一、氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究（论文文献综述）
刘特特[1]（2021）在《支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧数值研究》文中认为飞行器的速度从亚声速到超声速再到高超声速,高超音速飞行器成为当今及未来航空航天发展的重点及热点。而目前针对碳氢燃料再生冷却之后的裂解产物的燃烧特性研究较少,因此本文采用数值模拟技术,研究了航空煤油RP-3裂解产物在燃烧室中的超声速燃烧特性,分析了不同结构的支板和支板-凹腔火焰稳定器对超声速燃烧的影响。首先将超临界条件下实验得到的航空煤油RP-3裂解产物作为反应燃料,选用Pa SR燃烧模型和RANS方法,利用开源软件Open FOAM建立适用于求解超声速流动和燃烧问题的求解器,并进行了验证。模拟不同结构的支板燃烧室的燃烧流场,探究对支板的位置、长度、厚度在相同条件下对燃烧性能的影响,结果发现:随着支板位置的后移,燃烧释热位置也随之后移,有利于燃料的燃烧,但总压损失增大;随着支板长度的增加,支板对于边界层产生影响从而影响回流区,离开支板的反射激波与尾缘处膨胀波相交的强度也相应减弱,不利于燃料的燃烧且总压损失增大;随着支板厚度的增加,支板前缘处产生的斜激波也随之强度增加,由于波后产生损失,来流速度降低,进而增强了燃料与空气的混合,同时增加了燃料在燃烧室内的驻留时间,利于燃料的燃烧,但当厚度超过10mm后,由于边界层的分离使燃烧效率降低。模拟不同结构的支板-凹腔燃烧室的燃烧流场,探究凹腔长深比和凹腔位置对燃烧室性能的影响,结果发现:凹腔内回流区对主流的卷吸作用更强,起到稳定火焰的作用;随着凹腔长深比的增大,燃烧效率也逐步增大,长深比为6.5和8.5的支板凹腔燃烧室的燃烧效率相差不大,但长深比为8.5时总压损失更多,所以长深比为6.5时的结构更好;随着凹腔的后移,燃烧效率是增大的,且高于无凹腔的支板燃烧室,凹腔位置对总压恢复系数无影响,但总压损失高于无凹腔的支板燃烧室。
孙明波,蔡尊,王亚男,赵国焱,孙永超,李佩波,万明罡,李亮[2]（2020）在《非稳态超声速燃烧研究进展》文中提出超燃冲压发动机内部的超声速燃烧过程已经得到了持续和广泛的研究。随着研究的不断深入,超声速燃烧基础研究的关注热点,也逐渐从以火焰稳定过程为代表的准稳态过程,转到了以燃烧振荡过程为代表的非稳态过程。目前,非稳态超声速燃烧及其调控已经成为超燃冲压发动机迈向真正实用化所必需解决的问题。本文以非稳态超声速燃烧作为研究对象,分别针对超燃冲压发动机燃烧室中的声学振荡、流动诱导的燃烧不稳定、点火过程、火焰闪回以及近吹熄极限的火焰不稳定这五个典型非稳态超声速燃烧过程进行了系统的综述,梳理了近年来关于非稳态超声速燃烧过程的研究进展,分析了非稳态超声速燃烧过程机理并给出了一些模型及调控方法。最后,为下一步开展非稳态超声速燃烧研究提出了建议。
徐义俊[3]（2020）在《支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究》文中进行了进一步梳理超燃冲压发动机是近现代航空领域中的重要推进装置,燃烧室内部流动特性、燃烧特性等基础性研究备受关注。随着高超声技术的发展,速度和稳定性的兼容性成为超燃冲压发动机亟待解决的技术难题。并且高超声速中伴随着激波/膨胀波的干扰引发的一些列如流动分离、气动热效应、流动内阻力等问题,大大降低了发动机的性能。因此对超燃冲压发动机流动特性、混合特性和燃烧特性进行深入的研究显得尤为重要。本文选取日本航天局和法国航空航天研究院共同开展的CNR11-R36支板喷射超燃冲压发动机为研究对象,基于Fluent?商业软件对其流动特性和燃烧特性进行数值计算和分析。并基于相似原理搭建明渠流动实验台,对无燃料喷射的冷态流动模拟结果进行验证,提高数值模化结果可靠性以及可信度。在此基础分析了不同入口边界条件对激波/边界层和激波/混合层干扰过程及流动规律,随着入口气流马赫数、总温的增加,激波角减小,逆压梯度逐渐减小,流动分离现象逐渐消失;对于混合层来说,入口马赫数的增加强化了激波,同时反射激波强度也随之提高,反射激波/混合层相互作用增加了局部湍流提强化流体间的质量、动量和能量交换。最后通过改变边界条件及当量比分析了超声速燃烧特性,结果表明,支板尾缘能够形成低速回流区增强火焰稳定性,同时随着当量比的增加,局部混合气体中氧气含量降低导致燃料的燃烧效率下降,采用多步简化反应机理模拟超声速燃烧时,小分子基元反应不可忽视,虽然初始时释放热量较低,温度场分布与实验火焰分布存在一定误差,但总变化趋势一致。
李飞[4]（2020）在《无尾布局高超声速飞机外形参数分析与优化研究》文中提出高超声速飞机平台具有更快的飞行速度和更强的全球实时侦察、精确远程打击能力,可用于民用航空运输、军事侦察打击和太空资源开发等多个领域,在未来的国防安全和国家战略中占有重要地位。目前研究的高超声速飞机概念方案多采用无尾布局,这种布局形式虽然能够使飞机获得很好的高速性能,但是难于兼顾飞机的起降性能要求。本文针对这一问题,通过开发和集成相关学科的分析程序,分析无尾布局飞机的起飞性能影响因素,并研究兼顾起飞性能和巡航性能的多目标优化设计方法。论文主要工作包括:1)在建立了飞机外形参数化方法的基础上,基于UG软件的二次开发技术,开发了高超声速飞机的参数化建模程序。示例表明本文建模方法和工具能快速生成多种布局形式的飞机三维外形。2)应用面元法程序Pan Air分析飞机起飞阶段的亚声速气动特性,并采用基于附面层理论的粘性修正方法和基于“吸力比拟”理论的涡升力修正方法对计算结果进行修正;应用工程方法分析飞机的高超声速气动特性。3)采用半经验方法开发了重量重心计算模块;应用飞行力学方法建立了起飞性能计算模型并完成了相关模块的开发。4)应用i SIGHT软件集成上述各学科模块,建立了总体参数综合分析与优化的计算框架。应用该计算框架,分析了无尾布局高超声速飞机起飞性能的影响因素;建立了兼顾巡航升阻比（高速情况）和起飞性能（低速情况）的多目标优化模型,并应用多目标优化算法完成了飞机外形优化设计。优化结果表明,优化后的外形方案具有更低的起飞离地速度和更高的巡航升阻比,能够更好的兼顾高、低速性能,证明了本文方法的有效性和可行性,为无尾布局高超声速飞机的总体设计提供了方法借鉴。
