一、旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究（论文文献综述）
邹汝平,陈韵,陈士超[1]（2021）在《武装直升机与空地导弹系统相容性分析》文中认为针对武装直升机与空地导弹的机-弹相容性问题,提出一种综合多因素的系统分析方法。从直升机旋翼下洗气流对初始弹道的影响、直升机飞行速度对初始弹道的影响、导弹发射过程中导弹弹道与直升机的相对位置关系、发动机喷流对直升机的影响等多角度,综合分析各种因素对载机和空地导弹的影响。该方法完善了直升机载空地导弹与载机相容性分析体系,可为直升机载空地导弹的机-弹相容性设计、攻击条件选择等提供技术支持。结果表明,直升机攻击时更高的飞行速度、合理的初始弹道设计以及减少发动机喷流可以提升武装直升机与空地导弹的相容性,仿真和实测数据结果验证了系统分析方法的有效性。
李聪聪[2]（2020）在《无人倾转旋翼飞行器双层盒式机翼气动设计及优化》文中研究表明倾转旋翼机是直升机和固定翼飞机的完美结合体,它不仅可以像直升机一样垂直起降、定点飞行,而且又可以像固定翼飞机一样高速巡航飞行。但是其复杂的结构也带来了许多气动问题。因此,本文在倾转旋翼机V-22和XV-15的基础上,提出一种双层盒式机翼无人倾转旋翼飞行器概念,并对无人倾转旋翼飞行器双层盒式机翼进行气动设计及优化。首先,开展双层盒式机翼气动布局设计,初步确定上机翼和下机翼的翼型、机翼面积、展弦比等主要设计参数。其次,进行了无人倾转旋翼飞行器CFD数值模拟方法研究。发展了一套贴体CFD网格生成方法和倾转旋翼机非定常数值计算方法,并通过标准算例验证本文数值模拟方法的有效性。然后,对双层盒式机翼无人倾转旋翼飞行器进行悬停和前飞模态下的数值计算及气动特性分析,着重分析无人倾转旋翼飞行器的气动效率,并与倾转旋翼机XV-15巡航气动效率比较分析。最后,基于iSIGHT平台进行多学科优化,以倾转旋翼机XV-15的气动效率为目标进行双层盒式机翼优化设计。综上,本文的主要内容是采用CFD方法对无人倾转旋翼飞行器进行数值模拟计算,并基于i SIGHT平台进行双层盒式机翼气动效率优化。
李斌,刘仙名[3]（2019）在《空空导弹气动外形演变历程及启示》文中研究指明总结了空空导弹气动设计特点,简要回顾了导弹空气动力学发展,介绍了不同时期典型空空导弹气动外形设计的独到之处,并结合在型号研制中遇到的工程实际问题和未来空战对空空导弹气动需求,提出了空空导弹气动设计面临的技术困难。
孙俊磊[4]（2018）在《菱形翼布局飞机总体气动外形的研究与应用》文中认为优异的气动和结构特性使菱形翼布局成为未来长航时无人机最有希望的候选布局形式之一。针对此布局前后翼流场强耦合情况下气动特性变化机理不明确;此特殊布局缺乏有效的优化设计方法和低雷诺数和螺旋桨滑流对此布局气动特性影响方面存在的问题,本文以高空长航时菱形翼布局无人机和低速长航时菱形翼布局无人机为研究对象,开展了菱形翼布局气动特性研究;针对传感器飞机的特殊使用要求,开展了基于相控阵雷达天线安装的翼型和三维机翼的优化设计研究。针对低雷诺数流动的特点,研究低速长航时菱形翼布局无人机在此状态下所具有的独特气动特性以及螺旋桨安装形式不同时滑流对此类构型无人机气动特性独特的影响。通过这些研究本文取得了如下具有创新性的成果:1、研究了菱形翼布局前后翼之间相互干扰的机理。通过研究表明,菱形翼布局的后翼对前翼有抑制流动分离和阻滞两方面的作用,但从总体上来说影响相对较小。前翼除了对后翼有下洗作用,其尾流对后翼的影响作用与尾流的强度有关。对于高空长航时菱形翼布局无人机,当尾流距离后翼表面较远时,强度较弱的尾流可以为后翼边界层内补充能量,增强其抵抗逆压梯度的能力。受此影响虽然后翼的升力特性变化不明显却能使流动转捩的位置后移,减少摩阻。但当尾流距离后翼表面较近或直接扫略后翼时,含有较大湍动能的尾流会与后翼边界层相互掺混,破坏其流场结构,减少后翼的升力特性并增加摩擦阻力。而对于低速长航时菱形翼布局无人机,由于前翼尾流的强度较弱,即使在前翼尾流直接扫略后翼时,后翼的升力特性也不会出现明显下降,反而由于尾流对后翼由于低雷诺数效应引起的层流分离具有抑制作用导致其升力特性会出现少量增加。2、提出了高空长航时菱形翼布局无人机的设计方法。由于高空长航时菱形翼布局无人机的俯仰力矩特性曲线具有明显非线性特性,分析后发现前翼尾流的直接扫掠导致后翼流场结构改变和后翼流动分离是其出现非线性区域的主要原因。而前后翼分离特性耦合导致全机出现俯仰力矩曲线‘上仰’现象。通过改变翼夹角能解决这一问题,使用正交错布局可以将前翼尾流直接流过后翼表面的迎角为调整为负值;而采用负交错布局,可以将此迎角出现的区域向后延伸以避开飞机的巡航状态的迎角,并与由于后翼分离导致的俯仰力矩‘上扬’现象合并减少其控制难度。但对于正交错式布局,前翼的下反及后掠和后翼的上反及前掠提供的横向静稳定性均会有相互抵消的作用,全机的横向稳定性较差,因此选择负交错布局较为合适。菱形翼布局前后翼的掠角会影响无人机的升力和结构特性,其选择与设计指标中的巡航速度有关。本文在研究的基础上分析了波音公司传感器飞机方案的设计思路并设计了应用构型。3、分析了翼型安装平面相控阵雷达的基本原理和安装方法,提出了一种基于平面相控阵雷达天线安装约束的翼型优化设计思想并进行了优化设计。传感器飞机的飞行高度较高,因此机翼内的相控阵雷达天线应采用一定的安装角进行安装。确定这一安装角以满足高低空覆盖的基础上获得最大探测距离需要一个循环迭代的过程。优化后的前翼翼型为满足雷达天线安装的要求,厚度明显增加,最大厚度位置前移,翼型的前缘曲率半径增大,其前缘负压明显增大,并出现一个负压力平台,翼型上表面较为平坦平滑,消除了翼型上表面的激波,呈现出比较典型的层流翼型的压力分布特点。而优化获得的后翼翼型中后部的厚度明显增大,其最大厚度的位置后移;优化后翼型上表面的中部区域较为平坦,出现一个明显的负压力梯度增大的过程,出现典型的自然层流翼型的压力分布特征。4、通过对高空长航时菱形翼布局气动特性的详细研究发展了一种适合于菱形翼布局的高效率的三维优化方法。其将通过改变控制后翼剖面形状和安装角来消除前翼下洗作用的影响作为设计思想,将满足平面相控阵雷达天线安装和保证全机升力特性作为约束条件,以全机的升阻比最大为目标进行优化设计。优化结果表明后翼各控制剖面的安装角存在一个明显的波浪式的变化趋势,出现这一现象的主要原因是由于前翼对后翼的下洗影响受前翼升力分布和前后翼之间距离两方面的相互作用而导致的。分析优化解的压力分布可以看到其变化主要集中在前缘;通过优化,后翼大部分区域的压力分布与优化后的后翼翼型的压力分布更加符合,有效的提高了后翼的气动效率。5、研究了在低雷诺数效应影响下低速长航时菱形翼布局无人机所具有的独特气动特性。