一、NASP低速推进方案（论文文献综述）
罗金玲,龙双丽,汤继斌,韩忠华,张阳[1]（2021）在《空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用》文中进行了进一步梳理空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战。本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护等设计要求,提出了空天飞行器对机翼/翼型设计的新需求。基于一种新的宽速域翼型,采用数值模拟方法,开展三维流动下翼型与机翼平面形状的一体化优化设计,获得了一种翼型沿展向变化的新机翼,相对优化前,低速时机翼产生的升力效率提高了36.3%,超声速和高超声速升重平衡升阻比分别提高了33.4%和12.9%,新机翼能更好地兼顾低速、跨声速、超声速和高超声速气动性能的要求。将新机翼应用于典型空天飞行器,再通过全机气动外形优化设计,进一步提高了宽速域飞行时升重平衡下的使用升阻比,高亚声速时提高了5.9%,超声速时提高了10.3%,高超声速时提高了0.7%,解决了低速飞行时高升力与高速飞行时高升阻比的需求矛盾,并获得了一种满足宽速域总体设计要求的空天飞行器气动布局。研究成果具有一定工程指导意义。
王长青[2]（2021）在《空天飞行技术创新与发展展望》文中提出首先介绍了空天飞行技术的发展历程与现状;结合各国发展经验及空天飞行器飞行特点提出了空天飞行技术面临的基础科学问题,并依据目前的技术发展情况提出了具体解决途径;阐述了空天飞行技术的未来发展方向。太空是人类的未来,"廉价、便捷、安全、机动"的空天飞行器将颠覆现有进出空间方式开辟新太空时代。
朱坤,杨铁成,周宁[3]（2021）在《从低成本角度探讨航天运载器技术发展路线》文中研究说明为降低航天运载发射成本,传统的航天运载器经历了一次性使用运载火箭、航天飞机、可重复使用运载火箭的发展历程。分析了一次性使用运载火箭、航天飞机、可重复使用运载火箭、空天飞行器的运载方式与运载成本,研究了国外空天飞行器发展情况,概括了空天飞行器发展面临的宽域高超声速流动与燃烧问题、真实气体效应问题、多种热力循环模态转换与匹配问题、超高温作用下材料/结构热防护与失效问题、宽域高动态强耦合飞行控制问题。通过重复使用水平起降空天飞行器有望大幅降低航天运载发射成本,但也面临巨大的技术挑战,需重点投入和攻关。
黄红岩,苏力军,雷朝帅,李健,张恩爽,李文静,杨洁颖,赵英民,裴雨辰,张昊[4]（2020）在《可重复使用热防护材料应用与研究进展》文中认为可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用场景进行了简要介绍。在此基础上,结合国外里程碑式可重复使用飞行器（X-15、SR-71、航天飞机、X-33、X-37B、Spaceliner等）,梳理了可重复使用热防护材料的应用与研究进展,论述了代表性可重复使用热防护材料的发展、性能、研制进度、特点及应用前景。对国外在可重复使用热防护材料研制中的设计及发展思路,以及所存在的主要问题进行了总结归纳,为可重复使用热防护材料未来的发展提供了思路。
张升升,郑雄,吕雅,乔晓慧,张永[5]（2020）在《国外组合循环动力技术研究进展》文中研究表明组合循环动力技术是多种动力技术从热力循环、结构布局等方面的有机融合,具有工作包线宽、综合性能优等特点。综述了国外组合循环发动机的发展历程,介绍了几种典型组合循环发动机,概述了组合循环动力技术的发展趋势、关键技术,提出了组合循环动力技术领域的发展建议。
龚春林,陈兵[6]（2020）在《组合循环动力在水平起降天地往返飞行器上的应用》文中研究指明水平起降天地往返飞行器是未来空间快速响应和低成本航天运输的重要方式,组合循环动力具备全包线飞行能力,在大气层内利用空气作为氧化剂,可大大提升发动机的比冲,是未来水平起降天地往返飞行器的首选动力系统。梳理了国内外组合动力天地往返飞行器的发展历史和现状,对比未来航天运输系统中不同起降方式的优缺点,明确了水平起降的优势及其对飞行器和发动机的要求,通过组合动力和火箭动力的总体性能分析和对比,进一步确认组合循环动力在水平起降天地往返飞行器中的应用优势。
汪文凯[7]（2019）在《高超声速巡航飞行器最小技术代价设计方法》文中研究说明高超声速巡航飞行器采用吸气式推进方式,可以Ma≥5的速度在临近空间大气内巡航。其高速度能够显着缩短飞行时间,有利于执行时间敏感的远程飞行任务,如紧急运输、高速客机和快速全球打击。由于其采用的吸气式推进系统可以提供远高于火箭发动机的推进效率,该类飞行器理论上具有更大的航程/载荷率潜力,可以作为一种通用的航空运载平台,亦可支撑快速便捷的单/两级入轨。此外,在临近空间内高速飞行的能力对防空提出了严峻的挑战,使得该类飞行器具有良好的突防能力。高速度、高效率和临近空间等特征赋予了该类飞行器广阔的应用前景和巨大的战略价值,使其成为了远程高速飞行的核心发展方向之一。但是,该类飞行器的发展面临诸多的挑战。从高超声速飞行器技术的发展路线来看,高超声速巡航飞行器是以助推-滑翔飞行器为基础,并支撑单级入轨空天飞机的中间环节。当前技术发展水平则正处于助推-滑翔技术趋近成熟,并开始巡航技术攻关的关键时期。各子系统/学科的性能水平和技术成熟度尚不足以支撑高超声速巡航飞行器的设计和制造,而各子系统/学科之间的相互影响又使得各子系统的性能提升越发艰难。