一、冲压发动机过去的主要成就和未来的前途（论文文献综述）
董新刚,霍东兴,张强,杨玉新[1]（2021）在《粉末发动机技术研究现状及展望》文中研究指明对目前在研究的Al/AP、金属粉末/空气、金属粉末/CO2、金属粉末/H2O等推进剂体系的多种粉末发动机发展现状进行了综述,表明粉末发动机可分为粉末火箭发动机、粉末冲压发动机、粉末爆震发动机三大类,不同推进剂体系的粉末发动机应用方向差异较大:Al/AP推进剂火箭发动机是最典型的粉末发动机,应用领域和常规火箭发动机的相同,其技术成熟度相对较高;金属粉末/空气冲压发动机主要用于超音速导弹或高超音速导弹推进领域;金属粉末/CO2推进剂体系主要应用于火星开发;金属粉末/H2O推进剂体系可用于水下推进、空间推进、金属制氢等领域,应用前景广阔,是目前的研究热点。各种粉末发动机都涉及三项关键技术,即粉末推进剂配方技术、粉末推进剂输送及流量调节技术、粉末燃料燃烧组织技术,文中提出了这些技术的基本要求,同时认为粉末推进剂输送及流量调节技术是粉末发动机的技术瓶颈。
刘仕元[2]（2021）在《吸气式高超声速飞行器自适应神经网络跟踪控制算法》文中认为本文主要研究了一类吸气式高超声速飞行器的跟踪控制问题。因为这类飞行器的动力学模型具有较高的非线性,复杂的耦合性和参数不确定性的特点。而传统控制方法并不能很好的解决跟踪控制研究中的实时性以及精度问题。所以,现有的吸气式高超声速飞行器的飞行控制设计仍然是一个开放的挑战。针对这类跟踪控制问题,本文提出了两种新的控制器设计方法,自适应神经网络控制算法和带有死区误差的自适应神经网络控制方法。仿真实验表明了上述两种方法能够加快飞行器跟踪控制的速度,提升跟踪控制的精度。本文具体工作内容如下:1.提出了包含飞行路径、飞行高度和攻角的高超声速飞行器简化控制模型,并针对该控制模型设计了一种神经网络控制算法。该算法采用SDU矩阵分解的方法将简化后模型中的增益矩阵进行分解,以消除控制输入和控制输出之间的强耦合,从而降低高超声速飞行器模型本身复杂的耦合性。同时,应用神经网络近似分解后模型中未知项函数的集合,从而解决模型中参数不确定性。Lyapunov稳定性分析表明了该控制系统能够实现对目标的快速跟踪。2.为了提高多输入多输出（MIMO）矩形非线性系统系统的跟踪性能,提出了一种带有死区误差的自适应神经网络控制方法,用于吸气式高超声速飞行器的跟踪控制。为了改进自适应神经网络控制算法,引入带有死区误差更新率的自适应神经网络来生成控制动作。该控制方法能够较好的适用于具有参数不确定性和干扰的吸气式高超声速飞行器系统,以跟踪期望的飞行轨迹,飞行高度和攻角。通过Lyapunov稳定性分析和对比PID仿真结果,表明了闭环系统的稳定性和跟踪优越性。
滕宏辉,杨鹏飞,张义宁,周林[3]（2020）在《斜爆震发动机的流动与燃烧机理》文中指出斜爆震发动机是一种用于吸气式高超声速飞行器的新型动力系统.它利用斜爆震波实现超声速气流中的高效燃烧,具有放热快、比冲高、燃烧室短、运动部件少等科学和技术优势,是高超声速推进技术的前沿方向.这种发动机的关键是斜爆震波的起爆与波系控制,因此需要对燃烧室的流动与燃烧机理进行深入研究.在激波与燃烧耦合作用下,斜爆震会形成具有多波结构的起爆区,是一种受燃料性质影响的复杂波系结构.这种波系结构通过高速来流的作用驻定在楔面上,然而其对来流参数变化非常敏感,因此需要对可能出现的非定常波动力学过程进行研究.此外,受限空间中的斜爆震结构,即斜爆震波系结构与发动机几何约束的作用,也是斜爆震发动机研制必须面临的问题.本文对上述几个方面的研究进展进行了综述,在总结研究成就的基础上,阐释了斜爆震发动机研制面临的关键问题,提出了下一步研究需要重点关注的方向.
