一、M5高超音速运输机推进系统研究计划（论文文献综述）
吴琼[1]（2019）在《高超声速飞行器飞推一体气动设计改进研究》文中认为高超声速技术已成为航空航天的关键研究方向。相比传统的飞行器,高超声速飞行更符合军用和民用对速度和经济性的追求,将革命性的改变未来航空航天产业发展。而飞/发一体化技术是高超声速飞行器的核心技术。本文在课题组已经研究过的高超声速飞行器一体化基础上,进行了改进研究。首先基于实际情况制定了更加合理的任务需求。即实现1.5h到达全球到达的假想需求。并定制、设计了与该目标相符的高超声速飞行器以及外并联式TBCC发动机推进系统,通过CFD数值分析对TBCC发动机的进排气单个部件进行性能研究,最后开展安装对TBCC发动机性能影响的研究。首先,针对总体任务需求,制定出整个任务过程的飞行包线。基于航程、航时、航速等任务需求,进行任务分析与约束分析,获得飞行器的起飞推重比以及翼载,和飞行包线上各任务阶段的推重比和翼载,为飞行器和发动机定制提供数据。为了设计出在整个飞行包线都能稳定工作的外并联TBCC发动机,对TBCC发动机进行了总体性能仿真分析。对涡喷和冲压发动机分别进行设计点参数化循环分析,得到了满足全飞行包线内任务的设计点参数。并通过对涡喷模态、冲压模态、过渡模态的非设计点分析,得到三种模态完整的调节规律。其次,基于密切锥方法的乘波机设计开展了用于飞发一体化研究的飞行器简化模型。和之前课题组简升力体飞行器相比,探索了排气喷流的横向控制设计,以实现对排气流在下机身面的横向扩展。根据已经选择的TBCC发动机设计点参数,结合配波原理以及流量公式和能量损失进行了TBCC发动机推进系统的设计和三维建模。相较于课题组之前设计的冲压进气道进行了程序改变,最终总压恢复系数较好。其他进排气部件也进行了参数优选。对所设计的推进系统按单独部件,分别进行了单涡喷、单冲压和过渡模态的流场计算,获得了它们的性能参数。特别针对进气系统考察了其承受反压的能力及反压影响的气动性能。结果表明了所设计的进气道的总压恢复系数在反压为250倍大气压时,能达到0.28,出口马赫数为0.24。当反压增大时,进气道的总压恢复系数增加,但当反压增大到大气压的300倍时,会造成进气道不起动。冲压发动机喷管随NPR的增加,总压恢复系数基本不变,推力矢量角减小,幅值在1o之内。这是因为冲压发动机设计点落压比高,出口已经为过膨胀。涡喷喷管在设计点下的实际推力小于所需推力,这是由于进气道溢流导致通过发动机的流量降低。最后,采用数值方法对典型工况下TBCC发动机分别进行了单涡喷和单冲压模态下,安装对推进系统气动性能影响的研究。安装后,纯涡喷和纯冲压模式下的进气系统性能有所提高,主要是安装后前体变宽,气流在前体的压缩更接近二维压缩,进气道溢流减少所致。涡喷状态,受到外流的干扰,喷管的总压恢复系数略微减小。但在冲压状态,出口气流速度高,外流对排气流影响削弱,冲压喷管的性能基本不变。同时验证了本文所提的对排气横向控制方案的可行性,该方案可以产生一定的指向中心轴线的压力梯度,抑制喷管横向膨胀程度。
瞿立生[2]（1997）在《M5高超音速运输机推进系统研究计划》文中提出为了研究M5的高超音速运输机（HST）推进系统技术,日本通产省于1989年发起一项高超音速推进系统研究计划（HYPR）,这是一项国际合作计划,参加这项计划的除日本的石川岛播磨、三菱和川崎重工业公司及有关的科研机构外,美国GE和普惠公司、英国罗-罗公司及法国斯奈克玛公司也参加了这项计划.该计划将于1998年结束.M5飞机的技术规范如表1所示.HST需要4台起飞推力为270千牛的发动机,这样从东京到纽约跨太平洋飞行只需3小时.