李佩波[5]（2019）在《超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟》文中提出本文以超燃冲压发动机中的液体燃料射流为研究对象,以实现超声速气流中液体燃料射流喷注、雾化、混合、蒸发及燃烧完整过程的数值模拟为基本目标,建立了两相燃烧大涡模拟方法,并对超声速气流中横向喷雾混合及燃烧过程中涉及的基本物理过程及机理进行了讨论分析。首先基于欧拉-拉格朗日框架建立起一套适用于超声速气流中两相流动的大涡模拟方法。通过基于网格控制体建立的动态数据链表实现了对液滴的高效管理以及液滴在变形网格条件下的高效追踪与定位;采用三线性插值方法及最近网格节点源项统计方法实现了气液两相双向耦合;基于区域分解及虚拟网格液滴共享进一步实现了两相流动的大规模并行计算;通过考虑液滴变形修正了液滴破碎后子液滴的位置与速度。针对超声速气流中液体横向水射流的雾化过程对上述数值模型及数值方法进行了考核验证。数值模拟结果成功再现了实验观测的射流破碎拉丝现象并揭示了其中的物理机理。对超声速气流中平板液体横向射流开展了数值模拟并分析了其三维混合过程,发现了有别于气体横向射流以及亚声速气流中液体横向射流的反转旋涡对结构。基于压力梯度力及液滴源项作用力的对比分析揭示了涡对结构形成的机理并构建了超声速气流中液体横向射流的三维流动拓扑结构。对凹腔上游液体射流的雾化混合过程开展了数值模拟并分析了射流与凹腔的相互作用以及凹腔附近液雾的分布输运特性。数值模拟成功捕获了实验中观测到的射流边界混合层中的涡结构,揭示了液滴家族的时间演化过程即液滴家族从破碎拉丝时表现的反斜杠“”类型演变为小于号“<”类型,最后呈现为正斜杠“/”类型。凹腔上游的反转旋涡对对液滴进入凹腔的卷吸行为有显着影响。射流与凹腔之间的相互作用在凹腔内部形成两个明显的诱导涡。在考虑燃料射流雾化的基础上通过采用无限热传导率蒸发模型实现了液雾场蒸发过程的数值模拟并进行了验证考核。凹腔燃烧室中液体煤油射流的数值模拟结果较好地揭示了液体射流在高总温超声速气流中的蒸发特性,明晰了凹腔附近的点火环境。液滴几乎不能在凹腔内存活,仅有少部分液滴卷吸进入上游凹腔。喷注压力通过影响近壁区中的燃料分布和总燃料质量流率来影响卷吸进入凹腔内的燃料质量。在火核的预期发展路径上,可反应的燃料质量分数和气相温度逐渐升高,湍动能逐渐降低,进而有利于火核的维持和发展。基于煤油两步反应机理及准层流反应模型实现了煤油射流雾化、蒸发及燃烧全过程的数值模拟并进行了验证考核。针对实验中两个典型燃烧工况进行了大规模计算,分析了不同燃烧模式下气相流场及液相流场的基本特征。弱燃烧模式下,液雾与火焰的相互作用较弱,火焰主要表现为预混火焰。强燃烧模式下,火焰存在较强的不稳定特性,燃料液雾的分布特性受火焰的影响较大。火焰在逆传过程中逐渐由预混火焰主导转变为预混与扩散火焰共同主导。在射流上游区域,火焰主要表现为扩散火焰;而在远下游区域,火焰主要表现为预混火焰。
李潮隆[6]（2019）在《固体火箭超燃冲压发动机燃烧组织技术研究》文中研究指明本文开展了固体火箭超燃冲压发动机燃烧组织技术研究,以提升发动机燃烧效率和比冲性能为研究目标,主要包括性能评估方法、试验研究和数值仿真研究三部分。首先,建立一套适用于固体火箭超燃冲压发动机的性能评估方法,并通过试验验证了其可行性。结合热力计算、试验中压强和流量测量,对加热器出口截面参数进行迭代求解,获得了加热器出口截面的实际参数,为燃烧室性能评估提供准确依据。结果表明:加热器总压损失一般达20%左右。其次,开展了固体火箭超燃冲压发动机试验研究,重点研究了试验推进剂特性、加热器和燃气发生器的工作过程,以及发动机构型、推进剂类型、试验当量比对发动机的性能影响。通过对推进剂能量特性进行分析,表明固体贫氧推进剂中含能固体颗粒的燃烧效率对发动机整体燃烧效率贡献较大。其中,碳氢推进剂中颗粒燃烧所释放能量占比约40%,而含硼质量分数为35%的固体推进剂（B-35）中颗粒燃烧所释放能量占比高达75%。通过开展不同构型的发动机试验,性能最佳的构型燃烧效率达80%左右,内推力比冲约680s。初步探索了影响富燃燃气在超声速燃烧室中二次点火延迟的关键因素,主要包括燃烧室构型、推进剂类型和试验当量比,而且富燃燃气二次点火延迟时间随着试验当量比的上升、推进剂热值的上升而显着缩短。最后,建立一套适用于仿真固体火箭超燃冲压发动机内部燃烧流动过程的数值计算方法,并进行了计算方法的试验验证和网格无关性检查,主要开展了富燃燃气喷孔形状、喷射方式、喷孔数量及其位置分布对发动机的性能影响研究,总结了富燃燃气相关参数对发动机的性能影响规律,为发动机设计提供依据。通过开展富燃燃气喷孔形状对发动机性能影响的数值研究,表明在设计工况以及给定燃烧室构型下,喷孔形状为圆孔或方孔对发动机的性能无显着影响。通过开展富燃燃气喷射方式对发动机性能影响的数值研究,表明富燃燃气喷射方式的选择应该尽可能保证含能颗粒的运动轨迹被富燃燃气中气相组分的反应区所包围,这样可以提升发动机的整体性能。通过开展富燃燃气喷孔数量及其位置分布对发动机性能影响的数值研究,燃烧效率、内推力比冲和比内推力最高分别达70%、676s和388N·s/kg,而同时也表明颗粒相燃烧效率低是限制发动机整体燃烧效率提升的主要因素。通过开展相同工况下同一构型的冷试/热试数值模拟,表明燃烧室射流附近的总压损失主要由流动激波损失和燃烧加热损失两个部分组成,而且流动激波损失大概是加热损失的两倍。
王勇[7]（2019）在《高超声速飞行器复合控制方法研究》文中指出高超声速飞行器具有飞行空域广、高度和速度跨度范围大、飞行环境复杂多变等特点,因而其控制系统面临着控制力矩不足、系统响应延迟和飞行鲁棒性降低等难题。本文以吸气式高超声速飞行器为研究对象,提出了基于气动力和直接力的复合控制方案,对高超声速飞行器动力学建模、执行机构特性、滑模变结构控制律设计和控制指令分配等进行了详细研究。首先,给出了升力体外形的高超声速飞行器总体方案,以及飞行器典型特征参数。提出了“水平副翼+双垂尾”气动力控制系统,辅以燃烧室引流直接力控制的复合控制方案。详细介绍了相关坐标系的定义及其转换关系,建立了高超声速飞行器的姿态动力学模型。其次,以高超声速飞行器复合控制机构为研究对象,开展了复杂系统近似建模技术、空气舵系统和直接力系统的力矩特性研究。基于拉丁超立方采样方法,以极大极小距离作为优化准则,提出了最优拉丁超立方采样方法。系统地研究并实现了Kriging近似建模方法。推导了空气舵系统、直接力系统的控制力矩模型,分析了模型的影响因素,采用最优拉丁立方抽样建立了训练样本集和验证样本集,并通过CFD方法对上述样本集上的力矩特性进行了数值计算。在此基础上,建立了两种控制机构的近似模型。之后,为了提高控制系统的综合性能,设计了自适应滑模控制器。介绍了滑模变结构控制的基本原理。根据飞行器不同状态变量的响应时间不同,利用时间尺度理论将控制系统划分为快变量和慢变量两个子系统。在此基础上,设计了面向高超声速飞行器的自适应滑模控制器。仿真分析结果表明,该控制器能够有效解决复合控制系统快响应、强耦合、非线性和不确定性条件下的控制问题。最后,针对复合控制系统的控制分配策略问题进行了研究。介绍了典型的控制分配策略。针对中高空巡航飞行状态,提出了能量最省的控制分配策略,通过仿真分析验证了分配策略的正确性。而针对高机动飞行或俯冲攻击状态,提出了基于模糊逻辑的控制分配策略,建立了隶属度函数和模糊控制规则,形成了模糊控制分配策略,通过仿真分析验证了该分配策略的有效性。