胡冬冬,叶蕾,林旭斌[4]（2020）在《美新任国防研究与工程现代化局局长对高超声速技术发展的影响分析》文中指出围绕美国高超声速技术领域顶级专家马克·刘易斯出任国防研究与工程现代化局局长一事,梳理了马克·刘易斯的基本履历和主要科研经历。提炼了刘易斯关于美国高超声速技术发展的主要观点。总结了刘易斯当前对美国高超声速技术过去、现在和未来的全面思考和最新主张,并就刘易斯上任后对美国高超声速技术发展走向的影响进行了研判。
章智凯[5]（2020）在《输出受约束系统的改进自适应动态面控制》文中认为任何实际控制系统出于物理器件局限性、性能和安全需要等因素考虑都不可避免地会受到各种约束条件的限制。如果系统运行过程中这些约束条件得不到满足,将可能导致系统性能下降甚至造成不稳定。另一方面,随着科学技术的飞速发展,控制领域研究对象日趋复杂,人们对控制品质要求也日益提高。在实际需求和理论挑战的驱动下,输出受约束系统的控制近年来受到广泛关注。动态面控制是在经典Backstepping方法的基础上发展起来的一种主流非线性控制设计方法。它具有Backstepping方法的优点而克服了其固有的“复杂性爆炸”缺陷,因此在理论和应用研究中都备受青睐。然而,基于现有动态面控制方法所设计控制器稳定性条件与系统的初始条件、参考输入都密切相关,控制器参数取值范围无法明确给出。另外,最终控制精度也依赖于设计参数取值因而无法事先指定。这些缺点使得控制器实现时设计参数选择尤为棘手,给设计者带来不便。基于现有动态面控制方法对输出受约束系统设计会使控制参数选择和系统调试难度进一步增大,且参数取值还会对初始输出可行区域大小产生影响。考虑上述背景,本论文提出一种改进的自适应动态面控制方法,并以此为基础,系统地对输出受约束的不确定下三角非线性系统控制进行研究,并将所提出的理论方法应用于考虑攻角约束的高超声速飞行器纵向控制设计。全文主要研究内容包括:1.提出了一种改进的自适应动态面控制方法克服现有动态面控制方法的局限性。这种改进方法在传统Backstepping方法的基础上,引入非线性自适应滤波器避免对虚拟控制律进行复杂的求导运算,同时结合带有平坦区域的Lyapunov函数进行稳定性分析。基于该方法所设计的控制器不但可以保证闭环系统所有信号一致最终有界和跟踪误差收敛到事先指定精度,而且稳定性条件也与系统的初始条件、参考输入无关,控制参数取值范围可以明确给出。因此,控制器实现时设计者只需从参数可行范围内自由取值以提高闭环系统动态性能。数值仿真结果进一步验证了所提方法的有效性。2.针对输出受时变非对称约束的不确定严格反馈系统跟踪控制问题,提出了基于时变非对称障碍Lyapunov函数的和基于非线性映射（Nonlinear Mapping,NM）的改进自适应动态面控制方案。所得控制器能在保证输出约束满足前提下使得系统输出以指定精度跟踪参考信号,且闭环系统所有信号一致最终有界。与已有结果相比,所提的两种控制方案都能将初始输出可行区域扩大为整个约束区间,放宽对初始条件要求,并且控制参数的取值范围可以明确给定。其中,基于NM的设计所得控制器结构简单,便于设计者使用。仿真研究进一步验证了所提约束控制方案的有效性。3.利用基于NM的改进自适应动态面控制方法研究了输出受约束的不确定纯反馈系统的跟踪控制。从解决非仿射特性带来困难的角度出发提出两种控制方案。一种是利用系统变换将非仿射系统转化为严格反馈系统,继而按照严格反馈系统的设计方法设计约束控制器。另一种是直接利用纯反馈系统本身结构,结合新型坐标变换进行设计。借鉴“最少学习参数”的思想,通过估计每一步设计中不确定参数的最大值而不是参数本身,既可以减少在线调节参数个数,又能一定程度避免过参数化问题。所得的控制器结构简单,计算量小,还克服了现有结果中常见的控制器循环结构问题以及基于逼近器方法的缺点。仿真研究进一步验证了所得理论结果正确性与有效性。4.将基于NM的改进自适应动态面控制方法拓展应用于解决状态不可测系统的输出约束控制问题。针对输出受约束的参数输出反馈系统,构造降阶K-滤波器估计不可测状态,在高频增益符号已知和未知两种情况下分别设计控制器,并给出了闭环系统严格的稳定性分析。所提输出反馈控制策略的整个设计过程只含ρ步（ρ为系统相对阶）,且只有第一步需要对不确定参数进行估计,因此显着地降低了控制设计的复杂程度,所得控制器的结构也十分简单。特别地,针对高频增益符号未知情形,结合Nussbaum增益技术设计,本文方法还可以避免Nussbaum函数自变量漂移问题。仿真结果验证了所提方法的有效性。5.研究了考虑攻角约束的高超声速飞行器纵向控制系统设计问题。将飞行器纵向运动模型拆分为速度子系统和高度子系统,并将攻角约束问题归结为高度子系统中姿态回路输出约束问题,采用攻角反馈实现对其直接控制。根据飞行任务给出速度指令和攻角指令,综合考虑不确定性等因素影响,对速度回路和姿态回路分别建立面向控制设计模型并设计相应的控制律,使得实际飞行速度和攻角分别跟踪各自指令从而完成既定飞行任务。其中,在姿态回路设计时采用基于NM的改进自适应动态面控制方法从理论上严格保证攻角约束满足。闭环仿真结果表明所设计控制器能达到满意的控制效果。
