飞翼布局由于在气动、隐身和结构等方面的综合优势，是未来最有潜力的飞行器气动布局形式。关于飞翼布局的气动设计研究，学术界开展了大量的设计分析，研究发现低速起降性能和操控是飞翼布局性能和安全的主要难点。对于飞翼布局无人机和作战飞机，由于隐身设计的影响，使得其低速起降性能、操控特性更加严苛，以往的研究主要集中在高速巡航的设计，关于低速设计研究很少，因此基于高性能离散伴随优化设计平台，开展了某飞翼布局无人机的高低速综合设计研究，分析对比了不同低速设计模型对飞机低速特性的影响，在此基础上，建立了高低综合设计模型，全面提升了飞机的高低速性能，经过对结果的分析，总结了高低速一体化设计的要点和规律，为飞翼布局的气动设计提供了有力的设计模型和参考。

高效的网格变形方法可以大幅提高流固耦合数值模拟、基于高精度计算流体动力学（CFD）分析的气动外形优化设计等问题的计算效率。常规的基于径向基函数（RBF）的网格变形方法在变形控制点增多时，会引起网格变形计算量激增，而采用减少变形控制点的方法减小计算量，会带来拟合精度的损失。针对已有RBF网格变形方法计算效率与计算精度不能两全的现状，提出了一种空间嵌套径向基函数模型（SN-RBF），发展了基于SN-RBF模型的高效网格变形方法，在保证网格变形精度的同时大幅度提高了网格变形效率。发展的SN-RBF模型采用多个物理空间相互重叠的子模型代替样本点较多的径向基函数模型，大幅度缩短了径向基函数法网格变形的建模时间。鉴于其便于并行的优良特性，还发展了基于该网格变形方法的并行建模方法与并行网格变形方法，使得网格变形效率得到进一步提升。测试算例表明，建模样本点越多，网格变形效率提升越显著。其中CRM翼身组合体算例，建模效率提升高达16 947倍，网格变形效率提升高达5 218倍。

现有广泛应用的湍流模型对于大分离流动问题的计算结果往往与实验结果存在着较大偏差，这主要是由于大分离流动中存在的强逆压梯度导致湍流模型的基本假设不再成立。为了提高大分离流动问题的计算精度，需要对湍流模型进行修正。采用流场反演和数据驱动相结合的方法，提出了基于Liutex的Spalart-Allmaras （S-A）一方程模型生成项的神经网络修正方法。首先采用基于离散伴随的流场反演获得S-A一方程模型生成项的修正系数；由机器特征选择方法表明在翼型附近大分离流动区域本文选取的Liutex变量相对于修正系数具有最高的相关性，适合作为神经网络输入；再将Liutex等变量作为输入构造神经网络近似S-A模型生成项修正系数，建立生成项修正系数的神经网络结构，通过S809和S814翼型分离流动结果验证了该修正方法能够有效改善大分离流动的计算精度。

近年来，冰晶结冰问题逐渐成为飞机/发动机防除冰领域研究的热点。为了实现对冰晶积冰过程的准确预测，建立了冰晶结冰计算模型，包括考虑了不规则形状的冰晶运动轨迹模型、冰晶结冰质量动量守恒模型、黏附模型、侵蚀模型。采用时间多步法模拟积冰过程，在每个时间步长内更新空气流场、冰晶粒子运动轨迹、结冰热力学计算结果，并利用动网格技术更新冰形的几何边界。研究结果表明，利用时间多步法进行计算，能够实现稳定冰形的模拟。稳定冰形形成的原因在于：一方面，积冰减少了表面冰晶的黏附量；另一方面，积冰增大了对已形成积冰的侵蚀量，最终使黏附积冰过程与侵蚀过程达到动态平衡。本文模型和计算方法适用于低融化率情况，能够对三维结构冰晶结冰数值模拟提供指导，但对于高融化率情况还需要进一步考虑积冰向下游流走的情况。

