一、新型超音速冲压式喷气飞机（论文文献综述）
郁一帆,苏建民[1]（2022）在《浅谈航空推进技术的发展变革》文中研究指明航空飞行器的发展与航空推进技术的发展息息相关,航空发动机是航空飞行器的"心脏",它决定着飞行器的性能。没有性能卓越的发动机,就不可能有性能卓越的航空飞行器。航空飞行器的发展史就是航空推进技术的发展史,航空推进技术的每一次重大发展变革都推动着航空业的发展变革。
逆风飞行[2]（2020）在《钱学森与中国导弹能力的基础性建设（下）》文中研究表明在新中国导弹事业建设中担当责任经过不懈抗争和多方努力,在包括中国政府的关怀和国际友人的帮助下,1955年9月17日,钱学森终于冲破重重阻力,带着荣耀与辛酸、成就与苦难互相交织的复杂情感,踏上了回归祖国的航程,同时也赢得了既属于他本人、也属于祖国应有的公平。而在美国政府一边,他们在最终允许钱学森回国前,将其长期软禁在家,意图"经过5年时间让他（钱学森）所掌握的知识变得彻底过时,从而可以将其一脚踢开"。
姜玉平[3]（2019）在《中国导弹研制体系的初步建立（1956～1965年）》文中指出1956年2月,钱学森向中共中央递交了《建立我国国防航空工业意见书》。随后,《一九五六——一九六七年科学技术发展远景规划纲要（修正草案）》将导弹技术列为优先发展的"紧急措施"之一。中国科学院成立了以航空、导弹技术等为主要研究对象的力学研究所,中央军委成立了负责导弹研制的国防部第五研究院。至20世纪60年代中期,我国初步建立了包括研究、设计、生产及试验的导弹科研与工业体系,为后来自主研制各类导弹和航天技术产品铺平了道路。
陈斌斌[4]（2018）在《含硼固冲补燃室燃烧过程与燃烧组织技术研究》文中进行了进一步梳理本文针对含硼固冲补燃室内部燃烧过程与燃烧组织技术,采用理论分析、数值模拟和地面试验相结合的方法开展了系统深入研究。研究目的在于了解补燃室内燃料燃烧特性和燃烧性能参数影响规律,提高补燃室燃烧效率,指导发动机燃烧组织和结构设计。研究内容可分为硼/碳颗粒点火燃烧过程理论分析,发动机数值模拟方法和地面试验方法研究,颌下进气式固冲补燃室燃烧特性研究,补燃室燃烧组织技术研究四个部分。首先,建立了硼颗粒点火燃烧全过程理论模型,分析了补燃室内硼、碳颗粒点火燃烧过程和参数影响规律。硼颗粒燃烧可分为四个阶段:点火过程、表面燃烧过程、气相燃烧过程、燃烧产物凝结过程,对上述过程和碳燃烧过程分别开展研究。在广泛应用的硼颗粒PSU点火燃烧模型基础上,进行了改进和完善,考虑了点火过程（BO）n的平衡,燃烧过程液态硼的蒸发与沸腾等,模型物理过程更加全面。模型验证结果显示,改进模型预测精度较高,与试验结果符合较好,燃烧模型预测精度显着提高,明显优于已有硼燃烧模型。分析了燃烧过程控制机制,硼燃烧过程同时受动力学反应速率控制和氧化剂扩散速率控制,在不同工况、颗粒燃烧不同阶段存在主要控制机制的转化。分析了颗粒燃烧过程和参数影响规律,其中压强和环境氧浓度对颗粒燃烧速率影响显着。采用动力学分析软件Chemkin,对硼一次燃烧产物的气相动力学燃烧过程进行了分析,获得了气相反应发生的特征时间及气相反应发生路径。将经典形核理论和核生长理论应用于B2O3凝结过程,分析了参数影响规律,发现低温、高压、高凝结组分浓度、高凝结核浓度有助于提高凝结速率。建立了适用于补燃室内的碳颗粒燃烧模型。通过固冲发动机试验数据,对模型相关动力学参数进行了适用性调整。分析了碳颗粒燃烧特性和相关影响规律。其次,建立了高精度数值模拟方法和地面试验方法。固冲发动机试验方法包括地面直连式试验系统和试验数据测量处理方法。基于特征速度法得到了推进剂药柱燃烧截面积变化曲线和实时燃烧效率曲线。建立了补燃室燃烧过程数值方法。通过试验数据对数值模拟方法进行了验证。先后通过超声速喷管中水蒸气的凝结试验数据、乙烯/氧气发动机试验数据和本文贫氧推进剂直连式试验数据对模型和数值模拟方法进行了验证。