高超声速进气道在复杂波系的气动载荷和气动热作用下非常容易诱发热气动弹性问题，深入理解复杂内流下热气动弹性机理对未来高超声速进气道的精细化设计具有重要意义。建立了静/动热气动弹性动力学分析框架，深入研究了静/动热气动弹性对三维高超声速进气道流场结构和性能影响的规律和机理。静热气动弹性分析结果表明，双向耦合方法得到的气动热弹性变形相对较大，入口唇前缘变形量最大。结构变形改变了唇缘附近的激波结构，增强了进气道内部的激波强度，增加了分离区长度和外壁面温度，改变了出口流场。同时，热气动弹性变形会导致质量流量系数和压升比的增大，降低了总压恢复系数。动热气动弹性分析结果表明，对于模型，不考虑气动加热时，结构位移响应逐渐呈现收敛趋势；考虑气动加热后，结构位移响应呈现极限环的趋势。气动加热可能会改变进气道结构动态响应特征。由于进气道结构频率非常接近，结构动力响应中存在着"拍"现象。前缘变形较大而振幅较小，尾缘变形较小而振幅较大。结构振动导致流场结构产生明显的动态变化，且导致性能参数存在明显的波动，尤其是出口反压比波动幅度较大。希望通过研究加深对进气道中复杂波系结构中热气动弹性问题的理解与认识，以期为未来进气道的精细化设计提供参考。

低Reynolds数下层流分离和分离诱导转捩现象复杂，数值仿真难度大。基于全连接反向传播神经网络，建立了低Reynolds数转捩间歇因子的数据驱动模型，通过优化设计选择了能够反映转捩过程的数据驱动模型的流场输入参数，辨识了转捩间歇因子，据此修正了k-ω SST二方程湍流模型，求解二维翼型动态失速下的流场演化和非定常气动力特性。结果表明，数据驱动的转捩方程耦合二方程湍流模型具有一定的迎角泛化能力，能够反映动态失速下前缘涡增长与脱落、流动再附着等典型流动状态。基于数据驱动转捩模型的动态失速下非定常气动升力预测结果与基于SST-γ三方程模型的CFD计算结果相比，相对误差小于12%。

随着新型大推力火箭的发展，弯曲模态频率的不断降低，以及流动分离和跨声速飞行时产生的激波震荡等因素，其在跨声速飞行过程中更容易出现非定常振动发散。文章以某带助推的运载火箭模型为研究对象，通过数值计算获取火箭强迫振动时的气动阻尼，并对影响火箭气动阻尼的因素进行了分析。包括结构节点位置、振动振幅大小、脉动压力等。研究表明：助推主要起到增大气动阻尼的作用；前节点主要影响收缩段的气动阻尼；振动振幅大小和脉动压力对气动阻尼的影响可忽略不计。

对于气动外形优化、气动弹性计算等涉及更新流场计算网格的问题，网格变形方法的效率和鲁棒性对整个研究过程有显著影响。其中径向基函数（radial basis function，RBF）方法能够保证较高的网格质量，但是当空间及物面网格数量较多时效率极低。而Delaunay图映射（Delaunay graph mapping，DGM）方法效率很高，但在大变形时网格质量会迅速下降。因此，将结合RBF和DGM两种方法的优点，利用网格聚合方法自动生成背景网格，通过RBF方法更新背景网格，解决DGM方法无法适用于物面大变形的问题，利用DGM方法提高变形效率，建立一种高效高鲁棒性网格变形方法。通过对比，网格变形质量方面该方法能够和RBF方法基本保持一致，且对于本文三维网格算例，网格变形效率较RBF方法能够提升90%以上。

非定常曲面涡格法可以准确考虑曲面气动构型和非定常尾涡对气动载荷的影响，是分析大柔性机翼气动弹性动稳定性的重要手段。基于小扰动假定对气动载荷的状态空间方程线性化处理，基于链式法则对气动载荷的解析灵敏度推导，是构造线性化气动弹性方程的基础，并可用于提高动稳定性分析效率。此外，线性化的状态空间方程和解析灵敏度还可应用于气动弹性控制及优化设计。通过数值仿真发现，气动载荷对涡格节点在竖直方向的位移分量最为敏感。与有限差分法相比，使用解析灵敏度可以保障计算精度并大幅提高计算效率。

现代战斗机的任务性能要求满足高速、高机动、隐身、轻量化等多目标，无尾飞翼布局飞机的气动效率高，具有良好的机动性、低可探测性和飞发一体化优势。该布局采用翼身融合、多操纵面和全动翼尖的结构设计。全动翼尖机翼新型结构使得其气动弹性问题突出，其中全动翼尖结构和各个操纵面之间的耦合作用，使得颤振问题尤为突出。采用线性颤振法和模态跟踪技术研究全动翼尖机翼的颤振问题，通过研究发现，无尾飞翼布局飞机结构的颤振耦合类型主要有3种：机翼对称一弯和全动翼尖对称旋转耦合型（对称耦合型）、机翼反对称一弯和全动翼尖反对称旋转耦合型（反对称耦合型）及机身模态参与的颤振型。通过研究发现，反对称耦合型的颤振速度要低于对称耦合型，而在机身模态参与的颤振结果中，机身和机翼的耦合颤振速度高于前两者，机身和全动翼尖的耦合颤振速度低于前两者。影响对称耦合型颤振的主要结构因素有机翼弯曲刚度和全动翼尖旋转刚度，而影响反对称耦合型颤振的主要有机翼弯曲刚度、机身转动惯量和全动翼尖旋转刚度。总之，全动翼尖结构是造成无尾飞翼布局飞机容易发生颤振的内在因素。

采用气动力/结构耦合的方法对一种安定面结构进行静气动弹性发散分析，并设计相关风洞试验进行验证。为保证数值分析的精度，气动力计算采用CFD方法，结构变形计算采用有限元方法。风洞试验采用侧壁插入机构支撑，通过应变测量和高速摄像记录静气动弹性发散特性。以该安定面模型为研究对象，开展超声速状态静气动弹性发散特性研究，数值计算和风洞试验结果表明：CFD/CSD耦合方法可准确预测静气弹发散边界，静气动弹性发散呈现出一种爆发性的破坏形式，静气动弹性不稳定结构，在有攻角状态更容易出现弹性载荷超出结构强度极限，产生破坏，破坏时动压未达到发散边界。准确预测飞行器静气弹发散边界对飞行器结构设计十分必要。