为实现导弹快速机动转弯或精确制导打击的目的，提出了采用直接力/气动力复合控制的技术方法。选取某典型布局导弹外形，针对直接力/气动力复合控制的耦合干扰问题，尤其是导弹机动过程中的直接力/气动力干扰问题，综合采用风洞测力试验和非定常数值计算及直接力/气动力操纵响应的风洞验证试验手段，研究了直接力喷流的静态干扰影响特性、俯仰拉起过程的喷流干扰动态效应以及直接力/气动力复合控制作用下的飞行响应特性。结果表明：位于导弹后体的直接力喷流产生了有利的气动干扰，俯仰运动过程中的非定常流动对喷口上游分离区范围影响较大，出现气动迟滞特性，且随角速率增加而增强；俯仰大迎角下力矩放大因子受俯仰运动影响更为明显，出现偏离静态的不利结果；直接力/气动力复合控制可以提高导弹的拉起速度，实现快速转弯和姿态的精确控制。

导弹在大攻角下飞行时，会产生复杂的非对称涡结构，从而产生较大的侧向力，严重影响导弹的飞行控制。采用数值方法描述风洞试验中产生侧向力的现象，常需要人为引入扰动。本文采用带剪切层自适应的改进的延迟脱体涡模拟（improved delayed detached-eddy simulation，IDDES）方法，对有/无扰动的导弹构型进行了数值计算，并将计算结果与试验结果进行对比。在不添加扰动、40°攻角时计算出完全对称的旋涡结构，几乎不产生侧向力，从而排除了数值误差产生非对称效应的不确定性和非物理性；在导弹头部添加合适的“扰流片”引入扰动，模拟试验中所产生的非对称效应，可以准确地预测导弹的分离形态，压力分布与试验结果非常吻合。

为实现空空导弹快速越肩发射，研究了一种利用导弹在大攻角、超大攻角过失速过程中出现的静不稳定段，以实现导弹快速重新定向的越肩发射技术。采用计算流体力学/刚体动力学（computational fluid dynamics/rigid body dynamics，CFD/RBD）耦合的数值模拟方法，结合运动嵌套网格，针对一种放宽静稳定度设计的无翼布局空空导弹，对导弹过失速重新定向过程的轨迹、姿态及气动特性进行了数值模拟，研究了预置舵偏角、弹射角速度、喷流直接力控制对导弹重新定向过程的影响规律。给出了一种预置舵偏角与喷流直接力控制相结合的发射策略，可实现导弹1.5 s内完成重新定向机动，对新一代空空导弹实现快速后向攻击具有参考价值。

采用非定常延迟脱体涡模拟（delayed detached eddy simulation， DDES）方法，计算了细长体在马赫数Ma=0.6~1.15、攻角α=0°~180°的非定常流场，并从非定常气动力特性、非定常频率特性、非定常旋涡流动特性三个方面进行深入分析，得到以下结论：细长体气动力系数在攻角45°~165°范围内均具有较为强烈的非定常性，侧向力系数的非定常脉动幅值尤为强烈，其瞬时量值为法向力系数的1/4~1/2；细长体横侧向气动力系数在攻角45°~165°范围内有比较明显的主频，纵向气动力/力矩系数无明显主频；气动力系数的频率特性主要来自旋成体弹身，弹翼贡献很小；背风侧复杂旋涡流动是非定常气动力的主要原因，主要体现为旋涡生成、旋涡切换、涡脱落等。

针对姿控喷流在亚跨声速段的气动干扰效应问题，对细长体在侧向喷流发动机工作时迎风背风面的气动干扰情况进行了计算研究。研究结果表明：迎风面喷流时气动干扰较为复杂，干扰效果变化较为剧烈，喷口下游物面上的低压区和更低压力区在减小法向力的同时产生了抬头力矩；在中小攻角下，法向力和俯仰力矩的干扰特性有相反的变化趋势；较大攻角下迎风面的侧向喷流仍然保持了一定的俯仰力矩操纵能力。迎风面喷管工作时干扰效果变化较为剧烈，背风面喷管工作时干扰效果较为平稳，跨声速条件下的喷流干扰作用比亚声速下更强烈。

为改进试验技术、提高超大攻角下试验数据精准度，开展模型支撑干扰影响分析，针对细长体在高速风洞超大攻角试验中遇到的支撑干扰问题，采用数值模拟方法对侧撑和分段式支撑（尾撑/背撑）方案在亚、跨声速下的干扰进行了分析。数值模拟结果表明：整体而言，分段式支撑的干扰量较小，进行静态测力试验应尽量选用分段式支撑方案；侧支杆由于横穿流场，其引起的激波、膨胀波会显著改变模型的压力分布，在选用侧撑方案开展0°~180°连续动态试验时，需要开展流场干扰分析，并结合数值手段进行支撑干扰修正。

本文通过风洞旋转测力试验针对鸭式布局旋转导弹的舵翼干扰问题进行了研究。采用风洞试验方法对于不同舵翼周向角气动数据进行分析，得到转速随舵翼周向角变化规律；运用四点、八点平均获得的法向力系数与旋转情况下测得的平均法向力系数基本一致，可采用准定常方法解决旋转弹纵向气动问题；小攻角下洗流干扰强烈，使得纵向气动性能波动较大；通过研究得到了舵翼干扰造成的马格努斯效应随转速及攻角变化的波动规律， 马格努斯力与力矩在中等攻角下随攻角非线性变化较大且产生的绝对值也较大。

