采用同步热分析仪，开展了热失重实验，确定了防热涂层热分解反应的温度区间、活化能和反应机理函数。利用石英灯辐射加热平台，开展了高温环境考核实验，揭示了防热涂层高温环境下的微结构演化规律和能量耗散机理。基于能量守恒原理，充分考虑热解反应吸热、热解气体扩散换热以及质量引射效应等引起的能量转换关系，建立了防热涂层的热解/传导耦合模型，预报了典型热环境工况下硅橡胶基防热涂层的质量烧蚀率及温度响应规律。烧蚀后涂层表面基本保持平整，背面温度为151.4 ℃，质量烧蚀率为0.28 g/s。质量烧蚀率的模型计算值与实验测量值的偏差仅为7.1%，满足实际工程中热防护设计需求。研究表明，硅橡胶基防热涂层中等热流环境下具有良好的耐烧蚀和隔热性能，是航空航天装备大面积防热区域的理想候选方案。

基于旋转滑动弧等离子体技术，研制了与某型航空发动机适配的点火助燃头部，并在三头部燃烧室实验平台的基础上开展了点熄火特性实验研究，通过分析旋转滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室着火过程、点火边界以及熄火边界的影响规律，初步验证了该技术拓展燃烧室点熄火性能的可行性。结果表明：旋转滑动弧等离子体激励可以显著拓宽点熄火边界，缩短着火延迟时间。相比于常规点火器，在余气系数为2，输入电压为200 V时，着火延迟时间缩短49.2%；输入电压为200 V时，贫油点火边界拓宽18.2%；输入电压为240 V时，熄火边界拓宽7.41%。

为明确拉瓦尔喷管内流动凝结效应以及喷管几何条件、水蒸气含量等因素对凝结状态的影响，采用综合了流动控制方程、相变成核模型和粒子生长模型的欧拉离散相计算方法，对扩张比分别为2、3、4、5和水蒸气含量分别为10%、30%、50%、70%、90%、100%的模型进行数值计算分析。计算结果表明：水蒸气凝结对喷管内的流场参数具有显著影响，水蒸气凝结释放潜热，流场温度明显高于不考虑凝结效应的模型状态；随着扩张比增大，轴线上喷管出口处液滴半径增随着喷管扩张半角增大，轴线上液滴出现位置更靠近喉部，轴线上喷管出口处液滴半径增大；随着水蒸气含量增大，轴线上液滴出现位置更靠近喉部，水蒸气含量与液滴粒径之间表现为非线性关系。

为探究加力燃烧室典型稳定器在近似真实来流进口条件下的流场特性，通过用户自定义函数给定进口边界非均匀进气条件（包括速度不均匀和余旋角不均匀），采用雷诺平均方法对某一体化模型加力燃烧室典型稳定器的冷态流场进行了数值模拟，获得了一体化加力燃烧室流场结构、总压损失、流阻损失系数等特征。数值计算结果表明：1）凹腔-中心锥回流区轮廓随速度不均匀度增加而逐渐增大，支板后回流区轮廓随速度不均匀度增加而减小；随余旋角不均匀度增大，凹腔-中心锥回流区轮廓向内缩小，而支板后回流区沿径向向内增大；2）余旋角度大于15°时，支板整流性能显著减弱，在支板压力面气流分离形成回流区，增大燃烧室流动损失；3）随着速度不均匀度或余旋角不均匀度的增加，总压损失及流阻损失系数增大；此外，余旋角度将会增加速度的变化率。

为确保双路燃气组合热试验过程中试件表面热流与高超声速气动热流的吻合性，对试验参数进行了优化设计。针对典型尖楔结构建立了双路燃气组合加热的数值计算模型，通过拉丁超立方采样及基于模糊聚类的加点策略获取了128个样本点，开展了数值模拟，并采用Kriging代理模型以及带精英策略的非支配排序遗传优化算法，以燃气加热热流与气动热流的吻合度为优化目标，完成了多目标优化。结果表明，通过增加样本点，显著减小了代理模型误差；8个测试样本点下试件表面热流密度平均相对误差最大约为7%，大部分区域平均误差不超过5%，方均根误差的均值为1.72%，最大值误差的最大值为13.6%，表明Kriging代理模型具有较高的预测精度；通过优化，试件表面燃气加热热流分布与气动加热热流分布吻合较好，驻点处热流密度相对误差小于1%，平板区域相对误差不超过10%，表明了基于Kriging代理模型的双路燃气组合热试验参数优化方法的有效性。

