为明晰大型结冰风洞中颗粒重合误差对CDP云雾测量的影响，基于3 m×2 m结冰风洞，开展了结冰云雾测量试验，考察了不同喷嘴开度和试验段气流速度条件下CDP测量的云雾参数变化特征（包括云雾总颗粒数密度、中值体积直径和液态水含量），分析了颗粒重合误差对CDP测量结果的影响，最后提出了基于平均通过距离的颗粒重合强度定量评估方法。研究结果表明：增大喷嘴开度或降低试验段气流速度均会增大平均通过时间，导致颗粒重合强度增强；在高浓度云雾条件下，显著的颗粒重合误差不仅会改变测量的云雾参数的时间变化特征，而且会改变云雾颗粒尺寸分布形态、大幅降低总颗粒数密度、显著增大中值体积直径和液态水含量，最终导致CDP难以捕捉到真实云雾微物理参数的变化特征；平均通过距离相较于平均通过时间可以更好地表征CDP的颗粒重合强度。

为精确评估高温高压下涡轮叶片综合冷却效率，采用数值仿真方法研究热辐射对低工况实验结果外推精度的影响。结果显示，不计热辐射时，由低工况模化得到的高工况叶片平均综合冷却效率与真实值偏差为3.14%；计入辐射效应后，该偏差增至6.48%，表明辐射是导致模化失准的主要因素。针对该问题，选取主流雷诺数比、温度比和压力比作为关键无量纲参数，构建幂函数形式的修正模型，并通过多工况仿真数据的非线性回归确定了关联式具体形式。验证表明：应用该修正关联式后，高低工况间的最大冷却效率偏差被控制在1.21%以内，显著提升了模化预测的准确性。

为提高先进航空发动机燃烧室出口温度分布品质，需要探明在强旋流燃气中非等温横向射流的流动与掺混特性。针对强旋流中的高温差单股与多股横向射流，基于双色法甲基萘激光诱导荧光技术测量了横向射流掺混过程的温度场，同时采用大涡模拟获取其三维温度场与速度场，进而揭示横向射流的流动与掺混机制。结果表明：在高温强旋流中横向射流会跟随旋流倾斜，在下游形成二次低温区，旋流的脉动也会加强横向射流掺混的非定常特征。孤立的单股射流在流向截面中表现出近似直线的倾斜，穿透深度更大；而多股射流则出现背风侧弯曲现象，其掺混效果弱于单股射流。大涡模拟结果显示了多股射流对旋流切向速度有明显的阻挡作用，导致多股横向射流的切向作用力与切向剪切层减弱，这是多股射流掺混较弱的关键原因。

针对超临界碳氢燃料在超燃冲压发动机再生冷却通道中复杂的流动传热和裂解特性，在外表面传热边界条件下对非对称加热方形通道内超临界压力正癸烷的流动传热和裂解特性进行数值模拟研究，并与等热流密度和等壁面温度条件下的结果进行对比。研究得出了外表面传热条件下通道传热热阻的变化和内外温差的缩小导致加热表面热流密度和壁面温度的非单调变化规律，通道内裂解转化率、下壁面传热量占比随外燃气温度和外表面传热系数的提高而增加。不同类型热边界条件下的加热表面热流和壁面温度的变化范围、裂解特性以及各内壁面传热量占比均不相同。在外表面传热和等壁面温度条件下，裂解使通道外加热表面平均热流密度分别增加116.7 kW/m²和202.7 kW/m²。