低速长航时菱形翼布局无人机的前翼内翼段最先失速而前翼外翼段的失速特性要好于内翼段,而后翼由于受到前翼下洗的作用失速特性要明显好于前翼,这使此无人机具有良好的失速特性;在进行横侧运动时,无人机的俯仰力矩特性曲线呈现强烈的非线性特征,出现这一现象的因素相当复杂,但左侧机翼后翼段和右侧机翼前翼内翼段受侧滑效影响而导致的流动特性改变是导致这一现象的主要原因;在大迎角状态下使用襟翼时应注意由于尾流强度的增加而使后翼和升降舵的升力提高进而导致俯仰力矩特性曲线出现非线性特征的问题。6、研究了螺旋桨滑流对低速长航时菱形翼布局无人机气动特性的影响。研究结果表明由于机身拉进式螺旋桨滑流对前后翼翼根处的影响较为强烈,这两处位置距离焦点位置较远,俯仰力矩特性受前后翼此处升力特性变化的影响较为敏感,全机的纵向静稳定裕度会急剧增大并可能出现周期性振荡,无人机不适合安装机身拉进式螺旋桨;而在前翼中部安装拉进式螺旋桨时,受飞机飞行状态、螺旋桨形状和转速、前翼气动特性等多种因素的影响后翼附近的涡系发展趋势难以预测。螺旋桨放在前翼的前后翼连接处附近可能更有利于飞机的设计;由于菱形翼布局无人机的前后翼具有较大的掠角,这导致螺旋桨滑流形成的上下洗流距机翼前缘的距离不同,选择螺旋桨的旋转方向时应使上洗流更靠近机翼前缘才能更好的利用滑流的增升效果。
陈亮[5]（2018）在《掠飞灵巧弹药动力学特性及稳定性研究》文中认为掠飞灵巧弹药直接以母弹作为稳态扫描平台,利用小射角条件下弹道平直的特点,一边飞行一边高速旋转,对目标实施探测毁伤。由于采用了新的稳态扫描机理,掠飞灵巧弹药对其气动性能提出了诸多新的需求,同时其运动特性及稳态扫描特性与传统灵巧弹药相比也存在显着差异。为此,本文采用理论分析、数值仿真以及实验研究相结合的方法,对其气动特性、运动特性以及稳态扫描特性的相关问题开展研究,给出了相应的理论模型、研究方法及结论。研究成果可为弹箭气动特性分析、气动外形优化设计、运动稳定性分析以及命中概率与毁伤效能分析提供参考。论文主要完成了以下几方面的工作:（1）根据掠飞灵巧弹药对高转速、低阻力系数的需求,对其开展了以“增旋减阻”为目标的多目标优化设计。通过对不同尾翼结构在滚转状态的受力进行分析,建立了简化条件下的弹箭平衡转速与尾翼几何参数之间的解析关系。采用基于旋转坐标系的定常CFD（Computational Fluid Dynamics）仿真方法,对理论分析结果进行验证,并对比分析了不同尾翼结构滚转性能的差异。在此基础上,以新型扭曲尾翼结构为例,提出了基于正交仿真实验、逐步回归分析以及多目标遗传算法的弹箭气动外形多目标优化方法,并对掠飞灵巧弹药开展了以“增旋减阻”为目标的多目标优化设计,获得了尾翼结构的Pareto多目标优化方案。结果表明,所提出的优化设计方法具有良好的寻优能力,可有效处理优化目标之间存在矛盾关系的弹箭气动外形多目标优化问题。（2）为研究掠飞末敏弹在高速滚转状态下的气动特性,对带有平板尾翼和扭曲尾翼的两种模型开展了静态和自由滚转风洞实验研究。提出了适合于小尺寸实验模型的平衡转速测量方法,获得了两种尾翼结构的掠飞灵巧弹药模型在亚、跨、超音速条件下,平衡转速和各项气动参数随攻角的变化规律,对比分析了静止和滚转状态下模型气动特性的差异。结果表明,掠飞灵巧弹药各项气动参数变化规律均具有一定非线性特性,在滚转运动状态下,由于翼面压力系数降低以及弹体和尾翼马格努斯效应的影响,导致了弹箭出现了压心前移、俯仰力矩系数降低以及偏航力矩系数增大等现象,这对弹箭飞行稳定性是不利的。（3）针对掠飞灵巧弹药在飞行过程中同时存在俯仰、滚转以及锥动运动的特点,开展了掠飞灵巧弹药耦合运动状态下的动导数研究。考虑到弹箭多自由度耦合角运动模拟的复杂性,提出了基于欧拉转动定理和球形滑移网格方法的复杂角运动模拟方法,该方法利用着名的罗德里格斯转换矩阵插值求得弹箭在每个时间步的角速度修正值,并指定给球形滑移网格区,从而对掠飞灵巧弹药在三自由度耦合角运动状态（俯仰、滚转、锥动运动相耦合）下的非定常流场进行了模拟求解。在此基础上,通过对非定常气动参数进行参数辨识,分析了滚转频率和锥进频率对其俯仰组合动导数和升力系数动导数的影响规律。结果表明:本文提出的复杂角运动模拟方法,可有效消除姿态角计算的累积误差;在耦合角运动状态下,掠飞灵巧弹药气动力系数迟滞环发生了明显的振荡和偏移,同时俯仰组合导数和升力系数动导数均随滚转频率和锥进频率增加而显着变化。（4）针对掠飞灵巧弹药属于高速旋转尾翼弹的特点,对其开展了非线性角运动特性及极限圆锥运动特性的理论研究。在掠飞灵巧弹药气动特性研究基础上,建立了掠飞灵巧弹药动力学方程以及非线性角运动方程,并结合改进拟线性法、振幅平面法以及奇点理论对攻角方程进行了求解分析。在理论推导过程中,针对现有理论方法的不足,通过对振幅平面方程进行泰勒展开,并分不同参数取值情况对振幅平面方程非零奇点的存在性和稳定性进行全面深入的讨论,给出了具有明确解析关系的旋转弹箭极限圆锥运动形成条件,以及极限圆运动幅值和频率表达式。最后结合掠飞灵巧弹药气动参数研究结果,对理论模型进行了验证。结果表明,本文给出的稳定极限圆锥运动形成判据,与现有理论结果相比,更为全面且明确,基于所得判据条件,可方便有效的对弹箭极限圆锥运动特性进行分析判断。（5）结合掠飞灵巧弹药非线性角运动特性和弹道特性,对其在极限圆锥运动状态下的稳态扫描特性进行了建模分析。考虑掠飞灵巧弹药在非线性空气动力和力矩作用下,可能形成稳定极限圆锥运动的情况,在气动特性以及非线性角运动特性的研究结果基础上,通过对其运动学方程进行坐标变换,推导了掠飞灵巧弹药在极限圆锥运动状态下的稳态扫描方程以及地面扫描间距方程,分析了极限圆锥运动幅值、频率以及各项气动参数对其扫描间距的影响。结果显示,与无极限圆锥运动的情况相比,当存在极限圆锥运动时,掠飞灵巧弹药形成的扫描迹线不再均匀,而是出现疏密变化,这可能导致原本满足探测目标要求的扫描间距在局部大于目标特征长度,从而遗漏扫描目标,这是掠飞灵巧弹药设计时必须加以避免的。
尤延铖,滕健,郑晓刚,周驯黄[6]（2017）在《航空发动机进气温度畸变研究综述》文中研究指明进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素,本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源,介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展,总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次,分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性,介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步,对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准,介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后,列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术,分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。
