一、轴对称推力矢量控制技术特点（论文文献综述）
崔祚,汪阳生[1]（2021）在《飞行器推力矢量喷管研究综述》文中研究表明飞行器推力矢量喷管是未来飞行器的关键装备之一,有助于增强飞行器机动性和敏捷性,缩短起飞和着陆滑跑距离,拓宽飞行包线并改善隐身性能。目前,国外对机械式和气动式推力矢量喷管开展了大量研究,大大提高了推力矢量喷管的技术成熟度。本文简述了机械式推力矢量喷管的发展历程,重点从激波矢量控制型、逆流型、同向流型和喉道偏移型等方面综述了气动矢量喷管研究现状,分析了各类型气动矢量喷管的优缺点,最后探讨推力矢量喷管现阶段亟需解决的技术难题。总体上,推力矢量喷管技术可为未来飞行器强大的机动能力和隐身能力提供技术支撑。
王海峰[2]（2020）在《战斗机推力矢量关键技术及应用展望》文中认为战斗机推力矢量技术可极大地扩展战斗机使用包线,提升飞行安全性,增强飞机作战能力,是航空领域的重要关键技术,是先进战斗机的典型标志之一。该技术涉及气动、进排气、发动机和飞行控制等多个领域,其综合实现是一项跨领域、紧耦合、高风险的系统工程。本文回顾了战斗机推力矢量技术的发展历程,分析了关键技术体系,结合中国首架轴对称推力矢量验证机的工程实践,阐述了大迎角内外流气动设计、推力矢量发动机、综合飞/发控制和战斗机过失速机动飞行验证等关键技术,展望了推力矢量技术对作战效能的贡献及未来的应用方向。
栾思琦[3]（2020）在《发动机激波诱导矢量喷管的流动特性研究》文中提出推力矢量技术可以有效提高发动机性能。激波诱导矢量喷管是一种流体推力矢量喷管,是指在非机械偏转状态下,通过注入二次流来达到控制主流方向进而实现气流矢量偏转的喷管。本文采用分离涡模拟方法对三维激波诱导推力矢量喷管的单缝和双缝模型进行数值模拟计算,经过网格的独立性验证后,将计算所得喷管上、下壁面中心线的无量纲压力与Waithe K.A.等人的实验结果进行对比,得知计算结果是具有准确性和可靠性的。分析喷管落压比和二次流压比对单缝和双缝喷管流场结构和推力矢量角的影响。利用Q准则方法对三维流场进行处理,分析了喷管内流场的涡结构。通过喷管的周向截面分析激波的位置和形态。通过脉动压力均方根分布分析喷管的压力振荡强度。观察非定常流动时一个周期内单缝和双缝喷管对称面的流线、马赫数、压力系数、涡量系数,熵和密度梯度等的分布,得出喷管的流动特性。最后运用傅里叶模态分解技术分析单缝和双缝喷管对称面的压力系数场,对每个工况提取出两个主要频率,并将特定频率对应的模态在时域上推进演化,得出其潜在的动力学信息。单缝矢量喷管的一阶模态主要表现为“λ”激波和下壁面斜激波周围的压力脉动;双缝矢量喷管的一阶模态主要表现为下游二次流喷口处和尾流上剪切层处流场的压力振荡;单缝和双缝矢量喷管的二阶模态都表现为尾流上下剪切层处涡的脱落。
王彦琪[4]（2019）在《垂直式二次流道推力矢量喷管性能分析与结构优化》文中研究说明在航空航天技术高速发展的背景下,对航空飞行器的推力矢量装置的性能要求日益增加。由于传统机械式推力矢量装置自身存在较大的缺点而无法满足发展的需求,推力矢量技术的研究重心开始逐渐转向激波矢量控制技术。激波矢量控制技术作为气动射流技术的一种,可以实现大的矢量偏转角,并开始成为推力矢量技术研究的新方向。基于激波原理与拉瓦尔管原理,使用Gambit软件构建一种垂直式二次流道结构的推力矢量喷管,通过具有二次激波的二次流与主流之间的相互作用,生成推力矢量角δp。喷管的二次流道由前真空室、二次流室和后真空室三部分构成。使用Fluent的耦合求解器对喷管进行数值仿真,分析二次流道的构型二次流室与喷管出口距离e、对二次流室楔角δ1、二次流室斜壁面偏转角γ、前真空室宽度w1和喷管工况NPR、SPR对推力矢量角δp的影响规律。最后使用Isight软件对喷管二次流道进行结构优化设计,优化中使用超拉丁立方设计实验方法,响应面方法建模,对二次流室与喷管出口距离e、二次流室楔角δ1、二次流室斜壁面偏转角γ和前真空室宽度w1和四个设计参数寻找最优解。采用多岛遗传算法、模拟退火法两种优化方法共同寻找最优解。采用两种寻优方法寻找最优解后,根据最优解得出的结构参数重新使用Gambit构建模型并使用Fluent模拟仿真,得出两种优化后的推力矢量喷管的推力矢量角δp。比较上下壁面压力分布图、速度矢量图和涡流云图,分析优化后的性能,并对两种优化方法优化后的推力矢量性能做出比较。
符大伟[5]（2019）在《短距/垂直起降推进系统综合建模研究》文中认为短距/垂直起降功能是目前固定翼战斗机渴求的重要功能,该功能的核心在于配备带推力矢量功能的推进系统,该领域多学科交叉融合,具有较高的建模难度。本文围绕短距/垂直起降推进系统,分别对带升力风扇的发动机、变涵道比下的发动机风扇、轴对称矢量喷管开展建模研究。基于F135不同型号间部件的通用性,复现了F-35B推进系统,验证了组件间的强耦合性。针对对转升力风扇这一核心技术,与常规非对转风扇开展对比建模研究。首先通过基元级叠加法建立常规升力风扇模型;然后设计反转级并替换静子,组成中介对转风扇;基于轴功率相似的要求,保持中介风扇内气动参数不变,通过修正风扇的流量、几何尺寸、转速等参数使新对转风扇与原常规风扇轴功率相等,可以由相同的主发动机驱动。动稳态仿真表明,相同燃油输入下,主发动机低压轴转速自我调节,使升力风扇部件的推力趋于相同。垂直起降推进系统不同模态下涵道比差异很大,且涵道比对风扇流场的影响不容忽视,通过轴向基元级叠加理论与径向平衡方程理论相结合建立准二维风扇模型揭示了该影响机理。模型解算上,分别构建了用于常规状态的二层迭代算法和用于变涵道比状态的三层迭代算法。常规状态设计点仿真验证了模型的精度;变涵道比状态仿真揭示了涵道比对风扇特性线的影响规律,在标定涵道比上风扇特性最优。通过空间坐标系转换及约束分析建立了描述轴对称矢量喷管复杂空间运动的九维平衡方程,经解算建立了描述矢量角与作动筒位移映射关系的二维插值模型。基于喉道截面与出口截面几何中心距离不变的仿真结论,建立矢量角与中心坐标的简化关系并设计矢量角动态偏转规律。仿真表明,偏转规律与位移插值模型可以保证矢量轨迹动态分布满足预期设定。