刘朝阳[8]（2019）在《超声速气流中壁面燃料射流混合、点火及稳燃机制研究》文中指出超燃冲压发动机燃烧室是吸气式推进系统的核心部件,能够决定高超声速飞行器的总体性能。本文针对单边扩张型燃烧室工作过程中涉及的关键问题,运用高精度大涡模拟并结合先进燃烧诊断技术重点研究了超声速气流中壁面燃料射流的混合、点火和火焰稳定机制。详细介绍了曲线坐标系下针对可压缩反应流的守恒型大涡模拟控制方程,以及时间、空间导数项和反应源项的求解方法。对于超声速流动问题,采用六阶精度中心—迎风型WENO格式捕捉流场中的激波间断,并运用傅立叶分析法和无黏测试算例证明了该格式的高精度、低耗散特性。最后,基于德国宇航中心的支板燃烧算例定量验证了反应求解器的可靠性。针对马赫1.6超声速气流中的横向射流喷注实验开展大涡模拟研究,首先进行了网格无关性分析,并通过与定量实验数据对比验证了数值结果的可靠性。研究了壁面扩张效应对横向射流喷注流场的影响,发现扩张导致的来流内能向动能转化是改变其混合特性的重要因素。与平板射流喷注相比,扩张壁面喷注的射流穿透深度降低,燃料与空气的混合效率减小,同时总压损失也更多。比较了不同分子质量射流喷注流场中的激波和回流等细节,结果表明尽管射流穿透深度和混合机理差别不大,但是空气射流喷注工况中背风一侧的回流区尺度明显偏大。采用数值方法明晰了高焓超声速气流中的抬举氢气射流火焰特性及其稳燃机制。研究表明同轴射流火焰的抬举高度依赖于氢气的点火延迟时间,火焰诱导区内化学反应速率远大于扩散率,自点火过程主导的火焰基是实现稳定燃烧的内在机制,并且下游火焰区具有明显的扩散特性。针对模拟马赫8飞行条件下的横向射流燃烧工况,大涡模拟结果很好地再现了实验观测到的两种燃烧模式,即近壁燃烧和射流迎风剪切层燃烧。同时还发现虽然自点火主导的反应过程十分剧烈,但是总的释热量并不多,因此当地流场温度并未显着升高。在深入理解凹腔燃烧室混合特性的基础上,运用高精度大涡模拟研究了单边扩张型燃烧室中的乙烯射流点火问题,揭示了从点火到火焰稳定这一非稳态燃烧过程的建立机制。受凹腔回流控制,初始火核在点火后先向上游移动。随着火焰基逐渐在凹腔前缘建立,与之邻近的可燃气体不断被点燃,最终预混性质的火焰传播到整个凹腔。凹腔稳定的乙烯射流火焰具有明显的部分预混特性,下游化学反应强度相对较弱。与点火前相比,反应放热引起当地温度升高,射流尾迹被推到更深的流场区域。基于先进的燃烧诊断技术观测了单边扩张燃烧室中的氢气射流火焰分布,发现燃料喷注位置离凹腔越远,凹腔的火焰稳定能力越弱;随着当量比增加,火焰沿凹腔剪切层向前传播,化学反应区不断扩大。进而针对全局当量比0.124的实验工况,揭示了侧壁效应下凹腔稳定的射流火焰特性。结果表明扩散火焰主导了凹腔及其下游反应区,湍流脉动能促进燃料与空气的掺混,但是如果标量耗散率过大也会导致流场温度降低。最后分析了三孔并联喷注方案中射流尾迹之间的相互干扰机制,并总结了并联喷注策略相比单孔喷注的性能优势。尽管射流穿透深度有所降低,但并联方案的燃烧效率更高,而且不会带来过多的总压损失。
陈军[9]（2016）在《Ma4～7双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能潜力研究》文中研究指明如何进一步提升性能、改善推力是目前双模态冲压发动机研究中的重点,获得冲压发动机的性能潜力及其实现条件则是解决该问题的前提。本论文从经典一维复杂加热管流的气动热力学理论分析出发,以双模态机制最新认识为基础,详细分析了双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程所有可能的热力循环路径,通过损失分析收缩了最优工作过程的热力循环路径范围,以其中确定为最优的典型路径特点为原型,建立了以特征马赫数为表征的、代表一族可产生最优性能热力过程的等效热力工作过程模型,完善了描述这种热力工作过程所需的物理模型,经燃烧试验验证,形成了一套双模态冲压发动机等效热力工作过程与性能潜力关系的分析方法。该方法全面考虑气体组分变化、比热比变化、燃烧产物离解、壁面摩擦力和热损失的影响,可以快速地评估发动机燃烧室入口参数、面积/释热匹配与性能潜力之间的关系。采用上述方法,在飞行马赫数47范围内,研究了双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能之间的关系,以及一些影响因素（包括入口条件、当量比、飞行轨道高度以及尾喷管膨胀程度）对这些关系的影响程度,从中发现了性能潜力的实现条件,总结了双模态冲压发动机性能潜力受燃烧室入口条件与热力工作过程影响的灵敏度关系,该关系可用于指导双模态冲压发动机流道一体化和性能优化设计。通过这些研究,形成了对双模态冲压发动机工作过程设计与控制的系统认识,指出了为获得最优热力工作过程需要在燃烧组织技术方面努力的方向。采用上述方法,在飞行马赫数47范围内,通过研究典型地面模拟设备污染组分条件对双模态冲压发动机性能与热力工作过程关系的影响程度,从获得最优性能的角度（不涉及熄火边界）,推荐在地面试验中采用适当设备,获得最优热力工作过程,按照这个工作过程针对纯空气条件重新设计燃烧室扩张比的方法,并结合污染组分对燃烧组织结果的影响,修正设计燃烧室关键结构参数。本论文的研究证明,所建立的燃烧室特征马赫数为表征的燃烧室热力工作过程等效分析方法,在认识燃烧室热力工作过程规律、辅助设计燃烧室关键技术参数方面具有很好的应用前景,值得进一步应用和推广。
吴先宇[10]（2007）在《超燃冲压发动机一体化流道设计优化研究》文中提出论文采用数值仿真和直连式试验等手段深入研究了超燃冲压发动机一体化流道设计优化问题,并全面地探讨了各设计因素对发动机部件和系统性能的影响。发展了基于替代模型的复杂系统渐进优化流程,比较了多项式响应面、Kriging函数、神经网络等替代模型对高度非线性问题的近似能力和迭代优化效果。在复杂非线性系统的渐进优化中,可同时采用多种替代模型进行迭代,有利于充分利用各替代模型对设计空间近似的优势,提高优化效率。建立了进气道/前体性能评估方法,采用渐进优化方法在全空间和缩减空间内对进气道/前体进行了两轮优化,优化效果比较显着;根据优化中建立的数据库,深入分析了各构型参数对进气道/前体性能的影响,结果表明外罩构型参数和隔离段高度对进气道/前体综合性能有相对较大的影响。建立了直连式试验中燃烧室性能评估方法,通过大规模的直连式试验获得了燃烧室性能改善的燃烧室优化构型及最佳燃料喷注分布,并建立了燃烧室性能关于燃烧室型面扩张角、燃料喷注分布以及当量比的数据库。系统地研究了燃烧室扩张角、燃料喷注分布和当量比对燃烧室性能的影响;比较了改变喷注点喷油分配比例、燃料喷注周向分布、增减凹腔等几种情况时燃烧室性能的变化。设计了具有一定适应性和扩展性的燃烧室控制回路,根据反馈的推力和隔离段交互监控点压强等测量数据,通过可调气蚀文氏管动态调节燃料流量实现了燃烧室推力增益和燃烧室-隔离段干扰控制。建立了发动机/机体流道一体化构型的性能评估方法,采用渐进优化方法获得了在设计状态和非设计状态下性能均有较大改善的优化构型,研究了燃料喷注分布和主要构型参数对发动机性能的影响。论文为深入研究各设计因素对超燃冲压发动机性能的影响、获取关键设计因素、提高发动机性能奠定了一定基础。
二、氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究（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、氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究（论文提纲范文）
（1）支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧数值研究（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 超燃冲压发动机研究现状 |
| 1.2.2 碳氢燃料在超声速燃烧中的研究现状 |
| 1.2.3 支板喷注器在超声速燃烧中的研究现状 |
| 1.2.4 火焰稳定器在超声速燃烧中的研究现状 |
| 1.3 主要研究内容与技术路线 |
| 2 RP-3裂解产物分析及超声速燃烧模拟方法 |