在此背景下,总体设计的首要问题是如何协调各子系统/学科的发展进度,使得总体方案能够尽早实现,从而抢占市场先机或形成战斗力。也就是说,飞行器设计的主导矛盾不再是常规低速飞行器的经济性矛盾,而是总体性能需求与各子系统/学科技术水平不足之间的矛盾。这一矛盾造成了该类飞行器设计方案的不可行问题。针对这一问题,一方面可以从子系统角度出发,提高子系统性能水平和技术成熟度;另一方面,则可以从总体角度出发,协调多个子系统发展,降低对发展困难的子系统的指标需求,从而提高总体方案可行性。本文从后者着手,提出了两条技术路径:一是通过最小技术代价设计方法协调拆分子系统性能指标,提出最高可行性的总体设计方案;二是通过周期巡航轨道优化/设计,降低对部分子系统性能的需求。具体来说,本文主要进行了如下研究:（1）通过对系统总体设计矛盾和子系统/学科的发展规律的研究,提出了最小技术代价设计方法,解决了子系统协调发展和指标优选问题,从总体层面实现了设计方案可行性的最大化;结合高超声速巡航飞行器的航程/载荷率指标和子系统发展状况,提出了适用于该类飞行器的最小技术代价设计方法。（2）通过气动、推进、气动热、运动学和热力学等耦合特性研究,建立了多学科耦合动态模型,描述了高超声速巡航飞行器的耦合动态特性;通过对归一化运动模型的动力学分析,提出了松耦合三自由度运动学模型,解决了由燃料消耗造成的高度/密度平衡点移动问题,将多周期设计问题转化成为了单周期设计问题。（3）通过对高超声速最优周期控制问题的研究,在通用最优控制理论基础上提出了带约束周期最优控制理论,发现了高超声速最优周期巡航轨道的三个重要特征,包括平衡比的Bang-Singular-Bang控制特性,主动冷却吸热的奇异弧与内壁温度的边界弧的一致性,以及速度的纯状态过程约束带来的协变量与输入变量时序变化的不连续性。（4）通过对最优周期巡航轨道机理和航迹倾角-归一化密度二维闭轨稳定性的研究,提出了稳定/次优周期巡航轨道设计方法,在继承最优周期巡航轨道性能优势的同时,解决了最优周期巡航轨道的不稳定性问题。（5）通过对周期巡航的技术代价研究,提出了周期巡航飞行器最小技术代价设计方法,解决了周期巡航轨道与最小技术代价设计方法的结合问题,验证了周期巡航轨道对减小系统总技术代价的有效性。论文围绕从总体层面提高高超声速巡航飞行器设计方案可行性的问题,提出了最小技术代价设计方法和可应用的周期巡航轨道设计方法,对比了周期巡航和稳态巡航对各子系统的性能需求和对技术代价的影响。本文研究有助于厘清未来高超声速巡航飞行器的重点攻关方向,协调各子系统后续的发展进步,提高总体设计方案的可行性。
程昆林[8]（2020）在《基于冷源梯级利用的高超声速飞行器联合发电系统性能研究》文中研究说明高超声速飞行器是下一代的可用于快速侦查、远程打击与空间运输的航空/航天器。为了实现推进剂供给、雷达侦测、飞行控制以及激光武器发射,高超声速飞行器需要大功率的电能供应,但常规的机载供电技术却由于种种限制而难以满足要求。针对高超声速飞行器巨大的电能需求与有限的冷源,本文发展了基于冷源梯级利用的联合发电系统方案。为了评估联合发电系统性能,预测系统的工作包线与性能边界,本文开展了如下研究:针对开式发电系统在高超声速飞行器上存在的不足,提出了利用闭式发电系统进行大功率热电转换的概念。通过对比分析认为闭式发电系统更适合应用于加速型高超声速飞行器,其能够在整个飞行包线提供更强的发电能力,但也面临有限冷源的问题,体现在冷源种类少、吸热能力不佳并且可用流量小。有限冷源下燃料流量、有效焓差、系统热效率共同决定闭式系统的功率。开展了有限冷源下闭式布雷顿循环的性能分析,对比不同冷源工质对闭式布雷顿循环性能的影响。结果表明,低温燃料作为闭式循环的冷源更具优势,而常温的碳氢燃料作为冷源时必须进行功率优化。在燃料冷量和系统热效率的共同作用下,对于发电功率存在最佳的冷源温差,并且简单回热构型比再压缩构型在系统组成和功率输出（219.6 k J/kg vs.192.5 k J/kg）上更具优势,但闭式布雷顿循环对冷源的利用程度较低。以半导体温差发电技术作为有限冷源下闭式循环发电系统的性能提升手段,发展了考虑冷热源流动方向温度变化的多级半导体温差发电器建模方法,分析了主要的性能影响因素并对级数进行了优化。结果表明,几何系数和加热通道入口温度对系统性能影响显着。相比于单级半导体温差发电器,多级结构在功率密度和热电转换率最高能够实现79.1%和96.5%的提升,且综合考虑发电性能和结构制造难度,级数为3或4最佳。此外,提出了利用液态金属作为第三流体进行闭式发电系统热能供给及发动机壁面冷却的概念,并与基于再生冷却的燃料热能供给模块进行了对比。结果表明,前者能够在保证壁面热防护的前提下获得更佳的热供给能力。以冷源梯级利用为指导思想,提出了闭式布雷顿循环-半导体温差联合发电系统方案并开展了性能评估。结果显示,引入半导体温差发电器能够有效提高有限冷源下闭式发电系统的功率,相比于单一闭式布雷顿循环,不考虑加热过程限制时功率提升百分比最高可达53.6%,与发动机耦合后为33.4%。本文为解决高超声速飞行器大功率供电问题提供了新的技术途径,为下一步开展详细论证与工程实践奠定了基础。
