渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機

第1章 緒論
1．1 定義和內(nèi)涵
1．2 主要優(yōu)勢和主要特點
1．3 主要類型
1．4 主要技術挑戰(zhàn)
1．5 國內(nèi)外技術發(fā)展現(xiàn)狀和趨勢
1．6 展望與對策
1．7 本書導讀
參考文獻
第2章 渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機典型構型和應用
2．1 渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機典型構型
2．1．1 串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機
2．1．2 并聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機
2．1．3 超聲速強預冷渦輪發(fā)動機
2．1．4 “三噴氣”組合循環(huán)發(fā)動機
2．1．5 膨脹循環(huán)空氣渦輪沖壓發(fā)動機
2．1．6 深冷渦噴-火箭組合循環(huán)發(fā)動機
2．2 渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的主要用途
2．2．1 軍用飛行器動力
2．2．2 民用飛行器動力
2．2．3 空天飛行器動力
參考文獻
第3章 渦輪沖壓組合發(fā)動機總體方案和循環(huán)分析
3．1 渦輪沖壓組合發(fā)動機需求分析
3．2 渦輪沖壓組合發(fā)動機循環(huán)分析
3．3 變循環(huán)渦輪沖壓串聯(lián)組合發(fā)動機的結構特點
3．4 渦輪沖壓組合發(fā)動機總體仿真建模
3．5 串聯(lián)式組合發(fā)動機變比熱容部件級性能模型算法研究
3．5．1 氣體熱力性質(zhì)
3．5．2 部件特性及其出口氣流參數(shù)計算
3．5．3 發(fā)動機共同工作點的確定
3．5．4 發(fā)動機非線性方程組Newton-Raphson數(shù)值求解方法
3．5．5 變循環(huán)渦輪沖壓組合發(fā)動機模型校核
3．6 渦輪沖壓組合發(fā)動機串聯(lián)方案
3．6．1 渦扇模式初步方案設計參數(shù)選取
3．6．2 沖壓模式的初步方案設計
3．7 渦輪／沖壓模式轉換控制規(guī)律研究
3．7．1 模式轉換過程的控制變量和控制目標
3．7．2 渦輪／沖壓模式轉換過程過渡態(tài)模型及多變量控制規(guī)律研究
3．7．3 模式轉換過程中的優(yōu)化問題抽象
3．7．4 多變量多目標優(yōu)化算法研究
3．7．5 Newton-Raphson目標規(guī)劃算法研究
3．7．6 Newton-Raphson目標規(guī)劃算法有效性驗證
3．7．7 轉換過程控制規(guī)律進行多目標規(guī)劃后的過渡態(tài)仿真
3．8 進氣道／串聯(lián)組合發(fā)動機性能匹配
3．8．1 高超聲速混壓進氣道設計原則
3．8．2 混壓進氣道外壓縮波系設計
3．8．3 混壓進氣道內(nèi)壓縮波系設計
3．8．4 附面層抽吸流量估算
3．8．5 進氣道壓縮斜板和喉道幾何參數(shù)的計算
3．8．6 擴壓段總壓恢復系數(shù)計算
3．8．7 高超聲速混壓進氣道外流阻力估算
3．8．8 組合發(fā)動機進氣道幾何調(diào)節(jié)研究
3．9 串聯(lián)組合發(fā)動機／噴管性能匹配
3．9．1 二元收擴噴管主要幾何尺寸設計及調(diào)節(jié)原則
3．9．2 二元對稱可調(diào)斜板收擴噴管特性估算算法
