导读:本文包含了变几何发动机论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:亚燃冲压发动机,可调进气道,超声速进气道,尾喷管
变几何发动机论文文献综述
张羽,骆家文,陈凤明,裘云,于志明[1]（2018）在《变几何流道亚燃冲压发动机发展必要性探究》一文中研究指出本文从理论分析角度,对目前亚燃冲压发动机设计思路、存在问题进行了分析,对变几何通道亚燃冲压发动机解决方案、研究意义进行了论述,说明了发展和研究变几何通道冲压发动机的必要性,同时也指出了发展该技术的难点和应注意问题。(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）
骆广琦,管磊,曾剑臣,吴涛,胡砷纛[2]（2017）在《变循环发动机双涵道模式下变几何控制探索》一文中研究指出为了实现变循环发动机的性能优化,利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能提升。在节流优化过程中,采用了单独减小高压转子转速和协同调节高低压转子转速两种控制方案,并计算了巡航状态时在这两种控制方案下发动机由最大推力到50%最大推力的节流过程中,发动机性能参数和工作参数的变化。计算结果表明:在高度为11km、马赫数为0.9条件下,保持进口流量不变,在50%最大推力时协同调节方案相比单一调节方案,发动机的耗油率下降了5.997%,另一个巡航状态(高度为9km,马赫数为0.8)下也有相似的结果。这表明采用高低压转速协同控制能对发动机进行更有效的控制,进一步改善了发动机的巡航性能。(本文来源于《推进技术》期刊2017年05期）
李承隆[3]（2017）在《一种ATR发动机用变几何进气道设计及流场控制研究》一文中研究指出本文设计了一种与空气涡轮火箭(ATR)发动机相匹配的带有泄流腔的二元变几何进气道,采用唇口开设泄流槽的方法拓展进气道工作马赫数上限,通过叁维数值仿真研究了带弹体水平一字布局时的进气道性能和不同形状的过渡段对发动机入口畸变的影响。首先,对变几何进气道型面进行了设计,并且对其几何型面参数进行研究。结果表明:在较高来流马赫数下,采用比较大的第二级压缩角可以得到更高的进气道性能。适当提高进气道的第叁级压缩角可以使进气道在设计马赫数的激波强度更平均以减小总压损失,但是会减小进气道在低来流马赫数下的流量系数。该二元变几何进气道,在Ma1.8到Ma3.5之间均可正常工作,在设计马赫数3.5时,总压恢复系数为0.519,流量系数为0.965。然后,为了拓宽进气道在超额定状态下的工作范围,在进气道唇口位置开设了泄流槽,并针对泄流槽的几何参数对进气道流场和气动性能的影响了进行数值仿真研究。结果表明:采用唇口泄流槽可将进气道工作范围上限从Ma3.5提高到Ma4.5。采用向前倾斜、宽度为1mm、(?)≥1的泄流槽可以在对进气道性能几乎不产生影响的同时改善进气道在超额定状态的流场。接着,对进气道带弹体水平一字布局的进气道开展了叁维仿真,结果表明:弹身对总压恢复系数和流量系数的影响随着来流马赫数的增加而增加。在设计马赫数下,进气道入口前总压恢复系数为0.942,流量系数为0.949,进气道出口的总压恢复系数0.450,流量系数为0.913。在正攻角状态下,进气道性能有所上升,但是过高的攻角会使进气道产生分离区,而在负攻角状态下进气道性能显着下降。有侧滑角时,过渡段出口处的总压恢复系数和流量系数随侧滑角增大而减小。最后对进气道出口连接发动机进口的过渡段对总压畸变的影响进行了研究,发现总压畸变指数随过渡段长度的增加而增加。在研究的范围内,采用前急后缓中心线形状、前缓后急的面积变化规律的过渡段其总压畸变指数较低。扩大进气道出口面积可以有效降低Ma1.8时总压畸变指数。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-03-01）
刘晓伟,石磊,刘佩进,何国强[4]（2016）在《一种组合循环发动机变几何进气道方案》一文中研究指出用于空天往返的组合循环发动机工作马赫数范围宽,为此提出了一种采用双通道调节的变几何进气道设计方案:用一道隔板将进气道内压段分为上下2个通道,低马赫数时,上下2个通道同时进气,高马赫数时,通过旋转外压段最后一道压缩面关闭下通道后,仅上通道进气,从而实现进气道压缩角和收缩比的大范围调节。研究表明,该变几何进气道在Ma=2.2~7.0范围内具有较高的总压恢复系数,尤其是具有很高的流量系数,且大部分区间出口马赫数合适,该变几何进气道方案调节过程简单、可靠,容易实现。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2016年06期）