张远[9]（2019）在《超燃冲压发动机进气道性能分析及多场耦合计算》文中指出超燃冲压发动机是高超声速飞行器理想的动力来源。在高超声速飞行中,飞行器面临着严酷的气动力与气动热环境。这使得在长时间高马赫数工况下进气道将产生较大的结构变形,对性能产生不利影响。通过数值仿真的手段对超燃冲压发动机进气道的气动加热和结构热变形进行流-固-热多场耦合计算有着重要的研究意义与价值。本文采用了将流-热耦合有限体积法和热-结构耦合有限元法相结合的流-热-固多场耦合分析方法。该方法考虑了流动传热之间的实时相互影响,并通过与文献中实验结果对比,验证了该耦合方法的准确性。本文首先对GK01二维进气道模型进行了变攻角条件下的多场耦合分析计算。计算结果表明:进气道前缘发生沿机体坐标系Y轴正方向的变形,唇口发生沿Y轴负方向的变形,且随着攻角从负到正变化,前缘变形量显着增大。相对于未变形结构,考虑结构变形后进气道出口平均马赫数、总压恢复系数、增压比等性能参数在0攻角时改变最大;随着攻角绝对值增大,进气道性能参数改变量逐渐减小。之后对本文设计的曲面压缩三维侧压式高超声速进气道,研究了零攻角时进气道的结构热力变形响应,以及变形对进气道性能参数造成影响。结果表明:压缩侧板可起到增加约束的作用,使得唇口变形方向与前体相同,均为沿机体坐标系Y轴正方向的变形。进气道在Y轴方向变形最大,X轴方向变形较小,Z轴方向变形最小。变形后进气道出口增压比大幅上升,出口平均马赫数、出口总压恢复系数和流量系数均比变形前降低。
吕郑[10]（2019）在《Ma0-6并联式TBCC排气系统的设计及性能研究》文中提出TBCC（Turbine Based Combined Cycle）推进系统融合了不同工作范围的发动机,能够实现高超声速飞行器的水平起降,成为各航空航天大国研究的热点。排气系统作为TBCC推进系统的核心部件之一,控制着高/低速通道燃烧室出口高温、高压燃气的膨胀过程,为飞行器提供推力、升力和俯仰力矩,其设计水平的高低直接关系到整个推进系统性能的优劣。本文通过理论分析、数值计算以及风洞实验相结合的方法,对Ma0-6级TBCC排气系统的设计以及在设计过程中遇到的问题开展了详细的研究,如:低马赫数下改善非对称喷管过膨胀性能的研究、TBCC排气系统模态转换过程研究、强几何约束下非对称喷管的设计方法研究以及进出口形状可定制的三维非对称喷管的设计方法及分析研究等,并在此基础上,针对Ma0-6级TRRE（Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet Combined-Cycle Engine,一种改型TBCC发动机）发动机排气系统的设计开展了详细的研究。首先,采用理论分析和数值计算的方法明确了下唇板二次流喷射改善低马赫数下非对称喷管性能的工作机理,研究了二次流不同气动和几何参数对非对称喷管性能的影响,指出:在工作落压比10时,相比于二次流关闭时非对称喷管的性能,二次流打开时,非对称喷管的推力系数、升力和俯仰力矩分别增加3.16%、29.43%和41.67%;将二次流位置后移、增加二次流的总压或出口宽度有利于非对称喷管性能的提升,并且当增加二次流出口宽度并适当降低总压时,可以在保持升力和俯仰力矩增益不变的情况下,提升推力性能。然后,采用非定常数值计算和风洞实验的方法对并联式TBCC排气系统的模态转换过程进行了研究,获得了模态转换过程中不同阶段排气系统的流场特性和性能变化规律。在模态转换过程中,涡轮和冲压的排气射流之间相互干涉影响,并且冲压排气射流对涡轮喷管内部流场影响较大。随着模态转换过程的推进,涡轮喷管和冲压喷管产生的推力分别逐渐减小和增加,但整个排气系统的推力逐渐增加且变化流畅。当涡轮发动机处于加力和节流状态时,整个排气系统的推力系数和俯仰力矩随着冲压通道的打开逐渐增加,升力则逐渐减小;而当涡轮发动机处于处于加力状态向节流状态转变的中间过程时,分流板转动关闭涡轮通道,涡轮喷管、冲压喷管以及整个排气系统的推力系数均降低,而且升力和俯仰力矩快速下降,分别降低67.15%和80.92%。其次,采用特征线理论并结合二维喷管最大推力理论获得了几何约束下二维非对称喷管设计方法,研究了相关设计参数对非对称喷管性能的影响,并开展了相关的实验验证,结论认为:初始膨胀段圆弧半径对非对称喷管的性能影响不大,但下唇板长度和初始膨胀角对非对称喷管的性能影响较大;在设计点下,相比于传统设计方法,采用新方法设计的非对称喷管在轴向推力系数、升力和俯仰力矩上的增益分别为5.5%、1098.2%和20.3%;在非设计点工况,采用新方法设计的非对称喷管性能依然具有较大的提升,所有工况下均产生正升力。再次,采用准二维特征线理论并结合三维喷管最大推力理论获得了几何约束下带侧向膨胀的三维非对称喷管设计方法,研究了设计参数对三维非对称喷管性能的影响,结果表明:侧向膨胀型面、下唇板长度和初始膨胀角对三维非对称喷管的推力性能影响较明显,而初始膨胀段圆弧半径则影响较小;相比于传统设计方法,采用新方法设计的三维非对称喷管在推力系数、升力和俯仰力矩的增益分别为12.86%、367.62%和188.89%,为高性能三维非对称喷管的设计提供了很好的方法;在所设计的三维非对称喷管中,侧向膨胀贡献了22.64%的推力,但对升力和俯仰力矩的影响很小。最后,针对进出口形状可定制的三维非对称喷管考虑减重设计的迫切需求,提出了喷管型面的修型方法,并研究了进口形状对三维非对称喷管性能的影响。该设计方法获得的三维非对称喷管在升力和俯仰力矩的增益分别为427.00%和10.80%,重量降低了37.51%,而推力系数只出现了0.76%的下降。随着三维非对称喷管进口轴比或宽高比的增加,轴向推力系数变化趋势与升力和俯仰力矩的变化趋势相反,因此推进效率和飞行器稳定性之间的平衡选择可以作为燃烧室形状选取的一个重要因素。此外,将该三维非对称喷管的设计方法应用于轴对称高超声速飞行器多模块超燃冲压发动机尾喷管设计中,有效解决了模块之间的布局问题。