上层大气层（100~300 km）飞行器凭借其对地观测精度高、通信时延低等优势，在遥感侦察、应急通信和空间探测等领域展现出重大应用潜力，已成为关乎商业航天与国防安全的前沿装备领域，同时引发国际社会对上层大气层轨道资源的竞争。本文阐述了发展上层大气层飞行器的核心价值与深远意义，总结了国内外相关研究与发展态势。面对上层大气层空域高度复杂、动态多变的空间环境，从飞行器总体设计视角出发，凝练并提出了上层大气层飞行器面临的力系平衡、能量平衡、热/蚀防控及系统协同四大挑战，指明了潜在的解决途径与技术攻关方向，以期梳理研究思路，加速构建完备的技术体系，从而推动上层大气层空间从科学探索迈向工程应用。

基于多项式函数的中心线及面积率流道造型方法设计得到高性能扩压段。基于机身与扩压段组合、切口B样条不等距插值的唇缘光顺方法获得埋入式进气道基础构型。调节基础构型设计参数获得不同进口面积、位置的埋入式进气道构型，基于计算流体力学（CFD）数值模拟评估获得进气道初步优选构型。在此基础上，开展进气道精细设计及数值模拟评估获得最终优选构型，当来流马赫数为0.85、进发匹配点时总压恢复系数达到0.9137，在所有规定状态下畸变系数DC₆₀绝对值的最大值为0.4448，满足进气道设计指标要求。研究成果可为各类飞行器埋入式进气道设计提供一定技术参考。

高速飞行器在飞行过程中，会出现复杂的激波-激波干扰现象，并导致飞行器壁面区域热流的急剧增大，对飞行器的热防护系统构成了巨大挑战。针对激波-激波干扰带来的极端气动加热问题，将逆向喷流应用于类 X-51飞行器进气道唇口，并采用数值模拟方法研究了前体激波干扰下进气道唇口处逆向喷流对流场结构和热流的影响。通过改变来流迎角获得不同迎角下前体激波对唇口激波的干扰类型和对唇口流场与热流分布的影响规律，并进一步研究了不同总压比逆向喷流在Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ型激波干扰下的降热特性。结果表明，迎角变化会改变唇口处的激波干扰类型，迎角从3.8°变为4.0°时，干扰类型从Ⅲ变为Ⅳ；逆向喷流可将 Ⅲ型激波干扰转换为类 Ⅱ型，Ⅳ型激波干扰转换为类 Ⅲ型，降低唇口热流；对于 Ⅴ型激波干扰，逆向喷流会将其转换为更严重的 Ⅳ型干扰，导致壁面热流峰值有所上升。研究获得了不同迎角下类 X- 51飞行器进气道唇口逆向喷流降热规律，明晰了不同激波干扰类型下逆向喷流的作用机理，可为同类型飞行器热防护设计提供支持。此外，研究结果表明，唇口逆向喷流的引入，会减小进气道总压损失，与无喷相比其总压恢复系数提高 49%；同时它还增加了质量流量，有利于提升进气道性能。

以风为传播媒介的植物（如蒲公英、婆罗门参）种子因其大孔隙度圆盘结构而备受仿生学界关注，该类结构对开发新型仿生飞行器具有潜在价值。现有研究多基于数值模拟和传统风洞中的粒子图像测速（PIV）技术间接分析流场与气动力，但这些方法成本高，且传统水平风洞难以满足垂直气流试验需求。因此，发展一种低成本、高效、精准的气动力测量方法尤为必要。本文针对大孔隙度圆盘结构的气动力测量技术展开研究，设计并搭建了垂直流场测试平台，研制了一款高精度、高灵敏度的盒式六分量天平。为避免垂直气流对天平测量精度及流场品质的干扰，借鉴风洞拐角导流技术，设计了带环形导流片的叶栅结构，引导竖直向上气流至水平方向。通过计算流体力学（CFD）方法分析了导流片对气流偏转的影响，结果表明，在特定安装角下，气流偏转均匀且趋于水平，对测试平台流场影响较小。为验证平台准确性，将14 mm蒲公英种子模型放大18倍，对不同孔隙度的简化模型进行数值模拟与风洞试验，阻力数据拟合良好，表明该平台在所考虑误差范围内具有较高的测量精度。

针对AG300公务机垂尾，本文开展混合层流控制（HLFC）减阻技术数值研究。计算采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程，以及k-ω SST湍流模型结合γ转捩模型模拟转捩。转捩预测方法通过与NLF(2)-0415无限后掠翼试验数据对比进行验证。结果表明，模型具有较高的预测精度和可靠性。研究分析了均匀吸气、非均匀吸气以及在吸气条件下减小垂尾前缘后掠角对减阻效果的影响。HLFC技术能够有效降低垂尾阻力，通过减小前缘后掠角可进一步提升减阻效果。然而，为确保流动稳定性，吸气强度需控制在临界值以下，为混合层流控制技术在通用飞机减阻工程化的应用提供支持。

利用鸟类覆羽的仿生学原理，本文设计了4种不同厚度的柔性锯齿，将它们安装在15°迎角下的NACA 0018二维翼型上翼面的不同位置处，通过热线风速仪采集翼型尾流区的流场数据。风洞试验基于翼型弦长300 mm的雷诺数为5.1×10⁵，平均速度和脉动速度的统计结果表明，较轻薄的柔性锯齿安装在翼型前缘附近时可以消除前缘剪切层，频谱分析表明分离泡中的非定常脉动得到了显著抑制；较厚重的柔性锯齿安装在尾缘附近时可以消除前缘剪切层，诱导高速流体附着于翼型的上翼面。

本文研究了超声速进气道内通道构型参数对稳定亚临界及喘振特性的影响，开展了相同外压缩面、不同内通道构型的进气道方案流场数值模拟。研究对象为二维外压式进气道，设计马赫数为3.0，共开展6种内通道构型模拟，模拟工况为马赫数2.0，采用二维非定常模拟方式获得了各种进气道方案从稳定亚临界到小喘以及大喘的工作过程。研究结果表明，内通道构型对进气道亚临界特性有重要影响，内通道长度较短、出口高度较小的方案具有宽泛的稳定亚临界特性，且喘振状态为大喘，其喘振触发符合Dailey准则；内通道长度较长、出口高度较大方案对应的稳定亚临界范围较窄，其喘振包括小喘和大喘两种类型。其中，小喘为未触发Ferri准则、Dailey准则的进口前结尾激波/腔体耦合自激振荡现象，这种喘振触发机制之前未见报道，相关研究有助于加强喘振形成机制认识。

建立大型低速风洞涡扇飞机动力模拟试验系统，准确获得涡扇发动机进排气对飞机的动力影响量，为我国军用和民用涡扇飞机的精细化研制提供技术支撑。内式空气桥天平技术是该项试验系统中的核心技术之一，涡轮动力模拟器（TPS）需要由高压气驱动运转，高压供气管路的自身管路刚度以及高压气体流经天平的固定端至测量端时，会给天平带来较大的测量干扰，对风洞试验的测力精度造成影响，需要对高压供气管路进行刚度减弱、供气消扰处理。消除或减弱供气管路及高压供气流经管路时给天平测力带来的干扰载荷，是确保获得高精度试验数据的必要前提。本文提出了一种新型空气桥消扰单元结构，围绕空气桥自身刚度、供气压力、供气温度、供气流量对天平的测力干扰影响进行了设计机理与校准修正的技术研究。试验结果表明，内式空气桥天平相应的技术指标符合预期，能够满足涡扇飞机动力模拟风洞试验需求。