朱永伟[7]（2016）在《无人机系统关键技术研究》文中指出“非接触,零伤亡”是很多军事强国作战理念,无人机的发展逐渐成为军事战场应用的重要趋势。集侦察、打击于同一平台,利用机载光电侦察设备进行战场侦察、目标搜索、区域监视,利用机载精确制导弹药进行火力打击,实现“发现即摧毁”,极大缩短杀伤链时间,是未来信息化战争重要装备。本文基于察打无人机任务需求,系统研究了国内外察打无人直升机领域发展和趋势,对察打无人直升机系统指标进行对比评估;根据无人机系统作战原理,总结了无人机系统在军事战场应用中的任务使命、作战模式、任务剖面等,设计了察打无人机系统在“侦察探测”与“侦察打击”下系统工作时序与流程,研究了无人机系统作战系统体系,并完成了系统顶层设计;基于光电侦察设备集成,针对于机载光电系统目标自主定位关键技术,本文研究了机载光电系统组成以及功能、目标自主定位的原理,并基于matlab/GUI进行软件界面开发,根据蒙特卡洛法对目标定位精度进行研究,分析误差源因素以及误差源对目标精度的影响,该方法对提升目标定位精度,具有重要的指导作用;针对于武器系统集成,进行挂架设计,研究了共轴双旋翼动力学建模,并对旋翼流场CFD仿真分析,从理论上初步对机弹兼容性进行研究;最后,根据系统工作原理与作战流程,以STK为3D引擎,进行任务推演视景仿真。本文以工程项目需求为背景,具有重要的理论价值和较强的工程实用性,部分结论可以直接应用于工程项目中。
罗庆华[8]（2015）在《直升机机载空空导弹发射流场的数值模拟》文中进行了进一步梳理随着武器装备的更新发展,武装直升机在现代战争中扮演者越来越重要的角色。直升机工作时在机身周围产生复杂的下洗气流场,对机载武器的发射提出了严峻的考验。研究直升机主旋翼挥舞时机载空空导弹和直升机之间相互影响显得越来越重要。本文在参考武装直升机结构尺寸和自身特点的基础上,对机身模型进行了一定简化,运用Pro/E三维建模软件分别对直升机机身、主旋翼和导弹建模。探究了使用CFD（Computational Fluid Dynamics）技术中的格子-玻尔兹曼方法来求解武装直升机主旋翼挥舞时机载导弹发射气流场变化的动态问题。研究重点为直升机、旋翼下洗、空空导弹三个部分。本文结构如下:首先,本文对不同旋翼下洗气流工程估算法进行比较,最后引用无网格技术,基于格子-玻尔兹曼算法的CFD软件Xflow对直升机周围下洗气流进行数值模拟。并根据本课题特点对格子-玻尔兹曼方法进行了探究,验证了该方法的可靠性。再者,对直升机所处的各种恶劣环境进行了分析,介绍了直升机主旋翼挥舞时产生的下洗气流场的形成机理。并运用无网格技术,基于格子-玻尔兹曼算法对直升机悬停时直升机机身周围下洗气流场进行了数值模拟。求解处于不同水平比、高度比和机身对称两侧处机载导弹发射轨迹上气动参数变化规律。为研究机载导弹发射受下洗气流影响提供依据。最后,建立了机载导弹发射初始阶段0.3s内的运动方程。在已经计算得到的直升机机身周围下洗气流场分布数据基础上,对机载空空导弹发射过程进行了仿真计算。求解不同水平比、高度比和机身对称两侧处机载导弹受到下洗气流影响产生的气动力和气动力矩变化规律。仿真结果显示,下洗气流对导弹发射有严重影响。
潘丞雄[9]（2013）在《直升机红外辐射特征分析及抑制技术研究》文中研究说明武装直升机是以反坦克为主、兼顾对地火力支援和空战的武器平台，可作超低空机动飞行或悬停，正是由于其良好的机动性能，在小规模的局部冲突、小型化的局部战争以及国际反恐行动中将发挥越来越重要的作用。随着可见光、红外、微波和毫米波等各种探测和制导技术的不断应用，武装直升机在现代高科技战场环境中的生存力将受到越来越严重的威胁，其中，红外制导武器被认为对武装直升机构成最致命的威胁。其一，红外探测和制导方式具有无源特点，随着红外探测和制导水平的提高，基于红外特征信号的探测、制导系统更具备抗干扰和破坏能力；其二，红外辐射特征是装备热动力推进系统的武装直升机所固有的信号特征，随着涡轴发动机排气温度的升高，使得武装直升机的红外辐射特征更为强烈。因此，开展直升机红外辐射特征分析与抑制技术研究对提高武装直升机红外隐身能力具有重要的意义。本文的主要研究内容包含三个方面：在直升机红外辐射特征分析中，机身蒙皮和排气尾流的温度场对红外辐射特性的影响十分重要。由于直升机蒙皮的温度分布取决于蒙皮与机身内部热部件、以及蒙皮与环境之间的传热过程，影响其温度分布的因素十分复杂，譬如旋翼下洗气流、发动机舱的辐射换热、蒙皮与外部气流之间的对流换热、机身表面的太阳辐照等；同时，发动机排气喷流的流场也受到旋翼下洗气流的直接影响。因此要准确预测直升机表面的温度分布，必须耦合求解排气系统内部和旋翼下洗气流的流动与传热以及燃气与壁面、固壁之间的辐射换热、太阳辐射等过程。对此，本文结合直升机旋翼空气动力学理论，建立了旋翼下洗气流模型，获得了旋翼下洗流场的速度分布，利用用户模块（UDF）导入Fluent软件作为旋翼下洗气流的边界条件；同时，在直升机机身表面温度场建模中建立了太阳辐照模型。在此基础上，计算了直升机悬停状态下的流场，得到了排气系统的流场和温度场，同时对直升机蒙皮温度场及影响因素进行分析，对排气温度、蒙皮发射率和太阳辐射对直升机红外辐射强度的影响进行了分析。引射-混合器是红外抑制器的核心部件，为了减小发动机重量，提高气流掺混性能，短突扩波瓣存在较大的应用前景，但是波瓣扩张角过大会造成附面层流动的脱体从而削弱波瓣混合器的混合效果，同时还会增加流动损失，为此，本文开展了短突扩波瓣型混合器的流动分析研究，获得了流动分离与波瓣扩张角的关系，研究了在波瓣波峰处开设通气狭缝以及斜切对波瓣喷管的引射效果的影响，并揭示了其在引射型混合器和强迫型混合器中应用的差异及其物理机制；同时考虑到双级引射-混合器是一个值得探索的结构方案，为此，本文开展了双级引射-混合器的引射特性研究，揭示了混合管在敞开进口和受限进口方式下的气动特征差异。随着红外探测和制导技术的不断发展，红外成像探测和制导技术的应用，飞行器红外隐身与反隐身已呈现出在35m波段和814m波段范围的对抗趋势，而且多模复合制导技术的发展将对武装直升机814m红外隐身提出越来越高的要求。为此，本文针对与机身结构一体化设计的红外抑制器冷热气流引射掺混特性、热部件壁面强化冷却、隔热等技术手段进行数值模拟和模型试验研究；同时针对常规布局的红外抑制器，本文研究了直升机发动机舱通风冷却、加设辐射遮挡罩、排气管尾缘延伸遮挡以及敷设隔热层等方案对发动机舱舱表面温度分布以及整机红外辐射特性的影响，提出了一种可大幅降低直升机红外辐射特性的初步改进方案。