在上述非对称喷管型面设计方法的研究基础上,针对Ma0-6级TRRE动力系统中排气系统的设计需求,进行了设计点下喷管型面以及高/低速通道调节方案的设计,并对调节方案中关键几何参数进行了研究,确定了排气系统的最终构型,并获得了全包线范围内排气系统的性能变化规律。在设计点下,非对称喷管下唇板的初始膨胀角为0.37rad。根据高速通道的调节需求,确定了高速通道下唇板滑动+转动的调节方案,而且下唇板转轴位置前移对高速通道单独工作时排气系统的性能更有利。为了消除高/低速通道之间的调节干涉、降低低速通道的面积比,将低速通道分流板转轴位置后移,并确定了最佳的分流板转轴位置和上型面角度分别为220mm和20°。随着飞行马赫数的增加,在Ma0-0.8工况,排气系统的推力系数快速增加,而在Ma1.2-2.0工况,推力系数先增加后降低;在Ma2.0-6.0范围内,高速通道单独工作,推力系数均保持在0.96以上,而且随着飞行马赫数的增加,推力系数同样先增加后逐渐降低。
二、NASP低速推进方案（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、NASP低速推进方案（论文提纲范文）
（1）空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 空天飞行器对机翼/翼型需求分析 |
| 1.1 飞行环境的特点 |
| 1.2 低速高升力与高速高升阻比设计要求 |
| 1.3 宽速域飞行对升重匹配的设计要求 |
| 1.4 结构与热防护设计要求 |
| 2 宽速域翼型与机翼平面形状一体化设计 |
| 2.1 宽速域翼型的气动特性 |
| 2.2 三维机翼优化设计方法 |
| 2.3 优化设计目标及约束条件 |
| 2.4 机翼/翼型一体化设计结果分析 |
| 3 宽速域机翼/翼型的应用研究 |
| 3.1 宽速域机翼空天飞行器的升阻比 |
| 3.2 全机优化设计方法 |
| 3.3 全机状态下机身/机翼/翼型优化结果分析 |
| 4 小结 |
（2）空天飞行技术创新与发展展望（论文提纲范文）
| 0 引 言 |
| 1 空天飞行技术发展现状 |
| 1.1 1960～1980年：技术先行 |
| 1.2 1980～2000年：竞相发展、辉煌一时 |
| 1)美国 |
| 2)德国 |
| 3)英国 |
| 1.3 21世纪至今：再掀高潮、全面布局 |
| 1)美国 |
| 2)德国 |
| 3)英国 |
| 1.4 小结 |
| 2 空天飞行技术的基础科学问题 |
| 2.1 动力与能源 |
| 1)多种热力循环模态转换与匹配问题 |
| 2)非平衡燃烧化学动力学与多相湍流相互作用问题 |
| 3)内外流耦合问题 |
| 2.2 空气动力学、热力学与等离子体动力学 |
| 1)高温真实气体效应问题 |
| 2)边界层转捩问题 |
| 3)稀薄气体效应问题 |
| 2.3 结构与材料学基础性问题 |
| 1)高超声速飞行结构基础问题 |
| 2)高超声速飞行材料基础问题 |
| 3)可重复使用大型轻质结构及制造技术问题 |
| 4)结构功能一体化问题 |
| 5)结构检测与健康管理问题 |
| 2.4 制导控制基础科学问题 |
| 1)动力学特性复杂问题 |
| 2)轨迹约束复杂问题 |
| 3)稳定控制要求高问题 |
| 4)探测与识别难度高问题 |
| 5)动力学建模问题 |
| 6)故障诊断与容错控制技术 |
| 2.5 试验基础科学问题 |
| 1)地面试验技术问题 |
| 2)飞行试验技术问题 |
| 3 空天飞行技术发展展望 |
| 3.1 开辟新太空时代，助力空天发展 |
| 3.2 吸气式组合动力是空天飞行器的核心，三组合发动机是重要发展方向 |
| 3.3 推动航空航天融合，带动空天产业快速发展 |
| 4 结束语 |
（3）从低成本角度探讨航天运载器技术发展路线（论文提纲范文）
| 引言 |
| 1 传统航天运载器 |
| 1.1 一次性使用运载火箭 |
| 1.2 航天飞机 |
| 1.3 可重复使用运载火箭 |
| 2 空天飞行器 |
| 2.1 美国 |
| 2.2 英国 |
| 2.3 德国 |
| 2.4 运载成本分析 |
| 3 空天飞行器面临的技术问题 |
| 3.1 宽域高超声速流动与燃烧问题 |
| 3.2 真实气体效应问题 |
| 3.3 多种热力循环模态转换与匹配问题 |
| 3.4 超高温作用下材料/结构热防护与失效问题 |
| 3.5 宽域高动态强耦合飞行控制问题 |
| 4 结束语 |
（4）可重复使用热防护材料应用与研究进展（论文提纲范文）
| 1 热防护方式分类 |
| 1.1 主动式热防护 |
| 1.2 被动式热防护 |
| 1.3 半主动式热防护 |
| 2 高马赫数飞行器可重复使用热防护材料应用研究进展 |
| 2.1 X-15 |
| 2.2 SR-71 |
| 2.3 航天飞机 |
| 2.3.1 鼻锥及翼前缘-增强C/C材料（Rein-forced Carbon-Carbon,RCC)[25] |
| 2.3.2 迎风面-刚性陶瓷瓦 |
| 2.3.3 背风面-柔性隔热毡 |
| 2.5.1 翼前缘区域—整体增韧抗氧化复合材料 |
| 2.5.2 背风面—保形隔热毡（CRI)[49] |
| 2.5.3 控制面—碳/碳（Advanced Carbon-Carbon,ACC）、碳/碳化硅（C/SiC）复合材料[75] |
| 2.4 X-33 |
| 2.5 X-37B |
