导读:本文包含了固体火箭冲压发动机论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:固体,火箭,发动机,数值,燃气,碳氢,形貌。
固体火箭冲压发动机论文文献综述
高勇刚,刘洋,余晓京,霍东兴,杨玉新[1]（2019）在《固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究》一文中研究指出为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式叁种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。(本文来源于《推进技术》期刊2019年01期）
刘仔,陈林泉,褚佑彪,李伟[2]（2018）在《燃气喷射方式对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响》一文中研究指出利用数值模拟方法研究了不同喷孔参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧过程进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。计算结果表明,喷孔数量、喷射角度θ以及喷孔分布半径r对补燃室的掺混燃烧性能均存在明显影响;其中,喷射角度θ对补燃室掺混燃烧性能的影响最大;存在最佳的喷孔数量使得燃烧效率最大;随着喷射角度θ与喷孔的分布半径r的增加,燃烧效率逐渐增加,但总压恢复系数逐渐减小。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2018年06期）
孙兴,祝学军,卢鑫,李新田[3]（2018）在《固体火箭冲压发动机燃气流量-喷管喉部面积双变量调节特性研究》一文中研究指出对于采用几何结构可调技术的固体火箭冲压发动机,基于燃气流量-喷管喉部面积的双变量调节特性存在其固有的多样性和复杂性,包括调节方案的设计和调节结构的实现,为进一步优化双变量调节总体设计方案,分别从各部件着手建立了发动机性能仿真模型。在此基础上,针对不同的飞行状态,研究了双变量调节的变化关系,重点比较分析了单变量和双变量两种调节方案下发动机比冲性能的差异。结果表明:采用双变量调节的固体火箭冲压发动机比冲性能显着优于采用单变量调节的固体火箭冲压发动机,且双变量调节可改善发动机在高空下的喘振等不稳定工作状态,有效拓宽固体火箭冲压发动机的稳定工作范围。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2018年05期）
梁磊,秦飞,石磊,王亚军,宋凯卓[4]（2018）在《固体火箭超燃冲压发动机燃烧室实验研究》一文中研究指出固体火箭超燃冲压发动机具有密度比冲高、结构简单、成本低、机动性与安全性好、贮存时间长等优势。本文提出了一种中心支板式固体火箭超燃冲压发动机,该发动机由隔离段、中心支板段和扩张燃烧室组成。中心支板采用交错尾部形式,贯穿于隔离段流道中央,用于安装一次火箭,燃气发生器放置于流道外侧。对发动机燃烧室进行了直连式实验,实验模拟了高空飞行马赫数5.2(总温和总压分别为1414K和1.71MPa)。结果表明:1.本文设计了中心支板式固体火箭超燃冲压发动机燃烧室,并对其进行直连实验,验证了燃气发生器中产生的富燃燃气可以在超声速燃烧室中燃烧;2.上下V型块和上下凹腔组合形式的压力和折算推力均高于左右V型块和上下凹腔组合形式,说明上下V型块和上下凹腔组合形式的掺混效果和燃烧效率较好;3.总压损失主要位于中心支板段和燃烧室的扰流装置处,损失主要是由于燃烧室背压影响,使得中心支板段出现激波串,激波打在壁面上形成低压低速区,因此,在中心支板段总压损失严重;由于在第一段燃烧室内添加V型块与凹腔扰流装置,虽然扰流装置提高了固体颗粒的燃烧效率,但是也同样带来了总压损失。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S03吸气式与组合推进技术》期刊2018-08-22）
赵翔,夏智勋,马立坤,吕仲[5]（2018）在《固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验》一文中研究指出针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。(本文来源于《航空兵器》期刊2018年04期）
郑凯斌,李岩芳,曾庆海[6]（2018）在《国外固体火箭冲压发动机飞行试验进展》一文中研究指出固体火箭冲压发动机具有比冲高等优点,但技术应用难度大,通过了解国外固体火箭冲压发动机飞行试验动态,可为国内开展相关技术应用研究提供参考。文中介绍了美国、德国、日本等国家固体火箭冲压发动机飞行试验进展情况,梳理了不同类型固体火箭冲压发动机的技术特点、飞行试验目的、飞行弹道和试验结果,跟踪了国外固体火箭冲压发动机应用进展情况,总结了固体火箭冲压发动机技术现状和后续应用方向。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2018年05期）
查柏林,石易昂,王金金,马云腾[7]（2018）在《固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验方法》一文中研究指出基于自主研发的氧-煤油烧蚀试验系统,发展了一种用于固体火箭冲压发动机补燃室热结构及材料烧蚀研究的试验方法。采用该方法开展了某型室温硫化硅橡胶基绝热材料的烧蚀试验,试验分别在含氧化铝粒子侵蚀和无粒子侵蚀条件下进行,并根据SEM图对比分析了粒子对材料表面微观形貌的侵蚀效应。结果表明:无粒子侵蚀条件下的试样经烧蚀后膨胀并分层,其平均线烧蚀率为-0.025mm/s;而粒子侵蚀条件下的试样平均线烧蚀率为1.901mm/s,试样中心区域的陶瓷层被粒子完全破坏,只留下极薄的热解层和裸露的碳纤维端部,碳纤维周围的基体主胶、颗粒填料及芳纶纤维均被高速焰流氧化剥离,充分说明粒子对绝热层材料的强剥蚀破坏效应;同时也验证了该方法能较好地模拟固冲发动机补燃室内的烧蚀热环境,可用于材料配方的筛选和耐烧蚀性能测试。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年04期）