| 2.1 RP-3裂解产物组分分析 |
| 2.1.1 实验系统介绍 |
| 2.1.2 实验结果分析 |
| 2.2 数学模型 |
| 2.2.1 湍流模型 |
| 2.2.2 燃烧模型 |
| 2.3 相关参数定义 |
| 2.4 算例验证 |
| 2.4.1 模型验证 |
| 2.4.2 反应机理验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 支板燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧特性 |
| 3.1 计算模型与边界条件 |
| 3.1.1 计算模型 |
| 3.1.2 边界条件 |
| 3.1.3 网格无关性验证 |
| 3.2 支板位置对燃烧特性的影响 |
| 3.2.1 激波/边界层相互作用 |
| 3.2.2 燃烧性能分析 |
| 3.3 支板长度对燃烧特性的影响 |
| 3.3.1 激波/边界层相互作用 |
| 3.3.2 燃烧性能分析 |
| 3.4 支板厚度对燃烧特性的影响 |
| 3.4.1 激波/边界层相互作用 |
| 3.4.2 燃烧性能分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧特性 |
| 4.1 计算模型与边界条件 |
| 4.1.1 计算模型 |
| 4.1.2 边界条件 |
| 4.1.3 网格无关性验证 |
| 4.2 凹腔长深比对燃烧特性的影响 |
| 4.2.1 激波/边界层相互作用 |
| 4.2.2 燃烧性能分析 |
| 4.3 支板-凹腔相对位置对燃烧特性的影响 |
| 4.3.1 激波/边界层相互作用 |
| 4.3.2 燃烧性能分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 符号单位和意义 |
| 致谢 |
（2）非稳态超声速燃烧研究进展（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 超燃冲压发动机燃烧室中的声学振荡 |
| 1.1 高频声学振荡 |
| 1.2 低频声学振荡 |
| 2 流动诱导的燃烧不稳定性 |
| 2.1 无反应流中激波诱导分离的不稳定 |
| 2.2 流动不稳定主导的非稳态燃烧 |
| 3 点火过程 |
| 3.1 不同点火方式的作用特性 |
| 3.2 强迫点火过程中的火焰瞬态特征 |
| 4 火焰闪回过程 |
| 4.1 热壅塞诱发火焰闪回 |
| 4.2 火焰闪回诱发过程的建模 |
| 5 近吹熄极限的火焰特征 |
| 5.1 吹熄极限模型 |
| 5.2 吹熄极限的影响因素 |
| 5.3 近吹熄极限的流场燃烧特征 |
| 6 结论 |
（3）支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 超燃冲压发动机国内外研究进展 |
| 1.2.1 国外超燃冲压发动机研究进展 |
| 1.2.2 国内超燃冲压发动机的研究进展 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 1.4 本章小结 |
| 第2章 数值模拟方法及与物理模型 |
| 2.1 基本控制方程 |
| 2.1.1 连续性方程 |
| 2.1.2 能量方程 |
| 2.1.3 动量方程 |
| 2.1.4 组分守恒方程 |
| 2.1.5 控制方程的通用形式 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 湍流控制方程的平均处理 |
| 2.2.2 湍流模型选择 |
| 2.2.3 湍流粘性参数a1修正 |
| 2.2.4 近壁面函数 |
| 2.3 化学反应有限速率模型 |
| 2.3.1 Laminar Finite-Rate模型 |
| 2.3.2 Finite-Rate/Eddy-Dissipation模型 |
| 2.3.3 Eddy-dissipation模型 |
| 2.3.4 Eddy-Dissipation Concept(EDC)模型 |
| 2.4 壁面Y~+分布 |
| 2.5 高超声速激波-膨胀波关系 |
| 2.5.1 激波 |
| 2.5.2 膨胀波 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 相似理论基础 |
| 3.1 相似理论基础概念 |
| 3.1.1 几何相似 |
| 3.1.2 运动相似 |
| 3.1.3 动力相似 |
| 3.1.4 初始条件与边界条件相似 |
| 3.2 相似准则 |
| 3.3 相似原理的应用 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 支板喷射超燃燃烧室的设计 |
| 4.1 支板喷射超燃冲压发动机整体参数 |
| 4.2 数值方法 |
| 4.3 网格划分 |
| 4.4 网格无关性分析 |
| 4.5 计算边界条件 |
| 4.6 流场结构和实验验证 |
| 4.6.1 模型实验台 |
| 4.6.2 流场波系结构验证 |
| 4.7 本章小结 |
| 第5章 支板喷射超燃燃烧室激波/边界层干扰分析 |
| 5.1 激波/边界层干扰过程分析 |
| 5.1.1 激波/边界层干扰过程 |
| 5.1.2 激波/边界层干扰诱导流动分离 |
| 5.2 边界条件对流动分离影响 |
| 5.3 激波/边界层干扰下速度和温度分布 |
| 5.4 总压损失分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 激波/超声速混合层相互作用的数值模拟 |
| 6.1 超然燃烧室波系结构 |
| 6.2 展向涡结构分析 |
| 6.3 超声速混合层生长特性 |
| 6.4 本章小结 |
| 第7章 超然燃烧室燃烧流动特性研究 |
| 7.1 燃烧性能参数 |
| 7.2 超声速燃烧流场分析 |
| 7.3 边界条件对燃烧特性影响 |
| 7.4 当量比对燃烧特性影响 |
| 7.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士期间发表(含录用)的学术论文 |
（4）无尾布局高超声速飞机外形参数分析与优化研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究现状综述 |
| 1.2.1 高超声速相关技术验证 |
| 1.2.2 高超声速飞行器总体设计的多学科分析与优化 |
| 1.2.3 高超声速飞机概念方案 |
| 1.3 本文研究目的与内容 |
| 1.3.1 研究目的 |
| 1.3.2 本文内容 |
| 第二章 飞机外形参数化建模方法研究 |
| 2.1 方法概述 |
| 2.2 飞机各部件的参数定义 |
| 2.2.1 机身部件 |
| 2.2.2 机翼/垂尾部件 |
| 2.2.3 发动机舱部件 |
| 2.2.4 平尾/鸭翼部件 |
| 2.2.5 尾撑部件 |
| 2.2.6 机身内部油箱 |
| 2.3 飞机整机三维建模 |
| 2.3.1 飞机外形建模的实现方法 |
| 2.3.2 建模流程 |
| 2.3.3 不同布局外形生成方法 |