三周期极小曲面（triply periodic minimal surface，TPMS）结构凭借其卓越的热-流耦合传输性能，被视为新一代航空航天推进系统内高性能热交换器技术革新的理想候选结构。TPMS结构固有的几何复杂性显著增加了数值求解的资源消耗，已成为其工程化设计与应用的关键制约。针对孔隙率为60%～80%的TPMS结构开展了全三维数值模拟，系统揭示了不同孔隙率构型在极端工况下的热流性能，进而提出了耦合功质比的性能评价指标（weight-aware performance evaluation criterion，WPEC）。研究结果表明：75%孔隙率的TPMS结构在该指标下展现出最优的综合性能，其WPEC值可达2.5。基于重叠网格法与粒子迹线追踪法，构建了面向TPMS结构的宏观性能-微观流场协同快速预测模型，实现了兼具精度与计算效率的快速性能评估，其计算耗时降低90%以上，针对总换热量、冷流压降、热流压降的平均预测误差分别为3.91%、4.62%、5.42%。

通过实验研究了具有正负速度梯度的横流对水射流破碎模式及动力学特性的影响。实验涵盖平均韦伯数（5.6、8、16、40）与平均射流动量比（20、30、40、50、60）的工况。结果表明：正梯度来流可增强射流穿透深度，而负梯度来流则降低穿透深度并加速射流破碎与偏转；负梯度条件下射流变形加剧，液柱迎风面积增大导致展向宽度显著增加；正梯度引发液柱剧烈振荡且表面波长大，负梯度则抑制振荡并减小波长；负梯度加速射流破碎模式转变，正梯度则延缓该过程。通过本征正交分解（POD）与快速傅里叶变换（FFT）分析发现：不同平均韦伯数下的喷雾特性差异集中于共振峰位置与幅值，非共振区特性一致；负梯度来流中振幅衰减更快，表明流体动力耗散加剧且表面张力作用减弱；随频率升高与模态阶数增加，负梯度条件下的振幅及能量占比显著降低，证实气动力抑制作用使振幅变化呈现先增加后衰减的规律，而正梯度则维持较大振幅波动。

针对纵向波纹隔热屏波峰处冷却效率低的问题，提出了一种仅波谷背风侧倾斜开孔的非均匀布局型纵向波纹隔热屏，基于CFD商用软件，使用流固耦合数值模拟方法，与均匀布局、疏密型布局等传统结构方案进行了对比研究，并在孔倾角为20°～40°、吹风比为0.82～1.85的情况下对隔热屏壁面冷却效果进行了分析，研究了孔倾角和吹风比对隔热屏冷却效率的影响规律。结果表明：该方案可以充分利用背风侧动压进气，能显著缩小壁面高温区，提高波峰冷却效率，同时可以改善壁面温度均匀性。孔倾角越小，波谷冷却效率越低，波峰冷却效率越高，波峰冷却效率在孔倾角为30°～35°时最高，相比基准方案提高了5.62%；在吹风比为1.85时，该方案对波峰冷却效率的提升幅度最大，相比基准方案提高了5.57%，但冷却效率均匀系数减小了7.57%。

为了探究气膜孔形状以及吹风比大小对气膜冷却特性和流动结构的影响，开展了涡轮一级动叶综合冷却效率的数值研究。建立并验证了涡轮动叶共轭传热数值模型，对比分析了圆柱形、簸箕形和燕尾形这3种异型气膜孔在不同工况条件下叶片综合冷却效率，阐明了位于吸力侧不同曲率位置的气膜冷却混合特性。结果表明：采用的共轭传热数值模型能够很好地预测叶片表面的冷却效率分布。对于讨论的涡轮叶片而言，3种气膜孔结构的理想吹风比值皆为1.0。在相同吹风比条件下，SS₂位置处的射流混合范围相较于SS₁位置明显更大，其射流混合更加强烈。在叶片的吸力侧采用簸箕形孔能够得到更好的经济效益。

旋转爆震发动机中爆震波诱导的斜激波会带来上游高压脉动回传，影响发动机的稳定工作。设计了一类拓扑流体二极管防回传进气结构，并通过数值仿真方法，对比分析了6种不同构型在冷流和压力脉动条件下的流场分布和压力回传特性。研究结果表明：拓扑结构能够有效改变回传气流的流向并减弱其速度，从而实现对回传激波的有效抑制。从最大静压和沿程压力脉动等方面分析拓扑流体二极管对回传的抑制效果，发现拓扑流体二极管的槽深和级数是关键设计参数，对爆震波回传的抑制效果有显著影响，其中单级-槽深20构型在各工况下均表现出较低的最大静压和脉动幅度，压力抑制率最高可达10.23%，三级构型由于旋涡形成更充分，亦表现出良好的抑制效果。

