导读:本文包含了整体式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:发动机,固体,火箭,整体式,喷管,助推器,数值。
整体式冲压发动机论文文献综述
何勇攀,陈玉春,李立翰[1]（2015）在《整体式固体火箭冲压发动机转级过程数值仿真》一文中研究指出为了研究整体式固体火箭冲压发动机从助推级向冲压发动机级的工况转换(转级)过程,采用双时间步推进方法,求解非定常、叁维、有化学反应的Navier-Stokes方程组,得到了发动机进气道/燃烧室一体化流场在转级过程中的变化情况,分析了相关因素对转级过程的影响。仿真研究表明,进气道出口堵盖打开前,进气道内气流保持压力振荡状态,振荡频率主要与飞行高度相关;堵盖打开后,空气与一次燃气进入补燃室掺混并燃烧,过程中发动机内流场发生剧烈的变化;堵盖打开时燃烧室内的压力对于进气道的起动至关重要。上述研究对于整体式固体火箭冲压发动机设计具有指导意义。(本文来源于《计算机仿真》期刊2015年03期）
张晓航,李立翰,何勇攀[2]（2014）在《整体式液体冲压发动机堵盖应用研究》一文中研究指出随着军事技术的发展,整体式液体冲压发动机成为新型空射导弹动力系统的优选方案。本文对空射导弹用整体式液体冲压发动机不同形式的进气道出口堵盖进行了比较,重点介绍了一种易碎式堵盖,并对其受力和破碎性情况进行了分析和验证,结果表明该易碎式堵盖可以满足整体式液体冲压发动机对进气道出口堵盖设计时的强度、密封等要求,可为其在未来先进空射导弹上的应用提供参考。(本文来源于《航空兵器》期刊2014年05期）
喻银飞[3]（2013）在《整体式固体火箭冲压发动机内外弹道一体化计算》一文中研究指出当今战争对弹箭武器提出了更快更远的要求。冲压发动机增程技术具有结构简单增程率高、终点动能高等特点,已经成为了各国军事研究的重点热点内容。ISPR可以用作为增程动力装置。故可以大量地应用于火箭导弹等武器上。固冲发动机在推进剂质量相同的情况下比其他的续航动力推进装置具有较高的比冲。故为了提高火箭导弹武器的飞速和射程而将固冲发动机应用在传统的火箭武器上。本文首先介绍了ISPR的国内外的研究现状以及本课题的研究背景,介绍了国内外ISPR应用研究的进展和无喷管火箭助推器技术。基于最小自由能发提出了热力计算的模型,以此为基础分析了ISPR的理论性能,为ISPR的初步设计提供理论依据。在此基础上,建立起了ISPR的初步设计模型和性能计算模型。研究分析了ISPR的进气道和燃气发生器的设计方法,分析了固体火箭冲压发动机的非设计点性能。建立了无喷管助推器内弹道模型,计算了内弹道性能,并与可抛式助推器性能比较。在以上基础上建立了冲压增程火箭弹的内外弹道一体化模型,根据ISPR的初步设计模型与性能计算模型,结合火箭弹的气动参数与外弹道数据,对冲压增程火箭弹的飞行过程进行仿真,并分析了ISPR的性能对增程火箭弹性能的影响。通过MATLAB高级计算语言将以上仿真计算过程实现,进行ISPR的内弹道和外弹道计算,分析所设计的ISPR的弹道特性,并且还分析了冲压发动机工作过程对火箭弹射程的影响以及无喷管助推器对火箭弹外弹道性能的影响。本文的研究方法和数据以及一些有用的结论可以为冲压增程火箭弹的工程设计提供一定的有益的指导。(本文来源于《南京理工大学》期刊2013-12-01）
段小龙,毛根旺,王玉峰[4]（2011）在《整体式液体冲压发动机级间分离仿真研究》一文中研究指出应用数值方法对整体式液体冲压发动机进气道整流罩打开及助推器分离过程进行了研究。动网格采用结构网格中的Chimera重迭网格技术,空间离散格式采用Roe格式,控制方程采用雷诺平均N-S方程,湍流模型为标准k-ε模型。计算结果发现,进气道整流罩打开后高速气流开始充填发动机内通道,发动机头部脱体激波迅速向唇口方向移动,进气道头部斜激波系建立,气流以当地声速向发动机出口方向移动。高压气流到达助推器头部时助推器开始分离,整个分离过程燃烧室压力呈大幅振荡,分离时间为0.072 2 s。由于分离时间很短,冲压发动机可以在助推器推出后再点火起动。(本文来源于《西北工业大学学报》期刊2011年06期）
周磊,马聪慧,张亮[5]（2011）在《整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究》一文中研究指出根据整体式固体火箭冲压发动机的工作情况,分析了尾喷管堵盖的设计要求,确定了环氧树脂胶的粘接方案,提出了易碎式堵盖和简易球面堵盖两种设计方案。通过有限元仿真对方案进行了优化设计,并对简易球面堵盖进行了验证试验,结果表明该方案满足设计要求。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2011年02期）
顾炎武[6]（2008）在《整体式固体火箭冲压发动机飞行试验》一文中研究指出在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。(本文来源于《推进技术》期刊2008年01期）