印佼[10]（2012）在《弹箭羽流对直升机俯仰通道的影响》文中研究表明本文初步研究了机载弹箭发射羽流对直升机俯仰通道的影响。论文首先基于FLIGHTLAB软件建立了UH-60A黑鹰直升机飞行力学数学模型，并开展了模型验证工作；分析了机载火箭和导弹发射产生的燃气射流物理属性，确定了其轴对称及高度欠膨胀的特性，讨论了高度欠膨胀燃气射流流场的工程和数值计算方法，建立了机载火箭发射燃气射流工程简化模型，采用通用的FLUENT软件模拟分析了某型机载火箭弹发射的燃气射流羽流流场；根据直升机火箭弹发射的特点，建立了机载火箭发射的同心圆筒工程简化模型，进一步利用FLUENT软件计算得到了黑鹰直升机平尾处燃气射流羽流场的温度、速度及压强等参数的分布和变化规律，并采用经典的升力线理论求解了平尾所受羽流场作用的瞬时气动载荷；开发了一个直升机武器发射工程分析扰动模块，并嵌入到黑鹰直升机数学模型中，以左右单发及7连发对称发射为例，初步分析了悬停状态下火箭发射对其俯仰通道的影响。本文的初步研究结果及开发出的火箭发射扰动工程分析软件模块可为机载火箭、导弹发射过程中的飞行员操纵、飞行控制系统设计和直升机实时仿真提供依据。
二、旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究（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、旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究（论文提纲范文）
（1）武装直升机与空地导弹系统相容性分析（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 坐标系定义 |
| 2 发射安全性建模与仿真分析 |
| 2.1 发射安全性建模 |
| 2.2 不同攻击模式下发射安全性仿真分析 |
| 2.3 发射安全性定量分析 |
| 3 直升机旋翼下洗流对空地导弹初始弹道影响 |
| 3.1 下洗流对空地导弹初始弹道影响 |
| 3.2 下洗流对空地导弹初始弹道影响仿真分析 |
| 4 直升机飞行速度对导弹初始弹道的影响 |
| 5 发动机喷流对直升机的影响 |
| 6 结论 |
（2）无人倾转旋翼飞行器双层盒式机翼气动设计及优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 倾转旋翼机国内外研究现状 |
| 1.2.2 倾转旋翼机气动干扰国内外研究分析 |
| 1.2.3 倾转旋翼机机翼气动设计的发展现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 无人倾转旋翼飞行器双层盒式机翼气动布局设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 无人倾转旋翼飞行器设计要求 |
| 2.3 双层盒式机翼外形设计 |
| 2.3.1 翼型的选择和设计 |
| 2.3.2 机翼的几何参数 |
| 2.3.3 双层盒式机翼气动布局设计 |
| 2.3.4 机翼主要设计参数及其模型图 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 无人倾转旋翼飞行器CFD数值模拟方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 无人倾转旋翼飞行器网格生成方法 |
| 3.2.1 网格生成方法介绍 |
| 3.2.2 倾转旋翼机流场网格生成 |
| 3.3 无人倾转旋翼飞行器数值计算方法 |
| 3.3.1 流场控制方程 |
| 3.3.2 空间离散 |
| 3.3.3 时间离散 |
| 3.3.4 湍流模型 |
| 3.3.5 边界条件 |
| 3.3.6 流场求解算法 |
| 3.4 算例验证 |
| 3.4.1 某型直升机机身流场计算 |
| 3.4.2 Robin模型前飞流场计算 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 悬停和前飞模态数值计算及气动特性分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 倾转旋翼机模型计算参数 |
| 4.2.1 机身计算模型 |
| 4.2.2 双层盒式机翼初始计算模型 |
| 4.2.3 旋翼计算模型 |
| 4.3 悬停模态流场的计算及分析 |
| 4.4 前飞模态数值计算及气动特性分析 |
| 4.4.1 飞机模式前飞模态 |
| 4.4.2 直升机前飞模态 |
| 4.4.3 结论 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 基于iSIGHT的双层盒式机翼气动优化研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 iSIGHT软件介绍 |
| 5.2.1 iSIGHT软件的特点 |
| 5.2.2 iSIGHT软件的功能 |
| 5.3 基于i SIGHT的双层盒式机翼气动优化 |
| 5.3.1 双层盒式机翼CAD/CFD协同优化设计集成框架 |
| 5.3.2 双层盒式机翼气动优化集成计算 |
| 5.3.3 双层盒式机翼气动优化算法 |
| 5.3.4 双层盒式机翼气动优化计算与结果分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文总结 |
| 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 |
（3）空空导弹气动外形演变历程及启示（论文提纲范文）
| 0 引 言 |
| 1 导弹空气动力学发展简介 |
| 2 空空导弹气动外形演变历程 |
| 2.1 第一代空空导弹 |
| 2.2 第二代空空导弹 |
| 2.3 第三代空空导弹 |
| 2.4 第四代空空导弹 |
| 2.5 未来空空导弹 |
| 2.6 小 结 |
| 3 空空导弹气动设计将遇到的挑战 |
| 3.1 大机动能力需求的挑战 |
| 3.2 先进气动布局和创新设计概念的挑战 |
| 3.3 地面准确预测空中导弹气动特性的挑战 |
| 3.4 动态气动特性预测的挑战 |
| 3.5 多学科一体化设计的挑战 |
| 4 结 论 |