| 2.4 飞机几何特征参数的计算与提取 |
| 2.4.1 当量基本翼面 |
| 2.4.2 各部件浸润面积 |
| 2.4.3 油箱体积及重心位置 |
| 2.5 基于VBA语言搭建的图形用户界面 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 高超声速飞机气动特性及重量特性分析 |
| 3.1 低速气动特性计算 |
| 3.1.1 气动分析工具 |
| 3.1.2 自动化网格划分 |
| 3.1.3 流动条件设置 |
| 3.1.4 粘性阻力修正 |
| 3.1.5 涡升力修正 |
| 3.2 高速气动特性计算 |
| 3.2.1 高超声速无粘流气动特性估算方法 |
| 3.2.2 高超声速粘性阻力估算方法 |
| 3.3 重量与重心估算 |
| 3.3.1 重量组成 |
| 3.3.2 机体结构重量 |
| 3.3.3 其他项目重量 |
| 3.3.4 重心位置估算 |
| 3.4 基于VBA语言搭建的图形用户界面 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 无尾布局高超声速飞机起飞性能影响因素分析 |
| 4.1 无尾高超声速飞机起飞问题概述 |
| 4.2 飞机起飞性能计算方法 |
| 4.2.1 离地速度计算 |
| 4.2.2 起飞状态纵向力矩特性计算 |
| 4.2.3 起飞距离计算 |
| 4.3 基于代理模型的参数敏感性分析 |
| 4.3.1 设计参数与目标量 |
| 4.3.2 代理模型建立 |
| 4.3.3 设计参数的影响度分析 |
| 4.3.4 设计参数对起飞性能的定量分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 兼顾高低速的无尾高超声速飞机外形参数优化 |
| 5.1 无尾布局高超声速飞机概念方案概述 |
| 5.2 外形参数优化问题构建 |
| 5.2.1 确定优化目标 |
| 5.2.2 设计变量选择 |
| 5.2.3 约束条件设置 |
| 5.3 基于i SIGHT软件的优化过程实现 |
| 5.3.1 自动化分析框架的搭建 |
| 5.3.2 优化计算与结果分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 主要创新点 |
| 6.3 进一步工作 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（5）超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟（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 超声速气流中液体横向射流相关研究 |
| 1.2.1 液体横向射流的实验研究 |
| 1.2.2 液体横向射流的数值研究 |
| 1.3 凹腔燃烧室中燃料喷雾混合燃烧相关研究 |
| 1.3.1 燃料喷雾混合特性的研究 |
| 1.3.2 燃料喷雾燃烧过程的研究 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 超声速气流中两相流动大涡模拟方法 |
| 2.1 可压缩气相控制方程及其数值方法 |
| 2.1.1 可压缩气相控制方程 |
| 2.1.2 滤波后的气相大涡模拟方程 |
| 2.1.3 气相数值计算方法 |
| 2.2 液滴相控制方程及其数值方法 |
| 2.2.1 液滴相控制方程 |
| 2.2.2 液滴相数值计算方法 |
| 2.2.3 液滴相数据的动态管理 |
| 2.3 气液之间双向耦合数值方法 |
| 2.3.1 液滴在变形网格下的高效定位 |
| 2.3.2 气相对液滴相的作用 |
| 2.3.3 液滴相给气相的源项作用 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 超声速气流中液体横向射流破碎过程研究 |
| 3.1 破碎模型理论及验证 |
| 3.1.1 KH/RT/TAB混合破碎模型 |
| 3.1.2 计算模型及验证 |
| 3.2 射流破碎拉丝过程的机理分析 |
| 3.2.1 实验观测结果 |
| 3.2.2 拉丝过程的条件分析 |
| 3.2.3 拉丝过程的机理分析 |
| 3.3 小结 |
| 第四章 燃烧室中液体射流的三维流动结构及混合机理 |
| 4.1 平板横向射流的三维流动结构 |
| 4.1.1 计算模型及验证 |
| 4.1.2 气相流动特性及受力分析 |
| 4.1.3 液相输运特性及受力分析 |
| 4.1.4 三维流动结构的讨论 |
| 4.2 液体射流在凹腔燃烧室中的混合过程 |
| 4.2.1 数值模拟与实验的对比 |
| 4.2.2 喷雾流场瞬态演化过程 |
| 4.2.3 液雾分布及输运特性 |
| 4.3 小结 |
| 第五章 凹腔燃烧室中燃料喷雾蒸发过程研究 |
| 5.1 液滴蒸发模型的理论及验证 |
| 5.1.1 蒸发模型介绍 |
| 5.1.2 单液滴蒸发验证 |
| 5.2 高总温来流条件下液滴蒸发过程及验证 |
| 5.2.1 不同来流条件下单液滴蒸发过程 |
| 5.2.2 平板上液体煤油射流的蒸发验证 |
| 5.3 液体煤油射流蒸发及混合过程研究 |
| 5.3.1 计算模型 |
| 5.3.2 流场瞬态演化过程 |
| 5.3.3 液雾分布及蒸发特性 |
| 5.3.4 凹腔附近点火环境分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 凹腔燃烧室中燃料喷雾燃烧特性研究 |
| 6.1 两相燃烧计算方法 |
| 6.1.1 化学反应源项计算方法 |
| 6.1.2 煤油反应机理 |
| 6.2 煤油射流燃烧的初步验证分析 |
| 6.2.1 仿真计算条件 |
| 6.2.2 实验结果验证 |
| 6.2.3 燃烧流场基本特征 |
| 6.3 喷雾燃烧流场火焰准稳定特性分析 |
| 6.3.1 计算模型及网格 |
| 6.3.2 喷雾燃烧流场瞬时特性 |
| 6.3.3 喷雾燃烧流场统计特性 |
| 6.3.4 喷雾燃烧流场的火焰模式 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要研究工作与结论 |
| 7.2 论文创新点 |
| 7.3 论文不足及未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（6）固体火箭超燃冲压发动机燃烧组织技术研究（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 固体超燃冲压发动机研究现状 |
| 1.2.1 固体燃料超燃冲压发动机构型(SFSJ) |
| 1.2.2 双燃烧室固体超燃冲压发动机构型(DMRJ) |
| 1.2.3 固体火箭超燃冲压发动机构型(SRSJ) |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 试验系统与仿真方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 试验系统和方法 |
