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本書以超燃沖壓發(fā)動機為研究對象，從發(fā)動機基本控制問題出發(fā)并結合已有飛行試驗經(jīng)驗給出了一種超燃沖壓發(fā)動機基本控制方案，討論了發(fā)動機控制模型維數(shù)和反饋變量選擇原則并介紹了發(fā)動機推力閉環(huán)控制系統(tǒng)設計方法，探討了超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉換特性及其轉換控制方法，介紹了高超聲速進氣道起動/不起動監(jiān)測方法及其穩(wěn)定裕度控制方法，同時給出了超燃沖壓發(fā)動機推力調節(jié)/進氣道保護切換控制方法，研究了超燃沖壓發(fā)動機燃燒室釋熱分布最優(yōu)控制問題，最后從飛/推一體化視角介紹了高超聲速飛行器軌道優(yōu)化問題。

　發(fā)動機控制是超燃沖壓發(fā)動機研究的五大關鍵技術之一。與航空發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機相比，超燃沖壓發(fā)動機由于在更高馬赫數(shù)下飛行帶來了特殊問題。受到飛行包線的影響，與低馬赫數(shù)飛行相比，高馬赫數(shù)飛行導致用于飛行器加速的凈推力減小。隨著飛行馬赫數(shù)的增加，在加速工況下，經(jīng)常需要工作在進氣道邊界附近，氣動穩(wěn)定裕度小，容易出現(xiàn)流動失穩(wěn)現(xiàn)象，需要研究流動失穩(wěn)監(jiān)測和控制問題。在從低馬赫數(shù)向高馬赫數(shù)加速的過程中，發(fā)動機匹配不同的燃燒模態(tài)才能在寬馬赫數(shù)范圍下獲得較好的性能參數(shù)，需要研究燃燒模態(tài)轉換控制問題。飛行馬赫數(shù)的增加導致飛行器／發(fā)動機（飛／發(fā)）一體化耦合程度增強，如何基于開展飛／發(fā)一體化控制系統(tǒng)設計是值得研究的問題�；谶@些認識，圍繞發(fā)動機工作過程中的核心矛盾和關鍵技術問題，提出了具體的解決方案，具體闡述如下：
　　□□章介紹了歷史上僅有的幾次高超聲速飛行試驗，分析了飛行試驗中暴露的控制問題。對超燃沖壓發(fā)動機控制面臨的基本問題進行了討論，主要包括推力控制、進氣道不起動狀態(tài)監(jiān)測及其保護控制、燃燒模態(tài)轉換控制等。
　　第2章從雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機工作的原理出發(fā)，對發(fā)動機工作過程的特殊性進行了討論。
　　第3章討論了美國X—51A飛行過程中的控制問題，在此基礎上結合發(fā)動機的具體需求提出了雙模態(tài)沖壓發(fā)動機推力調節(jié)／安全保護的控制框架。
　　第4章通過對雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機分布參數(shù)特性分析并對比不同維數(shù)數(shù)學模型的優(yōu)缺點，指出一維模型在控制問題研究中的必要性和可操作性，論證雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機控制時間尺度后可利用頻域分析與頻域截斷技術將控制問題簡化。
　　第5章討論了雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機推力與燃燒室壁面壓力積分之間的關系，論證了壁面壓力積分作為發(fā)動機推力控制回路反饋變量的合理性和可行性。設計了發(fā)動機推力回路控制系統(tǒng)，并開展了地面試驗驗證。
　　第6章討論了燃燒模態(tài)轉換馬赫數(shù)的選擇準則并對燃燒模態(tài)轉換邊界及影響因素進行了分析，提出了轉換過程中的突變與滯環(huán)問題，通過對燃燒模態(tài)轉換控制的任務分析，設計了轉換控制方案并進行了仿真研究。
　　第7章將高超聲速進氣道不起動監(jiān)測問題轉化為起動／不起動模式分類問題，獲得了用于進氣道模式分類的特征約簡方法和識別準則的構建方法，在此基礎上討論了□優(yōu)分類準則的優(yōu)化方法。為了降低測量噪聲和外界干擾對分類精度的影響，引入了多分類器融合決策方法以提高其分類精度。
　　第8章討論了高超聲速進氣道不起動邊界的影響因素，分析了不起動邊界隨這些影響因素的變化規(guī)律；在此基礎上定義了進氣道穩(wěn)定裕度，并構建了進氣道穩(wěn)定裕度保護控制回路，利用仿真平臺驗證了穩(wěn)定裕度保護控制系統(tǒng)的正確性。
　　第9章針對單點燃油噴射下的發(fā)動機推力調節(jié)／進氣道保護切換控制研究，重點討論了基于Min規(guī)則和積分重置的兩種切換控制策略，分析了不同切換控制策略的設計參數(shù)及其影響規(guī)律。在此基礎上，討論了兩點燃油噴射下的發(fā)動機燃油優(yōu)化分配方案，設計了兩點燃油噴射下的發(fā)動機推力調節(jié)／進氣道保護切換控制系統(tǒng)，并利用地面試驗驗證了控制系統(tǒng)的有效性。
　　□□0章主要討論了超聲速燃燒室□優(yōu)釋熱規(guī)律設計及控制，提出了超聲速燃燒釋熱規(guī)律□優(yōu)控制問題，提出了一種考慮釋熱速率約束的釋熱分布一維建模方法，在考慮超溫邊界和不起動邊界的約束下求解燃燒室內型線與釋熱分布□優(yōu)控制問題，給出□優(yōu)的超聲速燃燒室設計和控制方法。
　　□□1章主要討論了以沖壓發(fā)動機推進的飛／推一體化的□優(yōu)加速軌跡問題�？紤]飛行過程中的進氣道不起動約束和飛行動壓約束，構造了□小油耗軌跡的□優(yōu)控制問題，得到了□小油耗軌跡下的各參數(shù)分布曲線及其性能和邊界參數(shù)的分布曲線。研究了飛／推系統(tǒng)性能與各種工作邊界對□優(yōu)加速軌跡結果的影響，分析了動壓限制對飛／推系統(tǒng)加速過程的影響，□后討論了基于沖壓發(fā)動機推進的飛／推一體化的□優(yōu)加速軌跡。
　　本書內容新穎，適合于從事航空航天推進系統(tǒng)設計、分析、教學與生產(chǎn)的科技人員，特別適合從事高超聲速推進技術、航空航天發(fā)動機技術的科研人員閱讀，也可以作為大學航空航天推進技術專業(yè)和工程熱物理專業(yè)的高年級本科生及碩士研究生的教學參考書。
　　作者要感謝國家自然科學杰出青年基金（No.50925625）、國家自然科學基金重點項目（No.90816028）、國家自然科學基金委創(chuàng)新研究群體科學基金（No.51121004）、國家自然科學基金面上項目（□□.□1372092）和國家自然科學青年基金（□□.□0902033）的資助，特別感謝博士生馬繼承的文檔整理和校稿工作。
　　由于作者水平有限，書中難免存在不足之處，敬請讀者批評指正。

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