横向射流作为增强航空发动机燃烧室内掺混的常用手段已经被广泛研究与应用。本研究提出一种新型微尺度V肋结构，通过将其放置在横向射流上游来增强主流和射流的掺混。本研究通过采用基于Realizable k-ε湍流模型的数值模拟和粒子图像测速（PIV）实验测量，研究了动量通量比，V肋高度及V肋与射流孔距离对混合效率的影响规律。结果表明：V肋可以产生与横向射流中肾型涡对同向的涡系结构，从而通过增强肾型涡对强度提高主流与射流的掺混效率。在本研究的实验工况下，V肋诱导肾型涡对与射流肾型涡对融合后整体强度提升近70%，从而使得射流穿透深度增加了16%～46%。此外，相比于V肋与射流孔距离，V肋高度对射流及主流掺混的影响更为显著。V肋高度从0.25D增大到0.5D（D为射流孔直径）会使射流穿透深度增加5%～20%，而V肋与射流孔的距离从D增加到2D仅会导致穿透深度增加3%。

基于标准文件和流-固热耦合方法，对航空发动机通油管路处于防火试验标准规定的加热条件下的安全性进行了分析。通油管采用28 MPa挤压式无扩口组合导管，管内工质为RP-3航空煤油，选择高温标准烟气模拟加热导管的燃气。为模拟管路在不同操作条件或油泵故障的情况，设置了不同煤油进口流量进行计算。结果表明：在承受标准加热条件时，管壁温度分布不均，而随着煤油流量的降低，管壁的温度上升，出现传热恶化现象。温度升高会降低材料的强度，而温度不均匀分布则会产生热应力，增加导管工作的安全隐患。当煤油流量减小到一定大小时，管壁的等效应力将超过材料的屈服强度，管路存在较高的破裂的风险。

粗糙表面显著影响机械部件间的微动磨损行为，零部件的粗糙表面大多呈非高斯分布的特点。因此，基于三维非高斯表面建立更加符合实际工况的磨损模型对于揭示微动磨损行为的内在机理具有重要意义。基于实测表面形貌数据，利用快速傅里叶变换的数值仿真方法生成与实际表面符合的非高斯表面模型。利用ABAQUS有限元软件及二次开发的UMESHMOTION磨损子程序，建立非高斯表面有限元模型。探讨峰度、偏度和标准差值等因素对微动磨损的影响规律。结果表明：相比于光滑和高斯表面接触情况，正偏度高峰度的非高斯表面的局部应力集中最为明显，磨损深度最大。相同条件下的非高斯表面，负偏度和低峰度在接触性能上具有更均匀的应力分布和更稳定的磨损性能。随着表面标准差值的增大，三维非高斯表面的接触应力和磨损深度显著增加。

为了准确描述树脂基三维针刺复合材料细观结构对力学性能的影响，对复合材料开展了原位拉伸微观X射线计算机断层扫描实验，结合图像处理技术和细观结构重构方法，完成了孔隙、裂纹、纤维精细化结构的量化分析，得到了孔隙体积等参数的变化规律，建立了材料三维应变场。提出图像边界路径提取算法和断层扫描数据重构算法，建立了铺层有限元模型。结果表明：树脂基复合材料在拉伸载荷下不同铺层损伤演化规律不同，编织纤维层上的损伤主要集中在基体与经向纤维上；单向纤维层损伤集中于纤维束之间，损伤沿着拉伸方向的垂直方向扩展；而网胎纤维层的最大损伤点出现于针刺结构处，针刺工艺在提升层间强度的同时不可避免地会对材料性能造成影响；在拉伸载荷作用下，编织纤维层承载能力最强，拉伸应变为3%时，损伤状态参数均小于0.1。网胎纤维层由于其较高的孔隙率，在拉伸应变为3%时，损伤最高，损伤状态参数为0.605。