郭常超[6]（2018）在《固体火箭发动机流体喉部喷管动态特性研究》文中指出流体喉部喷管调节技术（FNT）具有没有移动部件,可靠性高,推力损失较小,射流的排出能提供额外的推力,可改变主流燃气流动型面,可调节喷管燃气膨胀比,使发动机时刻处于最佳工作状态,可整合推力大小控制和矢量控制系统,简化发动机系统等优点,在未来飞行器推力调节系统中有着广阔的应用前景。但是FNT在固体火箭发动机方向的运用还处于初级阶段,从目前公开的文献中看,研究主要多集中在发动机稳态特性方面,对于动态特性方面,由于研究的不足暂时还没有一个清晰的认知。同时,稳态/动态调控性能的优化、与其他调节系统的整合都还有很大提高空间。所以本文采用理论推导、数值模拟与冷/热实验结合的方法,在进一步归纳和总结固体火箭发动机FNT技术和激波诱导技术（SVC）稳态调节性能的基础上,对其动态特性,开展了深入的研究。主要的工作包括以下几个方面:对射流喷注到喷管内的过程进行理论分析,定义相关的物理变量,进行合理的简化,推导出了射流垂直环缝喷注时喷管扼流性能的理论预估公式,通过数值和前人的实验数据进行对比,验证其准确性。采用稳态算法,研究了FNT调节喷管有效喉部面积比、推力调节比、膨胀比的影响因素,重新定义了射流的等效流量比,将研究结果成功地推广到不同温度、摩尔质量的射流方案中。研究结果表明射流的注入,会在喷口上下游形成涡流区挤压主流的流动空间,增加射流的流量比,能增加喷管对主流的扼流性能和推力调节比,但其调节效果会逐渐减弱,同时增加射流的流量比,会降低喷管主流的膨胀性能,使其无法完全膨胀。在相同流量比下,增加射流的温度、降低射流的平均摩尔质量,改用能与燃气发生二次燃烧的射流工质也能增加喷管调节的稳态性能。较小的射流喷射面积对喷管调节性能有微弱的提升,存在一个最佳的射流注射角使得调节性能最佳。对射流的喷注过程进行动态仿真分析。研究了射流打开与关闭后,喷管内流场的变化,以及射流注射结构、射流工质参数和燃气二次燃烧对喷管推力调节响应的影响。研究发现,整个调节过程无超调并能平滑过渡到新的平衡态,大致可分为压力传递、燃气阻塞和平衡稳定阶段,平衡稳定阶段占比最长。在相同的流量比下,提高射流的温度、降低摩尔质量、减小喷口面积、降低喷射角度和燃气二次燃烧,能增加喷管调节的燃烧室压力上升速率和最终平衡态的压力稳定值,但由于平衡压力的升高,并不能降低喷管的响应延迟。喷管阻尼随喷管喉部射流等效流量比的增加而呈略微线性减小,在等效流量比小于0.5时,其减小量小于8%,这不利于抑制不稳定燃烧。在FNT的基础上,结合SVC进行发动机推力矢量调节,研究分析了二者结合的稳态/动态特性。结果表明扩张段射流喷注形成的斜激波恰好完全进入喷管时,推力矢量角达到极大值。结合喉部射流喷注会降低斜激波的强度,减小激波角,且随着流量比的增加而激波强度与激波角会进一步减小,进而增加达到推力矢量角极大值所消耗的扩张段射流流量比。相同扩张段射流流量比下,射流温度越高,推力调节比越大,其达到推力矢量角极大值所需的流量比越小,扩张段射流喷口越靠近喷管出口,推力矢量角的极大值越大。即对于一个达到推力矢量角极大值的射流喷管,保持流量比不变,向喷管出口移动射流喷口,推力调节比与矢量角基本不变,但是推力矢量角能达到的极大值增大;向喷管喉部移动喷口,推力调节比增大,推力矢量角减小,但始终处于此种喷口布局下能达到的推力矢量角极大值状态。动态性能方面,喉部射流喷注的动态响应延迟要比扩张段射流大一个数量级,喉部射流喷注调节无超调现象而扩张段射流喷注调节则有超调现象。喉部与扩张段射流的喷注顺序对推力调节比的响应几乎无影响,但先喷注扩张段射流能降低矢量角的响应延迟。建立推力矢量测试系统,通过冷流与热试实验进一步验证了等效流量比的新概念,及将冷流结论推广到不同射流温度、摩尔质量工况的可行性,并推导出FNT推力调节比的理论预估公式。FNT和SVC结合时,二者射流喷口之间的相位差对矢量控制性能具有较大影响。通过在喉部和扩张段异侧喷注气态射流,能得到较好的推力轴向和矢量性能,而液态射流同侧与异侧喷注对调节性能影响不大。射流不同相位的喷注能减小彼此干扰,提高性能。液态射流能有效地提高射流喷管调控的动态性能。
肖中云,江雄,牟斌,陈作斌[7]（2017）在《流体推力矢量技术研究综述》文中进行了进一步梳理流体推力矢量技术不采用机械偏转,以流动控制方式实现推力转向,有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等,对以上方法选择具有共性的计算与试验数据,对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内（NPR=1.8910）实现推力矢量控制,并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法,双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势,不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数,而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术,国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法,对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨,新方法着眼于从喷流出口下游进行控制,对主流的干扰很小,值得深入研究,同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。
