一、二维高超声速进气道设计优化（论文文献综述）
屈萌[1]（2021）在《基于梯度法的力学参数辨识与进气道优化设计》文中进行了进一步梳理反分析与优化设计广泛存在于航空航天的各个领域,尤其在飞行器结构中复合材料的复杂力学性能评估以及超燃冲压发动机进气道结构设计等工作。本文基于梯度优化算法对复合材料空间非均质力学参数辨识与进气道形状优化设计进行分析研究,具体内容如下:在非均质弹性力学问题中,基于边界单元法离散二维、三维数值模型,并结合径向积分法准确评估了空间非均质弹性力学的几何变形与位移场,相比于有限单元法与有限差分法等,径向积分边界元法仅离散了几何边界,显着降低了问题求解的计算自由度。在弹性力学反分析中,构建实际位移场与计算位移场的目标函数,并基于梯度基算法（Levenberg-Marquardt算法）对目标函数进行极小化迭代求解。在梯度算法的求解过程中,引入复变量求导法,相比于有限差分格式,将计算域由实数域扩展到复数域,且准确、稳定地计算了目标函数的一阶导数。最终的二维、三维非均质弹性力学反分析结果证明了本文所提出的方法可以高效准确地辨识非均质力学性能参数,即使存在高达5%的测量误差干扰下,本文方法仍具有很好的鲁棒性。在基于梯度法的优化设计工作中,针对超燃冲压发动机进气道截面形状开展优化设计研究,构建总压恢复系数与流量捕获系数的多目标协同优化函数,结合实际的进气道几何模型与网格分布进行多参数优化设计,并采用谱梯度算法搭建以Fortran程序语言与CFD商业仿真软件协同的优化设计平台,全自动完成了超燃冲压发动机进气道截面形状最优化设计。本文的研究工作为航空航天领域中反分析与优化设计工作中计算精度、计算效率的提升等方面提供了一些新思路。
孟宇鹏,杨晖,满延进[2]（2021）在《高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展》文中研究表明对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节高超声速进气道研究进展进行了简述,最后分析了高超声速进气道设计须面对和解决的技术难题.
邬林科[3]（2020）在《宽域TBCC可调组合进气道设计方法及气动特性研究》文中认为TBCC动力系统由于可以实现地面水平起降及高超声速巡航,在二级入轨任务、察打一体化空天飞机等领域,具有广阔的发展前景。目前TBCC研究的痛点在于:涡轮发动机的飞行上限约为Ma2.5,冲压发动机的启动下限约为Ma3,导致TBCC动力系统在Ma2.5-Ma3速域存在推力不足的问题。本文针对传统TBCC进气系统存在变几何机构复杂、气动阻力大、涡轮模态损失较大等问题,提出了基于平移及伞状可调TBCC进气道的设计,并展开了具体的气动特性研究。主要内容如下:首先,从系统的角度,研究了一种平移变几何TBCC进气道的方案,并完成了该方案的总体设计。分析了平移顶部、中部、底部外压的方案的优劣,发现平移底部外压方案,在溢流阻力、变几何机构复杂度及热负荷、涡轮气动特性、冲压通道流量特性等方面有显着优势;通过对该方案进行零维气动分析,研究了外压参数对进气道性能的影响规律,发现“单楔+等熵”的复合压缩可以兼顾变几何前后的流量系数和总压恢复;进一步提出了一种基于几何及气动匹配规律的外压设计方法,利用该方法可以避免进气道出现“压缩-膨胀-再压缩”不良现象;通过双通道流量分配规律的研究,完成了平移距离设计。其次,针对平移TBCC冲压模态,研究并设计一种实时消波调节的冲压进气道。通过模型结合CFD的方法,研究了自启动边界的影响规律,发现随着内收缩段入口马赫数增大,自启动经验公式的误差显着增大。分析了唇罩分级和激波距离对自启动性能的影响规律,并总结了相应的设计经验公式。在上述研究基础上,设计了一种利用肩部凸角实时消波的变几何进气道。其和传统变几何方案相比,可以有效降低了肩部流动分离的影响,总压恢复较高。三维研究发现,扫掠激波-附面层干扰现象会带来显着的负面影响,通过设计附面层隔道,可以避免上述影响,保证较好的二维特性。再次,针对平移TBCC涡轮模态,对涡轮扩压段进行了参数化设计研究。通过CFD的方法,研究了扩张角、中心线,对抗反压特性、总压恢复、总压畸变的影响规律。发现在6°扩张角、先缓后急的中心线的变化规律下,扩压段性能较佳。通过Q准则,研究了不同截面渐变规律,对扩压段内涡结构的影响,结合周向总压畸变的分析,发现基于先缓后急的超椭圆曲线截面渐变规律（nx=1.6）综合性能最佳。基于上述研究,完成了涡轮通道的三维设计并对其跨声速特性进行了研究。最后,针对平移及传统TBCC涡轮通道较长,且存在矩形转圆的过渡过程,从而带来流动损失较大的问题,开展了基于伞状可调变几何的轴对称TBCC进气道设计及特性研究。在实际设计背景下,完成了涡轮模态、冲压模态、过渡模态的设计,并进行了模态转换过程的研究。通过三维的CFD仿真,研究了头部钝化和4°攻角特性的影响。结果表明,设计得到的进气道及变几何调节方案性能优异,满足全工况的设计指标,验证了该方案的工程可行性。
靳守林[4]（2020）在《流动控制在超声速进气道前体激波控制上的应用》文中提出高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分之一。在偏离设计马赫数时进气道性能往往大幅度下降,当来流马赫数大于设计马赫数时,进气道外压缩段产生的激波偏离唇口,进入内通道在壁面形成多道反射激波,激波附面层干扰形成分离区,使流场品质降低,甚至引起堵塞导致进气道不起动。二次流注入控制作为一种主动流动控制方式布置在外压缩面段上,由射流动量注入引起局部扰动影响流场改变激波角度,实现前体激波控制,在一定程度上可以改善流场、提升进气道性能。本文分别选取二元两级压缩和等熵压缩进气道模型作为研究对象,设计马赫数为4.0,并在马赫数4.0和6.0时进行流动控制,在进行基础流场分析后,利用数值模拟的方法对射流激励控制前体激波的作用效果以及控制原理进行研究。在二元两级压缩进气道的每级压缩面上选取不同位置布置激励器,通过改变激励器射流压比、角度、缝宽等参数探究射流流动控制对前体激波的作用效果。结果表明射流激励可对前体激波实施精准控制,其中在激波封口时出口总压恢复系数提升效果最为显着,在保持流量系数99%以上的同时抑制激波附面层干扰带来的总压损失,进一步压缩内通道流场使之减速增压,更好的满足燃烧室要求。研究表明激励器布置位置靠近压缩面前缘、射流出口角度与壁面呈90°且缝宽选取10mm时控制效果达到最优。同时,壁面抽吸也可以显着吸除分离区,避免内通道堵塞,提升总压恢复系数。通过主动流动控制手段,总压恢复系数最高可提升14.3%。并通过高超声速实验对数值计算结果进行了简单验证。而在等熵压缩进气道模型上采用射流激励控制时喉道截面总压恢复系数有所降低。由于未施加控制时外压缩面上总压损失极低,而添加射流激励控制前体激波系封口带来的总压损失过大,因此吼道截面气动性能难以提升。射流激励控制前体激波的方式并不完全适用于等熵压缩进气道。