（4）菱形翼布局飞机总体气动外形的研究与应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 主要研究方向的国内外发展现状 |
| 1.2.1 菱形翼布局飞机气动特性问题研究的发展现状 |
| 1.2.2 菱形翼布局飞机气动设计和优化问题研究的发展现状 |
| 1.2.3 低雷诺数流动和螺旋桨滑流对气动影响研究的发展现状 |
| 1.3 论文主要的研究内容 |
| 1.3.1 菱形翼布局气动布局特性方面的主要研究内容 |
| 1.3.2 菱形翼布局气动设计和优化方面的主要研究内容 |
| 1.3.3 低雷诺数和螺旋桨滑流对气动特性影响方面的主要研究内容 |
| 1.3.4 论文的主要研究工作及安排 |
| 第2章 气动数值模拟方法及可信度验证 |
| 2.1 数值模拟方法的基本求解技术 |
| 2.1.1 流动控制方程 |
| 2.1.2 有限体积法 |
| 2.1.3 空间离散 |
| 2.1.4 时间推进方法 |
| 2.1.5 旋转区域求解计算 |
| 2.1.6 网格生成技术 |
| 2.1.7 边界条件 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 联合γ-(?)e_(θt)转捩模型的k-ω sst湍流模型 |
| 2.2.2 k-k_L-ω湍流转捩模型 |
| 2.3 数值模拟方法的验证 |
| 2.3.1 二维翼型绕流数值验证 |
| 2.3.2 三维机翼绕流数值验证 |
| 2.3.3 旋转区域的数值验证 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 高空长航时菱形翼布局无人机气动特性研究 |
| 3.1 高空长航时菱形翼布局无人机初始构型的总体设计 |
| 3.1.1 高空长航时菱形翼布局无人机的基本设计指标 |
| 3.1.2 初始构型的总体布局设计 |
| 3.1.3 初始构型翼型的选择 |
| 3.2 总体参数法和涡格法对菱形翼布局进行估算时存在的问题 |
| 3.2.1 使用总体参数方法进行气动估算时存在的问题 |
| 3.2.2 使用涡格法进行数值模拟时存在的问题 |
| 3.3 高空长航时菱形翼布局无人机的初始构型的气动特性研究 |
| 3.3.1 初始构型的纵向气动特性分析 |
| 3.3.2 初始构型的横航向气动特性分析 |
| 3.4 总体布局参数调整对菱形翼布局无人机气动特性的影响 |
| 3.4.1 改变翼间距对菱形翼布局无人机气动特性影响的分析 |
| 3.4.2 改变翼夹角对菱形翼布局无人机气动特性影响的分析 |
| 3.5 马赫数对菱形翼布局无人机气动特性影响的分析 |
| 3.6 对波音方案设计思路的推测及应用构型的设计 |
| 3.6.1 对波音公司的菱形翼布局传感器飞机方案设计思路的推测 |
| 3.6.2 应用构型的设计 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 基于天线安装的菱形翼无人机翼型优化设计 |
| 4.1 预警雷达天线技术参数发展趋势研究 |
| 4.2 翼型安装平面相控阵雷达天线的基本原理 |
| 4.3 机载预警雷达探测性能估算方程的建立 |
| 4.4 菱形翼布局无人机翼型优化设计 |
| 4.4.1 翼型安装雷达天线的方法 |
| 4.4.2 翼型厚度效应的分析 |
| 4.4.3 翼型的优化设计思想和方法及优化结果分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 菱形翼布局无人机气动特性三维优化设计 |
| 5.1 使用优化后翼型时菱形翼布局气动特性变化特点分析 |
| 5.2 菱形翼布局无人机的三维优化设计方法的建立 |
| 5.3 菱形翼布局无人机优化模型的建立 |
| 5.3.1 后翼控制剖面的分布方法研究 |
| 5.3.2 前后翼连接结构对飞机气动特性影响的分析 |
| 5.3.3 菱形翼布局无人机优化模型的建立 |
| 5.4 菱形翼布局无人机的优化及结果分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 低速长航时菱形翼布局无人机的气动特性研究 |
| 6.1 低速长航时菱形翼布局无人机的构型设计 |
| 6.2 低速长航时菱形翼布局无人机纵向气动特性分析 |
| 6.3 低速长航时菱形翼布局无人机横航向气动特性分析 |
| 6.3.1 菱形翼布局无人机横航向气动性能分析 |
| 6.3.2 菱形翼布局无人机横侧运动时俯仰力矩变化原因的分析 |
| 6.4 菱形翼布局无人机操纵面性能计算及襟翼特性分析 |
| 6.4.1 菱形翼布局无人机升降舵和副翼性能分析 |
| 6.4.2 菱形翼布局无人机襟翼特性分析 |
| 6.5 螺旋桨安装位置对菱形翼布局气动特性影响的研究 |
| 6.5.1 机身拉进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.5.2 前翼拉进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.5.3 后翼拉进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.5.4 机身推进式螺旋桨对菱形翼布局气动特性影响的分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第7章 总结与展望 |
| 7.1 论文工作总结 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 研究工作展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
| 致谢 |
（5）掠飞灵巧弹药动力学特性及稳定性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究目的与科学意义 |
| 1.2 末敏弹的发展现状 |
| 1.2.1 有伞末敏弹 |
| 1.2.2 无伞末敏弹 |
| 1.2.3 掠飞攻顶末敏弹 |
| 1.3 掠飞灵巧弹药运动特性与稳态扫描特性研究现状 |
| 1.3.1 弹箭气动外形优化设计及滚转气动特性研究现状 |
| 1.3.2 多自由度耦合运动状态下的动导数研究现状 |
| 1.3.3 弹箭非线性角运动稳定性研究现状 |
| 1.3.4 末敏弹稳态扫描特性研究现状 |
| 1.4 技术途径与内容安排 |
| 1.4.1 技术途径 |
| 1.4.2 内容安排 |