徐子豪[8]（2016）在《矢量喷管关键件的自动柔性化及偏转效率仿真开发》文中研究表明轴对称推力矢量喷管因其具有功能全、重量轻、难度小、灵活性大、隐身性能好、易改装等优点,目前被我国大多数现役战斗机采用。本文实现了矢量喷管关键件拓扑关系不变条件下的结构参数化表述,并使用Tcl/Tk脚本语言和HyperMesh宏命令进行二次开发,完成了关键件的自动网格划分和自动柔性化工作;开发了一种柔性线线高副约束模型,用于构建A8滚子与柔性收敛骨架之间复杂刚柔接触建模的简化模型,在确保计算稳定性、计算精度的前提下,极大程度地提升了仿真效率,使得采用刚柔耦合模型大范围预测AVEN的偏转效率成为可能;将关键件的自动柔性化代码、柔性线线高副约束模型的自动生成代码集成到了轴对称矢量喷管刚柔耦合多体动力学自动建模平台,完善了平台的建模流程,简化了所构建的仿真模型;仿真计算了矢量喷管不同相位角的偏转效率,详细分析了影响偏转效率的因素;量化分析了各关键承载件的柔性对矢量喷管偏转效率的影响,最终得出:A9环的柔性是偏转效率的主要影响因素,为后续的简化建模和快速性能仿真提供了重要的依据。
史经纬[9]（2015）在《固定几何气动矢量喷管流动机理及性能评估技术研究》文中指出推力矢量技术用以提高战机的敏捷性、过失速机动及短距起降等性能,可部分或全部代替气动舵面进行飞行操纵,是第四代及以后战机必备的关键技术之一。固定几何气动矢量喷管因比常规机械式推力矢量喷管结构更简单、质量更轻、响应更快,而成为目前备受关注的排气系统方案。本文围绕高推重比航空发动机用大落压比排气系统,开展固定几何气动矢量喷管工作机制、流动机理、参数影响规律及综合性能评估技术研究。1、通过大量数值模拟和部分模型试验研究,发现了激波矢量喷管实现推力矢量的本质是横向射流造成上下壁面压力的非对称分布,其流动机理属于顺压力梯度下、受限空间内的超音速中横向射流问题；数值模拟了流场中因流动分离、剪切层等因素造成的不稳定特性,其中流动不稳定性的主频约为2.0 kHz及4.0 kHz；分析了各气动、几何参数（包括喷管落压比NPR、二次流压比SPR、来流Ma、二次流喷射角度θ及二次流喷射位置Xj等）对激波矢量喷管内流特性及推力矢量影响的本质,并获得了激波矢量喷管推力动态响应特性。研究表明,改变NPR最大能造成46%的推力矢量性能变化,自由来流Ma数处于跨音速工况时,推力矢量性能约有16%的降低,调整θ最大可实现50%的推力矢量性能提升。研究了两类提高推力矢量效率的方案：插板／激波矢量结构及辅助喷射激波矢量结构,并在宽广的工作范围内,实现了推力矢量效率超过2.00/%,推力系数不低于0.90的目标。2、采用理论分析结合数值模拟的方法,研究了固定几何气动矢量喷管气动喉部面积控制的工作机理,得出了气动喉部面积控制喷管内流分布特征；分析了主要气动、几何参数对喉部面积控制率的影响规律,获得了最有利的二次流喷射位置（Xj=-0.05）及二次流喷射角度（0=-130°）；借助辅助喷射技术,在15%的二次流折合流量比限制下,实现了接近50%的喉部面积控制率；研究了喷管气动喉部面积建立过程中压力扰动的传播,确定了建立稳定的气动喉部面积的时间量级（约为10 ms）及喷管进口流量的高低频率波动（2 kHz和0.4 kHz）。3、基于离散传递法,采用C++语言开发了固定几何气动矢量喷管红外辐射强度评估程序,分离出了壁面及燃气对空间探测点红外辐射强度的贡献；研究了低涵道比涡扇发动机用激波矢量喷管的红外辐射特性；得出了内涵进口及高温燃气是影响激波矢量喷管红外辐射强度的关键因素；分析了气动矢量喷管降低红外辐射的本质,即二次流喷射形成的流向涡量加速了燃气的冷却及组分的扩散,在大探测角度下,实现了约58%的红外辐射强度下降；对比了不同二次流喷口位置（Xj）对红外辐射特性的影响,研究表明,不同Xj构型激波矢量喷管红外辐射强度的区别主要集中在大探测角度处,在窄边及宽边探测面上、探测角度lαl[400-90°]的区间内,Xj=0.516构型比Xj=0.688构型红外辐射强度分别约大18%-100%及40%-107%。4、开展了固定几何气动矢量喷管与航空发动机整机耦合特性研究。提出了基于试验设计、响应面近似建模及部件级发动机性能模拟的整机耦合方法。完成了气动矢量及气动喉部面积的近似建模,获得了影响参数间的耦合影响关系,并通过寻优方法,在推力系数及二次流折合流量限制下（Cfg≥0.90,ω（?）≤0.15）,分别得到了最优的推力矢量角δp。max=19.81°及最大的喉部面积控制率RTAC=54.83%。以压力、流量等平衡条件为基本约束,分别建立了气动矢量控制与航空发动机的整机耦合模型、气动喉部面积控制与航空发动机的整机耦合模型,评估了整机耦合模型在不同引气量及不同引气位置工况下对航空发动机共同工作点、固定几何气动矢量喷管性能的影响,研究表明,对气动矢量控制状态,从风扇出口引出15%的二次流时,获得了16.50°的推力矢量角,同时使得发动机推力下降约19%,单位耗油率增加约18.7%；对气动喉部面积控制工作状态,从风扇出口引出18%的二次流时,获得了35%的喉部面积控制率,相应的发动机推力下降约12%,单位耗油率增加约16%。
陈川[10]（2013）在《逆流推力矢量喷管气动参数数值研究》文中提出逆流推力矢量喷管是一种基于流动控制的推力矢量技术，通过逆向二次流使主流偏转达到矢量化的目的。相对于机械控制推力矢量喷管，具有结构简单、质量轻、推力损失小、易于维护的特点，并且在可靠性、隐身性能等方面具有明显优势。本文主要研究了逆流推力矢量喷管性能参数和流场结构特点，外流马赫数对其性能参数的影响，以及非定常情况下性能参数和流场结构的变化情况。（1）数值研究了二维逆流推力矢量喷管内部流场结构和性能特点及外流马赫数和角度对其的影响。研究结果表明：喷管的矢量角在一定范围内会随着外流马赫数的增大而减小，但当外流马赫数增大0.7之后，矢量角不再有明显变化，二次流质量流量系数则随着马赫数增大不断增大；外流的正向偏角会加速外套管内二次流的正向流速，进而改变流场结构使矢量角增大，同时，还会使得流量系数不断增大；负向偏角会使得二次流转变为逆向流动，进而改变流场结构，使得矢量角增大，同时还会使二次流流量系数在逆向上增大。（2）数值研究了三维菱形多轴逆流推力矢量喷管性能参数和流场结构，外流对其的影响，及其三维矢量角的实现。结果表明：三维菱形逆流推力矢量喷管能在二次流质量流量小于0.01，推力效率大于0.92的基础上实现24°的最大矢量角；外流马赫数增大，会增大矢量角和二次流质量流量，并降低推力系数；外流角度沿正向和负向增大，均会增大矢量角，正向偏效果角更显着，同时还会降低推力系数；双通道共同作用能在三维方向上实现略大于单通道单独作用下的矢量角。（3）数值研究了二维逆流推力矢量喷管的瞬态非定常过程，研究了其非定常过程中性能参数和流场结构的变化过程。结果表明：φp=0.26、0.41、0.54时，边界条件的改变会导致流场结构和性能参数发生变化，但最终会在对应定常情况状态趋于稳定。φp>0.63，随着边界条件改变性能参数和流场结构在发生变化之后不再回到稳定状态，而会呈现较大幅度的非定常波动震荡，φp越大波动幅度越大。