吕红庆[3]（2010）在《乘波体结构热响应及防护问题研究》文中进行了进一步梳理高超音速飞行器技术因其高度的科技前沿性和巨大的战略应用价值而受到各国青睐。当前,航空、航天重大力学问题已被列入《国家中长期科学和技术发展规划纲要》,使得发展高超音速飞行器的若干技术问题显得更为突出。面对未来航天飞行器普通化与普通飞行器航天化的航空与航天技术的一体化融合趋势,本文依托发展高超音速吸气式飞行器这条主线,选取乘波体为研究对象,围绕乘波体的设计与优化、壁面热流预测、结构气动加热响应及热防护等问题开展了下列研究工作：首先,基于锥型流场理论,以激波角、半展角、膨胀角、长宽比和底面函数系数为设计控制参数,在30km大气高度、来流马赫数为6条件下设计生成了锥导乘波体构型。在分析各设计控制参数对乘波体构型升阻比、容积效率等性能影响的基础上,引入复合形法,对生成体进行了升力重力匹配、上表面等熵膨胀等优化处理,获得了设计点条件下的乘波体优化外形；其次,在分析钝体结构热防护效果的基础上,以生成的乘波体构型为研究对象,对气动加热最为严重的前缘锋锐区域进行钝化处理。通过数值试验获取了设计点飞行状态下乘波体构型的绕流流场特性及近壁面处的气动力参数,并结合工程方法,预测了乘波体构型壁面的气动加热热流；再次,对气动加热最为严重的乘波体前缘区域进行流固耦合分析,研究了乘波体前缘在流动冲击及气动加热作用下的变形响应。通过考察结构温度场和热应力场分布,分析了结构热变形所诱发的热应力问题,初步了解了乘波体前缘结构对流动冲击及气动加热的响应,为结构防热设计和强度设计提供一定的参考；最后,结合具体试验,对喷流热防护及其工程应用问题展开研究。分析了反向喷流热防护机理及干扰激波波后流场的振荡特性,研究了反向喷流与主流干扰流场的稳定性对热防护效果的影响。对气动加热最为严重的乘波体锋锐前缘区域,采用数值模拟验证了喷流热防护对锋锐前缘结构的热防护效果。综上所述,本文针对高超音速乘波体,从外形设计、气动加热预测、结构响应及热防护等多个方面开展了较系统的研究,希望能够为工程设计提供一定的参考。
黄春峰[4]（2000）在《国外第二代超音速民用运输机（SST）发动机的研究》文中研究指明主要叙述了国外第二代超音速民用运输机（SST）发动机的主要要求、研究特点;着重介绍了美国“高速民用运输机”（HSCT）、英国“先进超音速运输机”（AST）,法国“未来超音速运输机”（ASTF）,日本“高超音速运输机”（HST）等国家第二代SST发动机的研究情况以及在燃烧室、尾喷管、进气道和高温材料等关键技术方面的研究成果。
王骥飞[5]（2018）在《高超声速飞行器气动外形一体化设计方法研究》文中指出高超声速飞行器以超过5倍声速的速度飞行,具有很高的民用和军用价值。在高超声速飞行器设计的关键技术中,气动外形设计技术是重中之重,是整个飞行器设计的基础。气动外形不仅决定了高超声速飞行器是否能够高效地完成高速度飞行,还对结构设计、载荷安排、操稳控制等有着极其重要的影响。因为高超声速飞行器的飞行环境恶劣,所以在进行气动外形设计时需要考虑的因素众多,不同的气动部件间需要进行耦合设计,同一气动部件也需要具备多样的优良性能。本文通过对现有高超声速飞行器气动外形设计方法进行分析和总结,将气动外形设计研究的重点放在一体化设计上。在本文中,“一体化”的概念不仅包括气动部件之间、气动部件与整体气动布局之间的一体化设计,还包括同一气动部件或布局在不同状态下的综合性能一体化设计。本文主要研究了高超声速气动外形一体化设计中涉及的优化设计方法、流场数值模拟方法、几何参数化建模方法和乘波构型设计方法等相关内容,主要工作及创新点如下:（1）采用分步优化设计方法,实现了高超声速内收缩进气道综合性能的一体化设计。首先,对内收缩进气道的原准流场进行优化,在不损失压缩能力的前提下,通过改变壁面型线提升原准流场总压恢复能力和出口流动均匀性。其次,通过优化进气道唇口平面形状实现气动性能的提升。最后,引入形面渐变技术和边界层修正技术实现进气道实用性能的改善。在优化设计与流场数值模拟中,首次采用了质量加权的马赫数方差作为流动不均匀性的指征,提出了基于流线追踪的进气道无粘阻力快速预测方法。在此基础上发展的分步优化设计方法,采用了“统一与折中”的设计思路,不仅能够实现多种性能的共同提升,还能削弱因一种性能指标提升对其它性能指标产生的不利影响。