验证结果显示,本文数值模拟方法精度较高,压强与推力预示误差分别在6%和10%以内。该数值模拟方法可靠,可以用来进行补燃室内燃烧过程分析。再次,综合运用上述研究方法针对颌下进气式固冲补燃室开展燃烧特性研究,设计了旋流掺混器及其改进型,探索了旋流构型的燃烧特性。颌下进气式固冲补燃室燃烧组织困难,基础构型燃烧效率仅52.84%,原因在于硼点火困难,掺混效果差。旋流有助于增强掺混,形成的回流区有利于点火,环形气流同时可提高热防护能力。因此本文设计了一种旋流掺混器（构型I）,通过旋流掺混器形成稳定的卷吸对涡强化掺混,燃烧效率显着提高,从52.84%提高至88.14%,热防护能力也显着提高。由于构型I点火性能较差,改进了旋流掺混器,通过分级进气方式建立头部高温区,加强补燃室点火性能。在原有旋流掺混器两侧壁面开分级孔,使部分空气预先进入补燃室与燃气预先燃烧,有效提高了点火性能,促进了硼颗粒点火燃烧,补燃室燃烧效率提高至98.12%。开展了地面直连式试验研究,探索了发动机燃烧特性。试验结果显示加入旋流掺混器后,发动机燃烧效率增幅可达6.5%,达到94.54%。最后,对不同进气构型开展了燃烧特性分析,总结参数影响规律,提炼了一套燃烧组织方法。对比发现在所研究工况,燃烧性能高低依次为:双下侧进气构型>X型进气构型>双旁侧进气构型。与颌下进气式构型不同,对冲进气方式流场存在头部回流区和主流掺混区,分别用于实现点火功能和燃烧功能,燃烧组织需根据流场结构和功能开展。采用低速多喷口,三种构型均可获得较高燃烧效率（90%及以上）。基于硼颗粒燃烧模型,建立了补燃室特征长度计算方法。
陈悦[5]（2014）在《飞机燃油系统热负荷计算及热管理分析》文中指出随着飞机性能和电子设备性能要求不断提高，飞机的热负荷不断增大，同时因隐身要求冲压空气的使用受到限制。燃油成为目前四代机首选的热沉介质。然而燃油作热沉面临很多需要解决的问题。首先，燃油消耗和温度变化量使得热沉动态变化，需要优化设计和精细控制；其次，随着飞行马赫数的提高，飞机的气动加热问题势必会影响到燃油箱中的燃油的温度。因此，本文主要围绕以下内容开展工作：（1）分析了飞机燃油的热负荷组成情况，分别计算了油箱的结构热负荷和飞机的附加热负荷。针对输油箱，计算了不同飞行马赫数、油箱热阻以及太阳辐射条件下油箱内的燃油温度情况。结果表明在太阳辐射存在的情况下，油箱内燃油的温度随飞行马赫数增大而上升，并且油箱热阻越小油箱内燃油的温升越大。此外，分析了回流流量、附加热负荷和入口燃油温度对供油箱内燃油温度的影响，即供油箱内燃油温度随入口燃油温度，附加热负荷和回流流量的增大而升高。（2）采用雷诺平均Navier-Stokes方程方法研究了F-5和M6两种机翼的气动加热特性。考察了在Re107，0o的情况下， Ma=1.5和Ma=2.0时两种机翼外表面的温度分布。通过分析对比两种机翼上下表面中心线的温度分布情况，可知机翼上下表面温度分布接近，且两种机翼的表面温度值也较为接近。即当Ma=1.5时，T W=373K；当Ma=2.0时，T W=453K。（3）采用Fluent商用软件数值模拟了二维和三维的输油箱和供油箱内燃油的流动换热，得到了油箱内燃油的温度分布以及燃油出口温度随时间的变化。结果表明，输油箱内燃油温度随着马赫数增大而增大，并且随着耗油速度增大而减小；供油箱内燃油温升随入口温度增大而增大，随储油量减少而增大。（4）基于Flowmaster仿真平台，搭建了飞机燃油系统的仿真模型。计算了飞机不同飞行任务时，燃油系统内各节点的温度变化情况。计算结果表明在飞机总储油量为7吨不变的情况下，以Ma=2.15飞行600s左右，送往发动机的燃油温度将超过上限，当飞行时间超过900s，输油箱内燃油温度也会超过上限，燃油无法提供足够的热沉；而Ma=0.85的飞行状态，整个飞行过程中，燃油温度都在合理范围内，燃油能够提供足够的热沉。
