导读:本文包含了固冲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:发动机,可调,燃气,固体,气道,喷管,流量。
固冲发动机论文文献综述
郑凯斌,郭荣春,李岩芳,平丽[1]（2019）在《固冲发动机补燃室温度场及热应力分析》一文中研究指出针对选用炭化复合材料在双下侧进气口构型条件下补燃室绝热结构开展了单向流固耦合数值计算,分析了补燃室内不均匀温度场以及不同隔热材料的热应力。补燃室内温度场不均匀分布对绝热层烧蚀的影响较为显着,温度相对较高的位置绝热层烧蚀也较为严重;随着隔热材料的热膨胀系数的增加,绝热结构内表面的热应力明显增大,绝热结构更易出现局部裂纹和脱落;将数值计算结果与试验结果进行了对比分析,具有较好的一致性。结果表明,补燃室进气口下游的壁温最高,进气口下游后段的绝热层烧蚀最为严重;采用GXJ隔热层的绝热结构相比叁元乙丙隔热层,绝热结构的热应力增加约59%,绝热结构的整体结构稳定性显着降低。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2019年05期）
王安,曾庆华,周宇宸[2]（2019）在《基于系统构型替换的固冲发动机故障模式半实物仿真》一文中研究指出为全面快速验证冲压发动机的故障检测算法,基于构型替换建立了能模拟多种固冲发动机故障的仿真验证平台。基于此平台,搭建了发动机点火故障模型、压强传感器故障模型、设备接口模型,以及与真实控制器中检测算法具有相同外部接口和系统构型的故障检测算法模型等。通过系统构型的切换,将同一个故障模式注入故障检测算法模型和真实发动机系统,并通过对比同一组故障模式下故障检测模型检测结果与发动机控制系统检测结果,来对发动机控制器中的故障检测算法进行快速验证。以无喷管助推器点火的检测为例,讲述了该方法的建模、实验验证及分析过程,此外,该方法还能应用到无喷管助推器关机、进气道前后堵盖打开、燃气发生器点火、燃气流量容错控制等多个故障模式的仿真模拟与验证,具有很强的通用性,能大大地降低控制系统开发与验证的时间成本,具有很强的应用价值。(本文来源于《国防科技大学学报》期刊2019年04期）
谭正一[3]（2019）在《一种固冲发动机纯净来流气源系统设计》一文中研究指出为了模拟固冲发动机飞行状态下来流总压、总温,在地面试验中需要高压气源,同时要利用特制加热器对空气进行加热。来流品质对固冲发动机性能影响的研究有重要意义,一些部件考核试验也需要洁净空气。为满足纯净来流的试验需求,分析了常用加热方法的特点,提出了气罐内部封闭电加热的方法,实现了空气无污染加热。对系统组成及工作原理、解决的技术问题、温度仿真计算、试验应用等方面进行了详细介绍,表明气罐内部封闭电加热方式是一种可行的纯净空气加热方案。(本文来源于《航空科学技术》期刊2019年05期）
韩建涛,孙顺利,李纲,王恒[4]（2019）在《固冲发动机进气道半自由射流试验直管扩压器研究》一文中研究指出研究了固冲发动机进气道转级试验的半自由射流试验台,通过在射流喷管后加装直管扩压器,采用数值模拟方法计算喷管在同一飞行马赫数不同飞行高度下的启动性能,并进行试验验证。试验结果表明,加装直管扩压器的试验方法可以提高模拟的飞行高度,并大大降低试验台建设成本,利用该试验方法可为固冲发动机进气道转级试验研究提供有效的试验流场。(本文来源于《航空兵器》期刊2019年04期）
李业明,徐向华,彭灿[5]（2019）在《尾喷管可调变流量固冲发动机控制模拟》一文中研究指出针对目前变流量固冲发动机固定几何尾喷管引起的发动机推力性能下降,控制过程发动机稳定性难以保证的问题,提出尾喷管可调与燃气流量可调的复合控制方案。采用集总参数法对固冲发动机建模,对固冲发动机系统进行控制回路划分,设计各个子回路控制方案。使用闭环PID控制方案实现固冲发动机变推力与变高度过程,模拟结果表明变推力与变高度过程均用时较短,参数超调量与负调量小,控制过程平稳快速。得出复合控制方案能保障固冲发动机控制过程的稳定性,维持发动机各个部件工作性能的结论。(本文来源于《计算机仿真》期刊2019年02期）