（2）发展了基于分区空间推进算法的超声速流场数值模拟方法,大大地提高了流场数值计算效率,实现了高超声速飞行器后体和尾喷管的一体化设计。分区空间推进方法将流动求解区域沿流向分割为若干个子区域,在每一个子区域内采用隐式伪时间推进算法进行流场数值模拟。这样将一个高维矩阵的求解变为若干个低维矩阵的求解,进而提升整个流场区域求解速度。为了确保下游分区流动特征不会影响上游分区流动特征,本文在每一个计算子区域出口边界都采用了当地线化处理的特征变量边界条件。数值模拟结果表明,分区空间推进算法能够快速准确的计算高超声速飞行器后体和尾喷管周围的流场,有利于高效的实现后体与尾喷管的一体化设计。（3）提出了一种实用的高超声速翼身组合布局与内收缩进气道的一体化设计方法。首先,发展了多部件搭接的类别形状变换方法,实现了不包含进气道气动外形的参数化建模。在部件之间连接位置处对控制参数矩阵施加约束条件,实现了不同部件之间的光滑连接,同时扩大了单个部件控制参数的变化范围,有利于后续的设计。其次,给出了实现一体化设计的进气道唇口形状设计准则与内收缩进气道的安装方法。最后,采用COONS曲面造型方法实现了机身前体表面的重构,完成机身与进气道的一体化设计。流场数值模拟结果表明,一体化设计的飞行器在设计点条件下具有较高的升阻比,进气道工作正常,增压比的和出口流动均匀性较高,能够实现飞行器整体气动性能与进气道推进效率之间的平衡。（4）提出了平面形状可控的乘波构型设计方法,实现了乘波构型高超音速飞行器的宽速域一体化设计。构建了流动捕获曲线、进气道捕获曲线和平面形状曲线之间的几何关系,将平面形状作为设计驱动参数引入乘波构型的设计中,从而在设计过程中实现平面形状的定制。采用工程上已知的有利于低速飞行的特定平面形状,实现了乘波构型的宽速域一体化设计。流场数值模拟结果表明,这种平面形状的定制不会破坏乘波构型在高超声速设计状态的优良乘波特性,具有较高的设计点升阻比,同时在低速条件下的升阻比有显着的提升。由于采用的平面形状来自于工程分析,所以在设计过程中避免了复杂的数值模拟,大大地提高了乘波构型宽速域一体化设计效率。
高明周[6]（2016）在《再入飞行器的机翼颤振容错控制》文中研究表明在再入飞行器的再入过程中,由于严重的气动热效应、柔性大以及低阻尼等特点,使得再入飞行器的颤振问题变得更加的突出。在传统的刚度设计准则中,设计者通过提高结构刚度（特别是扭转刚度）来回避气动弹性效应。而提高结构刚度的直接后果就是飞行器结构重量增加,飞行器总体性能的降低。从上世纪80年代起,气动弹性主动控制技术取得了较大发展,该技术是充分利用气动弹性效应并借助于主动控制策略来减轻结构重量和优化飞行器性能。虽然目前气动弹性主动控制技术取得了可喜的研究进展,但是现有的研究都是针对亚音速飞行器和在执行器没有故障的情况下进行的。机翼颤振主动控制是通过驱动机翼表面的执行器来调节气动弹性效应,进而抑制颤振。主动控制需要用到传感器和作动器,传感器用于采集系统的状态信息,作动器根据控制律的计算结果对受控对象施加控制。对于一个主动控制系统,很难保障系统中的传感器和作动器能够始终处于理想工作状态,它们都有可能产生失效、漂移、饱和等问题。对于高超音速再入飞行器,在再入过程中飞行器将面临高温高压等恶劣的气动环境,作动器有可能发生失效、漂移、卡死等故障,执行器很小的故障可能会造成飞行器灾难性的事故。另外,在机翼颤振主动控制中,当控制器的计算值大于执行器本身所能产生的的最大输出量时,执行器会出现饱和现象,有可能引起颤振系统失稳。此外,在颤振的主动控制系统中时滞现象不可避免,时滞现象的存在有可能引起控制系统效率的降低或控制系统不稳定。对于高速飞行的再入飞行器,系统的状态瞬间变化非常大,要求执行器应当能够瞬间适应系统状态的这种快速变化,控制系统中的微小时滞量都有可能导致控制系统不稳定的产生。因此,开展再入飞行器颤振主动抑制中时滞问题的研究显然具有重要意义。值得说明的是,现有关于机翼颤振主动控制的研究几乎都是在假定系统作动器完全正常和控制系统中没有时滞的条件下开展的,少有考虑作动器故障、输入饱和以及时滞方面的研究报道。本论文在国家自然科学基金（11132001,11272202,11472171）、上海市教育委员会重点项目（14ZZ021）、上海市自然科学基金（14ZR1421000）的资助下,以二维机翼颤振模型为研究对象,对再入飞行器机翼颤振的容错控制进行研究,主要工作和创新点如下:（1）对再入飞行器的轨迹优化和考虑执行器故障的颤振动力学方程进行了研究。