范韬[6]（2013）在《高超音速飞行器呼之欲出》文中提出制造五倍音速的飞行器可谓困难重重,但研究人员却在对此不断探索。"高超音速"是个专业术语,指超过5倍音速的速度。5倍音速又被称为5马赫,相当于海平面每小时6200公里或高海拔每小时5300公里的速度（在高海拔位置,气温低、空气稀薄,声音传播速度也很慢）。与洲际导弹不同,这种高超音速飞行器完全不是基于火箭技术。火箭自身需要携带包括氧气在内的燃料,以便在真空空间燃烧燃料。由于燃料很重,所以火箭只能进行短时间的垂直飞行,以进入外层空间。因此,工程师们正在构想一种飞行器,它必须重量轻,能以空气为氧化剂,不需携带额外氧化剂,并且飞行方式和普通喷气飞机一样,速度可以和火箭匹敌——这就是构想中的高超音速飞行器。
孙晓晖[7]（2013）在《新型冲压推进系统的波系结构及其MHD控制》文中提出新型冲压推进系统,如超燃冲压发动机、斜爆轰波发动机与冲压加速器等,其流场结构非常复杂,且具有高瞬态特性。由于目前的相关研究还不充分,因而无法达到工程应用的要求,一系列问题尚需解决,如扩大可操控的飞行马赫数范围、强激波对推进系统进气道的影响等。另一方面,高速流场中,强激波与爆轰波导致研究对象周围的气流电离,使得应用磁流体（MHD）技术对强激波与爆轰波的控制和优化流场结构变成可能,相关研究仍处于初级阶段。本文基于带化学反应与MHD控制源项的Euler方程,分别采用混合Roe/HLL及WENO计算格式,利用自适应加密笛卡尔网格与沉浸边界法对新型冲压推进系统的波系结构及其MHD控制机理进行了研究。首先对管内爆轰波的诱导过程进行数值模拟,研究了爆轰波的诱导特性,验证了所采用数值方法的有效性,并揭示了弱激波绕射方块障碍物并在障碍物后方碰撞加速诱导爆轰波的机理。数值模拟了超燃冲压发动机双楔形进气道流场及其MHD控制过程,计算结果表明应用洛伦兹力可控制进气道上的斜激波,洛伦兹力的方向对MHD控制的效果具有重要影响,并且具有合适大小和方向的洛伦兹力可以同时将不同超声速来流情况下的斜激波恢复到设计情况,但其流场情况会稍有不同。通过对单、双楔斜爆轰波流场结构及其MHD控制过程的数值研究,表明,斜爆轰波可分为稳定与不稳定两种情况。对于稳定斜爆轰波,其波阵面位置基本固定,而不稳定斜爆轰波则相反。洛伦兹力可以将不同马赫数条件下的稳定斜爆轰波恢复到其设计位置,但是,对于双楔,布置在第一道斜劈表面的洛伦兹力无法有效控制第二道斜激波,当后楔倾角过大时,斜爆轰波流场将失稳。洛伦兹力可使不稳定斜爆轰波趋于稳定,却很难控制不稳定斜爆轰波恢复到设计位置,因此MHD控制的应用主要针对稳定斜爆轰波阵面。采用高精度WENO计算格式数值模拟了冲压加速器冷态实验。通过与相关实验结果对比,表明计算方法很好地描述了冲压加速器内部流场和激波结构,验证了WENO格式捕捉高速流场结构的有效性,并完整地呈现了弹丸周围激波的形成与发展过程及相关参数的变化情况,可以对冲压加速器冷态实验给予一定的指导与借鉴,并对接下来的热壅塞与超爆轰模态冲压加速器的研究提供指导。数值研究了热壅塞模态冲压加速器内的流场情况,研究了预混气体反应速率、弹丸形状与速度对冲压加速器工作状态与性能的影响。结果表明只有速度与反应速率相匹配,才能形成热壅塞模态流场,合理的弹丸形状可以使来流速度与预混气体反应速率相匹配的范围扩大。而且,当流场处于热壅塞模态,火焰阵面可以稳定在船型弹丸肩部后方,并产生最大推力；当火焰阵面稳定在弹丸底部时,推力受到尾涡脱落的影响产生脉动。进一步研究了超爆轰模态,冲压加速器内的流场情况,发现在一定的马赫数范围内,斜爆轰波可驻定在弹丸肩部或头部,且都能产生推力。对于典型的超爆轰模态（斜爆轰波驻定在弹肩）,反应速率增加时,弹丸推力增大。对来流马赫数过低或过高的流场情况,采用洛伦兹力可扩大弹丸在典型超爆轰模态运行的马赫数范围,发现马赫数过低时,洛伦兹力可加速弹丸头部气流,使斜爆轰波驻定在弹肩,从而形成典型超爆轰模态。当马赫数为某定值时,若无洛伦兹力控制,则因涡的产生最终无法形成超爆轰模态,而洛伦兹力则可使斜爆轰波驻定在弹丸前楔,对弹丸产生推力,并使流场保持稳定。