熊冰[5]（2019）在《高超声速轴对称飞行器进气布局及内转进气道设计》文中研究说明在高超声速飞行器/发动机一体化背景下,进气道设计实质上是在一系列几何约束和气动性能约束条件下进行的。本文针对这一需求,提出了强约束条件下的内转进气道优化设计方法,该方法将流线追踪技术与参数化方法、优化方法相结合,实现了在控制进气道几何参数的同时完成进气道气动性能优化。采用该方法,针对轴对称飞行器形成了不同形式的进气布局设计,对各方案的气动性能进行了分析,并研究了进气布局对吸气式轴对称飞行器气动特性的影响。首先,在传统流线追踪技术的基础上,提出了强约束条件下收缩比可控的内转进气道优化设计方法。指出了直接流线追踪方法设计内转进气道的两点不足:1)流线追踪进气道收缩比不可控;2)流线追踪进气道不能完全继承其基准流场特性,包括气动性能和收缩比特性。通过分析,明晰了流线追踪进气道与相应基准流场的内在联系,即流线追踪进气道性能由其所捕获微元流管的叠加决定,气动参数由微元流管气动参数的质量平均叠加决定,收缩比特性由微元流管密流的面积平均叠加决定。在此基础上,本文提出将内转进气道参数化设计、流线追踪方法和优化算法相结合,在进气道设计过程中加入约束条件,并直接针对进气道性能进行优化;其次,针对高超声速轴对称飞行器,将前述优化设计方法应用于腹部进气布局设计,并提出了三种腹部进气方案,包括正置进气布局（NIL）、倒置进气布局（OIL）和腹部双通进气布局（BBIL）。结果表明,采用该设计方法能使三种腹部进气布局具有一致的设计捕获流量,且具有大致相当的自起动性能。通过研究来流参数对腹部进气布局的影响,发现:各进气道的流量捕获能力与马赫数和来流攻角均呈正相关,其中NIL和BBIL进气道表现较为接近,OIL进气道对来流参数敏感性较低。通过对进气道自起动性能的研究发现,OIL进气道不起动流场呈“闭式”分离形态,采用二维前缘型线可以改善其自起动性能;再次,针对高超声速轴对称飞行器,采用前述优化设计方法实现了四种双旁侧身部进气方案,包括两种对称构型,即外向压缩（BOIL）和内向压缩（BIIL）,以及两种乘波构型,即外周向压缩（BOCIL）和内周向压缩（BICIL）。重点分析了四种进气道的攻角特性,结果表明,BOIL和BIIL进气道的捕获流量随攻角增加呈小幅下降,而BOCIL和BICIL进气道的捕获流量随攻角增加而大幅上升;分析认为造成不同进气布局流量-攻角特性差异的主要原因有两点,即进气道最大捕获面积随攻角变化规律,以及由于攻角改变使得来流工况偏离设计工况而造成的进气道溢流;最后,分析和比较了不同进气布局飞行器的气动力和力矩特性。比较了NIL、OIL和BBIL三种腹部进气布局飞行器的气动特性,结果表明,NIL和BBIL飞行器为静不稳定类型,且NIL飞行器静不稳定裕度较大,而OIL飞行器静稳定性很小,分析认为造成这一差异的原因是不同类型进气道所产生的局部法向力。比较了BOIL、BIIL、BOCIL和BICIL四种双旁侧身部进气布局飞行器的气动特性,乘波进气布局飞行器（BOCIL和BICIL）的最大升阻比较非乘波进气布局飞行器（BOIL和BIIL）较大,四种飞行器均为静稳定类型,且认为进气道整流罩是引起飞行器较大静稳定裕度的主要原因。
陈立立[6]（2019）在《参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析》文中提出高超声速巡航飞行器具有飞行速度快、高度适中、可重复使用、航程远等特点,其技术的突破与应用将会引发航空航天技术的跨越式变革,对国家综合实力产生深远影响。以吸气式冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器利用大气中的氧气为氧化剂,可实现远距离巡航飞行,可用于远程投送、两级入轨第一级、高超声速客机等用途,在未来具有重大的应用潜力。高超声速巡航飞行器的设计与飞行器的气动、结构、防热、材料、飞行方案等因素密切相关,是一个多学科紧密耦合的系统工程。气动布局设计是高超声速飞行器设计的基础,但是不同于常规飞行器,高超声速飞行器的布局设计还没有成熟的方法可供参考。为了兼顾气动性能和多参数协调的设计要求,采用单纯的乘波体和简单的翼身组合都很难满足综合性能最优的设计目标。本文以高超声速巡航飞行器为研究对象,分别从创新总体布局和先进气动性能设计出发,针对未来高超声速巡航飞行器的气动布局设计与性能优化分析进行了系统研究。针对高超声速飞行器先进气动布局设计难点,提出了一种多段接序、分片组合的高超声速参数化气动布局设计方法,将飞行器分为前体、机翼和中心体等部件进行参数化设计,提出了高超声速巡航飞行器模块化设计理念。前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局方案,最终实现具有“乘波特性”的参数可调的高超声速巡航飞行器。论文以组合布局为基础,分别开展了快速性能评估、创新乘波体构型、参数化总体设计、气动布局优化等研究工作。针对高超声速飞行器设计状态的性能设计和快速评估需求,基于高超声速小扰动理论发展了一套快速预测锥导乘波体和组合布局高超声速巡航飞行器气动性能的计算方法,该方法可以根据不同设计参数快速评估高超声速飞行器的气动性能,同时可根据任务目标给出飞行器总体布局设计的初步参数,为进一步精细化设计提供较好的初始条件。针对传统乘波体容积与升阻比的矛盾,提出了一种新型容积可调吻切乘波体设计方法,在上表面出口型线（FCC）和下表面激波出口型线（ICC）基础上引入了一条新的出口激波圆心曲线（COC）,释放了出口激波曲线的部分几何约束,通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体容积特性的目的,拓宽了现有吻切乘波体设计空间。CFD数值模拟结果表明:在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,乘波体升阻比差异较小,本文设计的乘波体具备更大的容积率,具有升阻比和容积的综合优势。针对部件难以衔接问题,提出了一种可变激波角乘波体设计方法,通过改变不同扩张角处的激波角设计不同构型的乘波体。按照激波角从对称面到端点的分布规律,分别设计了定激波角、激波角减小和激波角增加等乘波体,采用数值模拟技术研究了激波角分布规律对乘波体气动性能的影响。研究结果表明:变激波角乘波体具有独特的气动特性、容积特性和压心特性,能够为高超声速飞行器的气动布局设计提供有益参考。针对传统单级乘波前体压缩能力不足的问题,提出了一种纵向分段的多级压缩乘波体设计方法。发展了一种非均匀来流乘波体设计方法,基于该方法分别设计了锥导二级/三级压缩乘波体,吻切锥二级/三级压缩乘波体。数值计算结果表明多级压缩能够有效提升进气道入口处的流量系数、静压比和总压恢复系数等性能参数,可以有效提升吸气式高超声速巡航飞行器的总体性能。针对高超声速飞行器数值计算和优化难等问题,发展了一套快速估算任意外形的高超声速气动性能软件,通过面元法实现快速评估不同研究对象的气动性能和容积特性。发展了一套自由变形技术方法结合面元法的高超声速飞行器气动布局优化程序,实现了高超声速飞行器多参数建模、快速气动评估和快速布局优化,有效地提升了高超声速飞行器设计和优化效率。论文最后以未来高超声速巡航客机为对象,设计了一款包含多级压缩前体、进气道和垂尾的高超声速客机。采用面元法、FFD和多目标优化算法实现了高超声速客机的布局优化,采用数值模拟技术研究了高超声速客机的升阻特性和横航向稳定性,验证了本文组合布局设计、气动性能估算和外形优化等设计和分析方法。论文从高超声速飞行器创新气动布局设计出发,以乘波体为基础,提出了多种新型乘波体设计方法和分段接续的组合布局总体设计方案,达到了同时改善高超声速飞行器容积特性和气动性能的目的,采用基于HSDT和面元法快速估算方法以及CFD数值模拟技术开展了性能研究。本文研究的具有“乘波特性”的组合布局飞行器可为未来高超声速巡航飞行器提供设计参考。论文建立的设计方法是高超声速飞行器复杂布局设计方法中的基础,通过未来多学科优化设计的进一步研究可以提升我国在高超声速巡航飞行器的工程应用能力。