二、轴对称推力矢量控制技术特点（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、轴对称推力矢量控制技术特点（论文提纲范文）
（1）飞行器推力矢量喷管研究综述（论文提纲范文）
| 引言 |
| 1 机械式推力矢量喷管研究现状 |
| 2 气动推力矢量喷管发展现状 |
| 2.1 激波矢量控制型 |
| 2.2 逆流型 |
| 2.3 同向流型 |
| 2.4 喉道偏移型 |
| 2.5 其他类型 |
| 3 推力矢量喷管亟需解决的问题 |
| 4 结束语 |
（2）战斗机推力矢量关键技术及应用展望（论文提纲范文）
| 1 面临的挑战与发展现状 |
| 1.1 面临的挑战 |
| 1.2 发展现状 |
| 1.2.1 理论试验研究 |
| 1.2.2 飞行验证研究 |
| 1.2.3 工程化应用 |
| 1.2.4 现状总结 |
| 2 战斗机推力矢量关键技术 |
| 2.1 关键技术体系 |
| 2.2 大迎角内外流气动特性设计 |
| 2.2.1 进气道气动特性分析与验证 |
| 1）大迎角过失速进气道气动特性 |
| 2）复杂工况进发匹配考核 |
| 2.2.2 外流气动特性分析 |
| 1）大迎角过失速综合数值仿真技术 |
| 2）大迎角动/静态综合风洞试验 |
| 2.2.3 增量动态融合大迎角气动建模 |
| 2.3 推力矢量发动机关键技术 |
| 2.3.1 矢量喷管结构 |
| 2.3.2 矢量喷管控制方法 |
| 2.3.3 矢量喷管的性能设计 |
| 2.3.4 二元喷管的气动/隐身与飞/发综合设计 |
| 2.4 综合飞/发控制 |
| 2.4.1 飞/发综合控制管理技术 |
| 2.4.2 复杂流场大气测量技术 |
| 2.4.3 飞/发综合控制律设计技术 |
| 1）飞机气动与矢量喷管的一致性控制 |
| 2）大迎角区的稳定飞行 |
| 3）强非线性和高不确定性解决方法 |
| 2.4.4 过失速飞行品质评定方法 |
| 2.4.5 过失速飞行安全保护与恢复技术 |
| 2.5 战斗机推力矢量飞行验证 |
| 2.5.1 高风险飞行验证策略 |
| 2.5.2 全相似缩比试飞技术验证 |
| 1）缩比准则 |
| 2）缩比飞机系统架构 |
| 3）缩比试飞科目设计 |
| 2.5.3 虚/实模型矫正技术 |
| 3 应用方向及展望 |
| 3.1 主要应用方向 |
| 3.1.1 提升近距空战能力 |
| 3.1.2 提高部署适应性 |
| 3.1.3 提升飞行安全 |
| 3.1.4 优化平台气动隐身特性 |
| 3.2 应用展望 |
| 3.2.1 智能空战 |
| 3.2.2 飞/发一体化设计 |
| 3.2.3 超声速无尾布局 |
| 4 结论 |
（3）发动机激波诱导矢量喷管的流动特性研究（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 流体推力矢量技术 |
| 1.3 激波矢量控制法国内外研究现状 |
| 1.4 本文研究内容 |
| 第2章 傅里叶模态分解技术 |
| 第3章 数值计算模型与计算设置 |
| 3.1 数值计算模型 |
| 3.1.1 控制方程 |
| 3.1.2 分离涡模拟数值方法 |
| 3.2 计算参数及设置 |
| 3.2.1 几何模型及网格 |
| 3.2.2 计算方法设置 |
| 3.2.3 网格独立性验证 |
| 第4章 气动参数对激波诱导矢量喷管性能影响 |
| 4.1 计算结果验证 |
| 4.1.1 单缝矢量喷管计算结果验证 |
| 4.1.2 双缝矢量喷管计算结果验证 |
| 4.2 激波诱导矢量喷管流动机理 |
| 4.3 主流落压比对喷管性能的影响 |
| 4.3.1 单缝矢量喷管性能变化 |
| 4.3.2 双缝矢量喷管性能变化 |
| 4.4 二次流压比对喷管性能的影响 |
| 4.4.1 单缝矢量喷管性能变化 |
| 4.4.2 双缝矢量喷管性能变化 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 激波诱导矢量喷管流场分析 |
| 5.1 单缝矢量喷管流场分析 |
| 5.1.1 流场结构分析 |
| 5.1.2 喷管对称面流线分布 |
| 5.1.3 喷管对称面马赫数分布 |
| 5.1.4 喷管对称面压力系数分布 |
| 5.1.5 喷管对称面涡量系数分布 |
| 5.1.6 喷管对称面熵增分布 |
| 5.1.7 喷管对称面密度梯度分布 |
| 5.1.8 喷管对称面脉动压力均方根分布 |
| 5.2 双缝矢量喷管流场分析 |
| 5.2.1 流场结构分析 |
| 5.2.2 喷管对称面流线分布 |
| 5.2.3 喷管对称面马赫数分布 |
| 5.2.4 喷管对称面压力系数分布 |
| 5.2.5 喷管对称面涡量系数分布 |
| 5.2.6 喷管对称面熵增分布 |
| 5.2.7 喷管对称面密度梯度分布 |
| 5.2.8 喷管对称面脉动压力均方根分布 |
| 5.3 本章小结 |
| 第6章 矢量喷管的傅里叶模态分解 |
| 6.1 单缝矢量喷管FMD结果与分析 |
| 6.1.1 流场频谱特性 |
| 6.1.2 平均流模态 |
| 6.1.3 FMD一阶模态 |
| 6.1.4 FMD二阶模态 |
| 6.2 双缝矢量喷管FMD结果与分析 |
| 6.2.1 流场频谱特性 |
| 6.2.2 平均流模态 |