| 2 掠飞灵巧弹药气动外形设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 掠飞灵巧弹药总体结构布局 |
| 2.2.1 总体结构 |
| 2.2.2 气动外形结构参数 |
| 2.3 尾翼几何参数对气动特性的影响 |
| 2.3.1 定常CFD仿真方法 |
| 2.3.2 斜置/斜切尾翼滚转运动特性 |
| 2.3.3 扭曲尾翼滚转运动特性 |
| 2.4 尾翼气动外形多目标优化设计 |
| 2.4.1 扭曲尾翼增旋机理分析 |
| 2.4.2 扭曲尾翼优化设计方法 |
| 2.4.3 优化实例与结果分析 |
| 2.4.4 NSGAⅡ优化结果与分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 掠飞灵巧弹药耦合运动气动特性仿真与实验研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 掠飞灵巧弹药滚转气动特性风洞实验研究 |
| 3.2.1 风洞实验设备 |
| 3.2.2 实验模型 |
| 3.2.3 实验方法 |
| 3.2.4 实验条件 |
| 3.2.5 实验结果与仿真结果对比分析 |
| 3.3 耦合运动非定常CFD仿真方法 |
| 3.3.1 控制方程与边界条件 |
| 3.3.2 网格划分 |
| 3.3.3 耦合运动描述 |
| 3.3.4 基于欧拉转动定理的角速度计算 |
| 3.3.5 气动参数辨识方法 |
| 3.4 仿真方法验证 |
| 3.4.1 BFM标模算例验证 |
| 3.4.2 数值方法实验验证 |
| 3.5 耦合运动对弹箭动导数的影响 |
| 3.5.1 俯仰力矩系数和升力系数迟滞环 |
| 3.5.2 动导数辨识结果 |
| 3.5.3 压力分布 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 掠飞灵巧弹药非线性角运动特性 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 掠飞灵巧弹药飞行动力学方程 |
| 4.2.1 坐标系及坐标变换 |
| 4.2.2 作用在弹箭上的力和力矩 |
| 4.2.3 弹丸运动的六自由度飞行动力学方程 |
| 4.3 非线性攻角方程求解与分析 |
| 4.3.1 非线性攻角方程改进拟线性解 |
| 4.3.2 准圆运动状态下的攻角振幅平面方程 |
| 4.3.3 稳定极限圆运动形成条件分析 |
| 4.4 稳定极限圆运动形成判据 |
| 0且M_2≠0时'>4.4.2 当PT_2>0且M_2≠0时 |
| 4.4.3 当PT_2=0且M_2≠0时(仅考虑静力矩非线性时) |
| 4.4.4 当M_2=0时(仅考虑马格努斯力矩非线性) |
| 4.4.5 综合判据 |
| 4.5 结果与分析 |
| 4.5.1 参数估算 |
| 4.5.2 算例分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 非线性角运动对掠飞灵巧弹药稳态扫描特性的影响 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 极限圆运动状态下的稳态扫描模型 |
| 5.2.1 探测坐标系 |
| 5.2.2 三维扫描模型 |
| 5.2.3 二维稳态扫描模型 |
| 5.3 极限圆运动对稳态扫描特性的影响分析 |
| 5.3.1 地面扫描间距方程 |
| 5.3.2 极限圆运动频率和幅值对稳态扫描特性的影响 |
| 5.4 气动参数对扫描特性的影响 |
| 5.4.1 气动参数对极限圆运动幅值和频率的影响规律 |
| 5.4.2 气动参数对扫描间距的影响规律 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 结束语 |
| 6.1 本文完成的主要研究内容 |
| 6.2 本文的主要创新点 |
| 6.3 尚待进一步研究内容 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（6）航空发动机进气温度畸变研究综述（论文提纲范文）
| 1 进气温度畸变来源及产生机制 |
| 1.1 外部热源的吸入 |
| 1.1.1 武器发射与多机飞行 |
| 1.1.2 弹射起飞与救援作业 |
| 1.2 自身热源的再吸入 |
| 1.2.1 短距/垂直起降 |
| 1.2.2 发动机反推 |
| 2 进气温度畸变对发动机性能的影响 |
| 2.1 对压气机性能影响的分析 |
| 2.2 对整机性能影响的研究 |
| 3 进气温度畸变模拟与测试 |
| 3.1 进气温度畸变模拟装置 |
| 3.1.1 热流导入式 |
| 3.1.2 嵌入燃烧式 |
| 3.1.3 温度/总压畸变综合发生器 |
| 3.2 温度畸变评定及测试 |
| 4 提升发动机抗温度畸变能力研究 |
| 4.1 温度畸变抑制技术 |
| 4.2 针对温度畸变的发动机防喘控制技术 |
| 5 航空发动机进气温度畸变研究发展趋势 |
| 6 结束语 |
（7）无人机系统关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 本论文研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状及发展趋势 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.2.3 技术现状对比 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 第2章 无人机系统作战体系研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 任务使命 |
| 2.3 作战模式 |
| 2.3.1 战场环境特点 |
| 2.3.2 侦察探测模式 |
| 2.3.3 火力引导模式 |
| 2.3.4 通信中继模式 |
| 2.3.5 侦察打击模式 |
| 2.4 任务剖面 |
| 2.4.1 侦察探测 |
| 2.4.2 火力引导 |
| 2.4.3 侦察打击 |
| 2.5 作战流程 |
| 2.5.1 侦察探测作战流程 |
| 2.5.2 侦察打击作战流程 |
| 2.6 察打无人机系统体系研究 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 机载光电系统目标定位原理与精度分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 机载光电侦察系统 |
| 3.2.1 光电侦察系统组成与原理 |
