导读:本文包含了导弹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:导弹,发动机,空空导弹,推力,马赫数,近程,结构。
导弹发动机论文文献综述
曹冰许[1]（2019）在《空空导弹发动机燃气流量测量试验系统的软件设计与实现》一文中研究指出空空导弹在上天之前需要完成发动机点火系统中燃料流量的测试,使导弹能够在实际高空飞行中实现复杂环境下燃气流量的调节,从而保证导弹发动机在高空复杂环境下顺利完成工作。为了实现上述目标,本文基于xPC架构,并且融入模块化思想提出并设计了空空导弹发动机燃气流量测量试验软件系统。系统中以xPC目标机为控制、采集和计算中心,并且与上位机及远程调试计算机组成上下位计算机系统,上位机运行Labview和Matlab/Simulink软件,目标机运行编译后的Matlab/Simulink控制模型,完成试验台驱动信号、测试信号、时统信号及电源控制等工作,实时将测试数据回传远程调试计算机进行分析。该试验系统既可以通过Simulink模型编译、调试流量控制算法,又可以将测试好的控制算法烧写到发动机控制器满足导弹上天需求。本文的主要工作如下:1.完成导弹发动机燃气流量测量试验系统的总体方案的设计,包括试验系统的架构、组成、上位机与目标机之间的xPC接口、目标机与发动机控制器之间的通信协议。2.根据发动机工作时序的特点设计出目标机外环控制、控制器外环控制和模拟控制叁种不同的控制方式,从压强、流量、位置叁个控制量出发完成产品的测量试验。3.基于Labview软件平台,利用软件工程模块化思想,从设计出的叁种控制方式着手,开发出按照发动机工作时序的燃气流量上位机软件测试系统。通过系统校准、控制方式等模块功能,完成与目标机的实时通信、试验数据的上传和分析。4.目标机使用Matlab/Simulink环境开发目标机外环、控制器外环和模拟控制模型,经RTW工具编译成C代码后下载到目标机,按照发动机工作时序完成试验数据的实时采集和产品控制。针对目标机与产品之间通信问题,设计了一种目标机与产品之间的通信协议。针对燃气流量控制,设计一种控制算法,该算法结合传统PID控制、BP神经网络和粒子群优化(PSO)全局优化整定PID参数。5.通过构建的导弹发动机燃气流量测量试验系统来完成试验,验证流量控制算法的可行性。试验结果表明:导弹发动机燃气流量测量试验系统能够完成流量调节PID控制算法的设计、调试和验证,并在此基础上实现对导弹发动机流量调节的全时序测试。(本文来源于《河南科技大学》期刊2019-05-01）
白涛涛,曹军伟,王虎干,沈欣[2]（2018）在《空空导弹发动机尾流对后弹体烧蚀的数值分析》一文中研究指出针对发动机尾流对空空导弹后弹体的烧蚀现象,采用CFD流场数值计算方法开展了叁维流场数值计算,并与飞行试验结果进行对比,分析了尾流烧蚀后弹体的原因,研究了飞行高度及飞行马赫数对尾流烧蚀效应的影响,结果表明:高速外流与高温尾流在后弹体附近产生的流动干扰是尾流烧蚀后弹体的主要原因;飞行马赫数一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行高度的增加而严重;飞行高度一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行马赫数的增大而减弱;数值模拟与残骸上的烧蚀形貌一致,验证了计算方法的正确性。(本文来源于《航空兵器》期刊2018年04期）
赵国柱[3]（2018）在《俄罗斯研制新型导弹发动机防热材料》一文中研究指出塔斯社2018年5月5日报道,俄罗斯科学院乌拉尔分院技术化学研究所的实验室负责人拉维尔?亚库舍夫近日称,俄科学家在蚕茧原理基础上为导弹发动机"茧"形承力壳体研制了新型防热材料。他指出,在防热材料研制时,必须考虑整个导弹的外部弹道效应,当前发动机的结构布局方案提高了燃烧室中的压力与温度,但同时由于燃烧室本身存在滞留区绕流速度不会显着增高,而燃烧室中的高(本文来源于《航天制造技术》期刊2018年03期）