文林[8]（2012）在《美国高超音飞行器测试失败》文中研究表明美国军方的X-5 1A"乘波者"极超音速喷气机采用具有革命性的超音速冲压喷气发动机,几秒内的速度便可达到每小时7242千米。如果这项技术能实现,未来的航空游客将无需忍受长途飞行之苦。从伦敦乘坐X-5 1A飞往纽约只需一个小时。不过,不久前美国空军表示,他们在进行的,旨在突破6马赫飞行速度的"乘波者"超高速飞行器试飞已经宣告失败。这种无人飞行器被设计以高达6倍音速的超高速飞行,在测试中的X-51A将附在一架B52轰炸机的机翼下方。当从加利福尼亚州莫哈韦沙漠的爱德华兹空军基地起飞的52轰炸机飞抵穆古角上空近1.5万米的高度
马超[9]（2007）在《亚轨道飞行器飞行方案研究》文中研究说明亚轨道技术是现在许多国家热衷研究的技术,相对现在服役的航天飞机或飞船具有低的运输费用、准备时间短和可重复性等优点。为了加快我国航空航天事业的发展,提出亚轨道飞行器的初步设计方案。本文在轨道方案设计上引用了跳跃飞行的概念。跳跃式轨道飞行概念是在大气层高速飞行器的发展过程中形成的。所谓跳跃式轨道飞行,是指飞行器经弹道式飞行并滑翔再入大气层后,在升力或火箭简短的推进作用下改变飞行轨道,再次冲出大气层,恢复弹道式飞行;重复上述动作,交替再入和冲出,作波浪形飞行,直至目的地上方。本文研究的主要内容包括:首先,针对亚轨道飞行器总体技术的关键技术进行初步分析和研究。分析锥形体、翼身组合体、升力体和乘波体的气动特性并比较各种气动外形。研究的推进系统采用超燃冲压发动机,主要分析超燃冲压发动机的工作原理和工作特性。最后还为我国的亚轨道飞行器设计提出了一些可行的操控和制导方案。其次,建立跳跃飞行各个飞行段的轨道数学模型。整个跳跃飞行包括:大气外自由飞行段、无动力再入、发动机重新启动和再次飞出大气层四个飞行段。根据给定的初始条件,计算飞行器的整个跳跃飞行轨道并进行仿真和仿真结果分析。通过对仿真结果的分析,确定跳跃飞行方案是可行的。最后,以四次跳跃飞行方案为一个算例进行优化设计。用外罚函数法及步长加速法对跳跃轨道参数进行优化,并得到优化结果。得到的优化参数能够使航程达到最大。
王浚,董素君[10]（2005）在《国防领域制冷空调技术的应用和发展》文中研究指明围绕国防领域特殊使用环境和使用要求,从技术方案、代表性流程及特殊设备结构等几方面,详细介绍了航空、航天、装甲车辆、环境模拟及其它国防领域中制冷空调技术的应用情况和发展研究方向。
二、新型超音速冲压式喷气飞机（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、新型超音速冲压式喷气飞机（论文提纲范文）
（1）浅谈航空推进技术的发展变革（论文提纲范文）
| 1 飞行启蒙与探索 |
| 2 活塞发动机的发展 |
| 3 喷气发动机的发展 |
| 4 新概念发动机的发展 |
| 结语 |
（2）钱学森与中国导弹能力的基础性建设（下）（论文提纲范文）
| 在新中国导弹事业建设中担当责任 |
| 1059导弹的仿制与导弹事业的全面展开 |
| 结语 |
（3）中国导弹研制体系的初步建立（1956～1965年）（论文提纲范文）
| 建立中国导弹研制体系初步方案的提出 |
| 发展导弹技术被列为“紧急措施” |
| 创建导弹技术研究与型号研制机构 |
| （一）中科院力学所成立 |
| （二）国防部第五研究院成立 |
| 力学所与五院建立研究协作关系 |
| （一）力学所回归技术科学研究机构的工作定位 |
| （二）力学所集中力量突破导弹研制中的关键技术 |
| 五院组建按型号类别划分的研究院 |
| 结语 |