| 6.2.3 FMD一阶模态 |
| 6.2.4 FMD二阶模态 |
| 6.3 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）垂直式二次流道推力矢量喷管性能分析与结构优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究意义 |
| 1.2 射流矢量控制技术概述 |
| 1.3 射流式推力矢量喷管国内外技术发展研究现状 |
| 1.3.1 国外技术发展研究概述 |
| 1.3.2 国内技术发展研究概述 |
| 1.4 本文研究的主要内容 |
| 第二章 推力矢量喷管设计理论基础 |
| 2.1 流体力学理论基础 |
| 2.2 激波原理 |
| 2.2.1 正激波原理 |
| 2.2.2 斜激波原理 |
| 2.3 拉瓦尔喷管的基本原理 |
| 2.3.1 拉瓦尔管的流动参数 |
| 2.3.2 拉瓦尔管的概述 |
| 本章小结 |
| 第三章 垂直式二次流道推力矢量喷管结构设计 |
| 3.1 推力矢量喷管工作原理 |
| 3.2 主喷管结构设计 |
| 3.3 二次流室构型分析 |
| 本章小结 |
| 第四章 垂直式二次流道推力矢量喷管的流场仿真 |
| 4.1 计算流体力学理论基础 |
| 4.2 仿真软件介绍 |
| 4.3 网格划分与求解条件设定 |
| 4.3.1 分区划分网格及加密 |
| 4.3.2 边界条件及求解参数设定 |
| 4.4 仿真结果分析 |
| 4.4.1 压力云图对比 |
| 4.4.2 落压比NPR对推力矢量角的影响 |
| 4.4.3 二次流压比SPR对推力矢量角的影响 |
| 4.4.4 二次流道与喷管出口距离e对推力矢量角的影响 |
| 4.4.5 二次流室楔角δ_1对推力矢量角的影响 |
| 4.4.6 前真空室宽度w_1对推力矢量角的影响 |
| 4.4.7 二次流室斜壁面偏转角γ对推力矢量角的影响 |
| 本章小结 |
| 第五章 垂直式推力矢量喷管的结构优化 |
| 5.1 优化软件介绍 |
| 5.1.1 Isight优化软件介绍 |
| 5.2 DOE试验设计 |
| 5.2.1 DOE概述 |
| 5.2.2 试验流程设计 |
| 5.3 近似模型方法(Approximation models) |
| 5.4 优化计算 |
| 5.4.1 多岛遗传算法(MIGA)寻找最优解 |
| 5.4.2 模拟退火法(ASA)寻找最优解 |
| 本章小结 |
| 第六章 优化结果分析 |
| 6.1 喷管推力矢量角分析 |
| 6.2 喷管上下壁面压力分析 |
| 6.3 喷管速度流场分析 |
| 6.4 喷管涡流流场分析 |
| 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（5）短距/垂直起降推进系统综合建模研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究状况 |
| 1.2.1 短距/垂直起降推进系统研究状况 |
| 1.2.2 变涵道比风扇特性研究状况 |
| 1.2.3 轴对称矢量喷管研究状况 |
| 1.3 论文内容安排 |
| 第二章 带升力风扇的垂直起降推进系统建模研究 |
| 2.1 短距/垂直起降推进系统结构与工作机理研究 |
| 2.2 垂直起降推进系统性能参数验算研究 |
| 2.3 对转升力风扇系统多学科耦合综合建模研究 |
| 2.3.1 升力风扇进气口附加阻力建模研究 |
| 2.3.2 进口导叶可调的对转升力风扇建模研究 |
| 2.3.3 VAVB百叶窗式喷管及升力风扇综合性能建模研究 |
| 2.4 主发动机建模研究 |
| 2.5 带升力风扇的发动机建模及仿真研究 |
| 2.5.1 常规升力风扇系统建模研究 |
| 2.5.2 对转升力风扇建模研究 |
| 2.5.3 带升力风扇的发动机综合建模与仿真 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 面向变涵道比的准二维风扇建模研究 |
| 3.1 考虑涵道比变化的风扇模型分析 |
| 3.2 准二维风扇模型建模原理 |
| 3.2.1 常规状态下准二维风扇模型与特性计算 |
| 3.2.2 变涵道比下准二维风扇模型与特性计算 |
| 3.3 风扇设计点建模仿真及叶片角度设计 |
| 3.3.1 风扇叶片角度设计方法研究 |
| 3.3.2 准二维风扇模型设计点仿真 |
| 3.4 非设计点风扇常规状态仿真 |
| 3.5 非设计点风扇变涵道比仿真 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 基于空间运动学的轴对称矢量喷管建模研究 |
| 4.1 轴对称矢量喷管空间运动学建模分析 |
| 4.2 轴对称矢量喷管空间运动学模型仿真 |
| 4.2.1 矢量偏转角影响规律研究 |
| 4.2.2 矢量方位角影响规律研究 |
| 4.3 基于矢量轨迹可控的喷管偏转规律研究初探 |
| 4.3.1 偏转规律设计理论 |
| 4.3.2 偏转规律仿真及验证 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 本文工作总结 |
| 5.2 本文工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（6）固体火箭发动机流体喉部喷管动态特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 .研究背景和意义 |
| 1.2 .国内外研究进展综述 |
| 1.2.1 .流体喉部喷管 |
| 1.2.2 .射流推力矢量 |
| 1.2.3 .射流控制的动态特性研究 |
| 1.2.4 .其他方面的应用研究 |
| 1.3 .本文主要研究内容 |
| 1.4 .论文章节及结构安排 |
| 第2章 数值仿真模型与初步理论分析 |