为研究柔性石墨编织盘根的密封性能，分析了柔性石墨编织盘根股线的空间构型和运动轨迹，建立了柔性石墨编织盘根的三维编织模型，该模型相比于多孔介质模型等传统的非金属垫片模型，不仅可以考虑到股线之间的相互作用，并且具有良好的压缩回弹性能，能更好地模拟其真实工作状态，再通过数值仿真方法得到不同轴向载荷、介质压力和介质温度下的泄漏量。结果表明：数值仿真结果与试验结果有较好一致性。泄漏量与轴向载荷呈反比，随着轴向载荷的增加，泄漏通道减少，泄漏量逐渐减小，最后趋于平稳状态，密封性能提高。泄漏量与介质压力呈正比，当介质压力较大时，可以适当增大轴向载荷来提高密封性能。泄漏量与介质温度呈正比，当介质温度增大时，泄漏量小幅度增大，总体对泄漏量的影响较小。

以某型飞机辅助动力装置（APU）安装系统静强度设计为例，提出了基于Gap单元APU安装系统分载模型，分载模型考虑了APU本体、APU安装拉杆与减振器连接接触的非线性。对比APU安装系统减振器实体有限元模型计算结果，说明基于Gap单元APU安装系统分载模型的有效性。同时建立了APU安装静力试验方案，为保证仿真模型与试验模型高度一致，对APU安装拉杆进行试验标定、对减振器刚度进行试验测试。筛选严酷工况，通过与试验结果对比，拉杆应变在100 με以上，基于Gap单元APU安装系统分载模型计算拉杆应变与试验结果最小差异在4.6%、最大差异在7.5%，实体建模计算拉杆应变与试验结果最小差异在9.4%、最大差异在11.2%，进一步说明基于Gap单元APU安装系统分载模型的准确性。基于Gap单元APU安装系统分载模型提高了APU安装系统分载量值计算精度和建模效率，为减振器组合件之间的接触建模提供了一种有效的建模方法。

传统的航空发动机转子盲腔螺栓拧紧机构采用一次展开的结构形式，并且能够承载的拧紧力矩较小，在可达性和结构强度方面无法适用于新一代转子盲腔螺栓的拧紧工况。为解决此问题，分析了盲腔螺栓拧紧的技术需求，在此基础上提出了大小力矩组合式拧紧的设计方案：通过齿轮传动形式的拧紧机构进行小力矩的螺栓拧靠与预加载，采用整体摆动形式的拧紧机构实现目标力矩的最终加载。基于多目标优化方法完成了大小力矩拧紧机构的设计，并通过运动学仿真进行了拧紧机构的运动轨迹规划。研究了基于全局定位的运动精度控制方法和基于预先校验的力矩精度控制方法，实现了机构-转子的几何位姿精准匹配与拧紧力矩的精准输出，并集成于转子盲腔自动化拧紧系统。该系统可实现目标拧紧力矩为48 N·m的螺栓拧紧操作，拧紧力矩精度为±2%，可以在70 min内完成所有螺栓拧紧工作。在转子盲腔模拟件上开展了试验验证，证明了上述指标的有效性，并基于拧紧系统研究了两步拧紧的工艺优化方法，有效提升了转子盲腔螺栓预紧力的一致性。

为确定航空发动机在飞行试验实测压力温度组合畸变下的稳定裕度损失，开展了基于图谱等效转换和平行压气机模型的稳定裕度损失评估方法研究。通过对试飞实测组合畸变图谱进行等效协调转换，结合平行压气机模型仿真计算，得到畸变下压缩系统的稳定边界，再通过畸变时刻发动机参数确定压缩系统工作点，从而得到畸变时的稳定裕度损失。对涡轮风扇发动机装机试飞下的实测进气畸变进行计算，得到温度不均匀度为2.2%、周向总压畸变强度为3.3%、高温区和低压区相位一致条件下的风扇稳定裕度损失为9.2%，表明形成的方法可用于试飞实测压力温度组合畸变下发动机稳定裕度损失确定。