（4）含硼固冲补燃室燃烧过程与燃烧组织技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外相关研究进展 |
| 1.2.1 固冲发动机应用进展 |
| 1.2.2 硼/碳颗粒点火燃烧过程 |
| 1.2.3 固冲补燃室掺混燃烧过程 |
| 1.2.4 固冲补燃室燃烧组织技术 |
| 1.2.5 发动机燃烧组织理论 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 硼/碳颗粒点火燃烧理论 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 硼颗粒点火过程 |
| 2.2.1 硼颗粒点火过程建模 |
| 2.2.2 控制方程 |
| 2.2.3 模型验证 |
| 2.2.4 分析与讨论 |
| 2.3 硼颗粒燃烧过程 |
| 2.3.1 硼颗粒燃烧过程建模 |
| 2.3.2 控制方程 |
| 2.3.3 模型验证 |
| 2.3.4 分析与讨论 |
| 2.4 硼颗粒气相燃烧过程 |
| 2.4.1 详细化学动力学反应机理 |
| 2.4.2 方法验证 |
| 2.4.3 分析与讨论 |
| 2.5 硼颗粒燃烧产物凝结过程 |
| 2.5.1 凝结形核模型 |
| 2.5.2 控制方程 |
| 2.5.3 模型验证 |
| 2.5.4 分析与讨论 |
| 2.6 碳颗粒燃烧过程 |
| 2.6.1 碳颗粒燃烧过程建模 |
| 2.6.2 控制方程 |
| 2.6.3 分析与讨论 |
| 2.7 本章小结 |
| 2.7.1 主要工作与结论 |
| 2.7.2 主要创新点 |
| 第三章 试验方法和数值模拟方法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 试验方法 |
| 3.2.1 直连试验系统 |
| 3.2.2 数据测量及处理方法 |
| 3.3 典型试验样例分析 |
| 3.3.1 试验过程分析 |
| 3.3.2 试验产物分析 |
| 3.3.3 试验数据处理 |
| 3.3.4 药柱截面积变化 |
| 3.3.5 发动机性能评估 |
| 3.4 数值模拟方法 |
| 3.4.1 连续相模拟 |
| 3.4.2 离散相模拟 |
| 3.5 数值模拟方法验证 |
| 3.5.1 超声速喷管中凝结试验 |
| 3.5.2 乙烯/氧气发动机试验 |
| 3.5.3 贫氧推进剂发动机试验 |
| 3.6 本章小结 |
| 3.6.1 主要工作与结论 |
| 3.6.2 主要创新点 |
| 第四章 颌下进气式固冲补燃室燃烧特性研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 补燃室燃烧特性数值研究 |
| 4.2.1 颌下进气式固冲发动机构型 |
| 4.2.2 颌下进气式固冲补燃室流场分析 |
| 4.2.3 工作参数影响研究 |
| 4.2.4 补燃室长度影响研究 |
| 4.2.5 进气道出口参数影响研究 |
| 4.2.6 燃气喷头参数影响研究 |
| 4.3 补燃室旋流燃烧特性数值研究 |
| 4.3.1 旋流式颌下进气式固冲补燃室构型 |
| 4.3.2 旋流构型补燃室流场分析 |
| 4.3.3 参数对掺混燃烧性能影响分析 |
| 4.4 改进旋流补燃室燃烧特性数值研究 |
| 4.4.1 改进旋流式颌下进气式固冲发动机构型 |
| 4.4.2 改进旋流构型补燃室流场分析 |
| 4.4.3 参数对掺混燃烧性能影响分析 |
| 4.5 补燃室燃烧特性试验研究 |
| 4.5.1 试验发动机构型设计 |
| 4.5.2 试验结果 |
| 4.5.3 旋流对发动机性能影响研究 |
| 4.5.4 补燃室长度对发动机性能影响研究 |
