导读:本文包含了单室双推力论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:内弹道计算,单室双推力,火箭发动机,装药设计
单室双推力论文文献综述
贾晓玲,田晓丽,杨东,侯飞,王捷[1]（2019）在《固体火箭发动机单室双推力装药设计》一文中研究指出以某型火箭弹为研究背景,从推进剂种类选择、推进剂药型分类探讨及火箭弹内弹道计算依次展开,借助Matlab软件编制程序研究单室双推力火箭发动机装药设计的影响因素。经过反复迭代计算,多组结果进行比较,最终确定装药几何结构参数。结果表明:所得到的内弹道计算曲线满足总体要求,与试验数据吻合较好,设计过程中得到的调整经验总结对固体火箭发动机的研制具有一定的参考价值。(本文来源于《指挥控制与仿真》期刊2019年01期）
代志高,宋琴,吴京汉,项丽,尹必文[2]（2018）在《单室双推力固体火箭发动机用NEPE低燃速推进剂的燃烧性能》一文中研究指出开展了AP含量、粒度和HMX粒度、胺类化合物、有机化合物RTA和RTJ对推进剂燃烧性能的影响研究,并对RTJ/RTA组合催化剂在推进剂中的作用机理进行了初步分析。结果表明,配方中加入RTJ/RTA组合催化剂,实现了降低4、17.5 MPa燃速的同时降低低压段、高压段压强指数,通过DSC研究表明,RTJ/RTA对AP的分解有抑制作用。通过合理调节AP/HMX的相对含量、AP粒度和HMX的粒度以及采用RTJ/RTA组合催化剂,得到了固体含量为80%的低燃速配方。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2018年01期）
宋颜舒[3]（2016）在《固体火箭发动机单室双推力药柱燃烧规律研究》一文中研究指出单室双推力固体火箭发动机是火箭弹和导弹的动力推进系统。与双室双推力固体火箭发动机相比,单室双推力固体火箭发动机具有结构紧凑、质量轻和推进效能高等优点,使导弹的结构性能、飞行性能和使用性能得到显着的提高,从而使单室双推力药柱广泛地应用到火箭弹和导弹中。本文对开槽形-端燃单室双推力药柱和环槽形-端燃单室双推力药柱的燃烧规律进行分析和研究。基于几何拓扑法和数学解析法对其进行研究分析,运用UG软件对药柱进行叁维建模,通过MATLAB编程软件对药柱燃烧面积进行数值计算,进而归纳总结燃烧规律。主要工作内容如下:第一,研究开槽形-端燃单室双推力药柱发射级各燃面的消失顺序对燃烧规律的影响,通过调整药柱的初始尺寸来改变关键点的消失顺序,继而改变燃面的消失顺序。应用数学解析式法,导出开槽形-端燃单室双推力药柱燃面的计算公式,分析并总结开槽形-端燃单室双推力药柱的燃烧规律。研究结果表明:当其它条件恒定时,发射级开槽形药形的开槽端槽顶层先消失,然后内弧槽面消失,最后开槽端弧槽面和槽侧面同时消失时燃烧规律较好;续航级为近似恒面性燃烧。第二,研究环槽形-端燃单室双推力药柱的发射级环槽形端面包覆面积对药柱燃烧规律的影响。应用数学解析式法,导出环槽形-端燃单室双推力药柱燃烧面积的计算公式,分析并总结环槽形-端燃单室双推力药柱的燃烧规律。研究结果表明:当其它条件恒定时,发射级环槽形端面包覆一半时燃烧规律较好;续航级为近似恒面性燃烧。第叁,研究单室双推力药柱固体火箭发动机的内弹道,通过应用程序计算得到内弹道曲线,为后续发动机的强度校核以及火箭、导弹的外弹道计算提供依据。第四,以爱国者PAC-3发动机为算例,对比分析叁种单室双推力药柱的特点。结果表明:当其他条件恒定时,环槽形-端燃单室双推力药柱的性能较优于其他两种药形。(本文来源于《沈阳理工大学》期刊2016-12-10）