介绍了浙江大学Φ120高超声速风洞的设计性能参数、流场校测结果以及标模测力结果。Φ120高超声速风洞采用“前吹后吸”的暂冲式直连式布局，喷管出口直径为120 mm，设计运行马赫数为5.0、6.0和7.0，来流总压0.2~2.0 MPa，来流总温400~700 K，运行时间不小于10 s。流场校测结果显示5.0/6.0/7.0喷管的均匀区直径超过90 mm，均匀区平均马赫数分别为5.07、6.05和6.94，均方根偏差分别为0.018、0.015和0.023，均匀区轴向马赫数梯度分别为0.021、0.016和0.031，上述关键参数全部达到GJB1179A-2012合格指标，部分参数达到GJB1179A-2012先进指标。AGARD HB-2标模在Φ120高超声速风洞中的气动力测量结果与自研GRAND程序数值计算结果以及GJB4399-2002中的参考值吻合得较好。综上所述，Φ120高超声速风洞参数范围较宽，可用于高超声速空气动力学教学试验和高超声速复杂流动机理、流动控制降热减阻机制等前沿科学问题的研究。

经典的高效全局优化（efficient global optimization， EGO）算法搜寻得到的最优解，受代理模型精度及过早收敛等问题的制约，其精度仍存在进一步改善的空间。围绕最优解精度进一步改善的问题，研究了面向精确最优解的EGO算法。该算法基于Kriging代理模型，涉及的最优加点策略采用考虑Kriging信任的改善期望函数法，使得优化迭代后期更偏向于局部寻优。此外，文中还考虑了与成熟的拟牛顿法和Powell法等局部优化方法协同的算法，以提高最优解的搜寻精度。选用了若干典型的检验函数，对优化算法的具体实施过程进行了模拟与分析，发现改进后的优化算法能以相对较少的额外函数评估次数得到比经典的EGO算法更精确的全局最优解，从而验证了算法的有效性和准确性。最后，把发展的算法应用到具体的跨音速翼型优化问题，算例表明，改进后的EGO算法翼型阻力较原EGO算法减小了1.11%，显示了其工程实用性。

为了在飞行器研制初期快速而精准地估算出飞行器气动特性，提出了一种融合物理规律的经验工程修正算法，利用少量计算流体动力学（computational fluid dynamics，CFD）部件气动力系数数据对经验公式的重要参数进行修正拟合，达到提高工程算法计算精度的目的。首先，对数据适用性进行验证，验证了公式来源Missile Datcom计算数据和光弹身飞行器CFD数据的适用性；接着，针对法向力系数，从部件的角度进行剖析，利用少量CFD部件气动力系数数据修正拟合了飞行器部件的气动力系数经验公式，得到不同部件的气动力系数计算方程；最后，通过对比修正公式计算结果和CFD预测集，证明了算法的合理性。

针对圆锥母弹和旋成体子弹外形，采用数值模拟方法开展了后向分离研究。研究了不同分离攻角和相对速度条件下，母弹对子弹分离特性的影响。结果表明，在高速后向分离过程中，母弹会对子弹运动和姿态产生较大干扰。分离速度主要影响子弹与母弹相对位移的建立，较快的分离速度可以使子弹快速远离母弹，有利于安全分离。分离攻角主要影响子弹姿态，分离攻角越大，滚转姿态发散越快，俯仰和偏航姿态振荡的幅值越大，不利于安全分离。

使用CFD方法计算了钝头体表面热流分布，与试验数据进行了对比，验证了方法的可靠性。分别使用迭代耦合和单向求解的方法计算了不同时刻结构内部的温度分布：迭代耦合方法通过单个时间步内流场和结构之间的互相数据交换，完成气动-传热一体化计算；单向求解通过CFD计算得到物体表面气动加热情况，再通过结构传热求得结构内部温度分布。计算结果表明：钝头体驻点位置受到气动加热效应最严重；迭代耦合计算方法相比于单向求解方法计算得到的结构温度更接近实际值。

为有效地降低近壁面网格分辨率的要求，将一种被称为当地自由域离散化（domain-free discretization，DFD）方法的浸没边界法（immersed boundary method，IB）与大涡模拟（large eddy simulation，LES）相结合模拟湍流。偏微分方程在解域内节点上的离散形式可能包含解域之外的节点，外部相关点处的流动变量通过沿垂直于壁面方向的线性外推进行估算。引入基于湍流边界层方程的平衡型壁面模型，壁面模型产生的壁面剪应力和无穿透条件在浸没边界处强制执行，以计算外部相关节点处的速度分量。对于湍流闭合，采用动态亚网格尺度（subgridscale，SGS）模型，并使用拉格朗日平均法计算模型系数。外部相关节点处的SGS涡流黏度为外层处的涡流黏度。为验证当前LES-DFD方法的能力，在相对粗的网格上进行了后台阶绕流的数值实验。计算结果与已发表的实验或数值结果非常吻合。