| 3.2.2 齐次坐标与坐标系 |
| 3.2.3 目标定位推导 |
| 3.3 目标定位误差分析 |
| 3.3.1 概述 |
| 3.3.2 目标定位误差源分析 |
| 3.4 定位精度分析及仿真 |
| 3.4.1 蒙特卡洛法 |
| 3.4.2 误差模型 |
| 3.4.3 误差影响因素精度 |
| 3.4.4 定位精度仿真程序设计 |
| 3.4.5 仿真结果 |
| 3.4.6 交互界面设计 |
| 3.4.7 目标自主误差分析 |
| 3.5 提高目标定位精度措施 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 武器系统集成研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 武器挂架设计 |
| 4.2.1 设计要求 |
| 4.2.2 方案选择与设计 |
| 4.2.3 武器挂架载荷有限元分析 |
| 4.3 旋翼下洗流对弹道影响仿真及研究 |
| 4.3.1 旋翼下洗流场数学理论建模 |
| 4.3.2 旋翼下洗流场CFD仿真 |
| 4.3.3 机载导弹运动方程建模 |
| 4.3.4 旋翼流场对弹道特性影响理论建模 |
| 4.3.5 仿真结果 |
| 4.3.6 结果分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 任务推演视景仿真软件设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 任务推演软件设计 |
| 5.2.1 任务推演软件架构设计 |
| 5.2.2 任务推演软件原理设计 |
| 5.3 软件实现 |
| 5.3.1 三维模型及地形加载 |
| 5.3.2 威胁建模及航线规划算法 |
| 5.3.3 目标探测、跟踪与照射 |
| 5.3.4 机载武器监视与控制 |
| 5.4 软件交互界面实现 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
（8）直升机机载空空导弹发射流场的数值模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 武装直升机及其机载武器系统概述 |
| 1.1.1 武装直升机的发展历程及分析 |
| 1.1.2 空空导弹的发展历程及分析 |
| 1.1.3 火力系统的发展历史及分析 |
| 1.2 旋翼/机身气动干扰的研究现状 |
| 1.3 机载空空导弹气动干扰研究现状 |
| 1.4 本课题的国内外研究现状和发展趋势 |
| 1.5 本课题的研究目的和内容 |
| 第2章 旋翼/机身/空空导弹耦合模型的建立及其求解方法 |
| 2.1 直升机/旋翼/导弹耦合三维模型的建立 |
| 2.1.1 机身模型 |
| 2.1.2 主旋翼模型 |
| 2.1.3 导弹模型 |
| 2.2 计算模型的建立 |
| 2.2.1 计算工况 |
| 2.2.2 计算域和边界条件 |
| 2.2.3 计算域粒子定义 |
| 2.3 控制方程 |
| 2.4 大涡模拟理论基础 |
| 2.4.1 湍流脉动的过滤 |
| 2.4.2 不可压缩流的大涡模拟 |
| 2.4.3 可压缩流的大涡模拟 |
| 2.5 格子-玻尔兹曼算法 |
| 2.6 算例验证 |
| 2.6.1 翼型跨音速绕流数值模拟验证 |
| 2.6.2 单轨火箭滑橇空气动力的数值模拟 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 直升机旋翼流场环境分析 |
| 3.1 直升机所处旋翼流场环境分析 |
| 3.1.1 机身/旋翼相互作用 |
| 3.1.2 机载武器受旋翼下洗气流影响 |
| 3.2 旋翼下洗流介绍 |
| 3.3 下洗的模型建立和计算仿真 |
| 3.3.1 对下洗气流工程估算法 |
| 3.4 用CFD方法进行下洗气流的数值仿真 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 空空导弹发射流场的数值模拟 |
| 4.1 直升机机载武器在旋翼流场环境下的发射 |
| 4.1.1 导弹发射技术概述 |
| 4.1.2 导弹发射受发射瞬态旋翼下洗影响 |
| 4.2 空空导弹穿越下洗气流场数值模拟 |
| 4.2.1 不同水平比工况 |
| 4.2.2 不同高度比工况 |
| 4.2.3 直升机机身对称两侧工况 |
| 4.3 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（9）直升机红外辐射特征分析及抑制技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 图清单 |
| 表清单 |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 直升机红外辐射抑制 |
| 1.2.2 高效引射-混合 |
| 1.2.3 红外辐射特征分析 |
| 1.3 本文关注的若干问题和主要研究内容 |
| 1.3.1 本文关注的若干问题 |
| 1.3.2 本文主要研究内容 |
| 第二章 直升机红外辐射特征分析及影响因素研究 |
| 2.1 物理和计算模型 |
| 2.1.1 排气系统与机身一体化的直升机模型 |
| 2.1.2 流场温度场计算模型和计算方法 |
| 2.1.3 计算域和边界条件 |
| 2.1.4 网格划分 |
| 2.1.5 红外辐射强度的计算方法 |
| 2.2 与机身一体化红外抑制器模型试验验证 |
| 2.2.1 与机身一体化红外抑制器模型试验系统 |
| 2.2.2 与机身一体化红外抑制器模型试验值与计算值的对比 |
| 2.3 直升机流场和喷流红外辐射特性分析 |
| 2.3.1 旋翼下洗流场 |
| 2.3.2 排气系统的流场和温度场分析 |
| 2.3.3 排气喷流的红外辐射特性分析 |
| 2.4 直升机蒙皮温度场及红外辐射场分析 |
| 2.4.1 有无内遮热板对蒙皮温度和红外辐射的影响 |
| 2.4.2 排气温度对蒙皮温度和红外辐射的影响 |
| 2.4.3 蒙皮发射率对蒙皮温度和红外辐射的影响 |
| 2.4.4 太阳辐照度对蒙皮温度和红外辐射的影响 |
| 2.4.5 太阳辐照角度对蒙皮温度和红外辐射的影响 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 与机身一体化红外抑制器气动和红外辐射特性研究 |
| 3.1 排气系统模型 |
| 3.2 试验研究 |
| 3.2.1 试验方法简介 |
