渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)

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(diǎn)
1．3 主要類型
1．4 主要技術(shù)挑戰(zhàn)
1．5 國內(nèi)外技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀和趨勢
1．6 展望與對策
1．7 本書導(dǎo)讀
參考文獻(xiàn)
第2章 渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)典型構(gòu)型和應(yīng)用
2．1 渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)典型構(gòu)型
2．1．1 串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)
2．1．2 并聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)
2．1．3 超聲速強(qiáng)預(yù)冷渦輪發(fā)動機(jī)
2．1．4 “三噴氣”組合循環(huán)發(fā)動機(jī)
2．1．5 膨脹循環(huán)空氣渦輪沖壓發(fā)動機(jī)
2．1．6 深冷渦噴-火箭組合循環(huán)發(fā)動機(jī)
2．2 渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)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(xiàn)
第3章 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)總體方案和循環(huán)分析
3．1 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)需求分析
3．2 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)循環(huán)分析
3．3 變循環(huán)渦輪沖壓串聯(lián)組合發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)
3．4 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)總體仿真建模
3．5 串聯(lián)式組合發(fā)動機(jī)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(jì)算
3．5．3 發(fā)動機(jī)共同工作點(diǎn)的確定
3．5．4 發(fā)動機(jī)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(jī)模型校核
3．6 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)串聯(lián)方案
3．6．1 渦扇模式初步方案設(shè)計(jì)參數(shù)選取
3．6．2 沖壓模式的初步方案設(shè)計(jì)
3．7 渦輪／沖壓模式轉(zhuǎn)換控制規(guī)律研究
3．7．1 模式轉(zhuǎn)換過程的控制變量和控制目標(biāo)
3．7．2 渦輪／沖壓模式轉(zhuǎn)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(zhuǎn)換過程中的優(yōu)化問題抽象
3．7．4 多變量多目標(biāo)優(yōu)化算法研究
3．7．5 Newton-Raphson目標(biāo)規(guī)劃算法研究
3．7．6 Newton-Raphson目標(biāo)規(guī)劃算法有效性驗(yàn)證
3．7．7 轉(zhuǎn)換過程控制規(guī)律進(jìn)行多目標(biāo)規(guī)劃后的過渡態(tài)仿真
3．8 進(jìn)氣道／串聯(lián)組合發(fā)動機(jī)性能匹配
3．8．1 高超聲速混壓進(jìn)氣道設(shè)計(jì)原則
3．8．2 混壓進(jìn)氣道外壓縮波系設(shè)計(jì)
3．8．3 混壓進(jìn)氣道內(nèi)壓縮波系設(shè)計(jì)
3．8．4 附面層抽吸流量估算
3．8．5 進(jìn)氣道壓縮斜板和喉道幾何參數(shù)的計(jì)算
3．8．6 擴(kuò)壓段總壓恢復(fù)系數(shù)計(jì)算
3．8．7 高超聲速混壓進(jìn)氣道外流阻力估算
3．8．8 組合發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道幾何調(diào)節(jié)研究
3．9 串聯(lián)組合發(fā)動機(jī)／噴管性能匹配
3．9．1 二元收擴(kuò)噴管主要幾何尺寸設(shè)計(jì)及調(diào)節(jié)原則
3．9．2 二元對稱可調(diào)斜板收擴(kuò)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(jìn)氣道／組合發(fā)動機(jī)／噴管一體化設(shè)計(jì)方案
3．1 0．1 進(jìn)氣道／組合發(fā)動機(jī)／噴管主要設(shè)計(jì)參數(shù)的選取及設(shè)計(jì)點(diǎn)性能
3．1 0．2 進(jìn)氣道／組合發(fā)動機(jī)／噴管一體化控制規(guī)律優(yōu)化結(jié)果
3．1 0．3 組合發(fā)動機(jī)沿飛行軌跡的穩(wěn)態(tài)安裝性能
參考文獻(xiàn)
第4章 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)加力／沖壓燃燒室
4．1 TBCC加力／沖壓燃燒室工作環(huán)境和設(shè)計(jì)需求
4．2 TBCC加力／沖壓燃燒室研究現(xiàn)狀
4．2．1 日本HYPR計(jì)劃沖壓燃燒室
4．2．2 美國RTA計(jì)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(shè)計(jì)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(shè)計(jì)方案
4．3．3 并聯(lián)式TBCC加力／沖壓燃燒室設(shè)計(jì)方案
4．3．4 TBCC加力／沖壓燃燒室設(shè)計(jì)小結(jié)
4．4 TBCC加力／沖壓燃燒室火焰穩(wěn)定技術(shù)
4．4．1 試驗(yàn)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(shù)小結(jié)
4．5 本章小結(jié)
參考文獻(xiàn)
第5章 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)排氣系統(tǒng)
5．1 排氣系統(tǒng)工作環(huán)境和設(shè)計(jì)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(diǎn)
5．2 排氣系統(tǒng)氣動方案設(shè)計(jì)
5．2．1 主要幾何參數(shù)確定
5．2．2 SERN模型流道設(shè)計(jì)
5．2．3 SERN模型其他參數(shù)設(shè)計(jì)
5．2．4 SERN模型流路設(shè)計(jì)
5．3 SERN模型運(yùn)動機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)
5．3．1 設(shè)計(jì)要求和主要技術(shù)難點(diǎn)
5．3．2 SERN喉道設(shè)計(jì)方案
5．3．3 可調(diào)SERN方案設(shè)計(jì)
5．3．4 運(yùn)動機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)小結(jié)
5．4 SERN內(nèi)特性模型試驗(yàn)方法和裝置
5．4．1 噴管試驗(yàn)臺的組成
5．4．2 試驗(yàn)測量內(nèi)容
5．4．3 試驗(yàn)步驟
5．4．4 試驗(yàn)誤差分析和置信度分析
5．5 SERN內(nèi)特性模型試驗(yàn)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(cè)壁構(gòu)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(jié)
參考文獻(xiàn)
第6章 渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)
6．1 概述
6．2 TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的特征和設(shè)計(jì)基礎(chǔ)
6．2．1 進(jìn)氣道的基本設(shè)計(jì)要求
6．2．2 進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)類型
6．2．3 進(jìn)氣道特性對推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響
6．2．4 超聲速進(jìn)氣道的起動問題
6．2．5 Oswatitsch的波系理論
6．3 TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道和擴(kuò)壓器設(shè)計(jì)方法
6．3．1 高超聲速飛行器／進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)問題
6．3．2 高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)過程中主要參數(shù)確定的總原則
6．3．3 高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)步驟
6．3．4 TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道特性計(jì)算方法
6．4 TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道型面設(shè)計(jì)和特性計(jì)算結(jié)果
6．4．1 TBCC發(fā)動機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)點(diǎn)選擇
6．4．2 TBCC發(fā)動機(jī)高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案和主要參數(shù)
6．4．3 設(shè)計(jì)狀態(tài)TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道特性
6．4．4 沿飛行軌跡TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道特性
6．4．5 展望
參考文獻(xiàn)