刘俊兵[7]（2019）在《全速域预冷发动机进气系统设计与优化》文中研究说明全速域预冷发动机是一种新型组合循环发动机,能够在较宽马赫数范围内工作,是高超声速飞行器的理想动力方案之一。本文以全速域预冷发动机进气系统为研究对象,开展了进气系统方案设计、预冷压气机气动和结构优化设计、原理样机试验台方案设计等工作。在进气系统方案设计方面,提出了进气道、预冷器、压气机耦合设计的方案形式。该方案实现了两个方面的一体化,一是将隔离段与预冷器一体化设计,采用“花瓣”截面构型的扭转式预冷段,实现预冷却与整流功能的耦合,使预冷段在冷却气流的同时为压气机提供高品质来流。二是将静子叶片与换热器一体化设计,提出了间冷式压气机方案,减小预冷器的热负荷,改善了压气机热力循环过程。采用以上设计有望减轻发动机质量,实现进气系统各部件间性能相互匹配。在预冷压气机优化设计方面,开展了两级轴流加一级离心式的高压比、小流量组合压气机气动设计,完成了间冷式压气机的性能评估和优化设计。结果表明,组合压气机在不同工况下均有较好的性能,达到了设计指标的要求;采用串列叶栅的间冷式方案,可进一步提升压气机的综合性能。在原理样机试验台设计方面,开展了试验台系统方案设计、结构设计、强度校核和振动分析;同时,对滑油系统、测量与控制系统等进行了设计和分析。
张恩来[8]（2019）在《高超声速内外流中的三维激波相互作用》文中研究表明吸气式高超声速飞行器内外流中存在多种形式的激波相互作用,这些激波相互作用通常对飞行器性能和安全性具有至关重要的影响,在飞行器研制过程中需要予以重视。针对二维激波相互作用,已有研究成果形成了相对较为完备的理论体系,为以高超声速二元进气道为典型特征的飞行器流动机理认识和工程应用提供了概念和方法支撑。但随着以内转式进气道为代表的三维曲面压缩系统逐渐成为研究热点,其流动的强三维特征及近轴对称内收缩几何约束效应等都对现有的激波相互作用认知和理论提出了新的挑战,难以采用现有的理论分析方法对其机理和性能进行准确描述和预测,同时也使得相关的控制和优化设计难度增大。因此,开展针对性的三维激波相互作用机理研究无疑有着重要的学术和应用价值。本文针对以内转式进气道为代表的高超声速内外流中的复杂激波干扰问题,力求突出重点和分解难点,从不同角度分别提出几种典型的简化模型以体现主要特征和要素,通过数值模拟、理论分析和风洞实验相结合的方法展开研究,从特征认识、机理探讨、关键影响因素分析以及规律梳理等几个方面进行了讨论。首先针对三维激波干扰特征进行了二维简化可行性分析,以垂直于激波交线切向的平面为特征分析平面,基于局部二维化构思,建立了针对任意两道三维激波的相交干扰问题的求解方法。在此基础上,通过简化的圆锥激波反射模型,考察了三维激波规则/马赫反射的转变边界,发现了三维激波反射问题中的迟滞现象。基于二维局部分析的三维激波干扰理论能够较好地预测激波反射类型的转变趋势,但当激波干扰类型转变点附近存在强三维流动时,由于穿越特征分析平面的横向参数变化影响显着,可能会导致二维简化分析结果不准确。内转式进气道v形溢流口作为具有内外流动耦合特征的关键部位,其激波干扰问题需要重点关注。研究中将进气道V形溢流口简化为V形钝前缘平板,在激波风洞实验中,通过平面激光散射技术（PLS）和纹影技术,获得了 V形溢流口三维激波干扰的流动图像,并结合数值模拟揭示了其三维流动物理机制。研究表明,内转式进气道前缘脱体激波（DS）与其V形溢流口驻点前弓形激波（BS）发生干扰,形成马鞍形激波面,沿马鞍形激波面上的拐折线,DS和BS的激波干扰类型逐渐从驻点上游的同侧干扰转变为驻点下游的异侧干扰。在激波同侧干扰区域,产生向对称面汇聚的横向流动,与激波拐折线处形成的剪切层一起,向展向对称面汇聚,并卷起形成流向涡对结构（CVP）,该流向涡对向流场下游延伸,对流场造成较大范围的影响。此外,通过斜激波入射V形钝前缘平板,考察探讨了前体激波与溢流口相对位置改变带来的激波干扰类型变化特征和规律,发现斜激波与溢流口驻点前弓形激波的干扰与V形钝前缘自身的激波干扰相耦合,造成了更加复杂的流场结构。近圆形内流道的激波干扰既不同于平面激波相互作用,也与纯轴对称流动存在轴心奇性有着本质差异。本文选取椭圆截面作为典型的偏轴对称简化构型,研究了椭圆截面内收缩流场中的激波干扰问题,通过实验和数值模拟考察了截面长短轴比、前缘压缩角和来流攻角对激波演变的影响。发现了三种激波干扰类型,分别为:Type A马赫反射、Type B规则反射和Type C临界反射。通过对激波面周向强度不均匀性及其演变过程的理论和数值分析,揭示了引起椭圆截面内收缩流场激波干扰类型转变的主要影响因素及其影响的物理机制,即:长轴面内更大的激波曲率导致的更强的流动汇聚效应使得激波更快地趋近于流场轴线,与短轴面内更短的激波离轴距离之间相互竞争;此外,初始连续弯曲的椭圆形激波面在汇聚增强过程中,演变成为强、弱两对分段激波面,以不同的强度、尺度向中心轴传播,并在上下游不同位置处相交,对干扰类型的转变起着重要作用。
张文浩[9]（2019）在《三维内转式进气道与乘波机体一体化设计方法研究》文中研究指明本文针对于高超声速内转式进气道以及内转式进气道与乘波机体的一体化设计展开研究,基于有旋特征线方法以及流线追踪方法,通过基础理论分析、数值模拟等手段,对内转式基准流场、进气道的设计开展工作,从几何拼接以及内外流场耦合的角度进行了进气道与乘波机体一体化设计,以期减弱进气道与机体之间内外流场相互影响。首先对高超声速领域内的吸气式飞行器、内转式进气道以及一体化设计方法和构型进行了充分的调研,并较为全面的总结了吸气式高超声速飞行器的发展概况,以及内转式进气道和一体化设计方法的国内外研究现状,并对这几个方面进行了较为详细的分类说明。本文在构建基准流场的过程中是基于有旋特征线理论,本文介绍了有旋特征线理论中的典型单元过程,分别为内点单元过程、直接壁面点单元过程、逆置壁面点单元过程和激波边界点单元过程;在求解型面流线的过程中运用了流线追踪方法,该方法是基于右行马赫线开展预估-校正迭代算法来求解流线点的位置坐标和流动参数。针对基于基准体的内转式进气道设计方法,首先建立基准体,然后在高超声速来流条件下,运用有旋特征线理论构建内转式轴对称基准流场,分为前缘激波依赖区、等熵压缩区、唇口激波反射区以及流场稳定区四部分,在各部分的设计求解步骤中,运用了一系列典型单元过程。随后在该基准流场的底部基准面进行内转式进气道前缘线底部投影型线的设计,通过流线追踪方法,对不同形状的底部投影型线生成内转式进气道,并对圆形进口的内转式进气道进行了数值模拟,结果验证了该内转式基准流场以及进气道设计方法的正确性和有效性。针对内转式进气道和乘波机体的一体化设计,本文从几何融合和流场相交两种方式展开研究。为了提高进气道的性能,即增大捕获流量和效率,从几何融合的角度出发,提出了乘波前体/内转式进气道一体化设计方法和三并联内转式进气道一体化设计方法,根据提出的方法生成一体化构型并进行了数值模拟;在流场相交的方式中,从内外流场耦合的角度出发,提出了头部进气和两侧进气式内转式进气道/冯卡门乘波体一体化设计方法,同样根据提出的方法生成一体化构型并进行了数值模拟;模拟结果表明验证了该一体化设计方法的正确性和有效性。
