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中文摘要：
乘波体构型高超声速飞行器可用于天地往返系统及高速导弹，应用前景广阔。由于飞行动力学稳定性差，超燃冲压发动机工作条件苛刻等原因，飞行器容易发生工作状态大偏离，进而表现出与正常工作状态不同的耦合动力学行为。本项目在前期研究的基础上，采用理论、数值和半物理仿真相结合的研究方法，通过对大偏离下乘波构型高超声速飞行器以控制为目标的气动/热/推进/结构建模方法、非线性系统动力学特性分析、非线性系统不确定分析方法三方面的研究，建立一种能够反映乘波构型高超声速飞行器在飞行状态偏离设计工作状态下的气动/热/结构/推进耦合系统非线性动力学模型，展开对高超声速动力学耦合机理及系统稳定性的研究，给出大偏离飞行状态下恢复正常工作状态的控制策略。在此基础上，研究线性不确定分析方法对高超声速飞行器飞行动力学的适用度，以服务于高超声速飞行器总体设计和控制系统设计。
结论摘要：
英文主题词hypersonic vehicle；high angle of attack；aerodynamic；all-movable tail；aeroelastic
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Energy harvesting from the discrete gust response of a piezoaeroelastic wing: Modeling and performan
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