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PATR发动机高空起动/接力过程动态特性
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作者 苗慧慧 雍雪君 +2 位作者 王祎 马元 刘金鑫 《火箭推进》 北大核心 2025年第2期1-9,共9页
针对预冷空气涡轮火箭(PATR)发动机高空起动/接力特性,开展PATR发动机起动/接力过程动态特性研究。建立了带超声速双旁侧二元进气道PATR飞行器的等效三维流动匹配模型,采用非定常流场数值仿真方法,验证了等效仿真方法的有效性。分析了... 针对预冷空气涡轮火箭(PATR)发动机高空起动/接力特性,开展PATR发动机起动/接力过程动态特性研究。建立了带超声速双旁侧二元进气道PATR飞行器的等效三维流动匹配模型,采用非定常流场数值仿真方法,验证了等效仿真方法的有效性。分析了典型工作点Ma=3.5来流条件下,攻角α=0°与极限工况攻角α=4°时PATR发动机起动/接力过程中内通道流场匹配特性、气动力特性以及发动机内通道气动参数变化特性。结果表明,极限工况攻角α=4°时喘振程度加剧使得进气道与飞行器所受气动力增加,但飞行器所受滚转力矩系数依然在安全范围内。 展开更多
关键词 PATR发动机 超声速双旁侧二元进气道 高空起动/接力 动态特性
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考虑相关性的高速试验台增速齿轮箱可靠性分析
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作者 杜进辅 曲南飞 +1 位作者 杨攀 张延超 《机械科学与技术》 北大核心 2025年第12期2218-2226,共9页
高速试验台增速齿轮箱可靠性要求高,而过高的运转速度易引发多模式失效,为精确评估其可靠性,开展了基于有限元分析、响应面法、蒙特卡洛方法与Copula函数方法的失效相关可靠性分析。首先,基于有限元分析考虑齿轮啮合位置变化对齿轮应力... 高速试验台增速齿轮箱可靠性要求高,而过高的运转速度易引发多模式失效,为精确评估其可靠性,开展了基于有限元分析、响应面法、蒙特卡洛方法与Copula函数方法的失效相关可靠性分析。首先,基于有限元分析考虑齿轮啮合位置变化对齿轮应力的影响,确定齿轮应力最大值;其次,采用中心复合设计(CCD)和拉丁超立方采样(LHS),考虑齿轮材料及载荷参数的离散性,建立齿面接触疲劳、齿根弯曲疲劳和齿面胶合3种失效模式的可靠性参数模型;最后,紧密围绕失效相关问题,采用嵌套Copula函数进行高维建模,对某增速齿轮箱进行系统层面和零件层面的可靠性分析。结果表明:考虑失效相关性的可靠性分析更符合工程实际,有利于精密机械系统的高可靠性设计。 展开更多
关键词 高速试验台 增速齿轮箱 齿轮传动 失效相关 可靠性
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固体燃料空气涡轮火箭发动机研究进展
3
作者 张一鸣 李炳奇 +2 位作者 田照阳 汤祥 石磊 《战术导弹技术》 北大核心 2025年第5期80-94,共15页
固体燃料空气涡轮火箭发动机作为一种先进空天动力系统,兼具推力调节范围大、工作范围广、推重比高、比冲高等优势,受到世界主要军事强国的广泛关注。系统梳理了固体燃料空气涡轮火箭发动机的发展历程及最新动态,重点总结了该领域中的... 固体燃料空气涡轮火箭发动机作为一种先进空天动力系统,兼具推力调节范围大、工作范围广、推重比高、比冲高等优势,受到世界主要军事强国的广泛关注。系统梳理了固体燃料空气涡轮火箭发动机的发展历程及最新动态,重点总结了该领域中的发动机结构设计、固体高能燃料的高效燃烧与控制、高速旋转部件、多相湍流燃烧反应模拟方法、三组合发动机等关键技术的研究现状。指出了当前固体燃料空气涡轮火箭发动机发展所面临的主要挑战,并对其未来发展趋势进行了分析。 展开更多
关键词 固体燃料空气涡轮火箭发动机 结构设计 固体燃料 高效燃烧与控制 高速旋转部件 多相湍流燃烧反应 组合发动机
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双进气道结构下带凹腔补燃室燃烧特性数值研究
4
作者 王彦红 姚弘悦 东明 《大连理工大学学报》 CAS 北大核心 2025年第1期38-47,共10页