| 2.2.1 固体火箭超燃冲压发动机直连试验平台 |
| 2.2.2 试验测量方案 |
| 2.2.3 试验推进剂及其点火方案 |
| 2.3 数值模型与计算方法 |
| 2.3.1 气相控制方程 |
| 2.3.2 湍流模型 |
| 2.3.3 气相及颗粒相燃烧模型 |
| 2.3.4 颗粒运动模型 |
| 2.3.5 边界条件 |
| 2.4 网格无关性和数值方法验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 固体火箭超燃冲压发动机性能评估方法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 加热器出口参数评估方法 |
| 3.3 燃气发生器出口参数评估方法 |
| 3.3.1 燃气发生器的工作时间计算 |
| 3.3.2 富燃燃气的质量流量计算 |
| 3.4 超声速燃烧室性能评估方法 |
| 3.4.1 超声速燃烧室出口参数评估方法 |
| 3.4.2 超声速燃烧室性能评估方法 |
| 3.5 发动机总体性能评估方法 |
| 3.6 典型试验案例评估分析 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 固体火箭超燃冲压发动机试验研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 试验发动机构型和试验规划 |
| 4.3 试验推进剂性能分析 |
| 4.3.1 推进剂燃速特性分析 |
| 4.3.2 推进剂能量特性及一次燃烧产物分析 |
| 4.4 加热器工作特性分析 |
| 4.5 燃气发生器工作特性分析 |
| 4.6 固体火箭超燃冲压发动机性能影响因素分析 |
| 4.6.1 发动机构型对发动机性能的影响分析 |
| 4.6.2 推进剂类型对发动机性能的影响分析 |
| 4.6.3 试验当量比对发动机性能的影响分析 |
| 4.6.4 典型试验(Exp-4)的数值仿真分析 |
| 4.7 富燃燃气二次点火延迟初步研究 |
| 4.8 本章小结 |
| 第五章 固体火箭超燃冲压发动机数值仿真研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 发动机数值仿真构型和算例设置 |
| 5.3 富燃燃气喷孔形状对发动机性能影响分析 |
| 5.4 富燃燃气喷射方式对发动机性能影响分析 |
| 5.5 富燃燃气喷孔数量及喷孔位置分布对发动机性能影响分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 结束语 |
| 6.1 主要结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（7）高超声速飞行器复合控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 高超声速飞行器发展概况 |
| 1.2.1 国内外发展概况 |
| 1.2.2 控制系统面临的挑战 |
| 1.2.3 分析与思考 |
| 1.3 飞行器复合控制技术研究现状 |
| 1.3.1 飞行器控制执行机构 |
| 1.3.2 控制律设计方法 |
| 1.3.3 控制指令分配算法 |
| 1.4 本文主要研究内容及章节安排 |
| 第2章 高超声速飞行器动力学模型 |
| 2.1 飞行器方案与布局 |
| 2.1.1 飞行器气动外形 |
| 2.1.2 飞行器的气动特性 |
| 2.1.3 控制操纵机构布局 |
| 2.2 常用坐标系定义及其转化 |
| 2.2.1 常用坐标系 |
| 2.2.2 坐标系转换 |
| 2.3 飞行器姿态运动方程 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 高超声速飞行器控制机构特性 |
| 3.1 基于Kriging的近似建模方法 |
| 3.1.1 基于最优拉丁超立方的试验设计 |
| 3.1.2 Kriging近似模型 |
| 3.1.3 算例测试 |
| 3.2 空气舵系统近似模型 |
| 3.2.1 试验设计 |
| 3.2.2 基于CFD的数值仿真 |
| 3.2.3 基于Kriging的近似建模与验证 |
| 3.3 直接力系统近似模型 |
| 3.3.1 试验设计 |
| 3.3.2 基于CFD的数值仿真 |
| 3.3.3 基于Kriging的近似建模与验证 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 滑模变结构控制律设计 |
| 4.1 滑模变结构控制概念 |
| 4.1.1 基本原理 |
| 4.1.2 控制律设计 |
| 4.1.3 系统抖振消除 |
| 4.2 自适应滑模控制律设计 |
| 4.3 仿真分析 |
| 4.3.1 阶跃指令跟踪 |
| 4.3.2 复杂指令跟踪 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 分段自适应控制分配算法 |
| 5.1 典型的控制分配策略 |
| 5.1.1 动压分配法 |
| 5.1.2 链式递增分配方法 |
| 5.1.3 线性规划法 |
| 5.2 基于能量最省的控制分配策略 |
| 5.2.1 控制系统状态方程 |
| 5.2.2 能量最省分配策略 |
| 5.2.3 仿真分析 |
| 5.3 基于模糊逻辑的控制分配策略 |
| 5.3.1 算法思路 |
| 5.3.2 仿真分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间所发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（8）超声速气流中壁面燃料射流混合、点火及稳燃机制研究（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 超声速气流中气体横向射流混合研究进展 |
| 1.2.1 平板横向喷注射流的混合机理 |
| 1.2.2 射流混合增强方案 |
| 1.2.3 超声速燃烧室内的混合特性 |
| 1.3 超声速湍流射流燃烧研究进展 |
| 1.3.1 高焓超声速气流中湍流射流火焰 |
| 1.3.2 超声速燃烧室中的火焰稳定 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 超声速反应流的高精度大涡模拟方法 |
| 2.1 可压缩反应流大涡模拟控制方程 |
| 2.1.1 可压缩反应流控制方程 |
| 2.1.2 滤波后的大涡模拟控制方程 |
| 2.1.3 曲线坐标系下大涡模拟控制方程 |
| 2.2 数值计算方法 |
| 2.2.1 时间导数项 |
| 2.2.2 空间导数项 |
| 2.2.3 化学反应源项 |
| 2.2.4 边界条件设置 |
| 2.3 数值方法验证 |
| 2.3.1 实验工况及验证 |
| 2.3.2 流动特性分析 |
| 2.3.3 湍流抬举火焰 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 超声速湍流来流中横向射流混合机理研究 |
| 3.1 超声速来流中平板射流混合特性 |
