了9.21%和27.44%。

火焰在爆震室内的传播特性对缓燃向爆震转变过程至关重要。为探究填充流量和当量比对安装矩形障碍物的爆震室内火焰加速的影响，采用乙烯为燃料、空气为氧化剂，基于高速纹影技术和化学自发光技术，通过实验研究的方式，获得了不同填充流量和当量比的纹影图像和火焰自发光图像。实验结果表明，火焰在矩形障碍物管道内传播时可分为缓慢加速和振荡加速两个阶段；适度增加填充流量会加速层流火焰向湍流火焰转变，显著促进火焰加速过程；但进一步增加填充流量并不会持续加速火焰传播，最大火焰传播速度在650~700 m/s范围内波动；当反应物当量比为1时，火焰加速效果明显优于偏贫或偏富的工况；随着反应物填充流量的增大，当量比对火焰加速的影响逐渐减弱。

在马赫数2.52、总压1.34 MPa和总温1 650 K的超声速来流条件下，对超燃冲压发动机燃烧室中乙烯燃烧释热的敏感因素开展实验研究。系统分析和对比了发动机中隔离段长度、喷注距离、凹腔深度、喉部大小等关键构型参数对乙烯燃烧释热的影响，结果表明乙烯燃烧释热对构型参数的敏感度与燃烧模态紧密相关。当燃烧处于纯超燃模态时，燃烧释热对构型参数的变化不敏感，而当燃烧处于双模态超燃（超燃模态）时则相反，之后随着当量比增加，燃烧逐渐过渡为双模态亚燃（亚燃模态）时，燃烧释热对构型参数变化的敏感度逐渐下降。总的来说，不同构型参数对燃烧释热的影响程度从高到低依次是喉部大小>隔离段长度>喷注距离>凹腔深度。

通过将物资舱体内埋于无人机，在抵达目标区域后快速分离投放并展开减速伞，可有效提升空投任务的灵活性与效费比。不同于作战飞机的内埋武器分离，物资舱体与无人机通常紧密配合且质量相当，二者受到分离流场的气动干扰更为严重。在分离过程中，减速伞的充气展开涉及到流场快速变化及与物资舱体、无人机的相互干扰，导致传统基于任意拉格朗日-欧拉（ALE）描述的分析方法难以考虑开伞过程分离流场对无人机与物资舱体分离动力学特性的影响。本文提出基于充气时间法与壁面假设相结合的开伞等效方法，通过与计算流体力学（CFD）耦合六自由度方程（6DOF）方法相结合，构建欧拉描述下多体分离减速伞展开过程的等效，实现了对物资舱体内埋分离-开伞过程的一体化仿真分析，并探究物资舱体分离弹道参数与气动干扰影响规律。分析结果表明，所提出方法能够有效分析减速伞的开伞过程；物资舱体弹道较为稳定，无人机在分离与开伞时则受到俯仰方向的较大干扰；各参数对分离的影响均存在非线性，分离方案需要进一步设计优化。本文工作可为无人机系统及分离方案设计奠定基础。

分布式涵道风扇动力系统被认为是下一代民机设计最具有发展潜力的动力系统之一，多个涵道风扇之间（涵道风扇组），涵道风扇组与机翼/襟翼之间等复杂气动耦合干扰特性与推进性能影响规律制约着新概念分布式电推进飞行器的发展。采用CFD数值模拟和地面试验验证相结合的研究手段，重点开展了单元涵道风扇、涵道风扇组、涵道风扇组与机翼襟翼等分布式涵道风扇构型气动布局形式和参数影响机理研究，从非融合涵道风扇组间距、融合涵道风扇组外形、涵道风扇数量、涵道风扇组地面尾流对推进性能影响等方面，阐释了分布式涵道动力系统在悬停、垂直起降状态下不同构型对推进效率、推力分布及桨叶载荷等的影响关系。研究表明：分布式涵道风扇动力布局对力效影响为3%~5%，横向紧凑布置的分布式涵道风扇会导致相邻涵道之间的入涵气流迎角减小，降低推进力效，内侧涵道受影响最为明显；涵道风扇组融合会引起入涵气流畸变，涵道顶部扩张段产生流动分离，导致力效降低；垂直起降阶段近地面尾流会增大桨叶推力和消耗功率，降低涵道推力，且内侧涵道受影响最明显。离地间距增加后，喷流影响逐渐减弱，力效损失减少。

高超声速内转式进气道因具有高压缩效率、高流量系数等优点受到广泛关注。目前，通过传统设计方法构造的内转式进气道性能具有较大提升空间。为此，提出了一种基于遗传/梯度混合优化策略的高超声速内转式进气道设计方法，并在马赫数6工况下，采用该方法完成了内转式进气道的设计。首先，基于遗传优化问题开展基准流场全局构型设计，得到了性能良好基准流场的Pareto前缘，选取其中典型双入射激波基准流场，并以此为基础设计了双入射激波内转式进气道；其次，基于伴随梯度优化问题对上述双入射激波内转式进气道进行型面精细化设计，得到了性能进一步提升的进气道；最终，相较于传统正设计方法生成的内转式进气道，采用本文设计方法构造的内转式进气道性能参数大幅提升，其流量系数提升了2.33%、总压恢复系数增大了13.15%、增压比提高了7.90%、畸变系数DC₆₀下降了3.70%。其中，全局构型设计阶段通过基准流场中心体半径、出口半径等总体参数的设计，确定了性能最优基准流场的全局构型；进气道型面精细化设计阶段通过局部型面的起伏变化，增强了流量捕获与隔离段激波系的增压，减弱了第2道入射激波的总压损失、流向涡以及隔离段激波边界层干扰造成的流动分离，进而使得隔离段的总压损失减少、出口流动更均匀。

采用烧蚀气体质量引射与运动耦合风洞试验技术，通过在钝锥模型表面施加气体引射作用，研究气体引射作用对钝锥动稳定性等气动特性的影响规律。在名义马赫数6.0的条件下开展试验，引射气体介质分别为空气、氩气、氦气。风洞试验研究结果表明：引射气体质量流量升高，产生较小量的低头力矩；引射作用耦合模型运动周期性变化时，模型俯仰动稳定性导数变化规律明显；引射流量保持恒定时模型俯仰动稳定性不变，结果与无引射作用时一致。