张智博[6]（2020）在《可调进气道动密封流动传热特性研究》文中指出吸气式组合发动机是宽域工作高超声速飞行器的理想动力装置,其中可调进气道研发是吸气式组合发动机的主要关键技术之一。以往针对可调进气道的流道设计与调节规律优化已开展了大量研究,但针对可调进气道动态密封结构设计与工程应用的研究则相对较少,可调结构带来的质量、控制、热防护等问题是制约其工程应用的瓶颈。调节过程中既要保证调节顺畅,又要满足驱动装置工作温度的限制条件。兼顾上述需求,可行的方法是合理设计装配结构缝隙并配置高温动密封方案。因此,研究可调进气道结构的流场特征是必要的,特别是针对高温动密封关键区域,需要开展狭缝流动和泄漏特性、可调腔体与驱动机构的热分析,以支撑可调进气道的结构设计研究。本研究基于某可调进气道及其动密封方案模型,开展高超声速条件下可调进气道的流动特性分析,重点探索高温动密封结构对应的狭缝区域的流场特性和整体结构的流动传热特性。本文将达西定律应用于高速流场环境中多孔介质泄漏特性的计算,提出一种前处理软件、CFD软件和达西定律相结合的解耦计算方法。采用Fortran语言和脚本文件,实现从建模到迭代收敛整个仿真过程的全自动化运行,具有很高的工程应用价值。该方法被用于超声速进气道缝隙腔体结构流动换热的仿真模拟,通过与耦合计算结果的对比分析,验证了采用达西定律计算高速流场环境中密封缝隙泄漏特性的可行性。通过对ATREX轴对称可调进气道物理模型的分析,建立简化模型,研究了进气道变几何过程中,内流场的变化特征。分析了中心锥外伸过程中,激波的走势以及所导致的压力等物理量的波动。对比典型时刻的流动状态和部分物理量,给出进气道变几何过程中性能最优的时刻。本文通过数值仿真计算,研究了可调进气道高温动密封条件下的流动换热特性。通过简化某进气道模型,建立三维计算模型。针对可调进气道在多孔介质密封条件下的瞬态流动与传热过程进行了数值计算研究,分析进气道和附件腔内温度、压力分布情况及缝隙泄漏特性。对比无密封条件下的流动状态,说明多孔介质密封的隔热和限流作用。
刘源[7]（2020）在《受扰动的超声速湍流边界层结构与作用机理研究》文中进行了进一步梳理受扰动的超声速湍流边界层广泛存在于高超声速飞行器表面和发动机内部,随着飞行器设计研究进程的推进,各类边界层湍流特性研究的紧迫性也逐步提升。论文从实际应用出发,通过实验（纳米粒子散射技术、离子测速技术、油流法）为主并辅以数值模拟（基于雷诺平均求解Navier-Stokes方程）的研究方法,主线在于厘清超燃冲压发动机内壁面喷注和辅助喷注方式引起的边界层内结构与湍流特性变化,同时又结合飞行器壁面、燃烧室内和进气道等处型面变化所带来的的边界层改变的研究需求。论文通过复杂问题简单化,多影响因素剥离单一化,再综合考虑的研究手法,研究对象由复杂的多因素组合扰动边界层简化为气动单一因子扰动边界层,再到稍微简单的侧向机械扰动边界层（多种压力梯度共同作用边界层）,最终简化为只存在顺压或逆一种压力梯度的机械扰动边界层。受侧向扰动湍流边界层中,边界层受扰动机制具有一定相似性。边界层流体遭遇扰动因子后在前缘形成分离激波和弓形激波,绕行至扰动因子后缘后,碰撞产生碰撞激波。受激波所带来压力梯度作用,边界层流体在扰动因子上游和下游形成分离区,期间伴随着边界层流体湍流度的增强和涡结构的破碎。在扰动因子侧向区域,边界层流动存在一个侧向膨胀和再附膨胀过程,受膨胀波系影响,流体湍流度降低,涡尺度增大。在研究射流扰动边界层时,通过对不同动量比下油流实验分析发现射流下游V-型回流区夹角为动量比的无关变量,数值模拟显示该分离区内燃料空气混合比适当,具有火焰闪回风险。对比受射流单一扰动边界层和受射流与塔门共同作用边界层内流动特征和混合特性发现:塔门前边界层流体经历了两次压缩,一次来自于塔门本身对流道的压缩,另一次则是射流膨胀核心对流体的压缩,而普通壁面喷注方式中边界层流体仅受射流核心压缩。在射流下游区域,塔门辅助喷注方式中由碰撞激波引起的V形分离区显着减小,火焰闪回风险降低。展向截面上,塔门显着的增加了尾迹区内高湍流度生成区范围。受流向凹曲率扰动边界层中,凹曲率扰动会引起边界层湍流度的提升,涡结构破碎细小化。观察脱离凹曲率扰动后流体的展向特性发现:边界层内大尺度涡结构呈现出明显的队列特征,相邻两个涡列间相互作用先逐步减弱后恢复。在膨胀拐角扰动边界层中,边界层湍流度降低,涡结构尺度呈放大态,边界层底层出现再层流化现象。展向上,边界层内部涡结构间相互作用减弱,在距壁面较近截面上涡结构有条带化趋势,后逐步恢复。
贡景秀[8]（2020）在《高超声速飞行器自适应故障诊断及自愈合控制方法》文中指出高超声速飞行器具有广阔军事以及民事应用前景,而其所处的恶劣飞行环境使故障更易发生,对控制系统的稳定性、安全性以及可靠性提出了更高的要求,因此为故障系统设计自愈合控制方案具有现实意义。本文以高超声速飞行器为研究对象,考虑传感器/执行器故障以及外部扰动,研究故障诊断以及自愈合控制方案。论文主要研究内容如下:针对带有多传感器故障的高超声速飞行器巡航系统,提出了一种基于自适应增广观测器的故障诊断和自愈合控制方案。为了便于多传感器故障建模,将非线性纵向动力学模型转化为T-S模糊模型。为了快速准确地检测、分离故障,引入Luenberger观测器生成输出残差,并考虑观测器收敛性以及外部扰动设计阈值。通过改进的增广观测器同时估计多个传感故障,利用带有比例微分环节的自适应律进行干扰估计,该方法不受扰动幅值的限制。最后考虑故障和干扰,设计了一个自适应模糊反馈容错控制器,保证系统输出稳定跟踪控制指令。针对带有升降舵故障的高超声速飞行器巡航系统,提出了一种基于自适应状态观测器的故障诊断和自愈合控制方案。为了简化观测器和控制器设计,通过反馈线性化技术将飞行器复杂非线性模型转化为仿射非线性模型,并建立升降舵偏置故障模型。为了建立故障检测机制并提高检测的准确性,分别为高度以及速度子系统设计状态观测器,综合考虑观测器输出以及外部扰动,确定合理的检测阈值。