高超聲速飛行器的設計工具，即地面試驗、計算和飛行試驗，在模擬高超聲速飛行方面都有其侷限*。
高超聲速飛行器有著廣闊的應用背景，可以幫助人們實現經濟、高效的太空開發和利用。
對高超聲速飛行器不同的設計階段，可有所側重的選擇不同的計算方法。
RBCC發動機*能分析模型在高超聲速飛行器方案選擇、總體設計以及RBCC發動機設計與*能分析等方*有極其重要的作用。
超燃衝壓發動機是高超聲速飛行器理想的動力裝置，是當前高超聲速技術領域的研究熱點。
針對不同飛行任務的高超聲速飛行器，分別提出了綜合熱管理系統方案；
本文給出了高超聲速飛行器表面摩阻和傳熱係數(斯坦頓數)的計算結果。
採用後向面判別法和深度緩衝器演算法分析面元之間的遮擋關係，計算了整個高超聲速飛行器的RCS。
高超聲速飛行器設計上的特點帶來了一系列的氣動**新問題。
對一個高超聲速飛行器設計了滑動模態觀測器來估計攻角和航跡傾角。
對一種軸對稱形式的高超聲速飛行器全流道開展了風洞實驗和數值模擬研究，分析了不同來流總壓、飛行攻角全流道的流場結構和氣動力特*。
前體設計是吸氣式高超聲速飛行器設計的關鍵之
基於特徵線法，並考慮變比熱的影響，開展了高超聲速飛行器用單膨脹斜面噴管設計。
這些特點使得高超聲速飛行器的飛行控制設計極具挑戰*。
提出了一種基於自適應觀測器的故障診斷與容錯控制策略，應用到近空間高超聲速飛行器(NSHV)上處理執行器故障。
針對高超聲速飛行器飛行過程中因干擾造成的飛行軌跡散佈問題，提出了採用飛行器飛行軌跡的模糊控制設計方法。
“升力推力”飛行器是根據新世紀對高超聲速飛行器的需求提出的一種新型飛行器概念，它可以使飛行器的升阻比得以有效提高。
闡述了在進行高超聲速飛行器外形設計中，應用試驗設計方法的必要*。
吸氣式高超聲速飛行器是下一代單級入軌和高超聲速巡航研究的重點飛行器。
多次數值打靶*表明，提出的預測制導方法對高超聲速飛行器末端制導初始條件誤差以及*誤差影響具有較強的魯棒*。
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