| 2.6 美国商业航天项目—Commercial Crew Pro-gram(CCP) |
| 2.6.1 波音公司（Boeing）—“Starliner”(CST-100)[77] |
| 2.6.2 空间探索公司（SpaceX）—“龙飞船(Dragon Capsule）”[78-79] |
| 2.6.3 内华达山脉公司（SNC）—“追梦者(Dream Chaser）”[80] |
| 2.7 其他飞行器大面积热防护 |
| 2.7.1 苏联—“暴风雪”号航天飞机[81] |
| 2.7.2 法国—“Hermes”航天飞机[82] |
| 2.7.3 英国—“霍托尔（Hotol）”、“云霄塔（Sky-lon）”[83-85] |
| 2.7.4 日本—“希望（Hope）”航天飞机[86-88] |
| 2.8 NASP、Spaceliner-半主动及主动热防护系统 |
| 2.8.1 半主动热防护系统 |
| 2.8.2 主动热防护系统 |
| 2.8.3 Spaceliner |
| 3 轻量化及材料评价 |
| 3.1 轻量化 |
| 3.2 材料评价 |
| 4 存在问题及挑战[150-154] |
| 4.1 原材料 |
| 4.2 一体化技术 |
| 4.3 制造技术 |
| 4.4 检测评价及修复 |
| 5 结论 |
（5）国外组合循环动力技术研究进展（论文提纲范文）
| 1 国外组合循环动力技术发展历程 |
| 1.1 火箭基组合发动机 |
| 1.1.1 美国 |
| 1.1.2 日本 |
| 1.1.3 其他国家 |
| 1.2 涡轮基组合发动机 |
| 1.2.1 美国 |
| 1.2.2 日本 |
| 1.2.3 其他国家 |
| 1.3 空气涡轮火箭组合发动机 |
| 1.3.1 美国 |
| 1.3.2 日本 |
| 1.3.3 其他国家 |
| 1.4 预冷类组合发动机 |
| 1.4.1 美国 |
| 1.4.2 日本 |
| 1.4.3 其他国家 |
| 1.5 三组合发动机 |
| 1.6 基于爆震发动机的新型组合发动机 |
| 2 典型组合发动机 |
| 2.1 ERJ/SERJ发动机 |
| 2.2 ISTAR发动机 |
| 2.3 J58发动机 |
| 2.4 SABRE发动机 |
| 3 组合动力技术发展趋势 |
| 4 组合动力主要关键技术 |
| 5 结论 |
（6）组合循环动力在水平起降天地往返飞行器上的应用（论文提纲范文）
| 1 天地往返飞行器的起降方式 |
| 1.1 水平起飞和垂直起飞 |
| 1.2 水平降落和垂直降落 |
| 2 水平起降的要求 |
| 3 组合动力在水平起降天地往返飞行器上的应用优势 |
| 3.1 组合动力的类型和特点 |
| 3.2 组合动力水平起降天地往返飞行器的优势分析 |
| 4 结论 |
（7）高超声速巡航飞行器最小技术代价设计方法（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 高超声速巡航飞行器概述 |
| 1.1.2 发展技术路线 |
| 1.2 预期应用前景及研究进展 |
| 1.2.1 高空侦查 |
| 1.2.2 快速全球打击 |
| 1.2.3 高超声速客机 /运输机 |
| 1.2.4 单/两级入轨 |
| 1.3 论文研究问题和解决思路 |
| 1.3.1 最小技术代价设计 |
| 1.3.2 周期巡航轨道优化与设计 |
| 1.4 文章组织结构 |
| 第二章 高超声速远程巡航面临的挑战 |
| 2.1 远程和高速提出的性能需求 |
| 2.1.1 航程拓展需求 |
| 2.1.2 加速距离 |
| 2.1.3 加速油耗 |
| 2.1.4 发动机尺度 |
| 2.2 各学科面临的挑战 |
| 2.2.1 推进学科 |
| 2.2.2 热防护系统 |
| 2.2.3 结构学科 |
| 2.2.4 总体设计 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 最小技术代价设计方法 |
| 3.1 系统设计的矛盾 |
| 3.2 最小技术代价设计方法 |
| 3.2.1 技术代价 |
| 3.2.2 系统总技术代价 |
| 3.2.3 最小技术代价设计方法 |
| 3.2.4 方法递归 |
| 3.3 高超声速巡航飞行器设计问题 |
| 3.3.1 系统性能:航程/载荷率 |
| 3.3.2 子系统1:结构 |
| 3.3.3 子系统2:气动 |
| 3.3.4 子系统3:推进 |
| 3.3.5 高超声速巡航飞行器LTM设计问题的表述 |
| 3.4 LTM设计案例 |
| 3.4.1 案例1:从X-51A到远程巡航飞行器 |
| 3.4.2 案例2:从PREPHA到LAPCAT |
| 3.5 小结 |
| 第四章 运动/加热耦合动态特性建模 |
| 4.1 飞行器质量和油耗模型 |
| 4.2 气动/推进耦合模型 |
| 4.2.1 机体/推进一体化乘波构型 |
| 4.2.2 气动估算方法 |
| 4.2.3 推进估算方法 |
| 4.2.4 后体压力和摩擦力估算方法 |
| 4.2.5 气动/推进耦合估算模型验证 |
| 4.2.6 构型优化设计 |
| 4.2.7 气动/推进耦合模型拟合 |
| 4.3 飞行力学模型 |
| 4.3.1 坐标系定义 |
| 4.3.2 大气模型 |
| 4.3.3 外力与力矩 |
| 4.3.4 参数归一化 |
| 4.3.5 飞行力学方程 |
| 4.4 热力学模型 |