多旋翼飞行器旋翼间存在气动入流干扰时，飞仿模型一般较难兼具实时性和高置信度。为此，综合考虑计算复杂度和精确度，以纵列双旋翼为例提出了基于黏性涡粒子方法的旋翼状态空间入流模型辨识方法。首先，在Peters-He有限状态尾迹模型的基础上引入压力势叠加方法，构建了纵列双旋翼耦合状态空间入流模型。进一步，通过预设扫频力和双旋翼入流状态提取，基于黏性涡粒子方法得到了辨识状态空间入流模型的原始数据。在上述基础上，引入多变量输出误差状态空间辨识方法，形成了纵列双旋翼入流模型辨识方法。最后，以某小型纵列双旋翼配置为例，开展了悬停状态、前进比为0.1时的双旋翼状态空间入流模型辨识，验证了辨识方法的有效性和可行性。此外，辨识结果指出：前后旋翼准定常入流、一阶纵向入流存在交叉干扰，且前进比为0.1时干扰更大；前旋翼一阶横向入流只在前飞状态下对后旋翼有影响，后旋翼一阶横向入流对前旋翼基本不存在干扰。

为进一步探究分布式涵道风扇间的气动干扰现象，开展了涵道风扇单元和不同布局分布式涵道风扇组的地面试验或数值模拟研究。结合地面试验和CFD数值模拟，发现在静态条件下，所研制的100 kg推力级别涵道风扇单元的涵道部件可提供与桨叶部件相当的推力。用CFD方法研究了并列式涵道风扇组和融合式涵道风扇组的气动干扰机理，总结气动干扰对涵道和桨叶等部件的推力性能的影响规律。研究发现：气动干扰诱导涵道入口速度场畸变，使涵道前缘唇口表面压强分布不均匀，引起各涵道前缘毗邻区域压强升高，导致涵道前缘吸力减小。但另一方面，气动干扰使涵道尾缘压强升高，致使尾缘推力小幅增加。对桨叶部件，气动干扰使得中间位置涵道风扇桨叶诱导气流速度略微减小，桨叶实际攻角稍增大，桨叶推力略增大。综合涵道风扇组气动干扰对涵道和桨叶各自的作用规律，发现并列式涵道风扇组的平均推力相比涵道风扇单元几乎不变，而力效略微下降。另外，三涵道风扇组的桨叶旋转方向布置对其推力性能的影响很小。对融合涵道风扇组，涵道前缘唇口外形变化和尾缘流动分离使涵道部件的推力明显降低，融合式设计未能取得涵道风扇组气动性能的提升。

超声速喷流流场的精细化认知是提升飞行器气动性能和抑制排气噪声的关键技术难题。基于背景纹影层析（background-oriented schlieren tomography，BOST）技术，系统开展轴对称收敛-扩张喷管超声速喷流三维密度场重构研究。首先分析了实验参数对测量灵敏度和空间分辨率的耦合影响规律，建立BOST三维重构数学模型。进而设计含噪声的模拟实验进行验证，结果表明重构模型在高噪声水平下仍能保持4.5%的密度场重构精度，证实了方法的鲁棒性。基于此搭建了多视角BOST实验系统，在典型工况下开展了超声速喷流三维密度场重构实验。结果显示：重构结果成功捕捉到喷流核心区、激波串与膨胀波系的精细三维结构，3种工况下喷流中心线密度与数值模拟结果的平均误差分别为6.4%、4.7%和5.0%，激波位置与纹影显示结果较好吻合。同时，准确可视化了来流总压升高导致的马赫反射向规则反射演化过程，证实BOST技术在超声速喷流三维诊断中的可靠性，为喷管优化设计提供了高精度流场数据支撑。