通过引入干扰抑制水平参数并设计自适应状态观测器进行故障估计,使算法对干扰鲁棒;在此基础上,设计非线性干扰观测器进行干扰估计。最后设计了一个自适应非线性反馈容错控制器,保证飞行高度与速度稳定跟踪控制指令。针对带有舵面故障的高超声速飞行器姿态系统,提出了一种基于自适应反步法的故障估计和自愈合控制方案。基于高超声速飞行器姿态系统的仿射非线性模型,建立舵面偏置故障模型。为了获得检测机制所需的输出残差,设计非线性故障检测观测器估计姿态角,由此确定故障发生时间。为了准确估计故障并降低外部扰动的影响,基于增广系统设计了一个自适应鲁棒观测器,使得估计误差能满足L2-增益干扰抑制。最后设计了一个自适应反步容错控制器,保证系统输出姿态角稳定跟踪控制指令。基于MATLAB平台对上述故障诊断和自愈合控制方案进行对比仿真验证,仿真结果表明本文设计的方案能够快速准确地估计故障并能对故障进行有效补偿,从而保证系统的闭环稳定和准确跟踪。
姜楠[9]（2020）在《高速飞行器概念设计软件平台研制》文中研究表明自20世纪50年代以来,高速飞行器在航空航天领域受到了广泛关注。高速飞行器是一个典型的多学科强耦合的复杂系统,现有的一体化设计方法未考虑子系统的耦合效应,无法得到系统的全局最优解,从而降低高速飞行器的总体性能。本文以高速飞行器为研究对象,在系统层级上协调各学科性能之间的耦合关系,建立高速飞行器多学科分析优化平台,有效实现高速飞行器的总体设计。本文首先建立了高速飞行器的参数化模型及各学科分析模型,并编制了相应的分析程序。其次,以高速飞行器的几何构型参数为设计变量,选取了高速飞行器各学科的性能参数作为评价指标,采用代理模型技术及多目标优化技术对高速飞行器进行单学科和多学科优化设计。然后,考虑飞行器机翼气动与内部结构的耦合性,运用多学科分析优化的方法,采用低保真和高保真算法对其进行了详细优化设计。最后,建立了高速飞行器概念设计分析平台,实现了方便快捷的高速飞行器整体优化设计。本文揭示了高速飞行器各学科间的相互影响规律,构建了一套简单可靠的高速飞行器概念设计阶段分析优化方法,可以辅助设计人员进行高速飞行器的概念设计,从而缩短设计周期。
唐伟,刘深深,余雷,冯毅,刘磊,赵鹏,朱言旦[10]（2019）在《用于级间分离研究的TBCC动力TSTO气动布局概念设计》文中研究说明基于涡轮/冲压组合动力的水平起降两级入轨飞行模式是重复使用飞行器降低发射成本、缩短发射周期的重要途径之一,气动布局设计需要在飞行器总体规模尺度约束下满足全速域全空域的气动特性、操稳特性及防热特性需求。为研究级间分离特性,讨论了任务使命、动力配置、飞行模式及总体规模限制下的两级入轨（TSTO）重复使用飞行器的气动布局设计,针对二级及一级面临的飞行任务需求和气动特性需求,分别提出了多种气动布局方案。对两种改进方案进行了初步的气动计算,并进行了上升段升重平衡下的飞行剖面重构。为提高级间分离的安全性并提高超声速/高超声速的升阻效率和航向稳定性,对双垂尾及可下折翼梢进行了适当修改,形成了TSTO系统新一轮研究方案,并在此基础上规划了后续研究工作。
二、冲压发动机过去的主要成就和未来的前途（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、冲压发动机过去的主要成就和未来的前途（论文提纲范文）
（1）粉末发动机技术研究现状及展望（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 粉末发动机的研究现状 |
| 1.1 分类 |
| 1.2 研究现状 |
| 1.2.1 粉末火箭发动机 |
| (1) Al/AP火箭发动机 |
| (2)金属粉末/CO2火箭发动机 |
| (3)金属粉末/O2火箭发动机 |
| (4)金属粉末/H2O火箭发动机 |
| (5)其他粉末火箭发动机 |
| 1.2.2 粉末冲压发动机 |
| (1)金属粉末/空气冲压发动机 |
| (2)金属粉末/水冲压发动机 |
| (3)金属粉末/CO2冲压发动机 |
| 1.2.3 粉末爆震发动机 |
| 2 发展现状总体评估 |
| 3 粉末发动机的关键技术及基本要求 |
| 3.1 粉末推进剂的配方技术 |
| 3.2 粉末推进剂输送及流量调节技术 |
| 3.3 粉末燃料燃烧组织技术 |
| 4 结束语 |
（2）吸气式高超声速飞行器自适应神经网络跟踪控制算法（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 吸气式高超声速飞行器的研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.3 吸气式高超声速飞行器控制方法的研究现状 |
| 1.3.1 反馈线性化控制 |
| 1.3.2 反步控制 |
| 1.3.3 智能控制 |
| 1.3.4 滑模控制 |
| 1.4 本文的主要研究内容与结构 |
| 第二章 系统稳定性的概念和判定定理 |
| 2.1 李雅普诺夫稳定性原理 |
| 2.2 有界性原理 |
| 2.3 Barbalat引理 |
| 2.4 神经网络逼近原理 |
| 2.5 SDU矩阵分解 |
| 2.6 死区误差 |
| 2.7 投影算子 |
| 2.8 比较法则 |
| 第三章 吸气式高超声速飞行器模型分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 吸气式高超声速飞行器结构及参数 |
| 3.2.1 高超声速飞行器外观介绍 |