| 4.4.1 气动热理论模型 |
| 4.4.2 飞行器总气动热载荷 |
| 4.4.3 热辐射模型 |
| 4.4.4 一维热传导模型 |
| 4.4.5 气动面冷却的燃料热沉需求 |
| 4.5 运动/热耦合动力学系统分析 |
| 4.5.1 动力学耦合模型 |
| 4.5.2 系统平衡解与线性化 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 最优周期巡航轨道 |
| 5.1 最优高超声速周期巡航问题 |
| 5.1.1 性能指标函数 |
| 5.1.2 终端约束条件 |
| 5.1.3 过程约束条件 |
| 5.1.4 正则系统 |
| 5.1.5 当量比控制的Bang-Singular-Bang特性 |
| 5.1.6 主动冷却控制的奇异性 |
| 5.1.7 纯状态过程约束与协变量的不连续性 |
| 5.1.8 强Legendre条件 |
| 5.2 正则系统平衡解特征 |
| 5.2.1 平衡解的稳定性和振荡特性 |
| 5.2.2 频率测试:平衡解的全局周期最优性 |
| 5.3 最优控制数值求解方法 |
| 5.3.1 时间离散方法 |
| 5.3.2 数值积分方法 |
| 5.3.3 非线性规划求解方法 |
| 5.3.4 初值猜测策略 |
| 5.4 高超声速最优周期巡航轨道 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 稳定次优周期巡航轨道 |
| 6.1 问题简化与系统近似 |
| 6.1.1 主动冷却指标简化 |
| 6.1.2 航迹倾角的小角度近似 |
| 6.1.3 恒定升力系数近似 |
| 6.1.4 恒定速度近似 |
| 6.1.5 问题简化 |
| 6.2 轨道性能与机理分析 |
| 6.2.1 周期性 |
| 6.2.2 驻点加热性能 |
| 6.3 周期巡航轨道稳定性条件 |
| 6.3.1 极限环的存在性和稳定性 |
| 6.3.2 闭轨的稳定性 |
| 6.3.3 分段闭轨的孤立性 |
| 6.3.4 分段闭轨的稳定性验证 |
| 6.4 次优稳定周期巡航轨道设计 |
| 6.4.1 稳定二维闭轨设计 |
| 6.4.2 三维运动学轨道设计 |
| 6.4.3 热力学轨道拓展 |
| 6.4.4 轨道稳定性和次优性验证 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 周期巡航高超声速飞行器最小技术代价设计 |
| 7.1 轨道特征对相关学科性能的需求 |
| 7.1.1 气动-推进推系统耦合性能 |
| 7.1.2 机身结构 |
| 7.1.3 主动冷却系统 |
| 7.1.4 驻点热防护能力 |
| 7.1.5 燃料热沉 |
| 7.2 周期巡航的有效性验证 |
| 7.2.1 质量约束修正 |
| 7.2.2 周期巡航飞行器系统总技术代价 |
| 7.3 周期巡航的适用性分析 |
| 7.3.1 周期巡航的适用情况 |
| 7.3.2 周期巡航修正的推广 |
| 7.4 小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 论文主要研究内容 |
| 8.2 论文主要创新点 |
| 8.3 下一步工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 最优周期控制理论 |
| A.1 最优周期控制问题的通用表述 |
| A.2 指标体系 |
（8）基于冷源梯级利用的高超声速飞行器联合发电系统性能研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题来源与背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 高超声速冲压发动机研究现状 |
| 1.2.2 高超声速飞行器机载发电技术研究现状 |
| 1.2.3 闭式布雷顿循环发电系统研究现状 |
| 1.2.4 半导体温差发电技术研究现状 |
| 1.3 高超声速飞行器大功率发电面临的主要问题 |
| 1.3.1 高马赫数下现有机载发电技术的应用局限 |
| 1.3.2 机载闭式发电系统可用冷源有限 |
| 1.3.3 大温差下半导体温差发电器热电转换率过低 |
| 1.4 本文的研究内容及章节安排 |
| 第2章 机载闭式发电系统性能潜力及有限冷源特性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 机载闭式与开式发电系统性能对比分析 |
| 2.2.1 冲压空气涡轮发电系统模型 |
| 2.2.2 燃料裂解气涡轮发电系统模型 |
| 2.2.3 理想闭式循环发电系统模型 |
| 2.2.4 不同发电系统性能及工作特性对比 |
| 2.3 机载闭式发电系统有限冷源特征分析 |
| 2.4 有限冷源下闭式循环发电系统功率影响因素分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 有限冷源闭式布雷顿循环发电系统性能分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 闭式布雷顿循环发电系统模型研究 |
| 3.2.1 简单回热循环构型模型 |
| 3.2.2 再压缩循环构型模型 |
| 3.3 冷源工质对闭式布雷顿循环性能影响研究 |