| 2.1 .射流喷射工作过程数值模型 |
| 2.1.1 .基本假设 |
| 2.1.2 .控制方程 |
| 2.1.3 .湍流模型 |
| 2.1.4 .壁面函数 |
| 2.1.5 .求解方法 |
| 2.1.6 .计算验证 |
| 2.2 .流体喉部喷管推力调节原理 |
| 2.2.1 .喉部面积调节原理 |
| 2.2.2 .射流调节相关参数 |
| 2.2.3 .FNT垂直喷注理论模型 |
| 2.3 .本章小结 |
| 第3章 流体喉部喷管技术稳态特性研究 |
| 3.1 .数值计算条件 |
| 3.1.1 .物理模型 |
| 3.1.2 .计算网格 |
| 3.1.3 .边界条件 |
| 3.2 .典型流动特征分析 |
| 3.3 .射流工质参数的影响 |
| 3.3.1 .射流温度 |
| 3.3.2 .射流摩尔质量 |
| 3.4 .射流与燃气反应 |
| 3.4.1 .模型及方法 |
| 3.4.2 .结果分析 |
| 3.5 .射流注射结构的影响 |
| 3.5.1 .注射角度 |
| 3.5.2 .注射面积 |
| 3.6 .本章小结 |
| 第4章 流体喉部喷管技术动态特性研究 |
| 4.1 .惰性射流喷射动态过程 |
| 4.1.1 .启动射流注射过程分析 |
| 4.1.2 .关闭射流注射过程分析 |
| 4.2 .推进剂压力指数的影响 |
| 4.3 .射流与燃气反应 |
| 4.4 .射流注射结构的影响 |
| 4.4.1 .注射角度 |
| 4.4.2 .射流注射面积 |
| 4.5 .射流工质参数的影响 |
| 4.5.1 .射流温度 |
| 4.5.2 .射流摩尔质量 |
| 4.6 .喉部射流对喷管阻尼特性的影响 |
| 4.6.1 .喷管阻尼及计算方法 |
| 4.6.2 .计算模型及计算模型验证 |
| 4.6.3 .气动喉部的喷管阻尼分析 |
| 4.7 .本章小结 |
| 第5章 流体喉部喷管+激波诱导技术研究 |
| 5.1 .数值计算条件 |
| 5.1.1 .物理模型 |
| 5.1.2 .计算网格 |
| 5.1.3 .边界条件 |
| 5.2 .FNT结合TVC稳态过程研究 |
| 5.2.1 .壁面压力 |
| 5.2.2 .射流流量的影响 |
| 5.2.3 .其他影响因素 |
| 5.3 .FNT结合TVC动态响应特性研究 |
| 5.3.1 .喉部射流对扩张段射流喷注的影响 |
| 5.3.2 .扩张段射流对喉部射流喷注的影响 |
| 5.4 .本章小结 |
| 第6章 射流实验与仿真对比研究 |
| 6.1 .射流推力控制实验系统 |
| 6.1.1 .冷流实验系统 |
| 6.1.2 .热试实验系统 |
| 6.2 .实验结果与仿真对比分析 |
| 6.2.1 .冷流实验结果 |
| 6.2.2 .热试实验结果 |
| 6.3 .本章小结 |
| 第7章 结论与展望 |
| 7.1 .本文研究总结 |
| 7.2 .本文创新点 |
| 7.3 .进一步研究建议及展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（7）流体推力矢量技术研究综述（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 主要流体推力矢量方法 |
| 1.1 激波矢量法 |
| 1.2 喉道偏斜法 |
| 1.3 逆流控制方法 |
| 1.4 同向二次流控制方法 |
| 2 矢量能力与效率 |
| 3 新概念流体推力矢量方法 |
| 3.1 合成射流控制方法 |
| 3.2 Coanda效应喷管 |
| 3.3 引射效应矢量喷管 |
| 4 结束语 |
（8）矢量喷管关键件的自动柔性化及偏转效率仿真开发（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状及发展趋势 |
| 1.2.1 矢量喷管国外研究状况 |
| 1.2.2 矢量喷管国内研究状况 |
| 1.3 论文主要内容及创新点 |
| 1.3.1 论文研究的主要内容 |
| 1.3.2 论文主要创新点 |
| 1.3.3 论文章节安排 |
| 第2章 HyperMesh二次开发综述及刚柔耦合系统动力学理论 |
| 2.1 HyperMesh二次开发综述 |
| 2.1.1 二次开发资源 |
| 2.1.2 开发环境及工具 |
| 2.1.3 二次开发基础知识 |
| 2.1.4 创建脚本 |
| 2.1.5 运行脚本 |
| 2.1.6 小结 |
| 2.2 多柔体系统动力学建模理论 |
| 2.2.1 柔性体上点的位置、速度和加速度向量 |
| 2.2.2 多柔体系统动力学方程的建立 |
| 2.2.3 固定界面模态综合法——Craig-Bampton方法 |
| 2.2.4 修正的Craig-Bampton方法 |
| 第3 章基于HyperMesh的矢量喷管关键件自动柔性化处理 |
| 3.1 关键部件的手动网格划分和柔性化建模 |
| 3.2 自动网格划分整体思路 |
| 3.3 HyperMesh自动柔性化处理二次开发 |
| 3.3.1 几何清理和修改模型的参数 |
| 3.3.2 创建userpage.mac文件 |
| 3.3.3 参数的设置和修改 |
| 3.3.4 proc过程函数 |
| 3.3.5 收敛骨架网格自动划分 |
| 3.3.6 收敛骨架的柔性化建模 |
| 3.3.7 文件导出 |
| 3.3.8 获取收敛骨架中面柔性线的节点ID号 |
| 3.4 矢量喷管关键件的自动柔性化处理流程 |
| 3.4.1 检查工作路径中的必要文件 |
| 3.4.2 流程 |
| 3.5 小结 |
| 第4章 AVEN刚柔耦合多体系统动力学参数化建模 |
| 4.1 AVEN的结构与运动分析 |
| 4.2 作动筒驱动的添加 |
| 4.2.1 A9 作动筒控制规律 |
| 4.2.2 A8 作动筒控制规律 |
| 4.3 A8 滚子与收敛骨架接触的柔性线线高副约束简化建模 |
| 4.3.1 收敛骨架的柔性化 |