建立篦齿熵产分析的数值模拟方法并经试验验证方法的准确性，进而揭示了台阶式篦齿的倾角、齿顶宽度、齿高、台阶高度变化下的流动熵产机理及导致熵产的主要流动特征。在此基础上最终从系统熵产视角对篦齿进行优化和特性分析。结果表明：篦齿齿顶区域相对耗散强度较大，导致该区域存在的齿顶涡具有较强增阻作用，对于提升篦齿局部熵产，降低系统熵产有重要作用。通过主动构造齿顶涡（增阻涡）可以实现增强篦齿局部熵产、减小泄漏量的设计目标。优化后的台阶式篦齿结构较初始台阶齿的封严性能提升24%。

为建立先进航空发动机和燃气轮机燃烧室工程试验中不稳定燃烧状态评定方法，提出了一种基于燃烧室压力脉动信号多尺度峭度指标的诊断方法，联合诊断两种不稳定燃烧状态：燃烧不稳定（CI）和火焰不稳定（FI），并在气体燃料旋流燃烧室和航空煤油贫油预混预蒸发燃烧室两组试验中进行验证分析。研究结果表明：采用规范化后的平均峭度指标，可用作CI状态判据，但不适用于FI诊断；采用基于时间尺度无关性的最佳时间尺度来定义的CI峭度指标和FI峭度指标，可以反映压力振荡等级和压力时序间歇性，且各自与CI和FI程度形成递增关系；建立的瞬时压力峭度和间歇性峭度综合判定准则，可为燃烧室燃烧不稳定性在线评价提供判据。

换气过程中的缸内流动及废气分布对对置活塞二冲程（OP2S）发动机换气效果的影响规律目前缺乏充分的研究。采用CONVERGE建立了OP2S发动机的CFD模型并通过仿真计算研究了扫气口倾角、扫气口构型及转速通过改变扫气气流组织影响换气效果的规律。结果表明扫气口倾角对OP2S发动机缸内流动有显著且非单调的影响。扫气口倾角$ \mathrm{\alpha } $≤5°时，扫气气流聚集于气缸轴线，缸壁附近存在周边废气滞留区；当扫气口倾角$ \mathrm{\alpha } $>5°时，换气过程初期扫气气流在扫气口附近汇聚为环状进气涡流，在该进气涡流中心产生低压区，并导致气缸中心流动方向与外围的扫气气流方向相反，最终导致气缸轴线出现柱状的中心废气滞留区。随着扫气口倾角增大，周边滞留区逐渐减小消失，而中心滞留区出现并增强，两者的变化规律共同造成了残余废气系数的非单调变化规律。大扫气口倾角下复合式气口的扫气气流可兼顾气缸中心和外围，换气效果显著优于单层气口。相较于倒置组合气口，组合气口的缸内流动组织更为合理，扫气效率更高。

采用超大涡模拟（VLES）方法对德国宇航中心（DLR）支板燃烧室中的超声速火焰进行了数值模拟，并使用基于守恒变量的爆炸模态分析方法（CCEMA）对火焰的稳定机理进行了分析。研究中采用了基于 k-ω 切应力输运（SST）模型的VLES湍流模型，以及基于Ingenito超声速燃烧模型（ISCM）和部分搅拌反应器（PaSR）模型的混合湍流燃烧模型。数值模拟方法预测的时间平均温度和流向速度分布与实验数据的吻合度较高。离散方法方面，提出了一种改进的低耗散激波捕捉格式，拥有更好激波分辨能力。相比原始格式，改进的格式进一步提高了燃烧室支板下游点火区内湍流/火焰结构的模拟保真度。火焰诊断结果表明：在着火点前，组分扩散、化学反应和激波压缩效应都对爆炸模态（CEM）起到正面促进作用。另外热爆炸效应相比自由基爆炸更为剧烈，说明了DLR燃烧室内的火焰稳定模式为扩散和压缩效应协助点火模式。