本文首先采用共轭梯度法对再入飞行器的轨迹进行了优化,使得飞行器飞行器表面的气动加热和温度极大的降低。在轨迹优化的基础上,考虑立方刚度结构非线性和采用活塞理论以及Lagrangian方法,建立了具有沉浮和俯仰两自由度二元机翼的气动弹性运动方程,进而考虑执行器的故障形式建立了具有故障形式的机翼颤振模型。（2）对考虑执行器故障、系统模型不确定性和外部干扰条件下的机翼颤振的自适应容错反馈控制进行了研究。利用线性矩阵不等式（LMI）理论,提出模式依赖Lyapunov方法分离故障,使每一个故障模式都对应有一个Lyapunov方程,从而减小了不同故障模式共用同一个Lyapunov方法的保守性,然后利用H∞方法优化了系统的性能,所设计的自适应容错控制器能够在执行器发生故障以及外部干扰存在的情况下抑制颤振的发生。数值仿真结果显示,在执行器发生故障时,所设计的自适应颤振容错控制器能够有效地抑制机翼颤振,并且控制器对系统结构固有参数、模型不确定性以及外部干扰的变化具有很好的鲁棒性。（3）为了使机翼颤振在有限时间内得到控制,同时考虑执行器控制输入受限、模型不确定性和外部干扰,本文将自适应控制技术与神经网络（NN）的逼近功能相结合,提出了一种有限时间内的自适应颤振容错控制算法。首先利用径向基神经网络来逼近执行器在输入饱和时的误差项,然后设计自适应容错控制器来补偿输入饱和时的误差项、执行器故障、模型不确定项和外部干扰,从而有效抑制机翼颤振。数值仿真结果表明,在执行器正常和发生故障时,本文所设计的颤振容错控制器能够在有限时间内对颤振进行快速抑制,并且控制器对执行器饱和量、结构固有参数、模型不确定性和外部干扰的变化具有很强的鲁棒性。（4）为了解决颤振系统中的时滞问题,同时考虑到执行器输入饱和、执行器故障、模型不确定性和外部干扰,本文提出了一种有限时间内的颤振容错控制算法,并且利用Lyapunov-Krasovskii泛函证明了闭环颤振系统的稳定性。研究结果显示,时滞会对闭环颤振控制系统的稳定性造成重要影响,它有可能导致系统响应出现发散;而本文所设计的颤振容错控制器对时滞变化具有很好的鲁棒性,能够同时处理系统中的小时滞量和大时滞量问题;此外,本文所设计的控制器能够有效地处理执行器故障、模型不确定性以及外部干扰问题,而且对系统结构固有参数、模型不确定性以及外部干扰的变化具有很强的鲁棒性。（5）针对颤振系统中状态不可测量问题,提出了一种基于观测器的无需沉浮位移和俯仰角度测量信息的容错控制策略。为了解决状态敏感器发生故障时不能提供状态测量值的控制问题,本文首先设计了观测器以实现对机翼颤振状态中的沉浮位移和俯仰角度的估计,然后利用估计值来设计有限时间自适应颤振容错控制器,从而在执行器发生故障时对颤振进行有效抑制。仿真结果表明,所设计的观测器能够对颤振系统中的沉浮位移和俯仰角度进行估计;所设计的有限时间自适应颤振容错控制器能够对机翼颤振进行快速抑制,并且具有对系统结构固有参数、模型不确定性以及外部干扰变化很好的鲁棒性。
孙广勃[7]（1988）在《法国未来运载系统的概念研究》文中研究说明由法国空间研究中心发起的法国未来航天运输系统的概念研究工作将在今年内结束。本文介绍的是系统总体和动力装置研究的进展情况,从中可以了解到这一研究工作的任务、方法和初步的结论。
李志广[8]（1998）在《未来航空发动机的发展展望》文中指出本文对国外关于航空发动机工程发展和技术发展计划的有关报道以及更下一步的一些设想和目标进行了归纳和分析。分析的对象主要为军、民用涡扇发动机。首先对现役涡扇发动机（第三代）和将于2000年前后投入使用的第四代航空发动机技术特点进行了概括,接着对以美国“IHPTET”计划为代表的下一代的发动机技术进行了简介,并对国外正在酝酿中的更下一代技术水平的航空发动机作了评述。 从国外航空发动机技术近年来取得的进展和制定的新技术发展计划的成功可看出,航空发动机的发展潜力巨大,前景广阔。新技术的出现将对军事和经济的发展产生深远的影响。 最后还对航空发动机技术向其他工程领域的转移,例如对工业,船用燃气轮机的发展,从而对能源、交能和环保已经和将要起到的巨大推动作用作了评述。