| 4.5.5 推进剂类型对发动机性能影响研究 |
| 4.5.6 空燃比对发动机性能影响研究 |
| 4.6 总结 |
| 4.6.1 主要工作与结论 |
| 4.6.2 主要创新点 |
| 第五章 固冲补燃室燃烧组织技术研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 不同进气方式固冲补燃室燃烧特性研究 |
| 5.2.1 不同进气方式固冲补燃室构型 |
| 5.2.2 补燃室燃烧流场分析 |
| 5.2.3 工作参数对补燃室燃烧性能影响 |
| 5.3 固冲补燃室燃烧组织技术 |
| 5.3.1 补燃室特征长度设计 |
| 5.3.2 补燃室燃气喷头结构设计 |
| 5.3.3 补燃室进气道出口结构设计 |
| 5.4 总结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 本文主要工作与结论 |
| 6.2 本文主要创新点 |
| 6.3 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（5）飞机燃油系统热负荷计算及热管理分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 图表清单 |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 燃油系统简介 |
| 1.2 飞机燃油热管理系统 |
| 1.3 燃油热管理系统研究现状 |
| 1.4 本文的主要工作 |
| 第二章 飞机热负荷计算 |
| 2.1 油箱结构热负荷 |
| 2.1.1 油箱浸油部分的传热 |
| 2.1.2 油箱非浸油部分的传热 |
| 2.1.3 稳态结果分析 |
| 2.2 飞机附加热负荷 |
| 2.2.1 座舱热负荷 |
| 2.2.2 电子设备舱热负荷 |
| 2.2.3 其他热负荷 |
| 2.3 燃油温度变化动态分析 |
| 2.3.1 输油箱内燃油温度变化 |
| 2.3.2 供油箱内燃油温度变化 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 机翼气动加热计算 |
| 3.1 气动加热研究目的和方法 |
| 3.2 控制方程和计算方法 |
| 3.2.1 控制方程 |
| 3.2.2 湍流模型 |
| 3.2.3 离散格式和边界条件 |
| 3.3 算例验证 |
| 3.3.1 细长体超声速绕流 |
| 3.4 计算结果分析与讨论 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 油箱流动换热过程模拟 |
| 4.1 数值方法 |
| 4.1.1 多相流模型 |
| 4.1.2 控制方程 |
| 4.1.3 计算方法及参数 |
| 4.2 油箱流动换热过程的二维模拟 |
| 4.2.1 计算模型 |
| 4.2.2 机翼输油箱 |
| 4.2.3 机身供油箱 |
| 4.3 油箱流动换热过程的三维模拟 |
| 4.3.1 计算模型 |
| 4.3.2 结果分析与讨论 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 燃油系统仿真 |
| 5.1 FLOWMASTER 仿真平台 |
| 5.1.1 Flowmaster 软件简介 |
| 5.1.2 Flowmaster 仿真原理 |
| 5.2 燃油系统仿真设计 |
| 5.2.1 模型描述 |
| 5.2.2 燃油系统仿真平台 |
| 5.3 仿真结果及分析 |
| 5.3.1 计算参数 |
| 5.3.2 稳态仿真结果 |