石洋[10]（2019）在《冲压式超高速光学头罩进气道初步实验研究》文中进行了进一步梳理光学成像武器近地超高速飞行时,用于窗口冷却的超声速气膜及成像设备的制冷需要较高压力及质量流率的气源。依靠传统弹载气瓶的方案,很难完成长时间的气源供给,既会加大地面装载预压难度,又会占用导弹载荷能力及弹内空间。为此,本文以解决超高速光学头罩超声速气膜用气需求为研究目的,提出了冲压式超高速光学头罩的概念,即使用进气道技术捕获飞行时的高总压来流,以完成冷却气源的供给任务。但由于冷却气源与发动机燃烧对于气源的需求有所不同,对于进气道的性能侧重和设计改造仍需进一步研究。首先从超高速光学头罩超声速气膜的用气需求出发,结合CFD（计算流体力学）计算结果得到了明确的气源供给的压力及流量要求。提出了采用“进气道+液氮冷却”的供气方式,并对总体系统和工作流程进行了描述。之后对用于气膜冷却的进气道与冲压发动机进气道的区别进行了分析。其次,开展了基于侧压式进气道的压缩充气实验研究。前体为带攻角的钝头平板,气路从进气道底部引出并连接至储罐。针对四种不同的侧板构型,在马赫数为3的条件下分别进行了不同唇口位置及侧板间距的实验,并对进气道平直段出口是否堵塞对实验结果的影响也做了针对性研究,得到了储罐平衡压力及平均充气流量的变化规律。根据模型对称面的流场显示结果、壁面及气罐压力数据,对造成充气性能变化的原因进行了合理的分析与解释。最后,基于侧压式进气道进行了前体为双锥钝头体模型的压缩充气实验。针对前一章中总压恢复系数最高的侧板构型,在马赫数为3和6的条件下进行了侧板间距固定、调整唇口位置的实验,同时加入了温度测量,得到了与二维钝头平板模型实验略有不同的结果和规律。结合CFD计算结果,分析了进气道的性能指标,并对高总温条件下捕获气流温度高的现象进行了探讨。
二、二维高超声速进气道设计优化（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、二维高超声速进气道设计优化（论文提纲范文）
（1）基于梯度法的力学参数辨识与进气道优化设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 复合材料物性参数辨识 |
| 1.2.2 高超声速进气道优化 |
| 1.3 论文主要内容和章节安排 |
| 2 优化算法 |
| 2.1 随机算法 |
| 2.2 梯度算法 |
| 2.2.1 最速下降法 |
| 2.2.2 牛顿法 |
| 2.2.3 谱梯度方法 |
| 2.2.4 拟牛顿法 |
| 2.2.5 共轭梯度法 |
| 2.2.6 Levenberg-Marquardt算法 |
| 2.3 本章小结 |
| 3 非均质材料物性参数的辨识研究 |
| 3.1 非均质弹性力学问题 |
| 3.2 径向积分法 |
| 3.3 非均质弹性模量识别反问题 |
| 3.3.1 Levenberg-Marquardt算法 |
| 3.3.2 复变量求导法 |
| 3.3.3 收敛准则 |
| 3.3.4 求解流程 |
| 3.4 算例验证分析 |
| 3.4.1 二维指数形式弹性模量的辨识 |
| 3.4.2 二维线性形式弹性模量的辨识 |
| 3.4.3 三维线性形式弹性模量的辨识 |
| 3.5 测量误差的影响 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 高超声速进气道自动优化 |
| 4.1 计算模型和边界条件 |
| 4.2 优化算法的选取以及自动优化流程 |
| 4.3 二维进气道优化结果分析 |
| 4.4 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 |
（2）高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展（论文提纲范文）
| 引 言 |
| 1 高超声速进气道类型与布局 |
| 1.1 轴对称进气道 |
| 1.2 二维压缩进气道 |
| 1.3 侧压进气道 |
| 1.4 内压缩进气道 |
| 2 高超进气道的调节 |
| 2.1 轴对称类型 |
| 2.2 二元平面类型 |
| 2.3 三维内转类型 |
| 3 面临的技术难题 |
| 3.1 高超声速内流自身复杂性难题 |
| 3.2 进气道和飞行器一体化设计问题 |
| 3.3 进气道结构实现的技术难题 |
| 4 结论 |
（3）宽域TBCC可调组合进气道设计方法及气动特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 TBCC组合动力系统研究现状 |
| 1.2.2 变几何进气道设计研究现状 |
| 1.2.3 TBCC进气道设计研究现状 |
| 1.3 研究现状分析及关键问题 |
| 1.4 论文主要内容及章节安排 |
| 第2章 平移变几何TBCC进气道总体方案研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 TBCC进气道变几何方案对比研究 |
| 2.2.1 旋转变几何TBCC调节方案研究 |
| 2.2.2 平移变几何TBCC调节方案研究 |
| 2.3 TBCC组合发动机飞行轨迹设计 |
| 2.4 TBCC组合发动机气动性能的零维设计研究 |
| 2.4.1 外压设计参数对气动性能的影响规律研究 |
| 2.4.2 宽域冲压进气道内外压匹配规律的研究 |
| 2.4.3 涡轮/冲压双通道协同工作时的流量分配研究 |
| 2.5 基于FLUENT求解的数值计算验证 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 基于消波调节的平移TBCC冲压通道设计研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 多级唇罩进气道自启动边界及影响因素研究 |
| 3.2.1 进气道自启动边界描述 |
| 3.2.2 多级唇罩进气道自启动边界计算模型 |
| 3.2.3 单/双激波模型自启动边界研究 |
| 3.2.4 唇罩激波安全距离研究 |
| 3.3 实时消波进气道设计及调节规律研究 |
| 3.3.1 实时消波进气道设计方法研究 |
| 3.3.2 实时消波进气道抽吸系统设计 |
| 3.3.3 不同变几何进气道调节规律对比研究 |
| 3.4 进气道安装方式影响及三维改进设计研究 |
| 3.4.1 进气道安装方式对性能的影响研究 |
| 3.4.2 进气道安装方式的三维改进设计 |
| 3.5 本章小节 |
| 第4章 基于参数化设计的平移TBCC涡轮扩压段研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 涡轮扩压段道的均匀性指标 |
| 4.3 扩张角对涡轮扩压段性能影响研究 |
| 4.4 中心线对涡轮扩压段的性能影响研究 |
| 4.5 矩形转圆扩压段截面变化规律影响研究 |
| 4.5.1 基于超椭圆曲线的截面渐变设计 |
| 4.5.2 基于圆角矩形的截面渐变设计 |
| 4.5.3 基于Q准则的不同截面渐变扩压段涡结构分析 |
| 4.5.4 不同截面渐变扩压段出口参数研究 |
| 4.6 平移变几何TBCC涡轮模态跨声速特性研究 |
| 4.7 本章小节 |
| 第5章 伞状可调TBCC进气道设计及气动特性研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 伞状可调变几何TBCC进气道总体方案设计 |