宋少倩,陈新民,卢鑫,刘娟,韩英宏[6]（2018）在《面向控制的固冲发动机建模技术研究》一文中研究指出为实现导弹速度的精确控制,从控制系统设计与仿真需求角度出发,提出了一种降低动力与导弹总体参数、环境耦合的稳态性能建模方法和利于工程设计用的固冲发动机动态特性建模方法,分析获得了其慢响应和非最小相位的特点。仿真对比表明:采用动态特性建模方法建立的模型可用于速度控制的设计、分析与仿真。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2018年06期）
刘凯,李江,刘洋,高远皓,朱根[7]（2018）在《涡轮增压固冲发动机(TSPR)爬升方案与性能研究》一文中研究指出为了证明涡轮增压固冲发动机(TSPR)具有自主加速飞行的能力,进而得到合适的弹道飞行方案,开展了TSPR爬升飞行方案研究。首先通过借鉴已有弹体参数,分析了以高空巡航状态为设计点和以最大功率状态为设计点时,飞行器在弹道飞行范围内的非设计点性能。随后对比了发动机推力和飞行器阻力大小,得出:当TSPR以高空巡航点为设计点时,TSPR在爬升段(非设计点)所提供的推力小于飞行器阻力,难以实现自主爬升;当TSPR以最大功率状态为设计点,且采用等相对换算转速的调节规律时,TSPR具有优良的爬升加速性能,能够从(3km,Ma0.9)加速爬升至(10km,Ma2.2)状态巡航,其射程是固体火箭发动机的叁倍,这证明TSPR在具有自主加速飞行能力的同时还具有良好的比冲性能。(本文来源于《推进技术》期刊2018年03期）
柴金宝,陈雄,周景亮,何坤[8]（2019）在《固冲发动机燃气发生器流量调节优化控制》一文中研究指出燃气发生器的燃气流量调节既能有效改变固冲发动机的推力,又可使固冲发动机工作点在空燃比附近,保证发动机高效、安全工作的同时具有良好的推力调节能力。但在燃气流量调节系统中存在负调现象,负调量较难控制且难以通过点火实验精确地测量。为了对燃气流量调节进行优化控制,推导了系统的开环传递函数并分析该系统为非最小相位系统。通过从基本工作原理上分析负调现象,解释出负调现象的产生原因是由于压强的响应滞后于喷喉面积的变化,并得出负调现象的起始条件、终止条件及影响因素。以电动锥阀式流量调节系统为例,使用Matlab/Simulink分别对不同的脉冲频率、自由容积、初始喷喉面积条件下的燃气流量动态响应进行仿真。仿真结果验证了理论分析的正确性,并得出适合该系统的驱动步进电机的脉冲频率值,为燃气流量调节的优化控制与实验提供了参考依据。(本文来源于《计算机仿真》期刊2019年02期）
张荣胜[9]（2017）在《固冲发动机新型进气道设计与调节规律研究》一文中研究指出本文通过弯曲激波压缩的方式进行二元进气道的反设计。同时,为了使进气道能够在宽范围内有效的工作,探索了一种进气道变几何方案。首先,在设计马赫数下,给定压缩面的壁面压力分布函数,然后根据特征线理论反求壁面点坐标,从而确定进气道压缩壁面。研究表明,这样,压缩面上每一点都产生一道压缩波,进气道压缩效率提高。其次,在二维模型下,探究了一种变几何进气道调节方案。研究结果表明,变几何进气道性能优于定几何进气道。在转级马赫数下,其相对流量系数提升了15.9%,总压恢复系数提升了4%;在设计马赫数下,变几何进气道抗反压能力提升了6.6%。最后,通过叁维模型对比分析了定/变几何进气道的流场特性及性能特性。结果表明,在转级马赫数下,定几何进气道不能起动;变几何进气道在该马赫数下可实现顺利起动;在马赫数4时,变几何进气道性能优于定几何进气道,其总压恢复系数、相对流量系数以及抗反压分别提升了3.9%、10%、14.2%;在马赫数4.5时,变几何进气道性能优于定几何进气道,其总压恢复系数、相对流量系数以及抗反压分别提升了3.6%、9%、28.5%;当增大设计马赫数时,有利于高马赫数工况点进气道性能的提升,但同时也会降低低马赫数工况点下进气道的性能。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-12-01）