宋树均[9]（2008）在《极速风暴 美国“猎鹰”快速全球打击和空间发射计划深度揭秘》文中进行了进一步梳理一旦美国具备了全球快速常规打击能力.将更加肆无忌惮地使用武力或以武力相威胁,世界将变得更加动荡不安。为使威慑力量回到相对均衡态势,以其人之道还制其人之身不失为上策。对于助推-滑翔弹道类高超音速武器,美国现在及可预见将来的防空反导系统都难以进行有效拦截.以这样的武器系统可以有效威慑美国本土、前沿部署基地和航母打击群等。
余策[10]（2016）在《中国航空科学技术学科发展报告》文中提出一、引言2015年3月5日,李克强总理在《政府工作报告》中提出了要实施"中国制造2025",坚持创新驱动、智能转型、强化基础、绿色发展,加快从制造大国转向制造强国。航空业作为"中国制造2025"中明确指出需要重点发展的十大领域之一,迎来了新的机遇。航空业作为国家重要战略性产业,体量规模大,带动效应明显,是技术、人才、资本集聚化程度较高的产业,能够有效促进社会经济的快速发展,是带动我国相关产业转型升级,实现
二、M5高超音速运输机推进系统研究计划（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、M5高超音速运输机推进系统研究计划（论文提纲范文）
（1）高超声速飞行器飞推一体气动设计改进研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 背景与意义 |
| 1.2 国内外现状 |
| 1.2.1 高超声速飞行器研究现状 |
| 1.2.2 各国涡轮组合动力发动机研究现状 |
| 1.3 飞/发一体化研究技术难点 |
| 1.4 主要研究内容与章节安排 |
| 第二章 任务分析与发动机推力确定 |
| 2.1 飞行器总体任务描述 |
| 2.1.1 飞行器总体任务需求 |
| 2.1.2 任务剖面 |
| 2.2 任务分析 |
| 2.2.1 燃油系数估计 |
| 2.2.2 重量估计 |
| 2.3 发动机推力确定 |
| 2.3.1 约束分析 |
| 2.3.2 推重比和翼载确定 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 TBCC发动机总体性能分析 |
| 3.1 气体模型 |
| 3.1.1 变比热完全气体模型 |
| 3.1.2 等温焓差法计算油气比 |
| 3.2 热力循环计算过程 |
| 3.2.1 涡喷发动机建模 |
| 3.2.2 冲压发动机各部件原理建模 |
| 3.3 TBCC涡喷发动机热力循环计算及性能分析 |
| 3.3.1 参数化循环计算 |
| 3.3.2 性能分析 |
| 3.4 TBCC冲压发动机热力循环计算及性能分析 |
| 3.4.1 循环计算 |
| 3.4.2 性能计算 |
| 3.5 过渡状态性能计算 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 飞发一体化高超声速飞行器研究模型设计 |
| 4.1 概述 |
| 4.2 乘波机设计 |
| 4.2.1 自由流条件 |
| 4.2.2 楔形激波生成流场 |
| 4.2.3 圆锥激波生成流场 |
| 4.2.4 底部平面控制轮廓线 |
| 4.2.5 乘波机前缘线的生成 |
| 4.2.6 乘波机下表面的生成 |
| 4.3 排气横向控制的下机身面 |
| 4.4 飞行器总成 |
| 4.4.1 CST方法简介 |
| 4.4.2 CST方法的实现 |
| 4.4.3 飞行器最终气动造型 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 TBCC发动机推进系统设计及其气动性能 |
| 5.1 进气道/前体一体化设计 |
| 5.1.1 冲压进气道/前体一体化设计 |
| 5.1.2 涡喷进气道/前体一体化设计 |
| 5.2 喷管/后体一体化设计 |
| 5.2.1 冲压喷管/后体一体化设计 |
| 5.2.2 涡喷喷管/后体一体化设计 |
| 5.3 进/排气系统气动分析 |
| 5.3.1 进气道性能计算 |
| 5.3.2 喷管性能计算 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 发动机单发安装一体化与未安装气动性能研究 |
| 6.1 涡喷模态设计工况下单台发动机一体化气动性能 |
| 6.1.1 计算模型、网格划分及计算条件 |
