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。

开式转子推进效率高，是当前航空发动机领域重要的发展方向，但开式转子气动干扰复杂，辐射的气动噪声强，致使气动噪声成为开式转子发动机研制面临的关键问题。为了评估开式转子气动噪声特性，验证开式转子气动噪声预测方法，分析开式转子气动噪声机理，利用新研制的大功率开式转子动力模拟试验装置，在5.5 m×4 m声学风洞开展了典型开式转子模型的气动噪声风洞试验研究；并建立了开式转子气动噪声的风洞试验数据处理方法，发展了开式转子气动噪声的阶次分解方法，系统分析了开式转子气动噪声特性和机理。研究结果表明：开式转子不同阶次单音的分离误差小于0.26 dB；开式转子气动噪声的线谱丰富且明显，覆盖频率范围宽，单音是开式转子最主要的噪声源；开式转子总噪声和单音主要朝90°辐射角附近传播，宽频噪声主要朝桨平面后方传播，前桨单音和后桨单音主要朝70°~110°辐射角传播。

准确获知球头驻点热流，对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设，开展了边界层方程相关推导，采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组，建立正向逼近打靶法，以寻找方程最优解，从而建立了通过求解边界层方程组获得球头驻点热流的方法，将该热流简称为BLES热流，在与试验值的对比中获得了较好的对比效果；以此方法为基础，针对高度10~60 km、不同速度、不同壁面温度的182个工况，开展了Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式计算偏差分析，发现在大部分工况下，壁面温度接近边界层外缘温度时，其热流计算值偏差明显增加；变形驻点热流表达式，将其中的无量纲参数拟合为多个无量纲参数组合的形式，得到了多参数拟合的新的球头驻点热流计算公式，并在多个工况下开展了热流计算效果对比研究，获得了优于Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式的应用效果。

高超声速飞行器表面的热防护材料在经历高温烧蚀后，呈现出分布式粗糙元形貌，而这种形貌对高超声速边界层转捩的影响规律、机制目前尚无统一认识。基于华中科技大学‍∅0.5 m 马赫数6 高超声速Ludwieg管风洞开展了风洞试验，研究了光滑工况及高度为0.5、1.0、1.5、2.0 mm的分布式粗糙元表面工况下高超声速平板边界层内不稳定波的演化规律，开展了单位来流雷诺数5.39×10⁶~1.72×10⁷ m^-1系列来流工况研究，明晰了分布式粗糙元高度因素、来流雷诺数对平板边界层不稳定性的影响。试验结果表明，在分布式粗糙元工况下，主导边界层不稳定性的仍为第二模态不稳定波，频率范围约位于60~120 kHz。对于高度低于当地边界层厚度的分布式粗糙元，高度因素对高超声速平板边界层的转捩位置影响较小。分布式粗糙元高度对高超声速平板边界层内第二模态不稳定波沿流向传播速度的影响是非单调性的，存在影响最大的临界高度。不同雷诺数来流条件下，光滑、粗糙工况下的第二模态波特征演化规律基本一致，且不同高度粗糙元工况在相同来流雷诺数下的边界层转捩位置区别不大。

以1台低速大尺寸轴流对转压气机为研究对象，利用布置在前/后转子叶顶的高频动态压力传感器阵列捕捉到其在不同转速配置和不同畸变条件下的失速初始扰动特征。通过分析在失速工况下采集到的压力波，得到的结果表明：当压气机来流均匀时，设计转速下的失速扰动类型为旋转失速，且传播方向与后转子旋转方向一致；当转速比为1.40时，成熟发展的失速扰动固定在周向某一位置，不沿周向旋转；随着前/后转子转速差进一步增大，转速比为1.52时的失速扰动类型又转变为旋转失速，但由于后转子对前转子尾迹的抽吸作用减弱，失速扰动传播方向与前转子转向一致。当改变压气机来流条件为周向进气畸变时，不同转速比下的失速扰动特征与均匀进气一致，但畸变会引起不同周向位置的失速前压力序列产生不同幅度的波动，利用联合经验模态分解-局部均值分解（EMD-LMD）方法捕捉到了随时间能量逐渐增强的失速前小扰动。