牛楠,赵永涛,张强[10]（2017）在《X型进气道布局固冲发动机一体化流场研究》一文中研究指出以某X型进气道布局固冲发动机为研究对象,基于弹身/进气道/补燃室一体化模型,研究了空燃比和飞行攻角对固冲发动机性能和流场结构的影响。结果表明:随着空燃比增加推力呈线性趋势逐渐减小,空燃比10附近燃烧效果最优;随着飞行攻角增加,发动机推力随之减小,同时导致进气道安全裕度急剧下降,燃烧效率在0°攻角时相对较优。0°攻角时,补燃室内部高温区域主要集中在中轴线附近,呈X型对称分布,随着空燃比增大,高温区的面积和温度均呈逐渐减小的趋势;随着攻角增加高温区逐渐靠近补燃室上壁面,不有利于补燃室热防护。通过与地面直连试验结果对比表明,仿真与试验结果规律趋势一致,在数值上吻合较好。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——吸气式与组合推进技术》期刊2017-08-23）
固冲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：
为全面快速验证冲压发动机的故障检测算法,基于构型替换建立了能模拟多种固冲发动机故障的仿真验证平台。基于此平台,搭建了发动机点火故障模型、压强传感器故障模型、设备接口模型,以及与真实控制器中检测算法具有相同外部接口和系统构型的故障检测算法模型等。通过系统构型的切换,将同一个故障模式注入故障检测算法模型和真实发动机系统,并通过对比同一组故障模式下故障检测模型检测结果与发动机控制系统检测结果,来对发动机控制器中的故障检测算法进行快速验证。以无喷管助推器点火的检测为例,讲述了该方法的建模、实验验证及分析过程,此外,该方法还能应用到无喷管助推器关机、进气道前后堵盖打开、燃气发生器点火、燃气流量容错控制等多个故障模式的仿真模拟与验证,具有很强的通用性,能大大地降低控制系统开发与验证的时间成本,具有很强的应用价值。
（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。
固冲发动机论文参考文献
[1].郑凯斌,郭荣春,李岩芳,平丽.固冲发动机补燃室温度场及热应力分析[J].固体火箭技术.2019
[2].王安,曾庆华,周宇宸.基于系统构型替换的固冲发动机故障模式半实物仿真[J].国防科技大学学报.2019
[3].谭正一.一种固冲发动机纯净来流气源系统设计[J].航空科学技术.2019
[4].韩建涛,孙顺利,李纲,王恒.固冲发动机进气道半自由射流试验直管扩压器研究[J].航空兵器.2019
[5].李业明,徐向华,彭灿.尾喷管可调变流量固冲发动机控制模拟[J].计算机仿真.2019
[6].宋少倩,陈新民,卢鑫,刘娟,韩英宏.面向控制的固冲发动机建模技术研究[J].导弹与航天运载技术.2018
[7].刘凯,李江,刘洋,高远皓,朱根.涡轮增压固冲发动机(TSPR)爬升方案与性能研究[J].推进技术.2018
[8].柴金宝,陈雄,周景亮,何坤.固冲发动机燃气发生器流量调节优化控制[J].计算机仿真.2019
[9].张荣胜.固冲发动机新型进气道设计与调节规律研究[D].南京航空航天大学.2017
[10].牛楠,赵永涛,张强.X型进气道布局固冲发动机一体化流场研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——吸气式与组合推进技术.2017
论文知识图