在使用高阶间断伽辽金方法进行高速可压缩流场计算时，激波附近会出现影响数值精度甚至导致计算失败的非物理数值振荡，这类似于图像处理领域不断堆积的Gibbs噪声。如何抑制激波振荡或消除Gibbs现象并确保计算过程稳定，已经成为了高阶间断伽辽金方法研究领域的一个挑战。针对这一问题，利用机器学习技术，提出了一种由图注意力机制和图卷积网络构成的Gibbs现象智能去噪模型，该模型能够抑制间断伽辽金方法计算中激波附近的振荡，在确保间断伽辽金方法计算顺利进行的同时提升了捕捉激波的效果。该模型使用间断伽辽金方法计算中产生的Gibbs噪声数据构造训练数据集，在图卷积滤波器的指导下进行图神经网络训练。对跨声速和超声速来流条件的NACA0012翼型进行了数值模拟，结果表明在间断伽辽金方法计算过程中嵌入所构建的Gibbs现象智能去噪模型，能够消除Gibbs现象，有效抑制激波振荡。

为了揭示不同来流条件下多段翼构型表面结冰特性，针对30P30N增升构型开展了结冰数值模拟研究。在计算方法方面，通过引入最小壁面距离，实现了基于拉格朗日方法的高效液滴收集率计算。采用局部网格拓扑重构技术改善了复杂冰形下网格重构稳健性差的问题，实现了更加鲁棒的多时间步结冰过程自动化计算能力。基于上述算法，开展了结冰特性及带冰后气动特性模拟，计算结果显示，多段翼结冰区域主要分布在前缘缝翼迎风面、主翼段及襟翼下翼面。在上游部件尾迹的影响下，多段翼表面水滴收集特性呈现显著的动态分布特性。前缘缝翼表面形成的冰角结构及其缝道附近发生的积冰堵塞是导致多段翼构型气动性能退化的主要因素，相比之下襟翼表面结冰对气动特性的影响程度较小。

围绕自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室高频纵向燃烧不稳定现象的随机性进行了深入探讨，分析了结构振动数据在表征燃烧室压力振荡方面的有效性，对比了理论声模态和实测振型，基于蒸发过程作为速率控制的假设，对该燃烧室的稳定性进行了分析，并提出了造成不同供应系统下稳定性差异的2种假设模型。研究表明：由结构振动传感器测得的是燃烧室结构对燃气压力振荡场的响应结果，后者存在一定的频率选择性和非线性；实测突频幅值分布与该频率下的理论声模态基本吻合，确定该燃烧室发生了高频一阶纵向燃烧不稳定现象；线性模型结果表明，该燃烧室具有一定的稳定性裕度，但不能解释系统2条件下燃烧不稳定现象随机出现这一现象；系统2条件下该燃烧室的稳定性恶化或不同工况间的稳定性波动幅值增加，造成部分工况点落入非线性不稳定性区间，成为潜在的不稳定工况。

准确的空速测量对于直升机飞行安全至关重要。本文建立了基于非定常动量源理论的旋翼/机身气动干扰流场数值模拟方法，研究了旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响。以某参考直升机为例，分析了不同旋翼拉力下，空速管布置区在全速度范围内空速值的变化特性。由于旋翼桨叶运动、机身阻滞等影响，不同位置空速管的静压相位和峰值存在差异，其中相位差异受到桨叶激励时刻影响、峰值差异受桨盘载荷与机身阻滞影响。研究也发现并解释了在特定速度段存在的由于旋翼桨尖涡通过空速管区域引起的“空速迟滞”现象。空速管的空速变化可分为下洗流主导区、迟滞区、来流主导区3个区域，对于常规构型直升机迟滞区仅在中低速度段。进一步的参数研究表明：空速管的位置越靠近机身前部、旋翼拉力越小，迟滞区的速度区间越靠前；当靠近机头时空速管并无明显的“迟滞”。最后，本文从气动干扰的角度给出了空速管的布置建议。

本文基于RANS方法对马赫数6飞行条件下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算中采用了压力相关的火焰面/进度变量模型，得到的数值结果与试验吻合，并据此分析了0.18和0.06当量比工况的火焰结构和燃烧特征。计算表明，0.18当量比工况释热强度高，在流场中形成了热壅塞，并且预混燃烧和扩散燃烧共同主导了整体的释热。而0.06当量比工况流道中心仍是超声速状态，扩散火焰主导了整体的释热。2个工况中，射流背风区和轴对称凹腔都是重要的反应区，其中射流背风区释热强度高，而凹腔起到了增强混合和提高燃烧效率的重要作用。