| 5.3.3 动态仿真结果 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 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 |
（7）新型冲压推进系统的波系结构及其MHD控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 超燃冲压发动机 |
| 1.1.1 工作原理 |
| 1.1.2 主要类型 |
| 1.1.3 国内外的发展情况 |
| 1.2 冲压加速器 |
| 1.2.1 基本介绍 |
| 1.2.2 国内外的发展情况 |
| 1.3 磁流体(MHD)控制 |
| 1.3.1 MHD在超燃冲压发动机中的应用 |
| 1.3.2 国内外的发展情况 |
| 1.4 本文的主要工作 |
| 2 数值方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 计算格式 |
| 2.2.1 有限体积法 |
| 2.2.2 间断分解算法-Godunov差分格式 |
| 2.2.3 混合Roe/HLL格式 |
| 2.2.4 WENO格式 |
| 2.2.5 龙格-库塔格式 |
| 2.3 网格生成 |
| 2.3.1 自适应笛卡尔 |
| 2.3.2 沉浸边界法 |
| 3 爆轰及其诱导特性研究 |
| 3.1 爆轰理论 |
| 3.1.1 激波 |
| 3.1.2 Chapman-Jouguet模型 |
| 3.1.3 ZND模型 |
| 3.1.4 爆轰的多维结构 |
| 3.2 爆轰波诱导特性研究 |
| 3.2.1 空管诱导特性 |
| 3.2.2 障碍物诱导特性 |
| 3.2.3 加速诱导爆轰比较 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 斜激波与斜爆轰波的MHD控制 |
| 4.1 高超声速进气道流场的MHD控制 |
| 4.1.1 计算模型 |
| 4.1.2 计算结果与讨论 |
| 4.2 单楔斜爆轰波的MHD控制 |
| 4.2.1 计算模型与验证 |
| 4.2.2 稳定单楔斜爆轰波的MHD控制 |
| 4.2.3 不稳定单楔斜爆轰波的MHD控制 |
| 4.3 双楔斜爆轰波及其MHD控制 |
| 4.3.1 计算模型 |
| 4.3.2 驻定双楔斜爆轰波流场特性 |
| 4.3.3 双楔斜爆轰波的MHD控制 |
| 4.3.4 后楔倾角增加对斜爆轰波MHD控制的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 冲压加速器热壅塞模态研究 |
| 5.1 冷态流场研究 |
| 5.1.1 计算模型与验证 |
| 5.1.2 冷态流场分析 |
| 5.2 热壅塞模态流场研究 |
| 5.2.1 计算模型与验证 |
| 5.2.2 反应速率与弹丸速度对流场结构与推力影响 |
| 5.2.3 弹丸形状对流场结构与推力的影响 |
| 5.3 本章小结 |
| 6 冲压加速器超爆轰模态与MHD控制 |
| 6.1 超爆轰模态流场研究 |
| 6.1.1 弹丸速度对超爆轰模态的影响 |
| 6.1.2 反应速率对超爆轰模态弹丸推力影响 |
| 6.2 超爆轰模态流场的MHD控制 |
| 6.3 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 本文的主要结论 |
| 7.2 本文的主要创新点 |
| 7.3 问题与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（9）亚轨道飞行器飞行方案研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究的背景和意义 |
| 1.2 国内外亚轨道技术的研究发展现状 |