| 3.3.1 简单回热循环构型输入参数 |
| 3.3.2 热效率影响因素分析及优化研究 |
| 3.3.3 基于遗传算法的最小冷源需求优化研究 |
| 3.3.4 不同冷源冷却器温度分布对比 |
| 3.3.5 不同冷源下闭式布雷顿循环电功分数对比 |
| 3.4 有限冷源下闭式布雷顿循环功率优化研究 |
| 3.4.1 计算条件与模型验证 |
| 3.4.2 冷却器夹点温差分布 |
| 3.4.3 恒定冷源温差下功率优化研究 |
| 3.4.4 功率随冷源温差变化规律 |
| 3.4.5 CBC冷源利用不足分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 大温差下多级半导体温差发电系统性能研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 沿程温度变化的多级半导体温差发电器建模方法研究 |
| 4.2.1 半导体温差发电器原理与结构 |
| 4.2.2 热电模块及材料 |
| 4.2.3 冷却与加热通道准一维模型 |
| 4.2.4 系统性能参数 |
| 4.2.5 计算流程与输入参数 |
| 4.3 大温差下多级半导体温差发电器性能影响因素分析 |
| 4.3.1 陶瓷隔片热阻对发电性能影响分析 |
| 4.3.2 几何参数对发电性能影响分析 |
| 4.3.3 加热通道入口温度影响分析 |
| 4.4 大温差下半导体温差发电器最佳级数研究 |
| 4.4.1 相同级高度下性能优化与对比研究 |
| 4.4.2 相同总高度下性能优化与对比研究 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 基于冷源梯级利用的联合发电系统性能评估 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 燃料与液态金属热能供给模块性能对比 |
| 5.2.1 燃料与液态金属热能供给模块模型 |
| 5.2.2 液态金属壁面通道入口温度影响分析 |
| 5.2.3 燃烧室壁面温度分布对比 |
| 5.2.4 热能供给性能对比 |
| 5.2.5 闭式发电系统效率影响分析 |
| 5.3 闭式布雷顿循环-半导体温差联合发电系统性能评估 |
| 5.3.1 CBC-TEG联合发电系统简介 |
| 5.3.2 碳氢燃料为冷源的联合发电系统模型 |
| 5.3.3 冷源最高温度影响分析 |
| 5.4 发动机耦合下的联合发电系统性能预测 |
| 5.4.1 联合发电系统与发动机耦合模型 |
| 5.4.2 燃油当量比影响分析 |
| 5.4.3 联合发电系统工作包线与性能边界 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（9）超燃冲压发动机进气道性能分析及多场耦合计算（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究目的与意义 |
| 1.3 国内外研究现状 |
| 1.3.1 超燃冲压发动机进气道研究现状 |
| 1.3.2 多场耦合方法研究现状 |
| 1.4 本文研究内容 |
| 2 多场耦合相关理论 |
| 2.1 计算流体力学理论 |
| 2.1.1 流体力学控制方程 |
| 2.1.2 气体模型 |
| 2.1.3 湍流模型 |
| 2.1.4 离散格式 |
| 2.1.5 初始条件与边界条件 |
| 2.2 传热学与热弹性力学理论 |
| 2.2.1 传热学控制方程 |
| 2.2.2 热弹性力学控制方程 |
| 2.3 多场耦合理论 |
| 2.3.1 多场耦合计算方法和策略 |
| 2.3.2 流固耦合边界条件 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 数值方法验证算例 |
| 3.1 超声速后台阶流动验证算例 |
| 3.1.1 实验概述 |
| 3.1.2 数值模拟概述 |
| 3.1.3 结果分析 |
| 3.2 圆管绕流气动加热算例 |
| 3.2.1 实验概述 |
| 3.2.2 数值模拟概述 |
| 3.2.3 结果分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 超燃冲压发动机进气道多场耦合计算分析 |
| 4.1 变攻角情况下GK-01进气道多场耦合变形分析 |
| 4.1.1 GK-01进气道几何模型与数值模拟概述 |
| 4.1.2 数值模拟结果分析 |
| 4.2 三维侧压式曲面压缩进气道多场耦合计算 |
| 4.2.1 曲面压缩技术简介 |
| 4.2.2 进气道模型设计 |
| 4.2.3 数值模拟概述 |
| 4.2.4 数值模拟结果分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（10）Ma0-6并联式TBCC排气系统的设计及性能研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 超燃冲压发动机尾喷管研究现状 |
| 1.2.2 TBCC排气系统研究现状 |
| 1.3 本文的研究内容 |
| 第二章 数值计算方法介绍 |
| 2.1 CFD软件介绍 |
| 2.2 二次流喷射与喷管主流干涉问题的算例校核 |
| 2.3 非定常与动网格数值计算算例校核 |
| 2.3.1 非定常可压缩流动算例校核 |