徐斌,周帆,杨世春,田富刚,谭龙兴[5]（2017）在《航空发动机变几何涡轮增压性能研究》一文中研究指出提出了一种变几何涡轮增压器用于发动机高空恢复功率的方法,并对其调节规律和相关特性进行研究。依据涡轮流动模型,分析了相同工况下不同喷嘴环开度对涡轮增压器工作的影响。在GT-POWER中建立了变几何涡轮增压发动机模型,通过全高度下不同工况的仿真分析,验证了变几何涡轮增压发动机恢复海平面功率的应用。结果表明,匹配了变几何涡轮增压器的发动机能够显着提高发动机高空可调范围,其使用升限从5 km提升到了6 km,对变几何涡轮增压器应用于恢复功率与喷嘴环开度的调节规律具有指导意义。(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2017年08期）
骆广琦,李游,刘琨,吴涛,胡砷纛[6]（2014）在《变循环发动机组合变几何调节方案》一文中研究指出基于面向对象的设计思想,设计出了一个双涵道变循环发动机(VCE)的性能计算模型,并选取了双涵道VCE具有代表性的典型工作点,进行了双涵道VCE的组合变几何调节的相关研究.结果表明:在双涵道VCE的亚声速巡航和超声速巡航工作点,合理调节风扇导流叶片角度可以更大程度发挥双涵道VCE性能优势;在亚声速巡航工作点时选取的方案4和超声速巡航工作点时选取的方案4均比双涵道VCE设计点的变几何调节方案性能更优.(本文来源于《航空动力学报》期刊2014年10期）
刘勤,李刚团,王为丽,白磊[7]（2014）在《叁外涵变循环发动机变几何部件与整机匹配技术研究》一文中研究指出基于变循环发动机的发展历程,叁外涵技术能使发动机涵道比调节范围更宽,改善发动机的燃油经济性。基于稳态性能数值仿真软件和变几何部件(核心机驱动风扇级、前/后变面积涵道引射器)的调节机理,进行了叁外涵变循环发动机变几何部件的整机匹配技术研究。研究结果表明:几何调节机构有利于实现叁外涵变循环发动机的综合性能,变循环技术能够显着发挥发动机在全包线范围内的优势;同时,几何调节性能研究结果能够支撑和指导后续的叁外涵变循环发动机多调节变量组合控制规律设计。(本文来源于《探索 创新 交流——第六届中国航空学会青年科技论坛文集（下册）》期刊2014-06-24）
郭令[8]（2014）在《变循环发动机变几何部件机构学设计方法与新机型研究》一文中研究指出变循环航空发动机综合利用了涡喷发动机高推力比、高空高速性和涡扇发动机高效率、低油耗、大航程的优点，为解决新一代战斗机动力瓶颈提供了一个全新的解决思路，是当前国际研究热点，事关国家战略利益。涵道引射器、压气机静叶调节机构、轴对称推力矢量尾喷管等变几何部件是变循环航空发动机实现变循环功能的关键部件。在中国燃气涡轮研究院合作课题和国家自然科学基金（51275284）支持下，本文开展变循环发动机变几何部件的机构学设计方法研究，取得以下研究成果：1）通过涵道引射器的功能和结构特点分析，提出了含约束支链的1T型并联机构的型综合方法，利用该方法构造了多种涵道引射器新构型方案。2）针对压气机静叶调节机构的功能和结构特点，提出了静叶调节机构串联组合构型方法，并给出多自由度副作为连接副时的退化机制及机构修正方法，利用该方法构造了多种压气机静叶调节机构新方案。3）在轴对称推力矢量尾喷管的功能和结构特点分析基础上，为消除尾喷管机构存在的寄生运动，提出了约束支链的轴线迁移定理和末端特征等效模型，利用该方法构造了多种无寄生运动的尾喷管机构构型新方案。4）建立了上述叁类变几何部件的性能评价指标数学模型，绘制了机构性能图谱，揭示了机构尺度参量与变几何部件性能间的关系，为各变几何部件的性能优化设计提供了方法。(本文来源于《上海交通大学》期刊2014-02-17）
李建平,宋文艳,柏韧恒,李卫强[9]（2012）在《变几何超燃冲压发动机优化设计研究》一文中研究指出构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的全流道超燃冲压发动机性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证。进行了氢燃料变几何燃烧室的全流道超燃冲压发动机优化设计。设计结果表明,变几何燃烧室超燃冲压发动机性能得到提高。(本文来源于《世界科技研究与发展》期刊2012年01期）