| 3.1.1 计算模型 |
| 3.1.2 结果验证 |
| 3.1.3 混合特性分析 |
| 3.2 沿扩张壁面垂直喷注射流的混合机理研究 |
| 3.2.1 对比工况设计 |
| 3.2.2 流场结构显示 |
| 3.2.3 壁面扩张效应分析 |
| 3.3 燃料分子质量对射流混合的影响机制 |
| 3.3.1 瞬态流场显示 |
| 3.3.2 时均结构对比 |
| 3.3.3 统计特性分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 高焓超声速气流中氢气射流燃烧机制 |
| 4.1 超声速气流中氢气抬举射流火焰特性 |
| 4.1.1 同轴射流燃烧模型 |
| 4.1.2 抬举射流火焰特性 |
| 4.1.3 火焰基稳定机制 |
| 4.2 超声速气流中横向射流喷注的反应流场结构研究 |
| 4.2.1 计算模型 |
| 4.2.2 时均流场结构 |
| 4.2.3 瞬态特性分析 |
| 4.3 超声速气流中横向射流燃烧稳定机制 |
| 4.3.1 燃烧模式 |
| 4.3.2 自点火效应 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 凹腔燃烧室中燃料混合与点火过程研究 |
| 5.1 凹腔燃烧室内混合机制分析 |
| 5.1.1 工况介绍及网格划分 |
| 5.1.2 燃烧室流场结构显示 |
| 5.1.3 混合特性分析 |
| 5.2 单边扩张型燃烧室流动特性实验观测 |
| 5.2.1 实验系统介绍 |
| 5.2.2 实验方案设计 |
| 5.2.3 喷注方案对无反应流场的影响 |
| 5.3 单边扩张燃烧室内的乙烯点火过程研究 |
| 5.3.1 计算模型 |
| 5.3.2 乙烯点火过程研究 |
| 5.3.3 凹腔稳定的火焰特性 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 凹腔稳定的湍流射流火焰特性研究 |
| 6.1 单边扩张燃烧室中火焰形态实验观测 |
| 6.1.1 实验方案设计 |
| 6.1.2 喷注位置对火焰稳定的影响 |
| 6.1.3 当量比对火焰分布的影响 |
| 6.2 凹腔稳定的氢气射流火焰特性 |
| 6.2.1 计算模型 |
| 6.2.2 反应流动特性 |
| 6.2.3 火焰特性分析 |
| 6.3 多孔并联喷注方案燃烧特性分析 |
| 6.3.1 计算模型及网格 |
| 6.3.2 反应流场特性分析 |
| 6.3.3 并联喷注方案性能评估 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 论文创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（9）Ma4～7双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能潜力研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 论文的研究背景和意义 |
| §1.1 研究背景和意义 |
| §1.2 国内外研究现状 |
| §1.3 研究存在的问题与不足 |
| §1.4 论文主要研究内容 |
| 第二章 以燃烧室特征马赫数为表征的等效热力过程分析方法 |
| §2.1 对双模态冲压发动机工作循环的认识 |
| §2.2 双模态燃烧室热力工作过程表征参数 |
| §2.3 超声速燃烧室双模态热力工作过程简化模型 |
| §2.4 流场参数求解过程 |
| §2.5 性能评价指标 |
| §2.6 小结 |
| 第三章 特征马赫数等效过程分析方法的试验验证 |
| §3.1 验证思路 |
| §3.2 直连式试验验证 |
| §3.3 自由射流试验验证 |
| §3.4 小结 |
| 第四章 纯空气条件下燃烧室热力工作过程与性能潜力关系研究 |
| §4.1 燃烧室热力工作过程与性能潜力关系研究 |
| §4.2 燃料当量比对热力工作过程与性能潜力关系影响分析 |
| §4.3 燃烧室入口参数对热力工作过程与性能潜力关系影响研究 |
| §4.4 飞行轨道高度对热力工作过程与性能潜力关系影响分析 |
| §4.5 尾喷管膨胀程度对热力工作过程与性能潜力关系影响分析 |
| §4.6 性能潜力灵敏度关系式拟合 |
| §4.7 小结 |
| 第五章 污染气体条件下燃烧室热力工作过程与性能潜力关系研究 |
| §5.1 地面试验污染气体参数 |
| §5.2 燃烧室热力工作过程与性能潜力关系影响分析 |
| §5.3 燃烧室入口参数对热力工作过程与性能潜力关系影响研究 |
| §5.4 小结 |
| 第六章 双模态冲压发动机试验模型的工作过程设计 |
| §6.1 进气道及燃烧室入口条件 |
| §6.2 Ma4~7 宽马赫数固定几何双模态燃烧室关键参数设计 |
| §6.3 Ma4~7 固定几何双模态冲压发动机燃烧组织试验结果及工作过程反演 |
| §6.4 设计预期与试验结果的对比 |
| §6.5 小结 |
| 第七章 结束语 |
| §7.1 论文主要成果 |
| §7.2 论文主要创新点 |
| §7.3 对未来工作的展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录A 激波串出口马赫数影响分析 |
| 附录B 壁面摩擦系数影响分析 |
| 附录C 燃气离解产物计算验证 |
| 附录D 壁面热损失影响分析 |
| 附录E 个人简历 |
（10）超燃冲压发动机一体化流道设计优化研究（论文提纲范文）
| 目录 |
| 表目录 |
| 图目录 |
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 主要符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外超燃冲压发动机技术研究概况 |
| 1.2.1 美国的超燃研究 |
| 1.2.2 俄罗斯的超燃研究 |
| 1.2.3 法国的超燃研究 |
| 1.2.4 其它的国外超燃研究 |
| 1.2.5 国内的超燃研究 |
| 1.3 超燃冲压发动机流道设计优化及性能研究进展 |
| 1.3.1 发动机/机体构型选择 |
| 1.3.2 进气道设计与性能研究 |
| 1.3.3 隔离段设计与性能研究 |
| 1.3.4 燃烧室设计与性能研究 |
| 1.3.5 尾喷管设计与性能研究 |
| 1.3.6 发动机部件/系统优化研究 |
| 1.3.7 发动机主动控制研究 |
| 1.4 论文主要研究内容 |
| 第二章 试验系统与研究方法 |
| 2.1 试验系统 |
| 2.1.1 直连式试验台 |
| 2.1.2 燃烧室构型 |
| 2.1.3 试验测量设备 |
| 2.1.4 燃料流量调节设备 |
| 2.2 数值仿真方法 |
| 2.2.1 流场仿真方法 |
| 2.2.2 数值算例 |
| 2.3 基于替代模型的复杂系统渐进优化方法 |
| 2.3.1 响应面方法与替代模型 |
| 2.3.2 试验设计方法 |
| 2.3.3 基于替代模型的渐进优化流程 |
| 2.3.4 参数影响分析方法 |
| 2.3.5 设计优化过程集成 |