| 6.1.2 涡喷模态下安装和未安装进排气系统气动性能比较 |
| 6.2 冲压模态设计工况下单台发动机一体化的气动性能研究 |
| 6.2.1 计算模型、网格划分及计算条件 |
| 6.2.2 冲压模态下安装和未安装进排气系统气动性能比较 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要工作总结 |
| 7.2 下一步研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（3）乘波体结构热响应及防护问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究的工程背景、目的和意义 |
| 1.2 发展空天飞机需要解决的技术难题 |
| 1.2.1 新型推进技术开发 |
| 1.2.2 推进系统与机体一体化结构布局 |
| 1.3 乘波体的概念及研究进展 |
| 1.3.1 乘波体的概念及特点 |
| 1.3.2 乘波体研究动态 |
| 1.4 气动加热及热防护技术 |
| 1.4.1 气动加热基本概念及研究现状 |
| 1.4.2 热防护技术 |
| 1.5 本文的主要工作 |
| 第2章 乘波体的生成设计与优化 |
| 2.1 锥型流概念及基本方程 |
| 2.1.1 锥型流场 |
| 2.1.2 锥型流方程及其基本解 |
| 2.1.3 圆锥激波及其求解 |
| 2.2 乘波体生成的基本步骤 |
| 2.2.1 基准流场求解 |
| 2.2.2 乘波体物形参数及表面生成 |
| 2.2.3 数值求解步骤 |
| 2.3 生成体性能参数计算与设计程序验证 |
| 2.3.1 气动参数计算 |
| 2.3.2 设计程序验证与生成参数分析 |
| 2.3.3 乘波体设计优化 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 乘波体气动加热计算 |
| 3.1 乘波体绕流问题数值模拟 |
| 3.1.1 基本控制方程组 |
| 3.1.2 湍流模型 |
| 3.2 乘波体绕流模拟 |
| 3.2.1 离散格式及边界条件 |
| 3.2.2 乘波体前缘钝化 |
| 3.2.3 数值模拟结果分析 |
| 3.3 乘波体表面热流计算 |
| 3.3.1 表面热流工程估算方法 |
| 3.3.2 计算结果分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 乘波体锐前缘结构热响应分析 |
| 4.1 结构温度场及应力场分析方法 |
| 4.1.1 温度场控制方程 |
| 4.1.2 应力场控制方程 |
| 4.1.3 温度场和应力场分析的有限元方法 |
| 4.2 乘波体前缘区域的结构热响应分析 |
| 4.2.1 计算模型和材料 |
| 4.2.2 计算结果分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 乘波体锐前缘喷流热防护研究 |
| 5.1 喷流热防护机理分析 |
| 5.1.1 基本控制方程及离散格式 |
| 5.1.2 物面边界及网格处理 |
| 5.1.3 反向喷流热防护研究 |
| 5.2 乘波体锐前缘喷流热防护数值模拟 |
| 5.2.1 边界条件及网格处理 |
| 5.2.2 模拟结果分析 |
| 5.3 本章小结 |
| 结论 |
| 一、本文取得的创新成果 |
| 二、本文结论 |
| 三、工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（5）高超声速飞行器气动外形一体化设计方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 高超声速飞行器的研究意义 |
| 1.2 高超声速飞行器设计技术发展现状 |
| 1.2.1 总体设计技术发展现状 |
| 1.2.2 气动外形设计方法发展现状 |
| 1.3 高超声速飞行器气动外形设计要点 |
| 1.3.1 设计目标与约束 |
| 1.3.2 几何参数化建模 |
| 1.3.3 气动特性评估方法 |
| 1.3.4 优化算法与模型 |
| 1.3.5 气动外形设计策略 |
| 1.4 本文主要研究工作 |