| 5.2.1 伞状可调变几何TBCC进气道工作原理 |
| 5.2.2 伞状可调变几何TBCC进气道设计约束分析 |
| 5.3 超声速轴对称锥形流理论及数值求解方法 |
| 5.4 伞状可调TBCC进气道二维设计 |
| 5.4.1 冲压模态下进气道二维设计 |
| 5.4.2 涡轮及过渡模态下进气道二维设计 |
| 5.5 伞状可调变几何TBCC模态转换过程研究 |
| 5.5.1 涡轮模态至过渡模态的转换特研究 |
| 5.5.2 过渡模态至冲压模态的转换特性研究 |
| 5.6 伞状可调TBCC进气道三维特性研究 |
| 5.6.1 三维钝化效应影响研究 |
| 5.6.2 伞状可调TBCC进气道4°攻角特性研究 |
| 5.7 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
（4）流动控制在超声速进气道前体激波控制上的应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 前体激波控制国内外研究现状 |
| 1.3 本文的研究意义 |
| 1.4 本文的内容安排 |
| 第二章 两级压缩进气道设计工况时的流动控制数值验证 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 进气道模型及数值计算网格 |
| 2.2.1 两级压缩进气道模型 |
| 2.2.2 网格划分及网格无关性验证 |
| 2.3 设计工况时的流动控制数值验证 |
| 2.3.1 设计工况下的本体特性 |
| 2.3.2 附面层抽吸流动特性研究 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 非设计工况时的流动控制数值验证 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 非设计工况下的本体特性 |
| 3.3 射流激励器参数对前体激波控制效果 |
| 3.3.1 射流激励压比 |
| 3.3.2 射流激励位置 |
| 3.3.3 射流激励缝宽 |
| 3.3.4 射流激励角度 |
| 3.4 射流注入与附面层抽吸 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 进气道前体激波控制实验研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 实验设备与实验模型 |
| 4.2.1 实验设备介绍 |
| 4.2.2 实验模型介绍 |
| 4.3 实验结果和分析 |
| 4.3.1 本体实验结果 |
| 4.3.2 射流激励实验结果 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 等熵压缩进气道流动控制数值模拟 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 等熵压缩进气道数值模拟 |
| 5.2.1 等熵压缩介绍 |
| 5.2.2 等熵压缩进气道本体数值计算 |
| 5.2.3 等熵进气道射流控制数值计算结果 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 总结和展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 问题与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（5）高超声速轴对称飞行器进气布局及内转进气道设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 高超声速内转进气道设计研究现状 |
| 1.2.1 轴对称基准流场设计 |
| 1.2.2 流线追踪内转进气道设计 |
| 1.2.3 截面渐变内转进气道设计 |
| 1.3 高超声速飞行器/进气道一体化及进气布局设计研究现状 |
| 1.3.1 升力体构型飞行器/进气道一体化设计 |
| 1.3.2 轴对称飞行器/进气道一体化设计 |
| 1.3.3 进气布局设计 |
| 1.4 研究现状评述 |
| 1.5 本文研究内容 |
| 第二章 设计方法及验证 |
| 2.1 轴对称前体/内转进气道一体化设计的关键技术 |
| 2.1.1 内转进气道与轴对称前体的一体化融合 |
| 2.1.2 一体化设计要求下的内转进气道设计 |
| 2.1.3 一体化设计要求下的进气布局设计 |
| 2.2 高超声速轴对称前体初步设计与分析 |
| 2.2.1 基于冯卡门曲线尖头修正的前体设计 |
| 2.2.2 前体设计结果分析 |
| 2.3 高超声速进气道优化设计方法 |
| 2.3.1 流线追踪技术 |
| 2.3.2 参数化设计方法 |
| 2.3.3 优化方法简介及其适用性分析 |
| 2.3.4 三维异型隔离段设计方法 |
| 2.4 前体/进气道一体化构型的性能评价指标 |
| 2.4.1 前体/进气道一体化构型分界 |
| 2.4.2 前体/进气道一体化构型的关键几何参数 |
| 2.4.3 流量捕获性能 |
| 2.4.4 总压恢复性能 |
| 2.4.5 抗反压性能 |
| 2.4.6 进气道起动性能 |
| 2.5 数值计算方法及风洞实验验证 |
| 2.5.1 网格划分 |
| 2.5.2 数值计算方法 |
| 2.5.3 数值方法的实验验证 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 收缩比可控内转进气道优化设计方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 基于基准流场性能的优化设计与分析 |
| 3.2.1 基准流场优化设计流程 |
| 3.2.2 基准流场优化设计结果与分析 |
| 3.3 基于三维内转进气道性能的优化设计与分析 |
| 3.3.1 MCS方法 |
| 3.3.2 内转进气道优化设计流程及结果分析 |
| 3.4 流线追踪设计方法的局限性及分析 |
| 3.4.1 流线追踪进气道收缩比不可控 |
| 3.4.2 基准流场性能不完全决定三维进气道性能 |
| 3.4.3 流动机制分析 |
| 3.5 收缩比可控内转进气道优化设计流程 |
| 3.6 收缩比可控内转进气道优化设计结果分析 |
| 3.6.1 优化设计历程与可行解 |
| 3.6.2 进气道case 3.1-case 3.3 设计工况下性能比较 |
| 3.6.3 case 3.1- case 3.3 进气道自起动性能分析 |
| 3.7 小结 |
| 第四章 腹部进气布局及内转进气道设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 腹部进气特点分析 |
| 4.3 腹部正置进气布局设计与性能分析 |
| 4.3.1 正置进气道与轴对称前体一体化设计 |
| 4.3.2 正置进气道优化设计与设计性能分析 |
| 4.3.3 进气道捕获流量修正与设计性能分析 |
| 4.3.4 正置进气布局非设计工况性能分析 |
| 4.3.5 正置进气布局自起动性能分析 |
| 4.4 腹部倒置进气布局设计与性能分析 |