| 3.2.2 高超声速飞行器几何结构 |
| 3.2.3 高超声速飞行器参数注解及名词解释 |
| 3.3 飞行动力学相关知识 |
| 3.3.1 超声速空气动力学 |
| 3.3.2 飞行器转动轴 |
| 3.4 高超声速飞行器数学模型 |
| 3.5 本文中简化后的模型 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 自适应神经网络控制器设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 问题描述 |
| 4.3 控制器设计 |
| 4.3.1 高超声速飞行器速度子系统跟踪控制和高度子系统跟踪控制 |
| 4.3.2 误差系统设计 |
| 4.3.3 自适应神经网络控制设计 |
| 4.3.4 李雅普诺夫稳定性证明 |
| 4.4 仿真实验 |
| 4.4.1 仿真条件 |
| 4.4.2 仿真结果 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 带有死区误差的自适应神经网络控制器设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 问题描述 |
| 5.3 控制器设计 |
| 5.3.1 高超声速飞行器速度子系统跟踪控制和高度子系统跟踪控制 |
| 5.3.2 误差系统设计 |
| 5.3.3 带有死区误差的自适应神经网络控制器设计 |
| 5.3.4 李雅普诺夫稳定性证明 |
| 5.4 仿真实验 |
| 5.4.1 仿真条件 |
| 5.4.2 仿真结果 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 在学期间取得的科研成果和科研情况说明 |
| 致谢 |
（3）斜爆震发动机的流动与燃烧机理（论文提纲范文）
| 1 气相爆震物理与爆震发动机 |
| 2 不同燃料中的斜爆震波系结构 |
| 3 非定常来流中的斜爆震稳定性 |
| 4 几何约束对波系结构和稳定性的影响 |
| 5 总结与展望 |
| 附录A爆震数值模拟方法 |
| A1控制方程 |
| A2化学反应模型 |
| A3激波捕捉格式 |
| A4边界条件 |
| A5算例参数统计 |
（4）美新任国防研究与工程现代化局局长对高超声速技术发展的影响分析（论文提纲范文）
| 引言 |
| 1 马克·刘易斯作为国防研究与工程现代化局局长的职责定位 |
| 2 马克·刘易斯的基本情况及主要科研工作经历 |
| 2.1 刘易斯的基本履历 |
| 2.2 刘易斯在高超声速领域的科研经历 |
| 3 马克·刘易斯关于美国高超声速技术发展的主要观点 |
| 3.1 刘易斯肯定了过去30年美国高超声速技术取得的进展，但也指出目前美国吸气式高超声速路线已走偏 |
| 3.2 刘易斯针对美国高超声速技术发展曾经世界领先，但当前却落后于中俄这一现状进行了全面反思 |
| 3.3 刘易斯关于推动美国未来高超声速技术发展的主张 |
| 4 总结与评述 |
| 5 结束语 |
（5）输出受约束系统的改进自适应动态面控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 相关问题的研究现状 |
| 1.2.1 动态面控制方法研究概述 |
| 1.2.2 输出约束问题主要研究方法 |
| 1.2.3 考虑攻角约束的高超声速飞行器控制研究现状 |
| 1.3 现有结果局限性分析 |
| 1.4 本文的主要研究内容及结构安排 |
| 第2章 不确定非线性系统的改进自适应动态面控制 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 问题描述 |
| 2.3 改进的自适应动态面控制 |
| 2.3.1 控制器设计 |
| 2.3.2 稳定性分析 |
| 2.4 仿真分析 |
| 2.4.1 数值算例 |
| 2.4.2 直流电机驱动单连杆机械臂系统 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 输出受约束的严格反馈系统改进自适应动态面控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 问题描述 |
| 3.3 基于BLF的改进自适应动态面控制 |
| 3.3.1 BLF基础 |
| 3.3.2 控制器设计 |
| 3.3.3 稳定性分析 |
| 3.4 基于NM的改进自适应动态面控制 |
| 3.4.1 约束变换 |
| 3.4.2 改进的自适应动态面控制设计 |
| 3.5 仿真分析 |
| 3.5.1 直流电机驱动单连杆机械臂系统 |
| 3.5.2 蔡氏电路系统 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 输出受约束的纯反馈系统的改进自适应动态面控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 问题描述 |
| 4.3 基于系统变换的改进自适应动态面控制 |
| 4.3.1 系统变换 |
| 4.3.2 控制器设计 |
| 4.3.3 稳定性分析 |
| 4.4 基于新型坐标变换的改进自适应动态面控制 |
| 4.5 仿真分析 |
| 4.5.1 一类受控Brusselator化学反应模型 |
| 4.5.2 输入非仿射纯反馈系统数值算例 |