航空活塞发动机凭借其低成本、低速性能优良等优点，在各类“低空经济”应用场景中被广泛采用。以汽车用活塞发动机为基础进行航空适用性改造，可进一步降低该类航空发动机的开发与使用成本。基于某型车用自然吸气汽油活塞发动机，探讨了活塞发动机“汽改航”工程应用中的关键技术。提出并建立了该型发动机电子控制系统物理模型及可靠性评估模型，控制系统双冗余设计可将系统平均无故障时间由单系统的3 103.02 h大幅提升至9508.23 h；依据飞机端载荷、巡航质量及速度等对发动机的动力需求及其动力传递路径，提出了一种涵盖飞机-螺旋桨-减速器-发动机的四维度“飞-桨-发匹配”流程。依据该匹配流程动态设定发动机转速及功率、螺旋桨桨叶角及减速器速比，可获得最大巡航航程；为了满足7 000 m高空的动力输出需求，提出了高空使用环境下的废气涡轮增压器选型与适配计算方法，所选型增压器与发动机匹配工况下可工作在高效区间。研究结果可为车用活塞发动机“汽改航”工程应用提供参考。

高空台飞行环境参数的准确模拟对开展发动机性能测试与评价至关重要，然而发动机过渡态试验中进气环境压力与温度控制变量间的强耦合性制约了环境参数的综合控制品质，同时考虑到过渡态试验任务中的强扰动特性，通过改进扩张状态观测器得到新型自抗扰控制（ADRC）算法，并将其成功应用到进气环境模拟系统的温压解耦控制中。推导出进气环境模拟系统压力和温度回路的仿射模型并进行自抗扰解耦设计，对解耦设计中输入矩阵的可逆性问题进行了深入分析，针对逆矩阵的病态性与不可逆性提出了对应的解决方案。针对高增益线性扩张状态观测器（LESO）对状态与扰动估计存在的抖振现象，设计了误差反馈函数（qsat）得到新型QSAT-ESO算法，基于劳斯判据证明了所设计ESO的稳定性，得到基于QSAT-ESO的ADRC解耦控制方法（QSAT-ADRC）。最后，搭建飞行环境模拟系统仿真平台开展了发动机过渡态试验，对比了所提出的QSAT-ADRC与LADRC的解耦控制方法。结果显示：在规划的过渡态飞行任务剖面下，基于QSAT-ADRC方法控制下的进气压力和温度的绝对积分误差比LADRC方法分别减少63%和88%，同时充分抑制了阀门摆动，有效提升了发动机过渡态飞行任务模拟试验中进气压力与温度的综合控制品质，为提升发动机性能测试与评价的准确性奠定坚实的基础。

基于孔探视觉的航空发动机（简称航发）叶片计数是航发日常维护中不可或缺的环节。然而，叶片表面的反光及姿态变化等因素使得现有的叶片计数算法在实时性和准确性方面面临显著挑战。针对上述问题，提出一种基于叶片边缘检测的航发叶片计数算法。为实现叶片高效、准确检测，设计增强型叶片检测Transform（EB-DETR）模型，通过GS-ECA模块来提高叶片特征的表达能力和提取效率。在此基础上，创新性地提出了时空关联状态机（TSCSM）模型，通过捕捉叶片边缘特征点的时空信息来实现航发叶片的计数。实验表明：所提EB-DETR模型检测精度（AP₅₀）为93.17%，相较其他同类规模的先进模型提升了6.54%，同时模型计算复杂度（GFLOPs）降低了35.16%，检测速度达到61帧/s。此外，航发叶片平均计数精度（MCP）为97.06%，比现有计数算法提升了45.82%，可满足航发叶片计数的实际需求。