| 4.4.1 倒置进气布局初步设计 |
| 4.4.2 OIL case1 进气道性能分析 |
| 4.4.3 前缘型线对倒置进气道自起动的影响 |
| 4.4.4 倒置进气布局自起动性能的进一步改善 |
| 4.5 腹部“背靠背”双通道进气布局设计与性能分析 |
| 4.5.1 “背靠背”双通道进气布局初步设计 |
| 4.5.2 设计工况性能分析 |
| 4.5.3 非设计工况性能分析 |
| 4.5.4 自起动性能分析 |
| 4.6 不同腹部进气布局对比与分析 |
| 4.6.1 设计工况下性能参数比较 |
| 4.6.2 非设计工况下性能参数比较 |
| 4.7 与腹部进气布局匹配的异型隔离段设计 |
| 4.8 小结 |
| 第五章 双旁侧身部进气布局及内转进气道设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 身部进气特点分析 |
| 5.2.1 身部进气道捕获来流特点分析 |
| 5.2.2 身部进气布局设计思路 |
| 5.3 双旁侧身部进气布局设计 |
| 5.3.1 外向压缩进气布局 |
| 5.3.2 内向压缩进气布局 |
| 5.3.3 外周向压缩进气布局 |
| 5.3.4 内周向压缩进气布局 |
| 5.4 不同进气布局气动特性比较与分析 |
| 5.4.1 设计工况下气动性能与流场结构分析 |
| 5.4.2 不同进气布局攻角特性分析 |
| 5.5 与双旁侧身部进气布局匹配的异型隔离段设计 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 进气布局对飞行器气动力特性的影响 |
| 6.1 适用于吸气式轴对称飞行器的计力体系探讨 |
| 6.1.1 机体/发动机一体化飞行器的计力体系 |
| 6.1.2 巡航型飞行器的分析目标 |
| 6.1.3 吸气式飞行器产生气动力部件 |
| 6.1.4 适用于吸气式轴对称飞行器的计力体系 |
| 6.2 腹部进气布局轴对称飞行器气动力特性分析 |
| 6.2.1 飞行器设计参数和流场 |
| 6.2.2 气动力和力矩特性分析 |
| 6.3 双旁侧身部进气布局轴对称飞行器气动力特性分析 |
| 6.3.1 飞行器设计参数和流场 |
| 6.3.2 气动力和力矩特性分析 |
| 6.3.3 进气道整流罩设计对飞行器气动力特性的影响 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（6）参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 符号表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 临近空间高超声速飞行器 |
| 1.1.2 高超声速飞行器的布局形式 |
| 1.1.3 高超声速飞行器的气动特性 |
| 1.1.4 高超声速飞行器的稳定性 |
| 1.2 国内外高超声速项目研究现状 |
| 1.2.1 Hyper-X项目 |
| 1.2.2 HyTech项目 |
| 1.2.3 HyFly项目 |
| 1.2.4 Falcon计划 |
| 1.2.5 HSSW项目 |
| 1.2.6 HIFi RE项目 |
| 1.2.7 HEXAFLY-INT计划 |
| 1.2.8 SR-72 |
| 1.2.9 Saenger空天飞机计划 |
| 1.2.10 波音高超声速飞行器 |
| 1.2.11 国外其他高超声速计划 |
| 1.2.12 国内研究进展 |
| 1.3 乘波体设计方法概况 |
| 1.4 高超声速飞行器设计方法概况 |
| 1.4.1 气动布局设计与分析 |
| 1.4.2 高超声速飞行器气动优化研究进展 |
| 1.4.3 高超声速飞行器参数化研究概况 |
| 1.4.4 代理模型在高超声速飞行器的应用现状 |
| 1.5 本文的主要研究内容 |
| 第二章 计算方法与验证 |
| 2.1 高超声速估算方法 |
| 2.1.1 激波膨胀波关系式 |
| 2.1.2 牛顿流模型 |
| 2.1.3 修正的牛顿公式 |
| 2.1.4 切劈切锥法 |
| 2.1.5 统一范戴克法 |
| 2.2 面元法 |
| 2.3 HSDT计算方法(摄动理论) |
| 2.4 RANS方法 |
| 2.4.1 流动控制方程 |
| 2.4.2 湍流模型 |
| 2.5 FFD自由变形技术 |
| 2.6 高超声速算例验证 |
| 2.6.1 小扰动理论验证 |
| 2.6.2 乘波体验证 |
| 2.6.3 基于FFD的翼型优化 |
| 2.6.4 空天飞机数值验证 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 锥型流场与乘波构型设计 |
| 3.1 锥型流场 |
| 3.2 传统乘波体设计方法 |
| 3.2.1 流线追踪方法 |
| 3.2.2 锥导乘波体设计 |
| 3.2.3 吻切锥乘波体设计 |
| 3.2.4 圆锥流场的近似解与数值解 |
| 3.3 设计参数对乘波体构型的影响 |
| 3.3.1 马赫数的影响 |
| 3.3.2 圆锥半顶角的影响 |
| 3.3.3 端点切角Ω的影响 |
| 3.3.4 R_0的影响 |
| 3.3.5 扩张角Φ的影响 |
| 3.3.6 设计长度的影响 |
| 3.3.7 不同参数对升阻比的影响 |
| 3.4 几何近似乘波体设计 |
| 3.5 基于前体的非均匀流乘波体设计方法 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 可变参数新型乘波体设计方法 |
| 4.1 VOCW乘波体设计 |
| 4.1.1 VOCW乘波体设计原理与方法 |
| 4.1.2 VOCW乘波体构型设计 |
| 4.1.3 VOCW乘波体数值分析 |
| 4.2 变激波角乘波体设计 |
| 4.2.1 变激波角乘波体设计方法 |
| 4.2.2 变激波角乘波体构型设计 |
| 4.2.3 变激波角乘波体数值分析 |
| 4.3 多级压缩乘波体设计 |
| 4.3.1 锥导乘波体二级压缩 |
| 4.3.2 锥导乘波体三级压缩 |
| 4.3.3 吻切锥乘波体二级/三级压缩 |
| 4.4 摩擦阻力影响机理研究 |
| 4.4.1 攻角对摩擦阻力的影响研究 |
| 4.4.2 马赫数对摩擦阻力的影响研究 |
| 4.4.3 壁温对摩擦阻力的影响 |
| 4.4.4 雷诺数对摩擦阻力的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 高超声速飞行器组合布局设计 |
| 5.1 组合布局设计的必要性 |
| 5.2 前后接续组合的设计思路 |
| 5.3 组合布局高超声速飞行器参数敏感性分析 |
| 5.3.1 组合乘波体与传统乘波体对比 |
| 5.3.2 前体宽度对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.3 后掠角对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.4 激波压缩角对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.5 中心体构型对组合布局飞行器的影响 |