针对导弹应用固体冲压发动机补燃室的掺混燃烧问题,通过一次燃气的气相燃烧模型和硼燃料的KING燃烧模型,探究了双侧90°和双侧180°进气条件下带凹腔补燃室(后倾角范围为90°~150°)的温度场和流场分布情况.阐述了凹腔... 针对导弹应用固体冲压发动机补燃室的掺混燃烧问题,通过一次燃气的气相燃烧模型和硼燃料的KING燃烧模型,探究了双侧90°和双侧180°进气条件下带凹腔补燃室(后倾角范围为90°~150°)的温度场和流场分布情况.阐述了凹腔旋流效应及其对燃烧过程和燃烧产物的影响,进行了燃烧性能量化分析.数值结果表明:双侧180°进气条件下凹腔增大了燃料和空气的掺混空间,凹腔截面出现4个大对冲旋涡,掺混更加均匀,有利于燃烧组织,有效燃烧空间更大,补燃室出口总燃烧效率达到85%.双侧90°进气条件下凹腔截面形成逆时针单向旋涡,燃烧集中在狭小空间,对燃烧过程不利,补燃室出口总燃烧效率仅为55%.凹腔后倾角由90°提高到120°时,燃料和空气的掺混空间增大,促进了燃烧过程.凹腔后倾角继续提高到150°,凹腔空间增大改善燃烧的作用微弱. 展开更多
关键词 双进气道结构 凹腔 补燃室 硼颗粒 燃烧过程
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含硼凝胶爆震发动机工作特性分析
5
作者 杨和 黄利亚 +2 位作者 张家瑞 梁坤 龚名荃 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第3期441-449,共9页
为促进凝胶推进剂爆震燃烧的应用,对含硼凝胶爆震发动机的工作特性开展了研究。基于Zeldovich-von Neumann-Doring(ZND)模型,建立了含硼凝胶推进剂/空气爆震波模型,通过爆震波传播试验对模型方法进行了验证,获得模型压力峰预示最大误差... 为促进凝胶推进剂爆震燃烧的应用,对含硼凝胶爆震发动机的工作特性开展了研究。基于Zeldovich-von Neumann-Doring(ZND)模型,建立了含硼凝胶推进剂/空气爆震波模型,通过爆震波传播试验对模型方法进行了验证,获得模型压力峰预示最大误差为8%;开展数值模拟分析了反应当量比、飞行高度和飞行马赫数对发动机工作性能的影响,获得了含硼凝胶爆震发动机工作特性。结果表明,含硼凝胶爆震发动机理论比冲在飞行高度10 km,Ma=2.8条件下可以达到2 270 s。随着当量比由0.7提升至1.1,比冲从2 272 s单调下降至2 050 s,推力则先由380 N增加至445 N,后下降至442 N;飞行高度10~22 km、Ma=2.0~2.8的工况范围下,发动机推力和比冲随着飞行高度的提升分别由445 N和2 270 s单调下降至70 N和2 264 s,随着飞行马赫数的提升则分别由147 N和1 811 s单调增加至445 N和2 270 s。 展开更多
关键词 含硼凝胶推进剂 爆震发动机 多相爆震 爆震波模型 工作特性
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RBCC发动机多源环境载荷特性与潜在应用综述
6
作者 张智栋 刘勇 《航天器环境工程》 2025年第4期445-456,共12页
火箭基组合循环(RBCC)发动机因其宽速域适应性和可重复使用潜力,已成为新一代航天飞行器的关键动力方案之一。文章围绕其复合热力循环机制,系统分析在引射、亚燃、超燃和纯火箭等多模态特征下RBCC发动机所面临的多源环境载荷耦合问题,... 火箭基组合循环(RBCC)发动机因其宽速域适应性和可重复使用潜力,已成为新一代航天飞行器的关键动力方案之一。文章围绕其复合热力循环机制,系统分析在引射、亚燃、超燃和纯火箭等多模态特征下RBCC发动机所面临的多源环境载荷耦合问题,明确其在两级入轨系统、空射平台及高机动巡航导弹等应用场景中的适应性优势。为实现低成本目标,文章进一步探讨了包括结构一体化设计、材料体系优化、整机强度评估、模态转换策略及推进剂创新等关键技术路径,旨在为RBCC发动机的环境适应性设计、工程化实现及批产部署提供理论参考。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 多模态特征 环境载荷 低成本 航天应用
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圆截面超声速燃烧室煤油燃烧特性数值研究
7
作者 王彦红 薛凯迪 +1 位作者 东明 史文帅 《海军航空大学学报》 2025年第6期839-850,共12页