利用高超声速流动中最常见的激波现象进行气动型面设计是飞行器研究的重要方向之一，为了更精确、更高效地求解三维弯曲激波流场，提出了一种名为三维弯曲流面法的流场反设计方法，并将之应用于复杂三维乘波体的设计。该方法将预先给定的三维弯曲激波面沿展向离散为多个随流弯曲的流面，并根据各流面内激波后的气动参数及导数计算相应流场，以此确保计算过程中的流线始终处于弯曲流面内。指定2种具有不同三维特征的激波作为输入，以证明这一方法的有效性。结果表明，在圆锥、椭圆曲锥流场中，与无黏计算流体动力学（CFD）结果的壁面压比误差小于1.07%。同时，将这一方法应用于指定椭圆锥激波的乘波体设计，通过无黏CFD仿真，验证了该方法用于乘波体设计时的准确性。其中，壁面最大压比误差仅为0.26%，在相同条件下，其计算时间、资源比局部偏转吻切方法减少了40%左右。三维弯曲流面法大大改善了乘波体设计范围与效率，有利于高超声速飞行器气动系统的设计。

平面叶栅风洞标模是轴流压气机设计体系建设以及推动平面叶栅试验技术标准化的关键。基于西北工业大学平面叶栅风洞完成了具有典型亚声速可控扩散叶型的压气机标模叶栅的设计和试验。采用自主建立的流场品质综合调控系统保证了标模叶栅的来流准确性、流场周期性以及展向二维性，在此基础上获取了标模叶栅的进气角特性、轴向密流比特性、叶片表面等熵马赫数分布以及叶栅尾迹分布，并与德国宇航院风洞公开的参考叶栅数据进行了对比。研究表明：标模叶栅流场周期性和准确性良好，具有4个连续通道的进口均匀区域和2个连续通道的出口周期性区域；测量通道的进口马赫数偏差不超过0.005，轴向密流比偏差不超过0.02；出口气流的周期性指数不超过2。与参考叶栅数据的对比表明，设计马赫数0.62下，标模叶栅和参考叶栅的损失、出气角、静压比随进气角的变化趋势基本一致。由于出口测量位置差异导致标模叶栅的损失和出气角较参考叶栅偏大，但静压比基本相同；2套叶栅的叶片表面等熵马赫数分布高度一致。总体而言，建立的标模叶栅试验数据全面、可靠性高。

柔性薄膜翼型在低雷诺数范围内能够利用气动弹性效应自适应改善机翼表面气流分布，这种特性为智能飞行器气动与控制设计提供了新的思路。将柔性薄膜材料直接应用到翼型的设计中，对不同攻角状态与柔性长度下的柔性膜翼进行了流固耦合仿真，并采用动力学模态分解方法对膜翼流场进行模态分析。研究结果表明当流场一阶DMD模态与柔性结构一阶振动模态发生锁频时，柔性膜翼相对刚性翼型才会表现出增升效应。柔性膜翼在攻角为16°时增升21.74%，流场压力模态相位结果表明，这种增升效应来源于柔性结构振动产生的压力波对流场剪切层的能量反馈；柔性长度为0.65倍弦长的膜翼增升为14.22%，该构型下的膜翼表面能够产生具有较大压力相位梯度的右行压力波，使得表面气流最大限度地获得来自结构振动反馈的能量，其增升效应远大于其余柔性长度下的膜翼构型。研究为主动流动控制提供了重要的理论支撑。

为了验证自激扫掠喷嘴应用于加力燃烧室的可行性，以及高频动态扫掠燃油喷射方法对于提高加力燃烧效率的有效性，本研究首先设计了耦合自激扫掠喷嘴结构的加力燃油喷杆，对其流量、频率、张角等基本工作特性进行测量，并与圆孔直射式喷杆进行对比分析。然后，基于矩形加力燃烧室性能测试平台，在相同工况条件和油气比范围内，分别采用直射喷杆和自激扫掠喷杆，测量总体燃烧效率，并监测壁面动态压力脉动信息。结果表明，在10 mm直径的加力燃油喷杆内，可实现多个自激扫掠喷嘴的结构耦合；与等几何通径的直射式喷杆相比，自激扫掠喷杆的流通能力提高了23%；同一喷杆内的多个自激扫掠喷嘴，其工作频率和扫掠张角随进口压力的变化规律基本相同，具有较好的一致性。采用自激扫掠喷杆，加力燃烧效率可提高3.7%，且未监测到与自激扫掠喷嘴工作频率相同或接近的压力脉动频率，表明高频动态扫掠燃油喷射不会对火焰热声振荡模态及稳定器后方的大尺度脱落涡结构产生直接影响。