| 4.3.2 约束的添加 |
| 4.3.3 柔性线的实现 |
| 4.3.4 A8 滚子驱动角的解算及实现 |
| 4.4 AVEN刚柔耦合系统参数化自动建模软件开发 |
| 4.4.1 总体建模界面开发 |
| 4.4.2 细节建模界面开发 |
| 4.5 小结 |
| 第5章 仿真计算及结果分析 |
| 5.1 Delta9和Delta9_Real比较 |
| 5.2 零件柔性对偏转效率的影响 |
| 5.3 骨架侧面与滚子支耳间隙对A8 环质心的影响 |
| 5.4 A8 作动筒载荷 |
| 5.5 初始相位角对偏转角的影响 |
| 5.6 小结 |
| 结论 |
| 1.工作总结 |
| 2.收获、感想与展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表论文清单 |
| 致谢 |
（9）固定几何气动矢量喷管流动机理及性能评估技术研究（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 研究进展及现状 |
| 1.2.1 机械式推力矢量喷管的研究现状 |
| 1.2.2 固定几何气动矢量喷管的研究现状 |
| 1.3 固定几何气动矢量喷管的关键问题 |
| 1.3.1 固定几何气动矢量喷管的流动机理 |
| 1.3.2 固定几何气动矢量喷管的性能评估 |
| 1.4 论文主要内容 |
| 第二章 数值计算方法及验证 |
| 2.1 数值计算方法 |
| 2.1.1 控制方程 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.1.3 温度对物性参数的影响 |
| 2.1.4 边界条件及初始化 |
| 2.1.5 计算收敛准则 |
| 2.2 典型流动特征数值验证 |
| 2.2.1 二维自由横向射流验证 |
| 2.2.2 受限空间横向射流验证 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 固定几何气动矢量喷管数值模拟及试验研究 |
| 3.1 激波矢量喷管的工作机制、流动机理及性能参数定义 |
| 3.1.1 激波矢量喷管的工作机制 |
| 3.1.2 激波矢量喷管的性能参数及定义 |
| 3.1.3 激波矢量喷管的流动机理 |
| 3.2 气动参数对激波矢量喷管性能的影响 |
| 3.2.1 喷管落压比对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.2.2 二次流压比对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.2.3 喷管进口总温对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.2.4 自由来流Ma对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.3 几何参数对激波矢量喷管性能的影响 |
| 3.3.1 二次流喷口面积对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.3.2 二次流喷射角度对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.3.3 二次流喷口相对位置对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.3.4 二次流喷口管无量纲展向长度对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.3.5 多孔喷射对激波矢量喷管推力矢量性能的影响 |
| 3.3.6 不同喷管类型对推力矢量性能的影响 |
| 3.4 激波矢量喷管的动态响应特性 |
| 3.4.1 推力矢量建立过程 |
| 3.4.2 推力矢量恢复过程 |
| 3.5 二元激波矢量喷管试验研究 |
| 3.5.1 试验模型、设备及试验步骤 |
| 3.5.2 试验结果 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 固定几何气动矢量喷管改进方案研究 |
| 4.1 插板/激波矢量喷管的流动特征及推力矢量性能 |
| 4.1.1 插板/激波矢量喷管的结构及基本原理 |
| 4.1.2 插板高度对插板/激波矢量喷管的影响 |
| 4.1.3 插板位置对插板/激波矢量喷管的影响 |
| 4.2 辅助喷射激波矢量喷管的流动特征及推力矢量性能 |
| 4.2.1 辅助喷射激波矢量喷管的结构及基本原理 |
| 4.2.2 辅助喷射位置对激波矢量喷管的影响 |
| 4.2.3 辅助喷射面积对激波矢量喷管的影响 |
| 4.2.4 辅助喷射角度对激波矢量喷管的影响 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 固定几何气动矢量喷管喉部面积控制研究 |
| 5.1 气动喉部面积控制喷管的原理及喷管流动结构 |
| 5.1.1 气动喉部面积控制喷管的基本原理及相关定义 |
| 5.1.2 气动喉部面积控制喷管的有限体积分析 |
| 5.1.3 气动喉部面积控制喷管的基本流动特性 |
| 5.2 气动参数对喉部面积控制率的影响 |
| 5.2.1 喷管落压比对喉部面积控制率的影响 |
| 5.2.2 二次流压比对喉部面积控制率的影响 |
| 5.3 几何参数对喉部面积控制率的影响 |
| 5.3.1 二次流喷口面积对喉部面积控制率的影响 |
| 5.3.2 二次流喷射位置对喉部面积控制率的影响 |
| 5.3.3 二次流喷射角度对喉部面积控制率的影响 |
| 5.4 辅助喷射提高气动喉部面积控制率的研究 |
| 5.4.1 带辅助喷射的流场特性 |
| 5.4.2 辅助喷射面积对喉部面积控制率的影响 |
| 5.4.3 辅助喷射角度对喉部面积控制率的影响 |
| 5.5 气动喉部面积控制的动态响应特性 |