| 4.5.3 一个欠驱动弱耦合力学系统 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 输出受约束的输出反馈系统的改进自适应动态面控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 问题描述 |
| 5.3 状态观测器设计 |
| 5.4 输出反馈控制器设计 |
| 5.4.1 高频控制增益符号已知情形 |
| 5.4.2 高频控制增益符号未知情形 |
| 5.5 仿真分析 |
| 5.5.1 数值算例 |
| 5.5.2 直流电机驱动单连杆机械臂系统 |
| 5.5.3 蔡氏电路系统 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 考虑攻角约束的高超声速飞行器纵向控制系统设计 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 高超声速飞行器模型与问题描述 |
| 6.2.1 高超声速飞行器纵向运动模型 |
| 6.2.2 设计目标与控制方案 |
| 6.3 指令信号设计 |
| 6.4 控制律设计 |
| 6.4.1 控制设计模型 |
| 6.4.2 速度与姿态跟踪控制器设计 |
| 6.4.3 稳定性分析 |
| 6.5 仿真分析 |
| 6.5.1 仿真条件 |
| 6.5.2 仿真结果 |
| 6.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录A 第6章附录 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（6）可调进气道动密封流动传热特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 超燃冲压发动机 |
| 1.2 高超声速进气道 |
| 1.2.1 二维进气道 |
| 1.2.2 高超声速轴对称进气道 |
| 1.2.3 高超声速三维侧压式进气道 |
| 1.2.4 非常规型面进气道 |
| 1.3 组合发动机 |
| 1.4 缝隙流动及其密封 |
| 1.5 研究现状分析及关键问题 |
| 1.6 论文主要内容和章节安排 |
| 2 数值仿真方法 |
| 2.1 密度基求解器 |
| 2.2 多孔介质模型 |
| 2.3 动网格技术 |
| 2.3.1 基于弹簧的光顺方法 |
| 2.3.2 基于扩散的光顺方法 |
| 2.3.3 基于线弹性体的光顺方法 |
| 2.3.4 动态分层技术 |
| 3 高速环境中达西定律的应用 |
| 3.1 计算方法 |
| 3.2 案例验证 |
| 3.2.1 计算方法验证 |
| 3.2.2 缝隙腔体结构流动换热研究 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 轴对称进气道的流动研究 |
| 4.1 轴对称进气道计算模型 |
| 4.2 变几何过程中的流场分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 可调进气道动密封流动传热研究 |
| 5.1 计算模型和边界条件 |
| 5.2 三维可调进气道瞬态仿真结果分析 |
| 5.2.1 三维可调进气道流动传热分析 |
| 5.2.2 多孔介质密封效果研究 |
| 5.3 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 |
（7）受扰动的超声速湍流边界层结构与作用机理研究（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 流向曲率湍流边界层 |
| 1.2.1 受压缩拐角以及凹曲率影响的湍流边界层 |
| 1.2.2 受膨胀拐角以及凸曲率影响的湍流边界层 |
| 1.3 射流影响域内边界层 |
| 1.3.1 超声速来流中的射流流场结构 |
| 1.3.2 超音速来流中射流穿透深度与掺混特性 |
| 1.3.3 超声速来流边界层与射流的相互作用 |
| 1.4 圆柱影响域内边界层 |
| 1.5 塔门及射流影响域内边界层 |
| 1.6 论文主要研究内容 |
| 第二章 实验平台与数值方法 |
| 2.1 实验平台及实验方法 |
| 2.1.1 超声速静风洞 |
| 2.1.2 NPLS技术 |
| 2.1.3 PIV技术 |
| 2.1.4 油流法 |
| 2.1.5 压力测量 |
| 2.2 数值模拟方法 |
| 2.2.1 流动控制方程 |
| 2.2.2 湍流模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 射流影响域内湍流边界层 |
| 3.1 实验与数值仿真设置 |
| 3.1.1 实验模型与工况 |
| 3.1.2 数值模拟算例设置 |
| 3.2 来流边界层观测与验证 |
| 3.3 射流流场实验观测 |
| 3.3.1 NPLS可视化密度场 |
| 3.3.2 瞬态速度场与涡量场 |
| 3.4 边界层内部射流结构与流场分析 |
| 3.4.1 波系结构与流动特性的实验观测 |
| 3.4.2 波系结构与流动特性的数值模拟 |
| 3.4.3 动量比对V-型分离区的影响特性 |
| 3.5 边界层湍流特性及PIV误差分析 |
| 3.5.1 射流影响域内边界层湍流特性分析 |