针对高马赫数飞行条件下超燃冲压发动机圆截面燃烧室的结构设计和性能预测问题,采用燃油详细化学反应机理对不同燃料入射角和凹腔后倾角下燃烧室煤油燃烧进行了数值模拟研究。通过燃烧室温度、速度、湍动能的轴向和径向分布,揭示了煤油... 针对高马赫数飞行条件下超燃冲压发动机圆截面燃烧室的结构设计和性能预测问题,采用燃油详细化学反应机理对不同燃料入射角和凹腔后倾角下燃烧室煤油燃烧进行了数值模拟研究。通过燃烧室温度、速度、湍动能的轴向和径向分布,揭示了煤油的掺混和燃烧状况,阐述了氧气、二氧化碳、水的生成和分布机制。探究了燃烧室温度均匀性系数和燃烧效率的轴向变化特征,通过机器学习对两个参数进行了预测。结果表明:燃料入射角增大和凹腔后倾角减小,可改变主流回流区和凹腔回流涡系,燃烧室温度均匀性和燃烧性能得到提高。通过机器学习以燃料入射角、凹腔后倾角、当量比、进气马赫数、轴向位置为输入变量,温度均匀性系数和燃烧效率作为输出变量,训练集和测试集的校正决定系数均大于0.82,可以实现对燃烧性能的有效预测。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 圆截面燃烧室 燃烧机制 机器学习预测
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基于正交试验的固体火箭超燃冲压发动机优化设计
8
作者 冯滢 付文娟 +3 位作者 胡振坤 唐勇 赵马杰 石保禄 《兵工学报》 北大核心 2025年第9期171-183,共13页
为研究固体火箭超燃冲压发动机中硼颗粒点火和燃烧特性以及补燃室结构对发动机燃烧性能的影响,编写表征硼颗粒点火和燃烧过程的用户自定义程序,分析超燃冲压发动机中凝相颗粒的燃烧释能动态特征。基于正交设计试验方法,分别从颗粒特征... 为研究固体火箭超燃冲压发动机中硼颗粒点火和燃烧特性以及补燃室结构对发动机燃烧性能的影响,编写表征硼颗粒点火和燃烧过程的用户自定义程序,分析超燃冲压发动机中凝相颗粒的燃烧释能动态特征。基于正交设计试验方法,分别从颗粒特征参数和发动机结构角度出发,分析硼颗粒粒径、燃气入射角和凹腔深度以及两两之间交互作用对发动机燃烧效率的影响规律。研究结果表明:通过极差和方差分析,各因素对发动机燃烧效率影响大小排序为硼颗粒粒径>粒径与燃气入射角度的交互作用>燃气入射角>凹腔深度>燃气入射角和凹腔深度的交互作用>粒径与凹腔深度的交互作用,最终确定的最优组合燃烧效率达77.01%;硼颗粒粒径对于固体火箭冲压发动机燃烧效率具有高度显著影响,粒径与燃气入射角的交互作用的影响不容忽视。 展开更多
关键词 固体火箭超燃冲压发动机 硼颗粒 正交设计 交互作用 燃烧效率
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火箭基组合循环(RBCC)推进系统概念设计模型 被引量:21
9
作者 黄生洪 何洪庆 +3 位作者 何国强 刘佩进 秦飞 王国辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期1-5,共5页
简述了火箭基组合循环 (RBCC)推进系统及相应概念设计模型的发展与不足 ,并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型。该模型耦合了有限化学反应速率模型 ,考虑了包括变几何截面积、引射流动、燃料喷注... 简述了火箭基组合循环 (RBCC)推进系统及相应概念设计模型的发展与不足 ,并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型。该模型耦合了有限化学反应速率模型 ,考虑了包括变几何截面积、引射流动、燃料喷注、混合、燃烧及摩擦损失等多种影响流动的因素 ,并采用变步长半隐式多步龙格 库塔方法进行了数值求解。 展开更多
关键词 推进系统 概念设计 火箭发动机 引射式冲击发动机 复合式发动机 性能预测 概念模型
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固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究 被引量:33
10
作者 屠秋野 陈玉春 +2 位作者 苏三买 蔡元虎 蹇泽群 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期317-319,345,共4页
建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气... 建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。 展开更多
