爆震发动机相比于采用布雷顿循环的传统航空发动机具有更高的单位推力和更低的耗油率，具有广阔的应用前景。旋转爆震发动机由于具有工作频率高、单次点火和起动马赫数低等优点，近年来在全球航空航天领域引起了广泛关注，世界各国针对本研究领域的资助强度及工程应用化进程均处于迅猛发展态势。鉴于此，本文对国际上旋转爆震的研究进展进行综合评述，针对涡轮基旋转爆震发动机多个关键技术难题的研究现状进行了分析，详细描述了本研究团队在以上领域所取得的突破性进展。最后，对涡轮基旋转爆震发动机的未来发展进行展望。后续涡轮基旋转爆震发动机所开展的研究工作将瞄准内/外涵加力爆震及涡轮冲压旋转爆震组合发动机三个应用方向，攻克燃烧室宽范围可靠起爆、爆震波模态调控及传播增稳、燃烧室及喷注结构优化、压力回传抑制、燃烧室高效热防护、整机系统稳定匹配等关键技术性难题，加快旋转爆震发动机的工程化应用步伐。

当雷诺数降低至临界值(约2×10⁵) 附近时，压气机叶片/端壁表面分离-转捩过程诱发强烈湍流脉动，导致效率及稳定裕度急剧下降。然而，不同雷诺数下转捩触发模式及多尺度涡系时空演化机理尚不清晰，难以定位高空性能退化的核心因素。本文以某一高亚音速压气机叶栅为研究对象，探究了不同雷诺数下分离剪切层不稳定机制及涡动力学特性，阐明了性能变异机理。结果表明，分离剪切层中扰动首先呈现指数增长，随后出现非线性效应诱发转捩起始。当雷诺数从4.5×10⁵ 降低至1.5×10⁵ 时，剪切层扰动增长速率下降，非线性效应延迟，转捩起始及结束位置显著移向下游，分离泡长度增加122%。同时，剪切层涡系脱落频率降低，转捩末期三维发卡涡卷起、破碎强度更大，导致高水平雷诺切应力区域迅速扩展，损失增加241%。发现了低雷诺数下分离点压力梯度突增现象，进一步构建了不同雷诺数下分离点压力梯度与分离尺度、边界层增长速率的关联模型，精准定位了诱发高空性能退化的关键敏感参数，为低雷诺数下压气机叶片设计及流动调控提供直接理论支撑。

本文基于自主开发的流线曲率计算工具，开展了轴流压气机二维通流方法及其在多台压气机串并联系统中的应用研究。针对经典跨音模型假设的局限性，提出了考虑激波结构影响的波前膨胀过程简化假设，发展了结合连续性方程和S1 流面受力平衡的落后角模型，计算结果与跨音叶栅、1.5 级跨音压气机试验数据对比一致，预测精度优于经典模型。结合NACA65、C4 叶栅试验数据和理论分析，提出了叶型损失、落后角和堵塞系数的低雷诺数修正模型，有效评估了低雷诺数效应对三级轴流压气机匹配性能的影响，与CFD 计算结果基本一致。发展了多台压气机串并联通流匹配方法，准确预测了压气机部件性能，针对某临界负荷工况，制定了系统效率最优、回避失速风险的匹配运行策略。

随着大涵道比涡扇发动机的广泛应用，其短舱内显著的旋流特征对声传播特性及声衬阻抗设计的影响亟待深入研究。基于线化欧拉方程构建特征值问题，系统分析了旋流条件下阻抗管道内的声传播特性与声传递损失规律。研究结果表明：频率升高导致模态声波远离截止频率，致使上下游声传递损失同步降低。旋流周向速度分量抑制反向传播模态声波的声传递损失，而放大同向传播模态声波的声传递损失。旋流导致声衬阻抗最优声阻偏移，与旋流同向模态声波的最优声阻减小，而反向模态声波的最优声阻则增大。本研究揭示了旋流对管道声学特性的多维度影响机制，为先进航空发动机短舱声衬设计提供了理论依据。

五孔气动探针因其便捷可靠的特性在舰船燃气轮机测量中得到广泛应用。本文通过参数化探针头部型线，利用数值计算分析不同形状探针头部对流场的影响，旨在设计出适用于亚、跨、超声速条件下的探针。研究结果表明，通过调整参数化方程的参数x_h、D 和q，可根据需求生成多样化的探针头部形状；通过探针头部的激波函数可见，在亚、跨声速中探针头部越靠近半圆形对流场影响越小，而在超声速中正好相反；通过近壁面气动参数分布可以看出Probe02 探针的总压和马赫数整体突变幅度最小，对近壁面流场的影响最小；通过五个测压孔计算出的Probe02 探针马赫数与真实来流相比，在亚声速下测量误差约为1.03%，在跨声速过程中测量误差约为1.47%，在超声速下测量误差约为5.15%。综合考虑不同来流条件下的兼容性，Probe02探针为较优测量方案。