| 5.4 组合布局飞行器横航向稳定性分析 |
| 5.4.1 稳定性判定准则 |
| 5.4.2 马赫数对HCV飞行器气动性能的影响 |
| 5.4.3 偏航角对HCV飞行器气动性能和稳定性的影响 |
| 5.4.4 攻角对HCV飞行器稳定性的影响 |
| 5.4.5 马赫数对HCV飞行器稳定性的影响 |
| 5.5 基于HSDT的组合布局设计 |
| 5.5.1 前体布局和气动参数分析 |
| 5.5.2 机翼布局和气动参数分析 |
| 5.5.3 中心体设计与气动参数 |
| 5.5.4 组合布局方法验证 |
| 5.6 基于流线追踪的组合布局设计 |
| 5.6.1 前体设计 |
| 5.6.2 中心体设计 |
| 5.6.3 机翼设计 |
| 5.6.4 组合布局设计方法验证 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 高超声速飞行器优化设计 |
| 6.1 摩阻系数关系式 |
| 6.2 基于HSDT的乘波体优化分析 |
| 6.3 基于FFD的乘波体优化分析 |
| 6.3.1 下表面无粘优化分析 |
| 6.3.2 下表面粘性优化分析 |
| 6.3.3 上下表面无粘优化分析 |
| 6.3.4 上下表面粘性优化分析 |
| 6.4 基于HSDT的高超声速飞行器优化分析 |
| 6.5 基于FFD的高超声速飞行器优化分析 |
| 6.5.1 基本模型气动力分析 |
| 6.5.2 典型优化结果的全工况分析 |
| 6.5.3 典型优化结果的横航向稳定性分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 论文的主要研究工作 |
| 7.2 论文的主要创新点 |
| 7.3 未来研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（7）全速域预冷发动机进气系统设计与优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 预冷发动机研究进展及现状 |
| 1.3 进气系统研究现状 |
| 1.3.1 预冷进气道研究现状 |
| 1.3.2 预冷器研究现状 |
| 1.3.3 预冷压气机发展现状 |
| 1.4 研究现状小结 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 基本设计理论与数值方法 |
| 2.1 压气机气动设计方法 |
| 2.1.1 一维流道初始化设计 |
| 2.1.2 S_2 流面通流计算 |
| 2.1.3 三维叶片造型 |
| 2.2 数值计算方法 |
| 2.2.1 基本控制方程 |
| 2.2.2 数值模拟方法 |
| 2.2.3 算例验证 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 进气系统总体方案设计 |
| 3.1 进气系统设计需求 |
| 3.2 预冷发动机进气道方案 |
| 3.3 预冷器方案设计 |
| 3.4 预冷压气机方案设计 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 预冷压气机气动优化设计 |
| 4.1 预冷压气机气动方案设计 |
| 4.1.1 一维流道分析与通流计算 |
| 4.1.2 叶片造型 |
| 4.2 三维数值结果与分析 |
| 4.2.1 压气机总体性能分析 |
| 4.2.2 设计点流场分析 |
| 4.2.3 间冷式压气机性能研究与分析 |
| 4.3 压气机稳定性扩展设计 |
| 4.3.1 串列叶栅构型 |
| 4.3.2 结果分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 预冷压气机原理样机及试验台设计 |
| 5.1 设计难点分析 |
| 5.2 原理样机总体方案 |
| 5.3 转子-支撑系统结构设计 |
| 5.3.1 转子系统布局 |
| 5.3.2 材料选取与加工分析 |
| 5.3.3 强度校核与振动分析 |
| 5.4 辅助工作系统设计 |
| 5.4.1 滑油系统设计 |
| 5.4.2 测控系统设计 |
| 5.5 原理样机试验台设计及初步试验 |
| 5.5.1 样机试验台设计 |
| 5.5.2 初步试验及结果 |
| 5.6 本章小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（8）高超声速内外流中的三维激波相互作用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号说明 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和研究意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 激波反射问题 |
| 1.2.2 激波干扰问题 |
| 1.2.3 轴对称内收缩流场激波反射问题 |
| 1.3 本文工作 |
| 第2章 实验及数值方法 |
| 2.1 实验方法 |
| 2.1.1 KDJB330激波风洞 |
| 2.1.2 流场观测手段 |
| 2.2 数值模拟方法 |
| 2.2.1 FLUENT求解器介绍 |
| 2.2.2 验证算例 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 三维激波干扰理论及应用 |
| 3.1 一般形式的三维激波干扰理论 |
| 3.1.1 三维平面激波流场求解 |
| 3.1.2 两道三维曲面激波的相交干扰 |
| 3.1.3 三维激波干扰理论验证 |
| 3.2 圆锥激波反射 |
| 3.2.1 模型及研究方法 |
| 3.2.2 锥角对激波反射类型的影响 |
| 3.2.3 不同来流马赫数下圆锥激波反射 |
| 3.3 本章小结 |
| 第4章 进气道溢流口三维激波干扰简化研究 |
| 4.1 V形钝前缘溢流口三维流动特征 |
| 4.1.1 模型及研究方法 |
| 4.1.2 规则干扰构型 |
| 4.1.3 马赫干扰构型 |
| 4.2 不同几何参数V形钝前缘构型下游流场 |
| 4.2.1 激波波系对比 |
| 4.2.2 激波干扰区域流场参数对比 |
| 4.3 斜激波入射V形钝前缘激波干扰 |
| 4.3.1 模型和研究方法 |
| 4.3.2 流场波系结构 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 椭圆截面内收缩流场激波相互作用 |
| 5.1 模型及研究方法 |
| 5.1.1 模型和实验方法 |
| 5.1.2 数值计算方法 |
| 5.2 截面长短轴比对激波反射的影响 |
| 5.2.1 TypeA马赫反射 |
| 5.2.2 TypeB规则反射 |
| 5.2.3 Type C临界反射 |
| 5.2.4 激波面周向不均匀性演变特征及激波反射类型转变机制 |
| 5.3 前缘压缩角对激波反射的影响 |
| 5.3.1 不同前缘压缩角流场波系结构 |
| 5.3.2 前缘压缩角对反射类型转变的影响 |
| 5.4 来流攻角对激波反射的影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与取得的研究成果 |