| 3.5.2 PIV误差分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 圆柱影响域内湍流边界层 |
| 4.1 实验与数值模拟设置 |
| 4.1.1 实验模型 |
| 4.1.2 数值模拟设置 |
| 4.2 圆柱影响域内边界层流场观测 |
| 4.2.1 NPLS瞬态密度场 |
| 4.2.2 瞬态速度场与涡量场 |
| 4.3 圆柱附近边界层内部结构与流动分析 |
| 4.3.1 流动特性与波系结构的实验观测 |
| 4.3.2 流动特性与波系结构的数值模拟 |
| 4.4 圆柱影响与内边界层湍流特性分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 塔门与射流影响域内湍流边界层 |
| 5.1 实验与数值模拟设置 |
| 5.1.1 实验设置 |
| 5.1.2 数值模拟设置 |
| 5.2 塔门与射流影响域内湍流边界层观测 |
| 5.3 塔门与射流影响域内流动特征与结构分析 |
| 5.3.1 流动特性与波系结构的实验观测 |
| 5.3.2 流动特性与波系结构的数值模拟 |
| 5.3.3 塔门对射流影响域内波系结构的影响 |
| 5.4 塔门与射流影响域内边界层湍流特性研究 |
| 5.5 边界层内燃料-空气混合机理研究 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 受流向扰动影响的湍流边界层 |
| 6.1 实验模拟与数值仿真设置 |
| 6.1.1 凹曲率边界层实验模型与工况 |
| 6.1.2 膨胀拐角实验模型与工况 |
| 6.2 凹曲率边界层流场观测 |
| 6.2.1 NPLS密度场 |
| 6.2.2 凹曲率边界层中G(?)rtler涡的形成和发展 |
| 6.2.3 PIV速度场 |
| 6.3 膨胀拐角边界层可视化流场观测 |
| 6.4 凹曲率边界层湍流特性分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 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 |
（8）高超声速飞行器自适应故障诊断及自愈合控制方法（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 国内外研究发展现状 |
| 1.2.1 国外研究发展现状 |
| 1.2.2 国内研究发展现状 |
| 1.3 高超声速飞行器控制技术研究 |
| 1.3.1 高超声速飞行器模型介绍 |
| 1.3.2 故障诊断与容错控制方法介绍 |
| 1.4 本文主要研究工作及内容安排 |
| 第二章 基于自适应增广观测器的多传感器故障诊断与控制 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 问题描述 |
| 2.2.1 巡航系统的动力学模型 |
| 2.2.2 带有多传感器故障的T-S模糊模型 |
| 2.2.3 研究问题与控制目标 |
| 2.3 多传感器故障诊断 |
| 2.3.1 故障检测 |
| 2.3.2 故障分离 |
| 2.3.3 故障估计 |
| 2.4 自愈合控制器设计 |
| 2.4.1 标称模糊反馈控制器设计 |
| 2.4.2 自适应故障补偿控制器设计 |
| 2.5 仿真验证及结果分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 基于自适应状态观测器的升降舵故障诊断与控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 问题描述 |
| 3.2.1 巡航系统的反馈线性化模型 |
| 3.2.2 带有升降舵故障的巡航系统模型 |
| 3.2.3 研究问题与控制目标 |
| 3.3 升降舵故障检测与估计 |
| 3.3.1 故障检测 |
| 3.3.2 故障估计 |
| 3.3.3 干扰处理 |
| 3.4 自愈合控制器设计 |
| 3.4.1 标称非线性反馈控制器设计 |
| 3.4.2 自适应容错控制器设计 |
| 3.5 仿真验证及结果分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 基于自适应反步法的舵面故障估计与控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 问题描述 |
| 4.2.1 姿态系统的动力学模型 |
| 4.2.2 带有舵面故障的姿态模型 |
| 4.2.3 研究问题与控制目标 |
| 4.3 舵面故障检测与估计 |
| 4.3.1 故障检测 |
| 4.3.2 故障估计 |
| 4.4 自愈合控制器设计 |
| 4.4.1 标称反步控制器设计 |
| 4.4.2 自适应反步容错控制器设计 |
| 4.5 仿真验证及结果分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 工作总结 |
| 5.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及获奖情况 |
（9）高速飞行器概念设计软件平台研制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 参数化建模方法概述 |
| 1.2.2 高速飞行器气动性能优化概述 |