3．9．3 幾何調(diào)整對噴管推力系數(shù)的影響
3．1 0進氣道／組合發(fā)動機／噴管一體化設計方案
3．1 0．1 進氣道／組合發(fā)動機／噴管主要設計參數(shù)的選取及設計點性能
3．1 0．2 進氣道／組合發(fā)動機／噴管一體化控制規(guī)律優(yōu)化結果
3．1 0．3 組合發(fā)動機沿飛行軌跡的穩(wěn)態(tài)安裝性能
參考文獻
第4章 渦輪沖壓組合發(fā)動機加力／沖壓燃燒室
4．1 TBCC加力／沖壓燃燒室工作環(huán)境和設計需求
4．2 TBCC加力／沖壓燃燒室研究現(xiàn)狀
4．2．1 日本HYPR計劃沖壓燃燒室
4．2．2 美國RTA計劃沖壓燃燒室
4．2．3 我國的TBCC加力／沖壓燃燒室研究
4．3 TBCC加力／沖壓燃燒室設計方法及方案
4．3．1 加力／沖壓燃燒室的性能估算方法
4．3．2 串聯(lián)式TBCC加力／沖壓燃燒室設計方案
4．3．3 并聯(lián)式TBCC加力／沖壓燃燒室設計方案
4．3．4 TBCC加力／沖壓燃燒室設計小結
4．4 TBCC加力／沖壓燃燒室火焰穩(wěn)定技術
4．4．1 試驗裝置及數(shù)據(jù)處理方法
4．4．2 值班火焰穩(wěn)定器
4．4．3 可變幾何火焰穩(wěn)定器
4．4．4 支板火焰穩(wěn)定器
4．4．5 火焰穩(wěn)定技術小結
4．5 本章小結
參考文獻
第5章 渦輪沖壓組合發(fā)動機排氣系統(tǒng)
5．1 排氣系統(tǒng)工作環(huán)境和設計需求
5．1．1 高超聲速飛行器對排氣系統(tǒng)的需求
5．1．2 單邊膨脹噴管的概念和特點
5．2 排氣系統(tǒng)氣動方案設計
5．2．1 主要幾何參數(shù)確定
5．2．2 SERN模型流道設計
5．2．3 SERN模型其他參數(shù)設計
5．2．4 SERN模型流路設計
5．3 SERN模型運動機構設計
5．3．1 設計要求和主要技術難點
5．3．2 SERN喉道設計方案
5．3．3 可調(diào)SERN方案設計
5．3．4 運動機構設計小結
5．4 SERN內(nèi)特性模型試驗方法和裝置
5．4．1 噴管試驗臺的組成
5．4．2 試驗測量內(nèi)容
5．4．3 試驗步驟
5．4．4 試驗誤差分析和置信度分析
5．5 SERN內(nèi)特性模型試驗和數(shù)值模擬研究
5．5．1 膨脹面型線對SERN性能的影響
5．5．2 下腹板長度對SERN性能影響
5．5．3 整體氣動流路對SERN性能影響
5．5．4 側壁構型對SERN性能影響
5．5．5 膨脹面長度對SERN性能影響
5．5．6 噴管喉道寬高比對SERN性能影響
5．5．7 小結
參考文獻
第6章 渦輪沖壓組合發(fā)動機進氣系統(tǒng)
6．1 概述
6．2 TBCC發(fā)動機進氣道的特征和設計基礎
6．2．1 進氣道的基本設計要求
6．2．2 進氣道的結構類型
6．2．3 進氣道特性對推進系統(tǒng)性能的影響
6．2．4 超聲速進氣道的起動問題
6．2．5 Oswatitsch的波系理論
6．3 TBCC發(fā)動機進氣道和擴壓器設計方法
6．3．1 高超聲速飛行器／進氣道一體化設計問題
6．3．2 高超聲速進氣道設計過程中主要參數(shù)確定的總原則
6．3．3 高超聲速進氣道設計步驟
6．3．4 TBCC發(fā)動機進氣道特性計算方法
6．4 TBCC發(fā)動機進氣道型面設計和特性計算結果
6．4．1 TBCC發(fā)動機推進系統(tǒng)設計點選擇
6．4．2 TBCC發(fā)動機高超聲速進氣道設計方案和主要參數(shù)
6．4．3 設計狀態(tài)TBCC發(fā)動機進氣道特性
6．4．4 沿飛行軌跡TBCC發(fā)動機進氣道特性
6．4．5 展望
參考文獻