周剑波[10]（2011）在《变几何涡轴发动机综合控制技术研究》一文中研究指出论文主要包括两部分工作：涡轴发动机综合控制技术和涡轴发动机/直升机的综合控制技术研究。即通过研究涡轴发动机的综合控制规律设计的基本原理和在线优化技术，同时探索研究涡轴发动机与直升机综合控制的基本原理和基本方法，为新一代涡轴发动机控制系统设计提供可用的技术储备。利用航空发动机的部件法建模技术，建立压气机几何可调的航空涡轮轴发动机的稳态数学模型；结合转子动力学方程和容积动力学方程，建立涡轴发动机的动态实时数学模型。同时采用健康因子的方法，建立反映涡轴发动机健康状态的稳态和动态数学模型。利用该模型，研究变几何涡轴发动机的稳态工作过程和动态工作过程特点，研究健康状态变化对涡轴发动机的影响，提出了一种基于灰色关联度的涡轴发动机健康状态的估计技术方法；然后利用非线性的多变量优化算法，提出了健康状态变化的变几何涡轴发动机的综合控制规律优化方法；利用控制系统的快速原型设计技术，分别设计发动机、旋翼、控制器、跟踪滤波器等快速原型，开展综合控制规律的在线优化技术研究。研究表明，建立的部件级涡轴发动机模型符合航空发动机原理，动态数学模型满足实时性要求。提出的涡轴发动机综合控制规律合理有效；最大功率模式，明显提高了涡轴发动机输出功率；最低油耗控制模式，能够有效降低燃油消耗；最低涡轮前温度模式能够显着降低自由涡轮进口温度。在线优化技术实现了涡轴发动机的单次优化控制的实时化；经过有限次实时优化后，在线优化技术使得发动机状态按照设定的约束条件逼近了最佳工作状态。在原有直升机/发动机综合数学模型的基础上，在计算坐标系转换、重心选取、旋翼建模等关键环节上，对其进行了进一步的修正和完善，建立了具有更高置信度的六自由度的非定常直升机/涡轴发动机综合数学模型。利用建立的综合模型，开展了涡轴发动机/直升机的综合控制规律设计研究。仿真结果表明,建立的直升机与涡轴发动机综合模型能够满足工程需要。提出的直升机/涡轴发动机的综合控制规律相对于传统的PID控制，更为有效的改善了直升机的抗干扰能力和动态响应品质。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2011-08-01）
变几何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：
为了实现变循环发动机的性能优化,利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能提升。在节流优化过程中,采用了单独减小高压转子转速和协同调节高低压转子转速两种控制方案,并计算了巡航状态时在这两种控制方案下发动机由最大推力到50%最大推力的节流过程中,发动机性能参数和工作参数的变化。计算结果表明:在高度为11km、马赫数为0.9条件下,保持进口流量不变,在50%最大推力时协同调节方案相比单一调节方案,发动机的耗油率下降了5.997%,另一个巡航状态(高度为9km,马赫数为0.8)下也有相似的结果。这表明采用高低压转速协同控制能对发动机进行更有效的控制,进一步改善了发动机的巡航性能。
（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。
变几何发动机论文参考文献
[1].张羽,骆家文,陈凤明,裘云,于志明.变几何流道亚燃冲压发动机发展必要性探究[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
[2].骆广琦,管磊,曾剑臣,吴涛,胡砷纛.变循环发动机双涵道模式下变几何控制探索[J].推进技术.2017
[3].李承隆.一种ATR发动机用变几何进气道设计及流场控制研究[D].南京航空航天大学.2017
[4].刘晓伟,石磊,刘佩进,何国强.一种组合循环发动机变几何进气道方案[J].固体火箭技术.2016
[5].徐斌,周帆,杨世春,田富刚,谭龙兴.航空发动机变几何涡轮增压性能研究[J].北京航空航天大学学报.2017
[6].骆广琦,李游,刘琨,吴涛,胡砷纛.变循环发动机组合变几何调节方案[J].航空动力学报.2014
[7].刘勤,李刚团,王为丽,白磊.叁外涵变循环发动机变几何部件与整机匹配技术研究[C].探索创新交流——第六届中国航空学会青年科技论坛文集（下册）.2014
[8].郭令.变循环发动机变几何部件机构学设计方法与新机型研究[D].上海交通大学.2014
[9].李建平,宋文艳,柏韧恒,李卫强.变几何超燃冲压发动机优化设计研究[J].世界科技研究与发展.2012
[10].周剑波.变几何涡轴发动机综合控制技术研究[D].南京航空航天大学.2011