| 2.3.2 动网格数值计算算例考核 |
| 2.4 定常数值计算算例校核 |
| 2.4.1 非对称喷管欠膨胀流动算例校核 |
| 2.4.2 非对称喷管过膨胀流动算例校核 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 二次流喷射改善低马赫数下非对称喷管性能的研究 |
| 3.1 超声速横向射流流场结构 |
| 3.1.1 数值计算模型介绍 |
| 3.1.2 计算结果分析 |
| 3.2 非对称喷管数值计算模型及性能参数定义 |
| 3.2.1 非对称喷管数值计算模型介绍 |
| 3.2.2 非对称喷管性能参数定义 |
| 3.3 二次流作用下的理论分析 |
| 3.4 数值计算结果及分析 |
| 3.4.1 数值计算网格划分 |
| 3.4.2 流场特性 |
| 3.4.3 二次流几何和进口参数对非对称喷管性能的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 TBCC排气系统模态转换过程研究 |
| 4.1 TBCC排气系统的描述 |
| 4.1.1 TBCC排气系统性能参数定义 |
| 4.1.2 TBCC排气系统的设计 |
| 4.1.3 排气系统模态转换过程进口参数 |
| 4.2 模态转换动态计算网格划分 |
| 4.3 模态转换数值计算结果及分析 |
| 4.3.1 流场特性 |
| 4.3.2 模态转换不同阶段流场结构的总结与对比 |
| 4.3.3 模态转换过程中排气系统的性能 |
| 4.4 TBCC排气系统模态转换实验研究 |
| 4.4.1 实验设备及测量设备 |
| 4.4.2 实验模型 |
| 4.4.3 实验结果及分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 考虑几何约束的非对称喷管设计方法研究 |
| 5.1 几何约束下二维非对称喷管的设计 |
| 5.1.1 设计方法 |
| 5.1.2 设计过程 |
| 5.1.3 设计实例 |
| 5.1.4 本节小结 |
| 5.2 几何约束下带侧向膨胀的三维非对称喷管的设计 |
| 5.2.1 设计方法 |
| 5.2.2 设计过程 |
| 5.2.3 设计实例 |
| 5.2.4 本节小结 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 进出口形状可定制的三维非对称喷管设计方法及分析研究 |
| 6.1 三维非对称喷管设计方法 |
| 6.1.1 轴对称最大推力基准流场设计 |
| 6.1.2 三维非对称喷管设计实例 |
| 6.2 进口形状对三维非对称喷管性能的影响 |
| 6.3 超燃冲压发动机尾喷管模块化设计初步研究 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 Ma0-6TRRE排气系统的设计及流场特性研究 |
| 7.1 TRRE发动机排气系统的设计需求 |
| 7.2 TRRE发动机排气系统的设计 |
| 7.2.1 设计点下喷管型面的设计 |
| 7.2.2 高速通道调节方案的设计 |
| 7.2.3 低速通道调节方案的设计 |
| 7.3 全包线范围内排气系统的三维数值计算性能 |
| 7.3.1 低速通道单独工作状态排气系统的性能 |
| 7.3.2 高/低速通道共同工作状态排气系统的性能 |
| 7.3.3 高速通道单独工作状态排气系统的性能 |
| 7.3.4 全包线范围内排气系统的推力性能 |
| 7.4 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 研究工作的主要结论 |
| 8.2 本文的主要创新点 |
| 8.3 后续研究工作的展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
四、NASP低速推进方案（论文参考文献）
- [1]空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用[J]. 罗金玲,龙双丽,汤继斌,韩忠华,张阳. 空气动力学学报, 2021(06)
- [2]空天飞行技术创新与发展展望[J]. 王长青. 宇航学报, 2021(07)
- [3]从低成本角度探讨航天运载器技术发展路线[J]. 朱坤,杨铁成,周宁. 飞航导弹, 2021(06)
- [4]可重复使用热防护材料应用与研究进展[J]. 黄红岩,苏力军,雷朝帅,李健,张恩爽,李文静,杨洁颖,赵英民,裴雨辰,张昊. 航空学报, 2020(12)
- [5]国外组合循环动力技术研究进展[J]. 张升升,郑雄,吕雅,乔晓慧,张永. 科技导报, 2020(12)
- [6]组合循环动力在水平起降天地往返飞行器上的应用[J]. 龚春林,陈兵. 科技导报, 2020(12)
- [7]高超声速巡航飞行器最小技术代价设计方法[D]. 汪文凯. 国防科技大学, 2019(01)
- [8]基于冷源梯级利用的高超声速飞行器联合发电系统性能研究[D]. 程昆林. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [9]超燃冲压发动机进气道性能分析及多场耦合计算[D]. 张远. 大连理工大学, 2019(02)
- [10]Ma0-6并联式TBCC排气系统的设计及性能研究[D]. 吕郑. 南京航空航天大学, 2019(09)