| 2 高超声速内收缩进气道综合性能一体化设计 |
| 2.1 高超声速内收缩进气道设计要点 |
| 2.2 原准流场优化设计方法 |
| 2.2.1 原准流场求解方法 |
| 2.2.2 原准流场优化设计模型与算法 |
| 2.2.3 原准流场优化设计结果及分析 |
| 2.3 唇口形状优化设计方法 |
| 2.3.1 唇口形状参数化表达 |
| 2.3.2 内收缩进气道无粘阻力预测 |
| 2.3.3 唇口形状优化设计模型 |
| 2.3.4 唇口形状优化设计结果与分析 |
| 2.4 内收缩进气道实用化设计方法 |
| 2.4.1 与发动机入口的匹配设计方法 |
| 2.4.2 对粘性流动的适应性设计方法 |
| 2.5 内收缩进气道性能评估与分析 |
| 2.5.1 数值模拟方法 |
| 2.5.2 设计点条件下无粘流动特性分析 |
| 2.5.3 进气道粘性流动特性分析 |
| 2.5.4 来流速度对进气道性能的影响 |
| 2.5.5 攻角对进气道性能的影响 |
| 2.6 本章小结 |
| 3 高超声速飞行器后体与尾喷管一体化设计 |
| 3.1 后体与尾喷管一体化设计要点 |
| 3.2 高超声速流动分区空间推进算法 |
| 3.2.1 计算区域的空间划分 |
| 3.2.2 计算活跃区内流动数值模拟方法 |
| 3.2.3 边界条件处理 |
| 3.2.4 验证算例 |
| 3.2.5 空间划分参数选取分析 |
| 3.3 典型设计构型 |
| 3.3.1 优化设计模型 |
| 3.3.2 设计结果及其性能分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 高超声速巡航飞行器机体与进气道一体化设计 |
| 4.1 高超声速巡航飞行器气动外形设计要点 |
| 4.2 无进气道气动外形优化设计 |
| 4.2.1 气动外形几何参数化建模 |
| 4.2.2 高超声速气动力特性快速预测 |
| 4.2.3 气动外形优化设计流程及结果 |
| 4.3 内收缩进气道形面设计 |
| 4.3.1 内收缩进气道原准流场设计 |
| 4.3.2 唇口形状设计准则 |
| 4.4 机体与进气道一体化气动外形设计 |
| 4.4.1 无进气道气动外形预处理方法 |
| 4.4.2 一体化气动外形几何建模方法 |
| 4.5 高超声速巡航飞行器气动性能评估与分析 |
| 4.5.1 数值模拟方法与验证 |
| 4.5.2 基本流动特性分析 |
| 4.5.3 来流速度对飞行器气动性能的影响 |
| 4.5.4 攻角对飞行器气动性能的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 高超声速乘波构型飞行器宽速域一体化设计 |
| 5.1 高超声速乘波构型设计要点 |
| 5.2 密切锥乘波构型设计方法 |
| 5.2.1 典型密切锥乘波构型设计方法 |
| 5.2.2 后掠角可控乘波构型设计方法 |
| 5.3 平面形状可控的乘波构型设计方法 |
| 5.3.1 设计参数几何关系 |
| 5.3.2 锥形流场计算方法 |
| 5.3.3 乘波构型设计流程 |
| 5.4 平面形状可控的乘波构型设计与性能分析 |
| 5.4.1 基于FCC-PSC的设计实例 |
| 5.4.2 基于ICC-PSC的设计实例 |
| 5.4.3 气动性能分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 本文主要工作 |
| 6.2 本文主要创新点 |
| 6.3 后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
（6）再入飞行器的机翼颤振容错控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究目的和意义 |
| 1.2 超音速飞行器颤振分析方法与主动控制技术研究现状 |
| 1.2.1 颤振计算方法及其研究进展 |
| 1.2.2 颤振主动控制方法及其研究进展 |
| 1.3 时滞问题及研究现状 |
| 1.4 容错控制问题及研究现状 |
| 1.4.1 故障诊断 |
| 1.4.2 自适应容错控制 |
| 1.5 现有颤振主动控制方法存在的问题 |
| 1.6 本文主要工作 |