肖沿海[4]（2017）在《环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略》一文中研究指出针对埋入式进气道在发动机点火时刻对导弹飞行攻角的严格限制,提出了攻角点火窗口的概念;以助推器在低温、常温和高温下的推力数据为基础,分别计算了导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻,并对时刻差异进行动力学分析;为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响,引入伪攻角信号,设计攻角控制律。半实物仿真结果表明,该控制方法能有效消除环境温度变化对导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的影响,且能够使导弹攻角在发动机点火过程中保持稳定,具有一定的工程实用价值。(本文来源于《火力与指挥控制》期刊2017年11期）
周梦琦,薛林,闫晓勇[5]（2017）在《近程防空导弹发动机推力方案优化研究》一文中研究指出以近程防空导弹为背景,探讨了双脉冲推进技术对导弹性能的提升效果。建立了飞行弹道的数学模型,给出了制导方法及推力模型,借用遗传优化算法,以扩大导弹近界至远界各典型弹道的末速度为优化目标,对各种推力方案下推力参数进行了优化。研究表明,相比于传统单级推力形式,双脉冲推力对近程导弹末速度提升明显;优化得到了使导弹末端机动性能最优的双脉冲推力方案,为近程防空导弹双脉冲发动机的设计提供了理论依据。(本文来源于《现代防御技术》期刊2017年05期）
王永帅,董可海,张波,唐岩辉[6]（2017）在《舰载导弹发动机药柱蠕变损伤研究》一文中研究指出针对舰载立式贮存导弹固体发动机药柱蠕变的问题,通过对推进剂试件进行不同应力水平下蠕变试验,拟合蠕变时间硬化率方程,利用ABAQUS有限元软件对舰载立式贮存导弹固体发动机药柱进行分析。研究结果表明:舰载立式贮存的导弹发动机药柱在振动作用下应力载荷也呈周期性变化,重力和振动载荷引起发动机药柱内表面变形,中部变形最大,尾部次之,头部较小,蠕变占药柱总变形的60%以上,蠕变效应不可忽视。蠕变仿真得到的药柱变形方式,可为发动机寿命预估提供依据。(本文来源于《兵工自动化》期刊2017年06期）
高飞,刘俊学,黄少波[7]（2017）在《FTA在某机载导弹发动机点火控制安全性分析中的应用》一文中研究指出简要介绍故障树分析方法,分析某机载导弹发动机采用冲击片直列式点火器后点火系统的危险因素,绘制点火控制功能框图,以发动机意外点火为顶事件建立故障树,求出相应的最小割集,得到某机载导弹发动机意外点火的原因或原因组合,并进行了重要度定性分析,对采用直列式点火器安全性,提出了可行性建议,为后续空空导弹的安全性设计提供了理论依据。(本文来源于《科技创新与应用》期刊2017年14期）
王玉峰,董可海,卢洪义,黄卫东,李高春[8]（2017）在《导弹发动机结构专修室建设》一文中研究指出针对目前导弹发动机专业教学存在的问题,并结合学历教育、任职教育、士官高职和任职培训等多个层次学员特点,探讨了导弹发动机结构专修室(专业研修教室)建设的紧迫性和可行性,提出了具体的建设要求、建设思路、功能划分、具体配置,构建了基于理论教学和实践教学一体化的导弹发动机结构专修室,通过建设证明基于导弹发动机结构专修室教学模式能够提高学员的学习效果,有利于学员综合素质的培养和导弹发动机专业教学水平的提升,也为促进学院教学保障条件建设、创新发展提供了有益的参考。(本文来源于《实验技术与管理》期刊2017年S1期）