张爱军,王增辉,陶小亮[8]（2018）在《半导体桥起爆器在固体火箭冲压发动机转级装置中的应用研究》一文中研究指出转级装置是固体火箭冲压发动机(固冲发动机)的重要组成部分,关系着固冲发动机能否实现从助推向冲压的成功转换。进气道堵盖是冲压发动机转级过程中的关键部件之一,可控制气体进入补燃室。提出了一种使用半导体桥起爆器作为起爆装置的易碎式堵盖,起爆时通过点燃半导体桥起爆器使堵盖破碎,使气体进入补燃室,完成固冲发动机转级控制。重点介绍该易碎式堵盖的结构形式、使用特点,并对半导体桥起爆器的转级控制电路进行了介绍。实验结果证明,半导体桥起爆器可应用于固冲发动机转级装置中。(本文来源于《爆破器材》期刊2018年02期）
刘洋,高勇刚,余晓京,霍东兴,杨玉新[9]（2018）在《固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计》一文中研究指出针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2018年04期）
潘冠呈[10]（2017）在《流量可调固体火箭冲压发动机燃气发生器工作特性研究》一文中研究指出固体火箭冲压发动机结构简单,工作性能可靠,在战术导弹领域中占主导地位,然而传统的固体火箭冲压发动机很难改变推力,由于推力调节能力的不足,限制了导弹的灵活性,燃气发生器的流量调节技术使固体火箭冲压发动机保留了原有的优势同时还具备了变推力的能力。本文围绕调节原理和系统设计、稳态数值模拟和非稳态数值模拟等几个方面对流量可调的固体火箭冲压发动机燃气发生器的工作特性展开研究。(1)根据内弹道公式列出了平衡压强计算公式推导过程,分析了燃气流量调节原理,通过期望达到的压强调节范围完成了喷管尺寸的设计,简述了燃气流量调节系统的组成部分,建立了等效喉部面积计算方法。(2)基于燃气发生器工作过程的基本假设,建立了燃气发生器稳态数值模拟计算模型,分析了针阀和喷管的构型、位置、结构等因素对燃气发生器工作特性和燃气发生器羽流流场的影响。采用铺层法建立了燃气发生器非稳态数值计算中模拟针阀运动的动网格计算模型,将数值计算结果与热试车实验结果进行对比,分析了针阀作动速度、燃气发生器自由容积和推进剂压强指数等因素对燃气发生器工作特性的影响。(3)通过对不同构型的针阀喷管进行等效喉部面积响应速度计算和燃气发生器喷管内流场分析及燃气发生器工作性能的对比得知,圆弧型针阀各方面表现良好,为针阀喷管燃气发生器最优构型。大尺寸直径的针阀造成的流动损失较大,并且随着针阀直径的增大,阀体头部受到的温度上升,烧蚀程度加重,不利于针阀的使用和设计。针阀头部构型的不同使得喷管背压比发生变化,改变了羽流流场中马赫盘的位置。(4)针阀作动速度越快,压强响应速度越快,但会产生压强滞后现象,速度越大,滞后现象越明显,同时可能伴随出口质量流率“负调节”现象,通过与稳态计算的对比可知,针阀速度较小时计算结果与稳态计算结果几乎相同。燃气发生器自由容积越大,压强建立时间越长,出口质量流率负调节情况越严重,当自由容积改变时,压强响应速度的主要影响因素发生改变,压强指数的改变对燃烧室压强和燃气发生器出口质量流率的变化趋势没有影响,压强指数越大,压强和出口质量流率的调节比越大。(本文来源于《南京理工大学》期刊2017-12-01）
固体火箭冲压发动机论文开题报告
（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：
利用数值模拟方法研究了不同喷孔参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧过程进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。计算结果表明,喷孔数量、喷射角度θ以及喷孔分布半径r对补燃室的掺混燃烧性能均存在明显影响;其中,喷射角度θ对补燃室掺混燃烧性能的影响最大;存在最佳的喷孔数量使得燃烧效率最大;随着喷射角度θ与喷孔的分布半径r的增加,燃烧效率逐渐增加,但总压恢复系数逐渐减小。
（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。
固体火箭冲压发动机论文参考文献
[1].高勇刚,刘洋,余晓京,霍东兴,杨玉新.固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究[J].推进技术.2019
[2].刘仔,陈林泉,褚佑彪,李伟.燃气喷射方式对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响[J].固体火箭技术.2018
[3].孙兴,祝学军,卢鑫,李新田.固体火箭冲压发动机燃气流量-喷管喉部面积双变量调节特性研究[J].导弹与航天运载技术.2018
[4].梁磊,秦飞,石磊,王亚军,宋凯卓.固体火箭超燃冲压发动机燃烧室实验研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S03吸气式与组合推进技术.2018
[5].赵翔,夏智勋,马立坤,吕仲.固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验[J].航空兵器.2018
[6].郑凯斌,李岩芳,曾庆海.国外固体火箭冲压发动机飞行试验进展[J].弹箭与制导学报.2018
[7].查柏林,石易昂,王金金,马云腾.固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验方法[J].航空动力学报.2018
[8].张爱军,王增辉,陶小亮.半导体桥起爆器在固体火箭冲压发动机转级装置中的应用研究[J].爆破器材.2018
[9].刘洋,高勇刚,余晓京,霍东兴,杨玉新.固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计[J].固体火箭技术.2018
[10].潘冠呈.流量可调固体火箭冲压发动机燃气发生器工作特性研究[D].南京理工大学.2017
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