| 1.3 研究亚轨道飞行器的途径 |
| 1.4 本文的研究内容 |
| 第2章 亚轨道飞行器总体技术 |
| 2.1 气动布局分析 |
| 2.1.1 锥形体 |
| 2.1.2 翼身组合体 |
| 2.1.3 升力体 |
| 2.1.4 乘波体 |
| 2.2 各种外形的气动特性分析 |
| 2.2.1 各种外形的气动特性比较分析 |
| 2.2.2 各种气动外形的优缺点比较分析 |
| 2.2.3 各种气动外形的应用范围比较分析 |
| 2.3 超燃冲压发动机 |
| 2.3.1 超燃冲压发动机的概述 |
| 2.3.2 超燃冲压发动机的研究现状 |
| 2.3.3 超燃冲压发动机的工作原理及特性 |
| 2.4 操控方案 |
| 2.4.1 气动舵控制 |
| 2.4.2 侧喷控制 |
| 2.4.3 复合控制 |
| 2.5 制导系统 |
| 2.6 亚轨道飞行器的特点 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 亚轨道飞行器跳跃飞行轨道设计 |
| 3.1 跳跃飞行方案设计 |
| 3.1.1 跳跃飞行概念的由来 |
| 3.1.2 跳跃飞行的关键技术 |
| 3.2 跳跃轨道设计 |
| 3.2.1 质量计算 |
| 3.2.2 发动机推力计算 |
| 3.2.3 基本假设 |
| 3.2.4 坐标系的建立 |
| 3.2.5 数学模型的建立 |
| 3.2.6 跳跃方案飞行 |
| 3.3 跳跃轨道仿真及仿真结果分析 |
| 3.3.1 仿真模块的建立 |
| 3.3.2 跳跃仿真结果分析 |
| 3.3.3 特征点的选取 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 亚轨道飞行器跳跃轨道参数优化 |
| 4.1 优化设计概述 |
| 4.1.1 优化设计过程 |
| 4.1.2 有约束多变量函数的优化方法 |
| 4.1.3 无约束多变量函数的最优化方法 |
| 4.1.4 优化方法的选择 |
| 4.2 跳跃飞行优化及优化结果 |
| 4.2.1 综合目标函数 |
| 4.2.2 设计变量与变量区间 |
| 4.2.3 约束条件与惩罚函数 |
| 4.2.4 优化程序流程及优化结果 |
| 4.3 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的学术论文 |
| 致谢 |
四、新型超音速冲压式喷气飞机（论文参考文献）
- [1]浅谈航空推进技术的发展变革[J]. 郁一帆,苏建民. 科技风, 2022(03)
- [2]钱学森与中国导弹能力的基础性建设（下）[J]. 逆风飞行. 坦克装甲车辆, 2020(04)
- [3]中国导弹研制体系的初步建立（1956～1965年）[J]. 姜玉平. 当代中国史研究, 2019(04)
- [4]含硼固冲补燃室燃烧过程与燃烧组织技术研究[D]. 陈斌斌. 国防科技大学, 2018(01)
- [5]飞机燃油系统热负荷计算及热管理分析[D]. 陈悦. 南京航空航天大学, 2014(02)
- [6]高超音速飞行器呼之欲出[J]. 范韬. 自然与科技, 2013(05)
- [7]新型冲压推进系统的波系结构及其MHD控制[D]. 孙晓晖. 南京理工大学, 2013(02)
- [8]美国高超音飞行器测试失败[J]. 文林. 科学大观园, 2012(18)
- [9]亚轨道飞行器飞行方案研究[D]. 马超. 哈尔滨工业大学, 2007(02)
- [10]国防领域制冷空调技术的应用和发展[A]. 王浚,董素君. 制冷空调新技术进展——第三届制冷空调新技术研讨会论文集, 2005
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