李祥琴[4]（2014）在《某导弹用单室双推力固体发动机研究》一文中研究指出当前，除了少数低空的巡航导弹采用涡轮喷气发动机外，大多数导弹（包括洲际导弹、反坦克导弹、空对空导弹、空对地导弹、地/舰对空导弹等）都是应用了固体火箭发动机。这由其本身具有结构简单、工作可靠；维护简单、使用方便；长期待命，立即发射；启动迅速，利于作战；结构紧凑、便于装载等等优点决定的。同时，随着固体推进剂的能量越来越高、燃速可调范围越来越宽广，发动机结构材料性能越来越好、工艺方法越来越简便优异，装药工艺越来越先进，以及推力矢量控制装置的应用，固体火箭发动机作为导弹的动力推进系统，与液体火箭发动机相比较，越来越显露出它在竞争上的优势地位。本文以某导弹为背景，对其动力推进系统进行研究。结合导弹用单室双推力固体火箭发动机设计研究方法及数值分析展开工作，对其药柱几何形状设计研究进行了详细的探讨，研究了多种单室双推力装药方案，经过反复迭代和外弹道的验算，最终确定装药几何结构参数，得到满足导弹总体要求的内弹道计算曲线。同时本文因为导弹总体结构的要求，对长尾喷管进行了详尽的研究探讨，结合工程实际对其热防护进行初步设计。本文深入分析研究了一款单室双推力且拥有亚音速长尾喷管的固体火箭发动机的总体方案，为后续试车试验和样机定型提供理论基础和参考依据。(本文来源于《华中科技大学》期刊2014-01-01）
何德伟,刘戎,侯少锋[5]（2012）在《一种单室双推力发动机装药Ⅱ界面粘接性能研究》一文中研究指出根据单室双推力发动机装药的特点,对厚度绝热层、衬层的预反应及预固化衬层在真空状态下垂直存放等绝热衬层加工工艺条件对装药Ⅱ界面粘接性能的影响进行了研究,并提出了改善界面性能的技术途径。(本文来源于《上海航天》期刊2012年02期）
李钊[6]（2011）在《大长径比单室双推力药柱点火初期结构完整性分析》一文中研究指出小型防空导弹通常采用一种形状较为特别的大长径比单室双推力药柱型式，世界很多国家在此类药柱的动静态实验中多次发生因装药结构失效而引起的壳体烧穿或燃烧室爆炸事故。我国某型号固体火箭发动机在出厂一段时间后实验，发生点火初期爆炸事故。经初步研究表明，药柱的加工误差、受高温环境影响引起的蠕变变形等均会产生上、下凹槽尺寸的不对称，凹槽的不对称性致使药柱上下压力分布严重不对称。因此分析该类药柱的结构完整性对于分析发动机在工作过程中出现的异常状况非常必要。本文应用数值计算方法研究了不对称凹槽尺度下的燃烧室压力分布和药柱的承载，进而进行了药柱结构完整性分析。首先用SolidWorks软件进行物理建模，通过ICEM软件划分网格，应用FLUENT软件对开槽单室双推力固体火箭发动机叁维内流场进行数值模拟，得到不同开槽状态下的燃烧初始时刻和药柱燃烧掉1mm肉厚时发动机燃烧室的流场分布。将计算所得的压力场数据在Workbench平台下传递给ANSYS软件，加载在药柱受力面上，然后通过ANSYS软件对不同状态的药柱结构进行力学分析，得到药柱的整体形变和应力应变场，进而分析装药的危险部位和点火初期发生爆炸的原因。计算分析表明：大长径比单室双推力固体火箭发动机药柱开槽部位是装药的最危险部位，点火初期内压力载荷会对该形式的药柱结构产生较大变形和一定损伤，尤其是上下凹槽不对称的情况。这些不同形式的变形和损伤破坏均会导致药柱燃烧面积增大，燃气的燃速增大，槽间流道燃气壅塞，最终出现燃烧室超高压而发生异常现象。合理的药柱开槽设计、良好的加工工艺及防止药柱槽间距较大尺度的变形等均可以保障发动机正常工作。(本文来源于《哈尔滨工程大学》期刊2011-12-26）
孙娜[7]（2009）在《开槽单室双推力固体火箭发动机叁维内流场数值计算》一文中研究指出某开槽单室双推力火箭发动机在点火后频繁出现爆炸及工作不稳定状况。利用数值模拟的方法对其内流场进行研究是探求其爆炸原因的方法之一。本文对某型固体火箭发动机燃面变化进行了分析,同时采用瞬时平衡法进行内弹道计算。应用SolidWorks叁维软件建模后,使用Gambit进行网格划分,利用FLUENT软件,采用RSM湍流模型对该发动机叁维内流场进行数值模拟,获得了不同燃烧时刻和不同开槽厚度状态下的发动机燃烧室-喷管流场分布。数值计算内容主要包括：1、对发动机燃烧初始时刻的燃烧室及喷管叁维内流场进行数值模拟及分析(包覆层开槽宽度为对称的1mm)。2、对发动机燃烧掉3mm肉厚时的燃烧室及喷管叁维内流场进行数值模拟及分析。3、对发动机包覆层开槽不对称状态下燃烧初始时刻的燃烧室及喷管叁维内流场进行数值模拟及分析,包括叁种状态：开槽厚度为0.9mm和1.1 mm、0.8mm和1.2mm以及0.7mm和1.3mm,并指出在不对称状态下发动机容易出现事故的可能性原因。(本文来源于《哈尔滨工程大学》期刊2009-05-14）