| 第二章 再入飞行器轨迹优化与执行器故障下的机翼颤振系统建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 再入运动模型及约束 |
| 2.2.1 再入运动方程 |
| 2.2.2 再入约束条件 |
| 2.3 再入轨迹的最优控制 |
| 2.4 轨迹优化结果 |
| 2.5 基于轨迹优化基础上的机翼颤振模型 |
| 2.5.1 无执行器故障时的机翼颤振建模 |
| 2.5.2 考虑执行器故障时的机翼颤振模型 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 再入飞行器的机翼颤振容错控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 机翼颤振的自适应容错控制器设计 |
| 3.3 数值仿真 |
| 3.3.1 执行器故障情形 |
| 3.3.2 执行器正常时仿真结果 |
| 3.3.3 执行器故障时仿真结果 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 考虑执行器饱和的再入飞行器机翼颤振有限时间容错控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 机翼颤振的有限时间自适应容错控制器设计 |
| 4.3 数值仿真 |
| 4.3.1 执行器故障情形 |
| 4.3.2 执行器正常时仿真结果 |
| 4.3.3 执行器故障时仿真结果 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 考虑时滞的再入飞行器机翼颤振有限时间容错控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 机翼颤振的有限时间容错控制器设计 |
| 5.3 数值仿真 |
| 5.3.1 执行器故障情形 |
| 5.3.2 执行器正常时仿真结果 |
| 5.3.3 执行器故障时仿真结果 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 基于观测器的再入飞行器机翼颤振有限时间容错控制 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 机翼颤振的故障模型及观测器设计 |
| 6.2.1 机翼颤振的故障模型 |
| 6.2.2 观测器设计 |
| 6.3 基于观测器的机翼颤振有限时间容错控制器设计 |
| 6.4 数值仿真 |
| 6.4.1 执行器故障形式 |
| 6.4.2 执行器正常时仿真结果 |
| 6.4.3 执行器故障时仿真结果 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 全文总结 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文 |
四、M5高超音速运输机推进系统研究计划（论文参考文献）
- [1]高超声速飞行器飞推一体气动设计改进研究[D]. 吴琼. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [2]M5高超音速运输机推进系统研究计划[J]. 瞿立生. 国际航空, 1997(01)
- [3]乘波体结构热响应及防护问题研究[D]. 吕红庆. 哈尔滨工程大学, 2010(05)
- [4]国外第二代超音速民用运输机（SST）发动机的研究[J]. 黄春峰. 航空发动机, 2000(01)
- [5]高超声速飞行器气动外形一体化设计方法研究[D]. 王骥飞. 西北工业大学, 2018(02)
- [6]再入飞行器的机翼颤振容错控制[D]. 高明周. 上海交通大学, 2016
- [7]法国未来运载系统的概念研究[J]. 孙广勃. 世界导弹与航天, 1988(09)
- [8]未来航空发动机的发展展望[J]. 李志广. 航空发动机, 1998(03)
- [9]极速风暴 美国“猎鹰”快速全球打击和空间发射计划深度揭秘[J]. 宋树均. 现代兵器, 2008(12)
- [10]中国航空科学技术学科发展报告[A]. 余策. 2014-2015航空科学技术学科发展报告, 2016