预旋供气系统性能优劣直接制约先进涡轮动叶冷气供给品质。本文应用功热转换理论开展涡轮高位预旋供气系统的正向设计研究，根据已知的边界条件计算出系统各特征截面的气动参数，确定各元件通流面积及其结构参数，通过一维计算结果构建三维物理模型，经转静子匹配迭代获得高性能预旋系统结构。重点开展高温降涡轮预旋供气系统的特性分析及性能评估。结果表明，在满足涡轮动叶供气流量和供气压力要求的前提下，一维设计计算和数值模拟结果的引气流量、系统温降和温降效率的相对偏差均低于1.5%，并且与对应实验结果的系统温降相对偏差小于1.5%。在设计点预旋喷嘴、接受孔和供气孔的流量系数分别为0.937、0.716和0.744；系统温降和温降效率分别达到61.53 K和80%，系统比功耗为-55.74 kW/（kg·s^-1）。在保证涡轮动叶供气流量和供气压力的条件下，4个巡航工况点的系统温降达到了39.73~62.88 K，比功耗可达到-55.74~-16.48 kW/（kg·s^-1）。

针对三维内转进气道V型唇口处复杂激波干扰问题，通过数值模拟和理论分析研究了侧滑角对V型唇口激波干扰结构的影响机理。重点考察了在马赫数为6、侧滑角为0°~8°条件下，半径比R/r=4.5的V型钝化唇口的激波干扰类型，以及壁面热流峰值和压力峰值（热/力峰值）的变化趋势。数值模拟结果显示，在波系干扰结构方面，该模型上的主激波干扰以及迎风侧的二次激波干扰类型不会随着侧滑角的增大而改变，而背风侧的二次激波干扰类型出现了从规则反射转变为马赫反射的现象。为了有效预测二次激波干扰类型的转变边界，基于无黏激波理论，建立了侧滑条件下V型钝化唇口的激波干扰理论分析方法。发现随着侧滑角的增大，迎风侧和背风侧的二次激波干扰区域的流动参数分别会向低于von Neumann边界和高于脱体边界的方向转变。在壁面热流和压力方面，侧滑角的变化会导致迎风侧和背风侧的热/力峰值发生改变，并呈现不同的变化规律。理论和数值仿真的结果显示，透射激波强度和热/力峰值随侧滑角的变化趋势基本一致。这表明侧滑角变化所引起的透射激波强度的改变，是导致迎风侧与背风侧的热/力峰值随侧滑角增大而呈现不同变化规律的关键因素。该研究可对寻求V型唇口处结构设计所需的气动热/力载荷提供参考。

超声速引射器在航空航天领域具有广泛应用，一般用于抽吸被动流和产生低压环境。为提升超声速引射器性能，设计了一种新型预冷式超声速引射器。该引射器采用支板结构的双喷管，并引入预冷器来预冷温度超过1 100 K的被动流。基于试验和数值模拟相结合的方法，对预冷式超声速引射器的启动特性、负载特性以及预冷被动流对其性能的影响进行了分析。研究结果表明，当主动流总压超过3.0 MPa时，预冷式超声速引射器能够完全启动，盲腔压力稳定在3.46 kPa。而当引射器处于临界启动状态时，引射流道未达到超声速满流，激波串会影响盲腔压力。在完全启动状态下，两股射流自喷管加速流出后会相互撞击，喷管出口附近的静压呈现先上升再下降的趋势。而当引射器处于负载状态时，喷管出口附近的静压呈现先下降再上升的趋势。同时，无论是启动还是负载状态，引射流道均存在激波的交汇和反射，形成菱形激波区域，但随着被动流流量的增加和温度的提升，这些菱形区域逐渐消失。在低引射系数条件下，预冷被动流有效提升主被动流的混合效率，但在高引射系数下该优势不再凸显。此外，预冷被动流能有效提升引射器的增压比，提升幅度超过33.3%。