随着飞机热载荷的增加，燃油热管理逐渐成为现代飞机设计和运行中的重要考虑因素。建立了考虑热损失的双油箱拓扑结构燃油热管理系统的动力学模型，给出了考虑热损失情况下的管理策略，并利用热续航时间、热沉利用效率和废热利用效率这3个指标对该系统的性能进行评价。结合典型示例，对所推导的动力学模型进行了验证。与传统单油箱系统相比，双油箱拓扑结构燃油热管理系统可以提升系统的热续航时间。对于本文所研究的双油箱燃油热管理系统，其增幅可达36.8%。在此基础上，分析了热管理系统设计参数对运行效果的影响。结果显示：总燃油质量流率的降低可以增强系统的热沉利用效率和废热利用效率。在油箱总容量不变的前提下，适当地缩小再循环油箱容量，则可以提高系统的热续航时间。对于本文算例，当总燃油质量流率为1 kg/s时，再循环油箱容量减少100 kg，热续航时间提高约109 s。本文研究可为飞机燃油热管理系统设计提供参考。

为了在航空发动机排气系统红外隐身设计初期快速计算不同遮挡特性S弯喷管正后向的红外辐射特征，发展了基于图像法和一维流场模型的S弯喷管红外辐射特征快速预测模型。该模型采用图像法将S弯喷管的几何遮挡关系转化为多层二维图像的像素运算，根据可压缩管流和射流理论建立S弯喷管一维流场模型，基于统计窄谱带模型计算燃气吸收发射特征，结合燃气可见区域长度和容积的拟合函数考虑遮挡特性对燃气辐射的影响。通过与离散传递法对比验证了模型的计算效率和准确性。结果表明：快速预测模型可将S弯喷管正后向红外辐射特征计算时长由数小时缩短至秒级，其计算结果与离散传递法在趋势和数值上均吻合较好。不同遮挡特性S弯喷管和不同喷管工况时总红外辐射强度最大相对误差仅为6.5%，壁面和燃气辐射的最大相对误差分别为4.1%和5.2%。快速预测模型针对轴对称和二元喷管也具有良好的泛用性。

两级入轨航天器（TSTO）级间分离过程中对轨道级、助推级的姿态精确控制尤为重要。数值模拟可以较为准确地预测级间分离这种飞行器多体分离问题，运用非结构嵌套网格技术及双时间步法耦合流动控制方程、刚体运动方程求解TSTO在攻角-2°、马赫数6、海拔高度30 km的级间分离过程，发展了一种优化轨道级、助推级在级间分离过程的运动姿态的技术。该技术通过松弛迭代法提取轨道级、助推级的无舵偏气动力数据，基于无舵偏气动力数据设计气动舵面、燃气舵所需要提供的俯仰力矩，使得轨道级、助推级的运动姿态更加接近设计目标。数值模拟结果表明，TSTO在分离过程中两级之间会存在强烈的气动干扰，严重影响两级的姿态控制，发展的技术可为TSTO分离过程中轨道级、助推级的舵面运动、燃气舵工作状态设计提供参考，提高TSTO级间分离的效率、安全性。

现代战争中，战场环境复杂多变，需要弹箭具备快速大角度机动转弯能力。然而，传统的气动舵无法满足弹箭类飞行器超90°的高机动转弯需求。本文创新性地提出了一种新型柔性控制机构——大尺度可展开可变构型的十字型柔性控制面，用于产生超量气动控制力，实现弹箭的迅捷机动转弯；同时对一个缩比1∶5的可变构型十字型柔性控制面所产生的气动控制力进行了风洞试验。试验结果显示，通过在不同挂载点位收缩控制绳的方式下，相比于没有构型改变的对称构型十字型柔性控制面，改变构型的十字型柔性控制面可以基本稳定在收缩控制绳的挂载点位一侧，不再出现旋转、摆动，这一结果说明改变构型的十字型柔性控制面可以产生较稳定的径向控制力；对变构型的十字型柔性控制面的气动控制力测量值进行定量分析，进一步确认了柔性面气动控制力的指向性；在来流Re\approx \mathrm{2.3}\times {\mathrm{10}}^{\mathrm{5}}，控制绳收缩比为0.9的情况下，产生了气动力系数为0.29~0.34的可用径向控制力。研究结果确认了变构型十字型柔性面控制力的可用性，为进一步研究柔性控制力的气动特性、变构型控制策略设计提供了基础。

