为了模拟压气机叶片表面积垢的不规则粗糙特征，针对压气机叶片积垢粗糙特征的关键参数，基于多重余弦函数建立了描述压气机叶栅不规则粗糙积垢的几何模型。以某扩压叶栅为研究对象，采用数值模拟手段研究了不同积垢粗糙结构参数对扩压叶栅气动性能的影响。结果表明：不规则粗糙叶栅积垢造成了气动性能退化，流动损失增加，且随着松散层积垢表面粗糙度的增加气动性能退化程度加剧，这一现象在负攻角工况尤为显著。相较于积垢表面粗糙度大小，积垢粗糙结构宽度对气动性能退化的影响相对较小。相较于压比，总压损失对叶栅积垢更加敏感，当积垢造成总压损失最大增加145.75%时相应的压比仅降低3.07%。

针对变弯度可调导叶尾迹激励引起的气动弹性问题，基于时间变换法和谐响应模态叠加法对一级半风扇转子进行强迫振动分析，研究了变弯度导叶不同弯角对风扇转子气动性能及其振动特性的影响。结果表明：随着导叶的打开，风扇转子流量增加，压比提高，效率增加，调节导叶对下游转子叶根部位影响更大。在气动激励方面，随着导叶的关闭，转子叶片表面气动力幅值增大，相位变化剧烈。导叶角度对所关注的高阶局部模态的气动阻尼影响较小，随着导叶的关闭，气动阻尼略有下降。总体上，当导叶角度偏离设计角度越大，下游转子叶片的振动响应越高，认为存在一个最优的导叶调节角度，使得转子叶片振动应力最小。

超燃冲压发动机高马赫数飞行时，气动热载荷急剧增加，然而冷却剂携带量严格受限，发动机热结构冷却面临严峻挑战。对再生冷却通道优化设计，提高机载冷却剂热沉利用率，是缓解超燃冲压发动机冷却挑战的关键技术。着眼于超燃冲压发动机高热环境下冷却剂流量分配不合理、局部超温风险高等问题，提出沿发动机周向的通道高宽比、位置，以及沿轴向的通道连通结构位置、尺寸的同步设计和独立设计3种优化策略。以正癸烷作为典型碳氢燃料，在跨临界温区对再生冷却通道进行参数化建模，以加热面最大壁温和出口燃油温度相对偏差作为目标函数，基于非支配排序遗传算法NSGA-Ⅱ和RNFNN代理模型联合进行多目标优化设计，求解全局Pareto Front最优解解集。研究结果表明基于NSGA-Ⅱ的再生冷却通道多目标优化可有效优化冷却效果，在不增加冷却剂的前提下，降低热结构温度，缓解超燃冲压发动机冷却挑战。

基于超声速民机的飞行任务需求，选取3种构型的自适应循环发动机作为超声速客机的备选动力系统并开展总体性能优化对比。构建总体性能数值仿真模型和数学优化模型，确定设计循环参数选取准则；开展自适应循环发动典型状态点的性能优化对比，分析大功率需求状态和低耗油率需求状态下发动机的性能；基于分析结果，选取优选构型开展基于飞行任务需求的设计循环参数优化。结果表明：模式转换能够显著扩展推力范围并降低耗油率，以构型A为例，亚巡状态下推力范围拓宽约14.14%，耗油率降低约5.75%。构型A在亚巡状态下具有耗油率优势，且起飞推力较高。构型B在超巡状态的节流特性线起始段显示出耗油率优势，且适合高起飞总重的飞行器。构型C在亚巡和超巡状态下均表现出低耗油率，且适合载客量较小的超声速客机。通过优化构型C设计循环参数，可以提升飞机起飞总重3.62%，并在超声速巡航状态下降低耗油率约3%，这将有利于增加载客量和飞行航程。

为研究一、二级旋流器气量分配对燃烧室排放性能的影响，在总气量恒定条件下，针对配装气量比分别为0.85和1.1两种方案双级轴向旋流器的全环燃烧室开展了地面慢车、空中慢车和起飞状态下的排放试验。结果表明：气量比从0.85增加到1.1，空中慢车和起飞状态氮氧化物（NOx）排放分别降低33%～52%和14%～38%，地面慢车状态CO和未燃碳氢（UHC）排放分别降低23%～49%和32%～36%。地面慢车状态两方案旋流器对应的NOx排放差异不大，且排放值均较低。CO和UHC排放主要集中在地面慢车状态，随着状态增大，CO和UHC排放量逐渐降低，且空中慢车和起飞状态对应的CO和UHC排放量差异不大。在本文试验范围内，全环燃烧室CO排放指数随着NOx排放指数的增加呈现幂函数下降，随着UHC排放指数的增加呈现对数上升。