关键词 固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机 设计状态 非设计状态 数学模型
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双基推进剂高应变率型本构模型的实验研究 被引量:20
11
作者 王蓬勃 王政时 +2 位作者 鞠玉涛 孙朝翔 许进升 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期69-72,共4页
为研究双基推进剂在准静态和高应变率下的压缩力学行为,利用万能材料试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB),对双基推进剂材料进行了单轴压缩实验,得到材料在10-4~103s-1应变率下的应力-应变曲线。实验结果表明,双基推进剂是应变率敏感材... 为研究双基推进剂在准静态和高应变率下的压缩力学行为,利用万能材料试验机和分离式Hopkinson压杆(SHPB),对双基推进剂材料进行了单轴压缩实验,得到材料在10-4~103s-1应变率下的应力-应变曲线。实验结果表明,双基推进剂是应变率敏感材料,屈服应力和初始弹性模量的对数与应变率的对数近似呈线性关系,且表现出韧脆转化现象。利用朱-王-唐非线性粘弹性本构关系,采用最小二乘法拟合了本构材料参数。研究表明,朱-王-唐本构模型能较好地描述双基推进剂在不同应变率条件下的力学行为。 展开更多
关键词 双基推进剂 应变率 分离式HOPKINSON压杆 韧脆转化 本构模型
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火箭基组合推进研究现状与前景 被引量:48
12
作者 秦飞 吕翔 +1 位作者 刘佩进 何国强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期660-665,共6页
对国内外火箭基组合推进系统(RBCC)的研究动态和进展情况进行了总结,阐述了不同时期火箭基组合推进研究计划的重点和所取得的研究成果。分析了火箭基组合推进系统涉及的多项关键技术及其研究进展。论述了火箭基组合推进在两级入轨可重... 对国内外火箭基组合推进系统(RBCC)的研究动态和进展情况进行了总结,阐述了不同时期火箭基组合推进研究计划的重点和所取得的研究成果。分析了火箭基组合推进系统涉及的多项关键技术及其研究进展。论述了火箭基组合推进在两级入轨可重复使用天地往返系统、临近空间及空天飞行器和单级入轨方面的应用前景,并对国内这方面的研究提出了建议。 展开更多
关键词 火箭基组合推进 可重复使用航天器 天地往返 临近空间
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二次燃烧对燃气弹射载荷和内弹道影响数值研究 被引量:17
13
作者 胡晓磊 王辉 +2 位作者 乐贵高 马大为 于存贵 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期776-781,共6页
为了研究二次燃烧对燃气弹射载荷和内弹道的影响,采用有限速率/涡耗散模型模拟初容室内燃气射流与空气的二次燃烧过程,运用域动分层网格更新方法,对导弹尾罩运动区域进行更新。在与实验对比验证的基础上,数值研究了二次燃烧对初容室流... 为了研究二次燃烧对燃气弹射载荷和内弹道的影响,采用有限速率/涡耗散模型模拟初容室内燃气射流与空气的二次燃烧过程,运用域动分层网格更新方法,对导弹尾罩运动区域进行更新。在与实验对比验证的基础上,数值研究了二次燃烧对初容室流场、载荷和内弹道的影响。结果表明,文中建立的数值方法是可靠的,能够有效地捕捉二次燃烧过程中出现的初始压强峰值;富燃燃气与空气发生的二次燃烧使流场温度、压力和载荷高于无二次燃烧流场,而且使导弹出筒时间提前。研究结果可为燃气射流内弹道和结构设计提供理论基础。 展开更多
关键词 燃气弹射 二次燃烧 动网格 载荷 内弹道
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火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究 被引量:16
14
作者 何国强 秦飞 +3 位作者 魏祥庚 曹东刚 黄志伟 刘冰 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第1期1-14,27,共15页