无人机结冰将严重影响其安全性，机翼前缘更容易结冰及积冰，对无人机气动性能影响更为严重，而机翼前缘结冰形状具有三维特性，亟须发展有效破除机翼前缘三维冰的低能耗、快响应除冰技术。分别根据NACA0012、NACA0018及NACA0024 3种翼型前缘曲率制作了3种不同弧度的冰型，基于等离子体合成射流激励器响应快、能耗低、射流强度高等优点，开展了单个及阵列布置激励器破除三维形态冰特性研究，分析了45°和90°两种不同方向出口对破冰特性的影响，阐明了等离子体合成射流激励器的破除冰机理及规律。结果表明：放电总能量为16.66 J时，在单个激励器作用下，对于翼前缘类似NACA0012的曲率半径较小的冰，射流冲击应力易在前缘驻点处集中，在翼前缘驻点线处能产生长达20 cm的贯穿裂纹，从而实现有效破除冰；对于曲率半径较大的冰，破冰半径约5 cm。保持放电总能量16.66 J不变，激励器采用沿驻点线的“一字型”阵列布置时对3种弧度的冰都能产生贯穿裂纹实现破除冰，表明激励器阵列能有效拓展破除冰面积，具备低能耗、大面积破除冰能力。研究成果可为无人机低能耗、大面积破除冰提供理论及实践参考。

结冰现象严重危害飞行器的飞行安全，而数值模拟是研究结冰的重要手段之一。NNW-ICE软件是一款由中国空气动力研究与发展中心开发的中国完全自主可控的结冰数值模拟软件。该软件中的三维结冰相变模型相比于传统的SWIM、Myers模型增加考虑了表面接触角对水膜流动的影响，且能量方程中增加考虑了伴有蒸发现象的霜冰结冰。数值计算方法方面，软件采用有限体积法对方程进行离散，拓展了模型对于复杂几何构型的非结构网格的适用性，并且集成了一阶显式、四阶四步龙格库塔-显式、一阶隐式、二阶一步龙格-库塔隐式共4个求解器。本文还采用了冰风洞试验结果、商业软件FENSAP-ICE计算结果对软件精度进行了验证。结果表明：NNW-ICE软件的计算结果与冰风洞试验结果吻合均较好，且精度总体优于FENSAP-ICE软件。

为掌握直升机贴地飞行时旋翼噪声辐射特性，首先基于可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和Ffowcs Williams-Hawkings方程发展了一套适用于地效状态旋翼/机身干扰的气动与噪声分析方法，通过Lynx尾桨地面效应试验及NASA旋翼/机身干扰试验与计算结果的对比，验证了所建立方法的可靠性。然后，开展了机身和桨毂对旋翼流场的影响研究，发现机身改变了旋翼的气动载荷分布并提高中等阶次（8~12阶次）的噪声辐射水平；桨毂会削弱桨叶中段（r=0.4R~0.7R，R为旋翼半径）的噪声贡献。最后，研究了不同离地高度（h）时旋翼的气动与噪声特性，发现存在一个出现桨/涡干扰噪声的“临界离地高度”。结果表明：旋翼拉力和机身升力随h增大而减小；当h>1.8R时地面效应的影响可以忽略；当h=0.6R时地面和机身的双重阻塞作用会改变旋翼入流情况，尤其在桨尖区域诱发剧烈的载荷波动，并在特征观测点接收到明显的桨/涡干扰噪声；根据时/频特性给出了本文的“临界离地高度”约为0.7R，为直升机贴地飞行时抑制噪声提供了参考。