激波和尾迹损失是高负荷跨声速气冷涡轮动叶气动损失的主要来源。压力面侧半劈缝冷却能够在降低热负荷的同时调控气动损失，但半劈缝结构特征与损失的关联尚未得到阐明。构建了末端呈锥形的筋板结构，并采用稳态数值计算方法，探究锥形筋板半劈缝结构对跨声速涡轮动叶激波和尾迹损失的影响机理。结果表明：对于激波损失，锥形筋板结构通过流道提前扩张使主流提前加速并折转，而在内伸激波波前的膨胀程度减弱，使波前马赫数及激波角减小，内伸激波及反射波损失下降。对于尾迹损失，锥形筋板结构通过提高尾缘后基压、改善速度分布的均匀性，有效削弱主流与冷气的动量输运过程，使尾迹沿流向更迅速弱化，尾迹损失下降。锥形筋板相比原型半劈缝结构在提高尾缘气膜冷却效率的同时，使较宽的落压比（不低于2.70）及冷气量（0%～3%）变化范围内的能量损失系数均得到降低。

采用非定常数值模拟研究高负荷无导叶对转压气机级间动/动干涉下叶片表面动态载荷特性。研究表明：上游转子扰动源于下游转子外伸激波扫掠，集中于压力面尾缘结尾激波之后，脉动强度最大可达25000 Pa，平均为2485.5 Pa，与上游转子叶片表面平均静压的比值分别为24.91%和2.48%，主频为下游转子叶片相对通过频率及其倍频；下游转子扰动源于上游转子尾迹、尾迹涡及其势流，遍布整个叶片表面，脉动强度与主流相对速度分布强相关，在超声速区为8000 Pa，在亚声速区最大可达40000 Pa，平均为6331.25 Pa，其与下游转子叶片表面平均静压的比值分别为0.28%、14.21%和2.25%，主频为上游转子叶片相对通过频率及其倍频。上游转子叶片表面时均力为102.8 N，脉动幅值为21.3 N，压力面受力远大于吸力面；下游转子叶片表面时均力为698.5 N，脉动幅值仅为7.2 N，吸力面与压力面相互抵消。动/动干涉显著强化叶片载荷水平，上游转子扰动集中于叶片尾缘，下游转子集中于叶片表面亚声速区，载荷受激波和叶片表面相对速度分布影响。

为提高鱼雷等水下航行体高突防性能，针对金属水冲压发动机设计了多级推力方案，针对常规进水道总压损失显著问题，借鉴喉栓式变推力发动机结构，提出一种多分支分布式异形管路进水高效减阻进水方案，旨在实现高效减阻。通过理论分析与数值模拟相结合的方法，系统研究了管路布局、截面形状以及注水口分配对管路阻力损失的影响。结果表明：以二次进水管为例，与相同进水量的外部进水方式相比，分布式进水布局可使压降降低50%，引入异形截面后压降进一步降低22.45%，引入多分支进水口后压降进一步降低13.17%。综合来看该分布式多分支异形管路方案能够使进水在燃烧室轴向均匀分布，同时也能使压降显著降低85.62%。该研究为水冲压发动机的性能优化提供了一条技术路径。

针对传统计算流体力学（CFD）方法获取火箭发动机喷管内流场耗时较大的问题，提出了一种基于U-Net架构的喷管内流场预测模型。以火箭发动机喷管为研究对象，通过在一定范围内改变喷管入口来流燃气的温度、压强，基于CFD方法建立了2816个不同边界条件下的喷管内流场样本，作为模型训练的数据集，通过引入多条输入、输出通道，使模型可以预测火箭发动机喷管内温度、速度和压强多个流场信息。结果表明：与传统的AE（autoencoder）架构模型相比，U-Net架构模型在压力场、速度场和温度场这3个通道上的预测精度均显著提升；在使用归一化数据集后，U-Net架构模型在各通道上的绝对百分比误差分别为1.6%、4.3%和2.7%，喷管内流场预测结果与CFD仿真结果高度一致，并在100批次的仿真任务中领先CFD两个数量级；该模型可为火箭发动机喷管的设计优化提供有效技术支持。