李春光,吴达章,王健[7]（2005）在《整体式液体冲压发动机带头部稳定器燃烧室试验研究》一文中研究指出研究了4个旁侧进气的整体式液体冲压发动机带头部稳定器燃烧室点火起动、燃烧效率及燃烧稳定性能。采用了不同点火能量的点火器、多种头部稳定器和喷油环方案,在发动机直连试验台上进行了试验。通过试验获得了燃烧室的点火起动、燃烧效率及燃烧室贫油熄火性能。增加点火器的点火能量可以显着的缩短燃烧室的点火时间。适当增加稳定器径向宽度有利于提高燃烧效率和燃烧的稳定性。配比恰当的燃油浓度分布,可以使燃烧效率有效提高,增宽贫油熄火范围。对带四个旁侧进气道有头部稳定器的燃烧室,容易引起尾喷管进口壁面周向温度场不均匀。采用精细设计的隔热屏,可以显着的降低尾喷管进口壁面周向温差。(本文来源于《中国宇航学会2005年固体火箭推进第22届年会论文集（发动机分册）》期刊2005-10-01）
李岩芳,魏和平,陈林泉[8]（2005）在《整体式固体火箭冲压发动机进气道设计技术研究》一文中研究指出进气道是整体式固体火箭冲压发动机的重要部件之一,进气道设计是弹机一体化设计工作中举足轻重的因素,对发动机性能亦影响巨大。为了获得较高的进气道总压恢复系数、流量系数,本文从理论计算、吹风试验两方面进行综合研究,设计并考核了整体式固体火箭冲压发动机进气道的设计。(本文来源于《中国宇航学会2005年固体火箭推进第22届年会论文集（发动机分册）》期刊2005-10-01）
谷良贤,龚春林[9]（2004）在《基于遗传算法的组合优化方法在整体式冲压发动机导弹一体化设计中的应用》一文中研究指出应用标准遗传算法进行了整体式冲压发动机导弹的优化设计 ,根据优化结果分析了标准遗传算法的计算特性。并将其与局部搜索性能良好的算法——复合形法进行结合 ,提出一种基于遗传算法的组合优化方法。计算结果表明 ,改进后的方法明显地提高计算效率 ,改善优化结果。(本文来源于《西北工业大学学报》期刊2004年03期）
曹军伟,王虎千,蔡选义,孙振华[10]（2002）在《整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用》一文中研究指出介绍了国外中远程空空导弹及其动力装置的概况与发展趋势,对于整体式固体火箭冲压发动机的技术特点和其在空空导弹上应用需解决的主要技术问题进行了分析,并对空空导弹用整体式固体火箭冲压发动机今后的发展提出了自己的看法。(本文来源于《航空兵器》期刊2002年04期）
整体式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：
随着军事技术的发展,整体式液体冲压发动机成为新型空射导弹动力系统的优选方案。本文对空射导弹用整体式液体冲压发动机不同形式的进气道出口堵盖进行了比较,重点介绍了一种易碎式堵盖,并对其受力和破碎性情况进行了分析和验证,结果表明该易碎式堵盖可以满足整体式液体冲压发动机对进气道出口堵盖设计时的强度、密封等要求,可为其在未来先进空射导弹上的应用提供参考。
（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。
整体式冲压发动机论文参考文献
[1].何勇攀,陈玉春,李立翰.整体式固体火箭冲压发动机转级过程数值仿真[J].计算机仿真.2015
[2].张晓航,李立翰,何勇攀.整体式液体冲压发动机堵盖应用研究[J].航空兵器.2014
[3].喻银飞.整体式固体火箭冲压发动机内外弹道一体化计算[D].南京理工大学.2013
[4].段小龙,毛根旺,王玉峰.整体式液体冲压发动机级间分离仿真研究[J].西北工业大学学报.2011
[5].周磊,马聪慧,张亮.整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究[J].弹箭与制导学报.2011
[6].顾炎武.整体式固体火箭冲压发动机飞行试验[J].推进技术.2008
[7].李春光,吴达章,王健.整体式液体冲压发动机带头部稳定器燃烧室试验研究[C].中国宇航学会2005年固体火箭推进第22届年会论文集（发动机分册）.2005
[8].李岩芳,魏和平,陈林泉.整体式固体火箭冲压发动机进气道设计技术研究[C].中国宇航学会2005年固体火箭推进第22届年会论文集（发动机分册）.2005
[9].谷良贤,龚春林.基于遗传算法的组合优化方法在整体式冲压发动机导弹一体化设计中的应用[J].西北工业大学学报.2004
[10].曹军伟,王虎千,蔡选义,孙振华.整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用[J].航空兵器.2002
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