| 1.2.3 代理模型技术概述 |
| 1.2.4 飞行器多学科优化设计方法概述 |
| 1.2.5 高速飞行器综合优化设计概述 |
| 1.3 本文主要研究工作与章节安排 |
| 第二章 高速飞行器性能分析计算 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 高速飞行器参数化模型 |
| 2.2.1 Open VSP概述 |
| 2.2.2 参数化模型建立 |
| 2.2.3 模型快速建立方法 |
| 2.3 高速飞行器推进系统分析计算模型 |
| 2.3.1 量热/非量热完全气体相关参数及理论 |
| 2.3.2 高速飞行器几何模型 |
| 2.3.3 高速飞行器性能分析 |
| 2.4 高速飞行器气动分析计算模型 |
| 2.4.1 超声速面元法 |
| 2.4.2 高速飞行器气动分析程序实现 |
| 2.5 高速飞行器质量估算模型 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 高速飞行器气动/推进性能优化设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 单学科优化设计程序实现 |
| 3.2.1 代理模型的几种构建方法 |
| 3.2.2 代理模型的实践过程 |
| 3.2.3 基于代理模型的多目标优化 |
| 3.3 高速飞行器单学科优化设计 |
| 3.3.1 高速飞行器推进性能快速优化设计 |
| 3.3.2 高速飞行器气动性能快速优化设计 |
| 3.4 多学科优化设计程序实现 |
| 3.4.1 程序结构及说明 |
| 3.4.2 计算实例 |
| 3.5 高速飞行器多学科设计优化 |
| 3.5.1 飞行任务及基线外形 |
| 3.5.2 学科分析模型 |
| 3.5.3 多学科设计优化模型 |
| 3.5.4 多学科设计优化结果与分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 高速飞行器结构优化设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 低保真机翼优化设计 |
| 4.2.1 气动模型 |
| 4.2.2 结构模型 |
| 4.2.3 低保真机翼流固耦合计算 |
| 4.2.4 计算实例 |
| 4.3 高保真机翼优化设计 |
| 4.3.1 气动模型 |
| 4.3.2 结构模型 |
| 4.3.3 高保真机翼流固耦合计算 |
| 4.3.4 高保真机翼优化设计 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 高速飞行器概念设计软件平台 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 高速飞行器概念设计软件平台概述 |
| 5.2.1 高速飞行器概念设计流程 |
| 5.2.2 高速飞行器概念设计集成框架 |
| 5.2.3 高速飞行器概念设计软件平台 |
| 5.3 高速飞行器概念设计软件平台集成模块 |
| 5.3.1 几何生成模块 |
| 5.3.2 气动分析计算模块 |
| 5.3.3 推进系统分析模块 |
| 5.3.4 质量分析模块 |
| 5.3.5 优化分析模块 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（10）用于级间分离研究的TBCC动力TSTO气动布局概念设计（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 TSTO系统总体设想 |
| 2 二级飞行器气动布局 |
| 3 一级气动布局选择 |
| 4 组合体布局及性能初步分析 |
| 5 后续工作展望 |
四、冲压发动机过去的主要成就和未来的前途（论文参考文献）
- [1]粉末发动机技术研究现状及展望[J]. 董新刚,霍东兴,张强,杨玉新. 固体火箭技术, 2021(02)
- [2]吸气式高超声速飞行器自适应神经网络跟踪控制算法[D]. 刘仕元. 天津理工大学, 2021(08)
- [3]斜爆震发动机的流动与燃烧机理[J]. 滕宏辉,杨鹏飞,张义宁,周林. 中国科学:物理学 力学 天文学, 2020(09)
- [4]美新任国防研究与工程现代化局局长对高超声速技术发展的影响分析[J]. 胡冬冬,叶蕾,林旭斌. 飞航导弹, 2020(06)
- [5]输出受约束系统的改进自适应动态面控制[D]. 章智凯. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [6]可调进气道动密封流动传热特性研究[D]. 张智博. 大连理工大学, 2020(02)
- [7]受扰动的超声速湍流边界层结构与作用机理研究[D]. 刘源. 国防科技大学, 2020(01)
- [8]高超声速飞行器自适应故障诊断及自愈合控制方法[D]. 贡景秀. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [9]高速飞行器概念设计软件平台研制[D]. 姜楠. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [10]用于级间分离研究的TBCC动力TSTO气动布局概念设计[J]. 唐伟,刘深深,余雷,冯毅,刘磊,赵鹏,朱言旦. 空气动力学学报, 2019(05)