| 3.2.2 引射特性 |
| 3.2.3 排气出口速度和温度分布 |
| 3.2.4 模型红外辐射特征 |
| 3.3 数值模拟研究 |
| 3.3.1 计算方法简介 |
| 3.3.2 引射流量及引射系数 |
| 3.3.3 排气系统出口温度 |
| 3.3.4 外侧蒙皮温度 |
| 3.3.5 红外辐射能量分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 短突扩波瓣喷管引射混合特性研究 |
| 4.1 物理和计算模型 |
| 4.1.1 物理模型 |
| 4.1.2 计算方法 |
| 4.2 紊流模型选择及短突扩波瓣喷管流场特征 |
| 4.2.1 紊流模型选择 |
| 4.2.2 短突扩波瓣喷管流场特征 |
| 4.3 短突扩波瓣喷管流动分离抑制机制和效果 |
| 4.3.1 波峰通气狭缝在强迫混合器中的作用机制和效果 |
| 4.3.2 波峰通气狭缝在引射混合器中的作用效果 |
| 4.3.3 斜切波瓣在引射混合器中的作用效果 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 双级引射混合器气动特性研究 |
| 5.1 研究方案简介 |
| 5.1.1 物理模型 |
| 5.1.2 试验模型和试验方法 |
| 5.1.3 计算模型和计算方法 |
| 5.2 敞开式进口和受限式进口的引射混合器气动特征差异 |
| 5.2.1 引射能力 |
| 5.2.2 引射混合流场 |
| 5.3 混合管结构参数对引射混合器气动特性的影响 |
| 5.3.1 混合管面积比的影响 |
| 5.3.2 混合管长径比的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 直升机发动机舱通风隔热研究 |
| 6.1 物理模型 |
| 6.2 计算方法简介 |
| 6.3 旋翼下洗气流对喷流的作用 |
| 6.3.1 向上排气系统 |
| 6.3.2 斜向上排气系统 |
| 6.4 发动机舱隔热、通风冷却的作用 |
| 6.4.1 发动机舱隔热对温度分布的影响 |
| 6.4.2 发动机舱通风对温度分布的影响 |
| 6.4.3 发动机舱隔热通风的红外辐射抑制效果 |
| 6.5 降低红外辐射特性的初步改进方案 |
| 6.5.1 方案设计 |
| 6.5.2 温度分布 |
| 6.5.3 红外辐射特性 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 总结 |
| 7.1 本文总结 |
| 7.1.1 直升机红外辐射特征建模和分析 |
| 7.1.2 高效引射-混合器设计 |
| 7.1.3 直升机 3~5 m和 8~14 m红外辐射综合抑制 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 进一步研究建议 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（10）弹箭羽流对直升机俯仰通道的影响（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 燃气射流流场的国内外研究概况 |
| 1.3 本文的主要研究工作及内容安排 |
| 第二章 UH-60A 黑鹰直升机飞行动力学数学模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 FLIGHTLAB 软件简介 |
| 2.2.1 概述 |
| 2.2.2 FLIGHTLAB 模型编辑器(FLME)中的坐标系 |
| 2.3 UH-60A 黑鹰直升机飞行动力学数学模型的建立 |
| 2.3.1 概述 |
| 2.3.2 UH-60A 黑鹰直升机物理特性及其建模 |
| 2.4 模型验证 |
| 2.4.1 概述 |
| 2.4.2 模型验证结果 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 直升机机载火箭发射燃气射流工程简化模型 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 直升机机载火箭燃气射流的物理属性 |
| 3.2.1 概述 |
| 3.2.2 直升机机载火箭燃气射流的基本特点 |
| 3.3 高度欠膨胀火箭燃气射流流场的计算方法 |
| 3.3.1 概述 |
| 3.3.2 高度欠膨胀自由射流的工程计算方法 |
| 3.3.3 高度欠膨胀自由射流的数值计算方法 |
| 3.4 工程简化模型及基本假设 |
| 3.5 高度欠膨胀燃气自由射流流场的数值模拟 |
| 3.5.1 概述 |
| 3.5.2 FLUENT 在固体火箭发动机流场计算中的技术特点 |
| 3.5.3 火箭发射燃气射流羽流场的数值模拟 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 机载火箭发射燃气射流对直升机俯仰通道的影响分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 机载火箭发射工程简化模型的建立 |
| 4.3 机载火箭发射羽流场作用于直升机平尾的气动载荷 |
| 4.3.1 概述 |
| 4.3.2 黑鹰直升机机载火箭发射过程的数值模拟 |
| 4.3.3 火箭羽流场中平尾气动载荷的计算 |
| 4.4 UH-60A 黑鹰直升机火箭发射仿真分析 |
| 4.4.1 概述 |
| 4.4.2 直升机模型的改进 |
| 4.4.3 机载火箭发射扰动模块的建立和加载 |
| 4.4.4 UH-60A 黑鹰直升机模型火箭发射的仿真结果 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 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 |
| 附录 |
四、旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究（论文参考文献）
- [1]武装直升机与空地导弹系统相容性分析[J]. 邹汝平,陈韵,陈士超. 兵工学报, 2021(12)
- [2]无人倾转旋翼飞行器双层盒式机翼气动设计及优化[D]. 李聪聪. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [3]空空导弹气动外形演变历程及启示[J]. 李斌,刘仙名. 航空兵器, 2019(02)
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