（9）三维内转式进气道与乘波机体一体化设计方法研究（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 吸气式高超声速飞行器国内外发展概况 |
| 1.3 高超声速内转式进气道研究现状 |
| 1.3.1 直接流线追踪的三维内转式进气道 |
| 1.3.2 几何过渡变截面内转式进气道 |
| 1.3.3 气动过渡变截面内转式进气道 |
| 1.3.4 投影型线可控变截面内转式进气道 |
| 1.4 内转式进气道/乘波机体一体化设计 |
| 1.4.1 常规头部式进气布局内/外流一体化方法 |
| 1.4.2 常规腹部式进气布局内/外流“强干涉”一体化方法 |
| 1.4.3 常规对称式进气布局内/外流“弱干涉”一体化方法 |
| 1.4.4 新型背负式进气布局内/外流“无干涉”一体化方法 |
| 1.4.5 内/外流紧耦合“双乘波”一体化方法 |
| 1.4.6 内/外流基准流场相交式一体化方法 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 基础理论与方法 |
| 2.1 特征线法一般理论 |
| 2.2 单元过程的数值算法 |
| 2.2.1 有限差分方程 |
| 2.2.2 内点单元过程 |
| 2.2.3 直接壁面点单元过程 |
| 2.2.4 逆置壁面点单元过程 |
| 2.2.5 激波边界点单元过程 |
| 2.3 流线追踪方法 |
| 2.4 本章小节 |
| 第三章 基于基准体的内转式进气道设计方法研究 |
| 3.1 内转式轴对称基准流场模型及设计方法 |
| 3.1.1 基准流场模型 |
| 3.1.2 基准流场设计步骤 |
| 3.2 内转式进气道设计方法 |
| 3.2.1 投影线为椭圆(圆)形 |
| 3.2.2 投影线为矩(方)形 |
| 3.2.3 投影线为扇形 |
| 3.2.4 投影线为菱形 |
| 3.2.5 投影型线为水滴型 |
| 3.3 本章小节 |
| 第四章 基于几何融合式的内转式进气道与乘波机体一体化设计方法研究 |
| 4.1 乘波前体/内转式进气道一体化设计方法 |
| 4.1.1 设计原理及步骤 |
| 4.1.2 一体化构型算例分析及设计方法验证 |
| 4.2 三并联内转式进气道一体化设计方法 |
| 4.2.1 内转式进气道设计原理及步骤 |
| 4.2.2 最小阻力回转体机身设计原理及步骤 |
| 4.2.3 乘波机翼设计原理及步骤 |
| 4.2.4 一体化构型数值模拟及结果分析算例气动分析 |
| 4.3 本章小节 |
| 第五章 基于流场相交式的内转式进气道与乘波机体一体化设计方法研究 |
| 5.1 头部进气内转式进气道/冯卡门乘波体一体化设计方法 |
| 5.1.1 内转式基准流场设计 |
| 5.1.2 外压缩基准流场设计 |
| 5.1.3 一体化设计原理及方法 |
| 5.1.4 一体化构型数值模拟分析 |
| 5.2 两侧进气内转式进气道/冯卡门乘波体一体化设计方法 |
| 5.2.1 基准流场设计 |
| 5.2.2 一体化设计原理及方法 |
| 5.2.3 一体化构型数值模拟分析 |
| 5.3 气动布局方案初步设计研究 |
| 5.3.1 气动舵面设计 |
| 5.3.2 质量特性评估 |
| 5.3.3 气动特性分析 |
| 5.3.4 推阻平衡计算 |
| 5.3.5 巡航+无动力滑翔段弹道设计 |
| 5.4 本章小节 |
| 第六章 总结与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（10）冲压式超高速光学头罩进气道初步实验研究（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 国内外研究进展及现状 |
| 1.2.1 超声速侧压式进气道技术国外研究进展 |
| 1.2.2 超声速侧压式进气道技术国内研究进展 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 实验系统及数值方法 |
| 2.1 风洞设备 |
| 2.1.1 超声速风洞 |
| 2.1.2 高超声速低噪声风洞 |
| 2.2 超声速/高超声速NPLS测试技术 |
| 2.3 压力及温度测试系统 |
| 2.3.1 微型压力测试系统 |
| 2.3.2 压力传感器 |
| 2.3.3 温度传感器 |
| 2.3.4 数据采集系统 |
| 2.4 数值模拟方法 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 冲压式超高速光学头罩进气系统总体设计与分析 |
| 3.1 超高速光学头罩气膜冷却气源需求分析 |
| 3.2 光学头罩进气系统初步设计 |
| 3.3 光学头罩进气道与冲压发动机进气道对比分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 钝头平板侧压式进气道充气实验 |
| 4.1 实验模型及实验方法 |
| 4.1.1 钝头平板进气道实验模型 |
| 4.1.2 实验方法 |
| 4.2 实验结果与分析 |
| 4.2.1 流动显示结果 |
| 4.2.2 壁面压力结果 |
| 4.2.3 气罐压力结果 |
| 4.3 小结 |
| 第五章 双锥钝头体侧压式进气道充气实验 |
| 5.1 实验模型及实验方法 |
| 5.1.1 头罩进气道实验模型 |
| 5.1.2 实验方法 |
| 5.2 实验结果及分析 |
| 5.2.1 超声速压缩充气实验结果 |
| 5.2.2 高超声速压缩充气实验结果 |
| 5.3 小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 钝头平板进气道充气实验结果数据表 |
四、二维高超声速进气道设计优化（论文参考文献）
- [1]基于梯度法的力学参数辨识与进气道优化设计[D]. 屈萌. 大连理工大学, 2021(01)
- [2]高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展[J]. 孟宇鹏,杨晖,满延进. 气体物理, 2021(04)
- [3]宽域TBCC可调组合进气道设计方法及气动特性研究[D]. 邬林科. 哈尔滨工业大学, 2020(02)
- [4]流动控制在超声速进气道前体激波控制上的应用[D]. 靳守林. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [5]高超声速轴对称飞行器进气布局及内转进气道设计[D]. 熊冰. 国防科技大学, 2019(01)
- [6]参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析[D]. 陈立立. 国防科技大学, 2019(01)
- [7]全速域预冷发动机进气系统设计与优化[D]. 刘俊兵. 国防科技大学, 2019(02)
- [8]高超声速内外流中的三维激波相互作用[D]. 张恩来. 中国科学技术大学, 2019(02)
- [9]三维内转式进气道与乘波机体一体化设计方法研究[D]. 张文浩. 国防科技大学, 2019(02)
- [10]冲压式超高速光学头罩进气道初步实验研究[D]. 石洋. 国防科技大学, 2019(02)