谢侃,刘宇,熊文波,杨劲松[8]（2009）在《某单室双推力复杂翼柱形燃烧室的两相流数值分析》一文中研究指出针对某单室双推力翼柱形药柱导弹在研制过程中多次出现烧穿现象,开展了数值模拟研究,考察了发动机两相流动情况。模拟结果表明,缓燃药柱前翼设计不合理,造成流场中存在壁面附着涡团,恶化了热防护条件,造成壳体烧穿。数值模拟得到的涡团位置与尺寸和实验烧穿部位吻合。经试验验证,取消前翼设计后,切向涡消失,发动机不再烧穿。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2009年02期）
赵秀超,黄克超,周长省,梁华[9]（2006）在《火箭发动机单室双推力多孔装药设计方法》一文中研究指出为有效提高火箭弹炮口速度,减小发动机后喷燃气对发射装置的作用力,提出了单室双推力多孔装药结构,给出了装药药柱燃烧面积及通气面积计算方法,利用某火箭发动机的装药参数,计算了多孔装药内弹道特性参数.设计及计算结果表明,多孔装药结构易实现单室双推力的要求,能够提高装药药柱的刚强度特性.(本文来源于《弹道学报》期刊2006年04期）
艾庆祝,陶维斌,汪平[10]（2005）在《某单室双推力发动机用高燃速NEPE推进剂》一文中研究指出研究了一种高燃速NEPE推进剂,该推进剂密度高达1.829g/cm3,15MPa下的静态燃速达到25mm/s,理论比冲达到285s,静态压力指数小于0.40。该推进剂已经在某单室双推力发动机上成功地进行了地面点火试验和飞行摸底试验,结果证明该推进剂性能优良。(本文来源于《中国宇航学会固体火箭推进第22届年会论文集（推进剂分册）》期刊2005-10-01）
单室双推力论文开题报告
（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：
开展了AP含量、粒度和HMX粒度、胺类化合物、有机化合物RTA和RTJ对推进剂燃烧性能的影响研究,并对RTJ/RTA组合催化剂在推进剂中的作用机理进行了初步分析。结果表明,配方中加入RTJ/RTA组合催化剂,实现了降低4、17.5 MPa燃速的同时降低低压段、高压段压强指数,通过DSC研究表明,RTJ/RTA对AP的分解有抑制作用。通过合理调节AP/HMX的相对含量、AP粒度和HMX的粒度以及采用RTJ/RTA组合催化剂,得到了固体含量为80%的低燃速配方。
（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。
单室双推力论文参考文献
[1].贾晓玲,田晓丽,杨东,侯飞,王捷.固体火箭发动机单室双推力装药设计[J].指挥控制与仿真.2019
[2].代志高,宋琴,吴京汉,项丽,尹必文.单室双推力固体火箭发动机用NEPE低燃速推进剂的燃烧性能[J].固体火箭技术.2018
[3].宋颜舒.固体火箭发动机单室双推力药柱燃烧规律研究[D].沈阳理工大学.2016
[4].李祥琴.某导弹用单室双推力固体发动机研究[D].华中科技大学.2014
[5].何德伟,刘戎,侯少锋.一种单室双推力发动机装药Ⅱ界面粘接性能研究[J].上海航天.2012
[6].李钊.大长径比单室双推力药柱点火初期结构完整性分析[D].哈尔滨工程大学.2011
[7].孙娜.开槽单室双推力固体火箭发动机叁维内流场数值计算[D].哈尔滨工程大学.2009
[8].谢侃,刘宇,熊文波,杨劲松.某单室双推力复杂翼柱形燃烧室的两相流数值分析[J].固体火箭技术.2009
[9].赵秀超,黄克超,周长省,梁华.火箭发动机单室双推力多孔装药设计方法[J].弹道学报.2006
[10].艾庆祝,陶维斌,汪平.某单室双推力发动机用高燃速NEPE推进剂[C].中国宇航学会固体火箭推进第22届年会论文集（推进剂分册）.2005