| 5.5.1 二次流喷射开启过程 |
| 5.5.2 二次流喷射关闭过程 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 固定几何气动矢量喷管的红外辐射特性研究 |
| 6.1 红外辐射数值模拟程序JPRL-IR |
| 6.1.1 红外辐射数值模拟总体方案 |
| 6.1.2 壁面有效辐射亮度计算 |
| 6.1.3 气体辐射特性计算方法及验证 |
| 6.1.4 探测点红外辐射计算 |
| 6.2 激波矢量喷管的红外辐射特性 |
| 6.2.1 激波矢量喷管的流场特性 |
| 6.2.2 激波矢量喷管的红外辐射特性 |
| 6.2.3 二次流喷射对燃气红外辐射特性的影响 |
| 6.2.4 二次流喷射位置对激波矢量喷管的红外辐射特性影响 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 固定几何气动矢量喷管整机耦合特性研究 |
| 7.1 固定几何气动矢量喷管整机匹配方法概述 |
| 7.2 固定几何气动矢量喷管的近似建模 |
| 7.2.1 近似建模技术概述 |
| 7.2.2 推力矢量近似建模 |
| 7.2.3 喉部面积控制近似建模 |
| 7.3 带引气的航空发动机总体建模 |
| 7.3.1 航空发动机共同工作建模 |
| 7.3.2 压缩部件引气模型 |
| 7.4 推力矢量模型与发动机整机耦合及评估 |
| 7.4.1 推力矢量模型与发动机整机耦合方法 |
| 7.4.2 推力矢量模型与发动机整机耦合评估 |
| 7.5 喉部面积控制模型与发动机整机耦合及评估 |
| 7.5.1 喉部面积控制模型与发动机整机耦合方法 |
| 7.5.2 喉部面积控制模型与发动机整机耦合评估 |
| 7.6 本章小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 主要研究结论 |
| 8.2 主要创新点 |
| 8.3 后续可进行的工作 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表学术论文及其他成果 |
（10）逆流推力矢量喷管气动参数数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及研究意义 |
| 1.2 研究现状 |
| 1.2.1 推力矢量技术的发展 |
| 1.2.2 流动控制推力矢量技术的研究 |
| 1.2.3 逆流控制推力矢量技术的研究 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 逆流推力矢量喷管性能参数计算方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 喷管性能参数计算方法 |
| 2.3 数值方法简介 |
| 2.3.1 有限体积法 |
| 2.3.2 基本方程 |
| 2.3.3 湍流模型 |
| 2.3.4 边界条件 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 二元推力矢量喷管气动参数研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 模型建立 |
| 3.3 数值模拟与结果分析 |
| 3.3.1 无外流性能参数分析及实验对比 |
| 3.3.2 外流马赫数对性能参数的影响 |
| 3.3.3 外流角度对性能参数的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 三维多轴推力矢量喷管气动参数研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 模型建立 |
| 4.3 数值模拟与结果分析 |
| 4.3.1 无外流性能参数分析及实验对比 |
| 4.3.2 外流马赫数对性能参数的影响 |
| 4.3.3 外流角度对性能参数的影响 |
| 4.3.4 三维矢量角合成性能研究 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 二维推力矢量喷管非定常过程研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 模型建立 |
| 5.3 数值模拟与结果分析 |
| 5.3.1 非定常过程对性能参数的影响 |
| 5.3.2 非定常过程对流场结构的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士期间已发表的学术论文 |
| 致谢 |
四、轴对称推力矢量控制技术特点（论文参考文献）
- [1]飞行器推力矢量喷管研究综述[J]. 崔祚,汪阳生. 飞航导弹, 2021
- [2]战斗机推力矢量关键技术及应用展望[J]. 王海峰. 航空学报, 2020(06)
- [3]发动机激波诱导矢量喷管的流动特性研究[D]. 栾思琦. 沈阳航空航天大学, 2020(04)
- [4]垂直式二次流道推力矢量喷管性能分析与结构优化[D]. 王彦琪. 大连交通大学, 2019(08)
- [5]短距/垂直起降推进系统综合建模研究[D]. 符大伟. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [6]固体火箭发动机流体喉部喷管动态特性研究[D]. 郭常超. 北京理工大学, 2018(07)
- [7]流体推力矢量技术研究综述[J]. 肖中云,江雄,牟斌,陈作斌. 实验流体力学, 2017(04)
- [8]矢量喷管关键件的自动柔性化及偏转效率仿真开发[D]. 徐子豪. 北京理工大学, 2016(03)
- [9]固定几何气动矢量喷管流动机理及性能评估技术研究[D]. 史经纬. 西北工业大学, 2015(01)
- [10]逆流推力矢量喷管气动参数数值研究[D]. 陈川. 北京工业大学, 2013(03)