以载机-无人机分离系统为研究对象，基于六自由度运动方程，首次建立了初始扰动发展理论分析模型，得到了扰动幅值发展的显式表达，并首次给出了扰动分布的发展模式。研究表明：在对建立的理论分析模型进行求解时，对加速度/角加速度在初始时刻进行三阶Taylor展开即可对扰动发展模式进行准确描述。扰动幅值在速度扰动方向上以线性增长模式为主导，增长率为速度初始扰动的标准差；扰动幅值在其他方向上呈非线性增长模式。扰动施加方向上的分布发展基本模式是初始分布；在其他方向上，加速度/角加速度在初始时刻的Taylor展开零阶项与初始分布一致，但高阶项显著偏离初始分布，随着时间的推进，高阶项逐渐主导整体的扰动分布，并致其逐渐偏离初始分布。

HIFiRE-5、HyTRV均为验证高超声速三维边界层转捩的典型标模。C-γ-Re_θ 转捩模型在原始的γ-Re_θ 转捩模型基础上进行了高超声速横流转捩修正。运用C-γ-Re_θ 转捩模型对飞行、风洞工况下HIFiRE-5、HyTRV进行转捩模拟。对于HIFiRE-5飞行试验，针对其弹道中8个典型高度及存在姿态角的工况进行转捩预测，C-γ-Re_θ 转捩模型计算结果与热流测量结果吻合，并对其表面的转捩模态进行了对比分析。对于HIFiRE-5静音/常规风洞试验，C-γ-Re_θ 转捩模型能够准确计算变雷诺数工况下转捩阵面形态及转捩起始位置，并与温升测量结果相符。对于HyTRV常规风洞试验，在变马赫数、变雷诺数的工况下，C-γ-Re_θ 转捩模型计算结果与模型上、下表面红外热图测量结果基本一致，能够预测横流模态下的边界层转捩，对于转捩起始位置、转捩阵面形态的预测与基于线性稳定性理论的e ^N 方法具有相当的预测精度。测试表明，对于飞行试验和静音/常规风洞试验，C-γ-Re_θ 转捩模型预测结果均保持较高的可靠性，实现了高超声速典型标模的三维边界层转捩预测。

高超声速来流扰动的类型和幅值对边界层转捩、激波/边界层干扰等流动现象有着重要影响。然而，目前对高超声速风洞背景扰动的了解极其有限，限制了相关问题研究。针对这一现状，使用高温热线高过热比和常规热线变过热比两种方法对华中科技大学马赫数为6的高超声速风洞中的自由流扰动开展了热线测量。两种方法得到的扰动幅值相对误差不超过15%，不同雷诺数质量流量和总温脉动归一化脉动均方根值分别在0.77%~1.25%和0.1%~0.18%。结合可压缩热线扰动图的方法验证了常规风洞中声波扰动占主导地位的假设，同时测得声波扰动方向约为120°~140°，对应声源速度约为0.67~0.78倍自由流速度。此外，基于高温热线的质量流量频谱，获得了40 kHz以下自由流声波静压扰动频谱，发现10 kHz以下低频部分扰动幅值约为10^-8量级，而高频部分则发生-5/3斜率的滚降。本研究证实了可压缩热线测量技术应用于高超声速风洞自由流扰动测量的可行性，得到了扰动类型以及幅值的频域分布特性。

几何参数化建模是气动布局设计的关键技术之一，简洁、高效、准确的几何表征对于提高飞行器设计效率和质量有着至关重要的作用。基于主成分分析（PCA）的特征提取降维，可以在满足几何表征精度的条件下，进一步降低现有参数化方法的维度，更好地服务于气动布局设计。本文介绍了基于PCA的翼型参数建模方法，分析了采样空间设计、样本数量、采样参数、几何重构方式等各个因素对PCA建模过程中降维能力、基模态特性以及几何表征能力的影响。通过CFD仿真分析，进一步探究PCA建模方法在气动性能表征方面的能力。仿真分析指出：基于PCA的翼型参数化方法，可以在满足几何外形表征精度的条件下降低现有方法参数维度，且其设计参数与几何特性有对应关系，利于在布局设计中加入工程经验；基于同一类采样方式的PCA建模，其模态特性、降维能力和几何外形拟合能力受采样空间、样本数量的影响很小，但对采样方法的参数配置较为敏感；本文所研究的建模方法，可在保证几何表征精度的同时满足气动力表征精度，其在气动布局设计优化中，具有一定的指导意义。