刘丙杰,冀海燕,杨继锋[9]（2017）在《基于支持向量机集成的导弹发动机压力预测》一文中研究指出针对导弹发动机压力下降难以预测的问题,根据某型导弹发动机压力实测数据,首先将实测数据进行插值处理,然后利用前5组数据为输入数据,后一组数据为预测数据,采用支持向量机集成方法对导弹发动机压力进行模型辨识,实现导弹发动机压力预测。通过对3组发动机压力实测数据进行仿真分析,发现支持向量机集成预测误差最大为0.102%,满足导弹发动机压力预测要求,对导弹发动机压力预防性维修具有重要作用。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2017年01期）
林庆章[10]（2016）在《高速动能导弹发动机壳体用含能材料研究》一文中研究指出本文就“推打一体化”高速动能导弹或“弹箭一体化”高速动能导弹新概念,开展了推打一体化的基本原理、打击增能和可行性分析,还进行了关键材料探索研究。按照高马赫数导弹所需的推进条件和Al/Ni含能结构材料作为固体发动机含能壳体以增加导弹总打击能量的设想,研究了固体推进剂、含能壳体及其它结构的相互关系,进行了Al/Ni反应材料的高速撞击反应试验,探索了Al/Ni材料的制备方法,表征了材料的微观结构、热反应性能和结构力学性能。研究表明,4倍于固体发动机燃烧室10MPa压强的工况下,370MPa水平的Al/Ni含能结构材料作为发动机含能壳体是可行的,导弹最大速度能够达到2200m/s。当Al/Ni中的50%Al撞击氧化放热时,导弹打击能量增加175%。模拟大气环境下的高速撞击试验显示,Al/Ni中的金属元素氧化放热反应非常显着,撞击速度越高,击穿后的反压碎片云越接近于球形爆炸状,表明能量释放得更多、更快,高能推进剂模拟物能显着加强反应碎片云。通过热压法制备的Al/Ni含能结构材料拉伸强度可达到231MPa,起始反应温度533℃。金属氧化物添加剂提高了Al/Ni材料起始反应温度,降低了力学性能。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2016-11-01）
导弹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：
针对发动机尾流对空空导弹后弹体的烧蚀现象,采用CFD流场数值计算方法开展了叁维流场数值计算,并与飞行试验结果进行对比,分析了尾流烧蚀后弹体的原因,研究了飞行高度及飞行马赫数对尾流烧蚀效应的影响,结果表明:高速外流与高温尾流在后弹体附近产生的流动干扰是尾流烧蚀后弹体的主要原因;飞行马赫数一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行高度的增加而严重;飞行高度一定时,尾流对后弹体的烧蚀随着飞行马赫数的增大而减弱;数值模拟与残骸上的烧蚀形貌一致,验证了计算方法的正确性。
（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。
导弹发动机论文参考文献
[1].曹冰许.空空导弹发动机燃气流量测量试验系统的软件设计与实现[D].河南科技大学.2019
[2].白涛涛,曹军伟,王虎干,沈欣.空空导弹发动机尾流对后弹体烧蚀的数值分析[J].航空兵器.2018
[3].赵国柱.俄罗斯研制新型导弹发动机防热材料[J].航天制造技术.2018
[4].肖沿海.环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略[J].火力与指挥控制.2017
[5].周梦琦,薛林,闫晓勇.近程防空导弹发动机推力方案优化研究[J].现代防御技术.2017
[6].王永帅,董可海,张波,唐岩辉.舰载导弹发动机药柱蠕变损伤研究[J].兵工自动化.2017
[7].高飞,刘俊学,黄少波.FTA在某机载导弹发动机点火控制安全性分析中的应用[J].科技创新与应用.2017
[8].王玉峰,董可海,卢洪义,黄卫东,李高春.导弹发动机结构专修室建设[J].实验技术与管理.2017
[9].刘丙杰,冀海燕,杨继锋.基于支持向量机集成的导弹发动机压力预测[J].弹箭与制导学报.2017
[10].林庆章.高速动能导弹发动机壳体用含能材料研究[D].国防科学技术大学.2016
论文知识图