基于自主研发的辐射计算程序应用离散坐标法和统计窄谱带吸收系数关联模型准确高效地实现了复杂几何外形内非灰气体辐射换热的数值模拟。首先，在完成了结构网格和非结构曲面网格标模验证的基础上，探究了不同角度离散格式、空间差分格式、高斯积分点类型及数目对辐射换热的影响。结果显示24个空间离散方向的角度离散格式计算精度较低，推荐使用32个离散方向的角度离散格式。不同空间差分格式和高斯积分点类型对计算结果的影响较小。接着，选取精度效率结合最优的数值方法组合，以燃烧流场数据作为输入，计算并讨论了某型航空发动机燃烧室在不同压强和壁面温度下的气体辐射换热情况。结果显示中心火焰处负辐射源项的极大值超过6000 kW/m³，而低温壁面附近气体温度较高的区域辐射源项的最大值接近17000 kW/m³，壁面上辐射热流密度的最大值接近88 kW/m²。随着压强增大，辐射源项和壁面热流密度逐渐增大但变化速率逐渐放缓，该变化速率受参与性介质浓度的影响较大。

为探索射流预冷技术在未来先进航空动力上的应用前景，基于涡喷发动机建立飞发一体化性能仿真计算模型，并选取水作为预冷剂，分析不同飞行状态与预冷方案对飞机作战性能、发动机热力性能及热端部件温度的影响规律。结果表明：启用射流预冷技术可有效增加发动机推力，提升飞机的爬升性能与加速性能，帮助飞机在规定任务内减少机动时间与载荷消耗，同时预冷技术可提升压气机末级引气冷却品质，从而降低涡轮叶片表面温度，增强发动机可靠性。在飞发推力匹配条件与涡轮叶片表面温度约束下，射流预冷可有效提升飞机的极限飞行能力，当预冷剂流量为1 kg/s时，飞机理论升限与最大马赫数分别提升11.67%和10.51%。

基于氢燃料单凹腔矩形截面超燃冲压发动机，在发动机入口马赫数为2的条件下，采用RANS（Reynolds-averaged Navier Stokes）方法求解包含10组分21步化学反应机理模型，并结合有限速率燃烧模型进行了数值模拟研究，并与试验数据进行对比。分析了无化学反应和化学反应流动条件下的燃烧室流场结构，研究了不同当量比对燃烧室燃烧性能的影响，考察了不同喷注位喷注氢气时的流场燃烧特性。结果表明：当量比的提高会使燃烧产物分布扩大并后移，发动机燃烧模态由超燃转为亚燃，发动机总压损失上升，燃烧效率降低，推力增加。在当量比为0.1～0.3时，在凹腔前端喷注燃料的发动机燃烧性能优于凹腔内喷注，当量比为0.4～0.5则相反。

在考虑飞行中外界空气对蒙皮气动加热的情况下，对飞机油箱内部燃油和气体的传热过程进行了三维仿真，得到了油箱中温度场和速度场的分布，采用集总参数法建立了飞机油箱一维热模型，通过Modelica语言编程对其进行了求解。将三维模型和一维模型计算得到的燃油、气相空间及壁面温度与飞行实验数据进行了对比，结果显示两种模型气相和燃油平均温度均与布置在油箱中部的传感器测量结果吻合较好，但是三维仿真结果表明油箱各处温度差异很大，燃油各点温差最大可达17 K，气相空间各点温差最大可达30 K。因此实验中传感器位置需要重点关注。此外，三维仿真模型还可为一维模型中相关换热参数选择提供依据。

为了准确地预测不同冲蚀机制下TC4材料的冲蚀率，通过有限元法建立多颗粒随机冲蚀模型，研究在不同颗粒形状、冲击角与冲击速度的Al₂O₃颗粒冲蚀下TC4平板的冲蚀机理和冲蚀率。通过与相同条件下的冲蚀试验获得的冲蚀率进行对比，验证了数值仿真模型的合理性与真实性。结果表明：30°的低角度冲蚀仿真应使用正方体颗粒，其棱角与材料的相对运动更符合刀具切削的过程；90°的高角度冲蚀仿真应使用球形颗粒，能体现冲蚀过程中对凹坑接触面造成的剪切和挤压作用；相同条件下颗粒冲击速度越大，冲蚀率增长越快，30°的冲蚀率增长较为迅速，90°的冲蚀率增长较为平缓。