火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点。火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强... 火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点。火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点。围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题。通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理。从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考。 展开更多
关键词 火箭冲压组合发动机 高超声速飞行器 超声速燃烧 燃烧动态特性 火焰稳定 化学动力学
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轴向长度对旋转爆震发动机的影响 被引量:13
15
作者 陈洁 王栋 +2 位作者 马虎 刁吉阳 于栋梁 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期844-849,共6页
采用9组分19步基元反应模型,不考虑黏性、热传导和扩散效应等对流动的影响,对以氢气和氧气为反应混合物的旋转爆震发动机内流场进行计算,研究轴向长度对发动机性能的影响.研究表明:在一定范围内轴向长度对发动机比冲影响很小,轴向长度... 采用9组分19步基元反应模型,不考虑黏性、热传导和扩散效应等对流动的影响,对以氢气和氧气为反应混合物的旋转爆震发动机内流场进行计算,研究轴向长度对发动机性能的影响.研究表明:在一定范围内轴向长度对发动机比冲影响很小,轴向长度过长时会降低发动机比冲.轴向长度对爆震波的压力形成影响很大,轴向长度过小时,爆震波压力不高,过大时,会导致斜激波压力衰减.随着轴向长度的增加,由于膨胀的作用,出口的压力不断降低,轴向长度为200mm时,出口的平均速度最大,此时发动机比冲也达到最大值;周向速度明显减小,降低了周向速度对发动机的不利影响;推力密度峰值逐渐下降;激波前后密度差逐渐减小,这使发动机的推力偏心矩也不断降低,从而可有效地减小角散布等不利影响. 展开更多
关键词 爆震 轴向长度 数值研究 性能分析 流场
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电控固体推进剂点火技术研究 被引量:17
16
作者 王新强 邓康清 +4 位作者 李洪旭 余小波 王鹍鹏 杨育文 朱雯娟 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期313-318,共6页
采用一种层状电极式点火装置,分别研究了电极材料、电极形状和电极极性对电控固体推进剂点火过程的影响。试验结果表明,电极材料、推进剂端面电流密度和电极极性是影响电控固体推进剂点火过程的重要因素,当推进剂两端面电流密度相同时,... 采用一种层状电极式点火装置,分别研究了电极材料、电极形状和电极极性对电控固体推进剂点火过程的影响。试验结果表明,电极材料、推进剂端面电流密度和电极极性是影响电控固体推进剂点火过程的重要因素,当推进剂两端面电流密度相同时,采用不同材料的电极优先点火顺序依次为钛、铝、石墨、铜。当两端电极材料相同时,ESP始终在电流密度较大的一端点火,且电流密度越大,点火效果越好,临界点火电压越低;当两电极与药柱端面的接触面积比为1∶1和0.64∶1时,ESP优先在正极端点火;但当两电极与药柱端面的接触面积比为0.16∶1时,ESP在电流密度较大的一端点火。电控固体推进剂能通过电压控制实现多次点火、熄火循环。 展开更多
关键词 电控固体推进剂 点火 电极 电流密度
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固体火箭冲压发动机设计技术问题分析 被引量:15
17
作者 徐东来 陈凤明 +1 位作者 蔡飞超 杨茂 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期142-147,共6页
总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道... 总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽Ma数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循"开源节流"设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 设计技术 进气道 喷管 燃气发生器