| 2.3.6 数值算例 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 进气道/前体设计优化研究 |
| 3.1 进气道/前体性能评估方法 |
| 3.1.1 进气道/前体性能评估参数 |
| 3.1.2 进气道/前体综合性能评估 |
| 3.2 进气道/前体基准构型设计与性能分析 |
| 3.2.1 进气道/前体构型选择 |
| 3.2.2 基准构型设计方法 |
| 3.2.3 基准构型性能分析 |
| 3.3 进气道/前体构型优化 |
| 3.3.1 进气道/前体构型优化流程 |
| 3.3.2 全设计空间内的进气道/前体构型优化 |
| 3.3.3 缩减设计空间内的进气道/前体构型优化 |
| 3.4 不同条件下进气道/前体优化构型性能比较 |
| 3.4.1 不同飞行攻角下进气道/前体性能 |
| 3.4.2 不同飞行马赫数下进气道/前体性能 |
| 3.4.3 不同出口反压下进气道/前体性能 |
| 3.5 构型参数对进气道/前体性能的影响 |
| 3.5.1 各因素对流量系数的影响 |
| 3.5.2 各因素对总压恢复系数的影响 |
| 3.5.3 各因素对阻力系数的影响 |
| 3.5.4 各因素对升力系数的影响 |
| 3.5.5 各因素对压升比的影响 |
| 3.5.6 各因素对综合性能的影响 |
| 3.5.7 各因素对总目标的影响 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 燃烧室构型与燃料喷注分布的优化研究 |
| 4.1 直连式试验中燃烧室性能评估方法 |
| 4.1.1 燃烧室推力与比冲评估 |
| 4.1.2 燃烧室总压恢复效率评估 |
| 4.1.3 燃烧室-隔离段干扰程度评估 |
| 4.2 试验条件与试验方案 |
| 4.2.1 试验条件 |
| 4.2.2 试验方案 |
| 4.3 燃烧室基准构型试验与性能分析 |
| 4.3.1 参考值确定 |
| 4.3.2 燃烧室试验工作过程 |
| 4.3.3 燃烧室基准构型性能 |
| 4.4 燃烧室构型与燃料喷注分布优化与验证 |
| 4.4.1 优化过程 |
| 4.4.2 优化方案的试验验证 |
| 4.4.3 优化构型性能分析 |
| 4.4.4 优化构型、最差构型与基准构型的性能比较 |
| 4.5 试验误差分析 |
| 4.5.1 误差来源分析 |
| 4.5.2 系统误差估算 |
| 4.5.3 主要参数误差的统计分析 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 燃烧室构型和燃料喷注对燃烧室性能影响研究 |
| 5.1 基于优化数据库的燃烧室性能影响研究 |
| 5.1.1 试验数据分布 |
| 5.1.2 各因素对推力增益的影响 |
| 5.1.3 各因素对热态内推力的影响 |
| 5.1.4 各因素对燃料比冲的影响 |
| 5.1.5 各因素对总压恢复效率的影响 |
| 5.2 燃料喷注分配比例对燃烧室性能的影响 |
| 5.2.1 试验方案 |
| 5.2.2 试验结果与分析 |
| 5.3 燃料周向喷注对燃烧室性能的影响 |
| 5.3.1 试验方案 |
| 5.3.2 试验结果与分析 |
| 5.3.3 燃料喷注对燃烧室性能的影响 |
| 5.4 凹腔分布对燃烧室性能的影响 |
| 5.4.1 增加侧壁凹腔时燃烧室性能 |
| 5.4.2 减少上下壁面凹腔时燃烧室性能 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 燃烧室控制的试验研究 |
| 6.1 燃料流量调节与燃烧室工作过程 |
| 6.1.1 燃料流量调节原理 |
| 6.1.2 多当量比调节时燃烧室工作过程 |
| 6.2 燃烧室控制回路设计与控制律确定 |
| 6.2.1 基于推力和压强反馈的控制回路设计 |
| 6.2.2 燃料流量调节的控制律构造 |
| 6.3 燃烧室控制试验及结果分析 |
| 6.3.1 单推力控制试验 |
| 6.3.2 多级推力与CII控制试验 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 发动机/机体流道一体化设计优化研究 |
| 7.1 发动机/机体流道一体化构型设计 |
| 7.1.1 流道一体化构型设计 |
| 7.1.2 性能评估方法 |
| 7.2 发动机/机体基准构型的性能分析 |
| 7.2.1 设计状态与非设计状态时的性能 |
| 7.2.2 气动力与推进力分布 |
| 7.3 发动机/机体流道一体化构型优化 |
| 7.3.1 构型优化流程与模型 |
| 7.3.2 优化结果与性能分析 |
| 7.4 燃料喷注分布对发动机性能的影响 |
| 7.4.1 在燃烧室上游集中喷注燃料时的性能 |
| 7.4.2 沿燃烧室轴向分散喷注燃料时的性能 |
| 7.5 构型参数对发动机性能的影响 |
| 7.5.1 各因素对阻力的影响 |
| 7.5.2 各因素对推力的影响 |
| 7.5.3 各因素对净推力的影响 |
| 7.5.4 各因素对升力的影响 |
| 7.5.5 各因素对净推力空气比冲的影响 |
| 7.5.6 各因素对综合性能的影响 |
| 7.5.7 各因素对总目标的影响 |
| 7.6 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 发动机流场的数值仿真方法 |
四、氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究（论文参考文献）
- [1]支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧数值研究[D]. 刘特特. 大连理工大学, 2021(01)
- [2]非稳态超声速燃烧研究进展[J]. 孙明波,蔡尊,王亚男,赵国焱,孙永超,李佩波,万明罡,李亮. 空气动力学学报, 2020(03)
- [3]支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究[D]. 徐义俊. 沈阳航空航天大学, 2020(04)
- [4]无尾布局高超声速飞机外形参数分析与优化研究[D]. 李飞. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [5]超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟[D]. 李佩波. 国防科技大学, 2019(01)
- [6]固体火箭超燃冲压发动机燃烧组织技术研究[D]. 李潮隆. 国防科技大学, 2019
- [7]高超声速飞行器复合控制方法研究[D]. 王勇. 哈尔滨工业大学, 2019(01)
- [8]超声速气流中壁面燃料射流混合、点火及稳燃机制研究[D]. 刘朝阳. 国防科技大学, 2019(01)
- [9]Ma4～7双模态冲压发动机燃烧室热力工作过程与性能潜力研究[D]. 陈军. 中国空气动力研究与发展中心, 2016(05)
- [10]超燃冲压发动机一体化流道设计优化研究[D]. 吴先宇. 国防科学技术大学, 2007(07)