围绕受限空间压电风扇的气动阻力、振幅响应及其与非定常流场的内在关联机制和规律这一核心问题开展深入的理论分析和数值模拟研究，分别基于牛顿内摩擦定律和附加流体质量力作用机制，建立了四周空间受限的压电风扇振动薄片一阶弯曲响应瞬时气动阻力的理论模型，并进一步建立了其振幅响应的预测方法。经过验证，预测模型的预测结果与试验获得规律基本一致。当空间受限间隙小于5 mm时的振幅将随间隙的减小而急剧减小，当间隙大于20 mm时的空间受限效应基本可以忽略。

针对带有多孔泡沫芯的纤维/树脂三明治板，建立了其在平面声波载荷激励下的声振特性分析模型。基于1阶剪切变形理论、四节点等参四边形单元有限元法等，推导了平面声波载荷作用下结构的自由、强迫振动方程，成功求解了固有频率和振动速度响应。为了获取结构的声辐射功率，使用瑞利积分方法确定了振动速度响应和辐射声压之间的定量关系，并通过定义辐射与入射声功率，获得了结构的传声损失系数。利用自行搭建的振动和噪声一体化测试系统开展了实验验证研究，发现理论计算获得的固有频率、共振响应和声压响应的计算误差分别不超过4.9%、10.8%和8.9%，由此证明了所建立的理论模型在预测结构声振响应特性方面的有效性。

针对现有的基于熵的非线性动力学方法存在计算结果与非线性动力学系统不一致、计算结果在不同尺度上不一致、计算所需数据长度较长的缺点，提出一种新的非线性时间序列复杂性测度：融合灰色熵算法，并将其用于滚动轴承退化特征提取。针对滚动轴承退化趋势序列数据长度短、预测困难的问题，提出了自助马尔科夫链预测模型。试验研究结果表明，融合灰色熵对数据长度要求较低，并且在不同尺度上的计算结果具有一致性。同时，所提的自助马尔科夫链预测模型的平均相对误差仅为8.4973%，低于GM模型的平均相对误差。这说明所提模型能够有效地对滚动轴承的振动性能退化趋势进行预测。

为探究复合材料加筋板湿热环境下的吸湿性能，开展了70 ℃、水浴环境下复合材料加筋板吸湿试验，分析其吸湿量变化规律，并通过数据拟合进行验证。针对Fick吸湿模型的局限性，提出了考虑侧边吸湿效应的修正两阶段吸湿模型；同时基于有限元方法建立了加筋板吸湿性能有限元分析模型，模拟吸湿过程中加筋板内水分的扩散及分布规律。结果表明：试验中3件试验件饱和吸湿量分别为0.702%、0.696%和0.687%，且吸湿过程可分为前期线性快速吸湿和后期吸湿速率放缓直至平衡两个阶段。利用试验数据验证了修正模型计算结果的准确性，通过与文献对比证明了该模型可提高预测精度。通过有限元模型发现试件表面迅速达到吸湿平衡，薄板区域比厚板区域更快达到吸湿平衡状态。

轮缘封严流在保证高压涡轮正常工作的同时也会与通道主流发生相互作用，导致掺混损失增加。以某典型高压涡轮叶栅为研究对象，采用数值模拟的方法，开展了轮缘封严流与主流相互影响机理研究。在此基础之上，探讨了非轴对称端壁对涡轮端区二次流的影响，在不同封严流量下详细分析了涡轮内部损失变化情况。在封严流流量比为0.7%时，非轴对称端壁减弱了端区横向压力梯度，削弱了封严泄漏涡和马蹄涡压力面分支横向迁移的驱动力，延缓了通道涡的形成；当封严流流量比增大到1.3%时，端区二次流的强度更大，非轴对称端壁对端区流动损失仍然具有明显的抑制作用。必须指出的是非轴对称端壁可以削弱叶片吸力面局部的逆压梯度，抑制角区流动分离。

采用了数值模拟与机器学习相结合的方式对压气机双圆弧叶型流场气动参数预测开展了研究。对双圆弧叶型进行参数化批量建模，通过计算流体力学进行数值模拟，将数值模拟的模型数据与气动性能的映射提供给多层神经网络（MLP）和卷积神经网络（CNN）进行学习，分别对预测模型的准确率进行了测试比较。研究发现：通过深度学习的方式可以有效的对压气机内部流场气动参数进行准确预测，该模型预测的压力系数误差率小于0.2%，总压损失系数误差率小于1.2%，并证明CNN在气动参数预测的精度上优于传统全连接神经网络。