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一种流量可调燃气发生器压强控制算法的研究 被引量:16
18
作者 刘源翔 姚晓先 +1 位作者 聂聆聪 宋晓东 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期43-46,85,共5页
分析了流量可调燃气发生器的工作原理,建立了流量可调燃气发生器的稳态与动态模型,得出了燃气发生器动态时的压强传递函数,并分析了系统时间常数,增益的影响因素,表明燃气发生器动态模型为变参数系统。基于分析结果,设计一种前馈自适应... 分析了流量可调燃气发生器的工作原理,建立了流量可调燃气发生器的稳态与动态模型,得出了燃气发生器动态时的压强传递函数,并分析了系统时间常数,增益的影响因素,表明燃气发生器动态模型为变参数系统。基于分析结果,设计一种前馈自适应PID控制器,有效地克服了系统参数变化对控制带来的影响,提高了系统的响应速度与控制精度。仿真表明,相对于传统的PID控制算法,前馈自适应PID控制具有良好的动态性与鲁棒性。 展开更多
关键词 燃气发生器 压强控制 变参数系统 前馈自适应PID
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高固含量改性双基推进剂的烤燃试验研究 被引量:12
19
作者 丁黎 王琼 +1 位作者 王江宁 张腊莹 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期829-832,837,共5页
采用非限定烤燃试验,测定了高固含量改性双基推进剂药柱的热爆炸临界温度,讨论了固含量与临界温度的关系及临界温度的尺度效应;通过高压热分解研究,获得了高固体含量推进剂热分解反应非等温动力学参数,探讨了固含量对临界温度的影响机... 采用非限定烤燃试验,测定了高固含量改性双基推进剂药柱的热爆炸临界温度,讨论了固含量与临界温度的关系及临界温度的尺度效应;通过高压热分解研究,获得了高固体含量推进剂热分解反应非等温动力学参数,探讨了固含量对临界温度的影响机理。结果表明,固含量由0%增加至50%,热爆炸临界温度由134.5℃上升到156.1℃,3 MPa压力下第一热分解峰温由201.8℃上升到206.2℃(β=10℃/min),表明热稳定性增加;长径比为1的GLX-4药柱临界温度与直径的对数呈线性关系。此外,随着固含量升高,热分解活化能由161.0 k J/mol升高到181.9 k J/mol,揭示了烤燃试验热获得的爆炸临界温度升高这一现象的高压热分解动力学理论依据。 展开更多
关键词 高压 热分解动力学 固含量 推进剂 烤燃试验
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RBCC发动机性能分析模型改进方法研究 被引量:9
20
作者 吕翔 何国强 +2 位作者 刘佩进 秦飞 刘洋 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期387-390,共4页
对已有RBCC发动机性能分析模型的改进方法进行了研究。采用最小吉布斯自由能法,建立了一次火箭燃烧室热力计算模型,并采用冻结流假设进行喷管热力计算;针对以H2O2(L)/JP-10(L)为推进剂的一次火箭进行了热力计算,并与CEA和CHEMKIN等化学... 对已有RBCC发动机性能分析模型的改进方法进行了研究。采用最小吉布斯自由能法,建立了一次火箭燃烧室热力计算模型,并采用冻结流假设进行喷管热力计算;针对以H2O2(L)/JP-10(L)为推进剂的一次火箭进行了热力计算,并与CEA和CHEMKIN等化学热力学软件计算结果进行了对比校验,验证了所建模型计算结果的准确性。建立了采用CFD软件求解二维Euler方程的后体性能分析方法,并基于CFD软件提供的接口函数和PYTHON脚本技术设计了后体自动性能分析流程,自主实现了后体流场分析过程的几何造型、网格划分、边界定义、CFD求解器设置、CFD方程求解及性能参数计算。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 性能分析 热力计算 数值计算
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