针对常规可移动式插板产生的总压畸变稳态分量和动态分量比值较为固定，无法可调，不能真实反映不同进气条件下的复杂总压畸变的动稳态比例的现状，提出了一种改进型插板，采用对常规插板开孔和开齿等方法，通过不同的参数化设计，通过更换插板在发动机进口截面产生不同稳态畸变和动态畸变比值的总压畸变，采用分离涡模拟的方法对改进型插板进行了数值仿真，结果表明：在边缘开孔或开齿会改变插板后涡结构，但不会改变动稳态畸变比例。在插板上均匀开孔或开齿，既会改变板后涡结构，也会降低动稳态畸变比例，而且随着孔齿数量或尺寸的增加，分离区得到更多的射流能量，动稳态畸变比例降低。变齿数插板畸变比例可在0.14～0.50范围内变化。

采用内外压缩型面可控的弯曲压缩进气道反设计方法，设计了一种新型混合并联式二元弯曲压缩进气道，重点针对进气道模态转换过程及冲压单独工作条件下进行了数值仿真及试验研究，获得了进气道宽速域性能，结果也表明新型混合并联式弯曲压缩进气道具有较高的综合气动特性，冲压工作状态马赫数为4、攻角为3°时总压恢复0.5以上，马赫数为3、攻角为3°时总压恢复0.75以上，涡轮工作状态马赫数为2、攻角为3°时总压恢复0.88以上，综合畸变指数小于5%，满足宽速域进发匹配需求。

在单边膨胀喷管（SERN）内流动分离状态下，综合采用试验和数值模拟手段对喷管内激波反射特性进行研究，分析了单边膨胀喷管内激波反射结构，对比了不同激波反射模式下的流动分离特性。结果表明：喷管落压比（NPR）由3.06向5.07变化的过程中，喷管内激波反射由马赫反射（MR）向规则反射（RR）转换，喷管上、下壁面非对称导致MR具有明显非对称特征；通过激波极曲线理论分析非对称MR形成机制，马赫杆上游垂直流向方向的压力梯度是非对称MR形成的根源；振荡NPR条件下，在一个完整周期内，激波反射未出现明显迟滞现象，但激波运动位置变化存在明显的迟滞效应，NPR上升下降过程中激波位置的差量随振荡频率增大而增大，较低（或较高）频振荡NPR条件下激波位置振荡幅值较大（或较小）。

为解决人工势场（artificial potential field，APF）方法容易陷入局部最小值的问题，提出基于环流斥力势场的改进APF航路规划方法（改进APF方法），改变斥力势场方向使其变成围绕障碍物的环流，并结合导弹由航路点控制的特点，进一步由约束法和切线法得到导弹飞行航路点。在不同场景下分别采用传统APF方法与改进APF方法进行航路规划求解，以及使用切线法和约束法进行导弹航路点求解。结果表明：改进APF方法有效提高可解概率，能够在多边形障碍密集、障碍边界与导弹航向垂直的情况下得到航路。同时，相比传统APF方法，改进APF方法生成的航路较平滑。对于导弹航路点求解，切线法和约束法所得到的导弹航路航程相差不大，但约束法的解算时间较短且生成航点数量较少，而切线法的安全性能较好。

针对增压气体复用式推进剂在轨补加方式的两大关键过程—贮箱抽气过程和推进剂加注过程的物理特性开展了研究，建立了膜盒贮箱抽气过程及补液过程的数学模型。仿真计算与地面试验的对比分析结果表明：抽气过程中贮箱气腔压力变化近似等温过程，气瓶压力变化近似指数为1.1的多变过程；加注过程中贮箱气腔压力变化近似等温过程。进一步对“和平号”空间站补加过程实例的仿真研究结果表明，膜盒贮箱抽气过程中高压气瓶中气体散热效果的强弱显著影响气瓶压力变化过程；膜盒贮箱加注过程中，随着气腔容积减小，贮箱压力上升速率将逐渐增大，由此导致加注速率在后期逐渐下降。