导读:本文包含了燃气舵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:燃气,舵机,酚醛,喷管,火箭发动机,空空导弹,多面体。
燃气舵论文文献综述
孙宇航,杨晨[1]（2018）在《多面体网格在推力矢量燃气舵气动特性计算中的应用》一文中研究指出为考察多面体网格在燃气舵气动特性计算中的有效性,将多面体网格技术应用于推力矢量燃气舵的流场仿真计算中。计算了由多面体网格建立多个叁维模型的气动特性,包括燃气舵单舵在不同舵偏角下的气动特性,以及4片舵片同时存在时的气动特性。将由多面体网格计算得到的气动数据与四面体网格计算得到的气动数据进行对比,结果表明,虽然由四面体网格转换得到的多面体网格对燃气舵周围的激波捕捉能力略逊色于四面体网格,但却能够大幅度减少网格数量,能用更少的网格数量、更少的计算机内存和更短的计算时长得到几近相同精度的计算结果。(本文来源于《航空兵器》期刊2018年04期）
王恒宇,孙中文,李畅,肖赟,周欣欢[2]（2018）在《燃气舵控制力影响因素的数值模拟》一文中研究指出为了对燃气舵控制力的影响因素进行分析,运用FLUENT软件对不同影响因素条件下燃气舵的尾流场进行数值模拟。计算结果表明:随着舵片与喷管端面间的间隙减小,燃气舵产生的控制力越大;在一定的切入角度范围内,随着舵片切入角度的加大,燃气舵产生的控制力增大,但当切入角度大于10. 5°时,燃气舵产生的控制力开始减小;在一定的反射板高度范围内,随着反射板高度的增加,燃气舵产生的控制力增大,但当反射板高度大于8 mm时,燃气舵产生的控制力会急剧减小。计算分析结果对燃气舵的工程设计具有重要意义。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2018年05期）
张乐,周洲,许晓平[3]（2018）在《双发飞翼布局保形尾喷管燃气舵概念设计》一文中研究指出针对飞翼布局操纵效能低、稳定性差等不足,基于大展弦比双发动机布局飞翼无人机,开展了保形尾喷管燃气舵概念设计,分别设计了一种燃气方向舵与燃气升降舵。结合可靠的计算流体力学(CFD)计算方法,获取了全机纵向和横航向气动特性,并与常规气动舵设计进行了对比。研究表明:燃气方向舵比传统阻力方向舵具有更好的偏航操纵效率,且基本不影响全机升阻特性和俯仰力矩特性;燃气升降舵与内翼段开设升降舵时俯仰操纵效率接近,且在小迎角下具有显着的俯仰操纵效率,带来的附加阻力较小。(本文来源于《飞行力学》期刊2018年02期）
卜庆伟[4]（2018）在《基于FNN-PID的制导火箭弹燃气舵舵机控制系统研究》一文中研究指出制导火箭弹燃气舵是推力矢量控制装置中的一种,其核心执行机构为舵机系统,该系统具有质量低、体积小、扭矩大等特点,但由于本身的非线性和时变性等特征,其控制精度较难提高。本文针对制导火箭弹燃气舵舵机控制系统进行了研究,提出了一套基于模糊神经网络PID(FNN-PID)控制方式的电动舵机系统设计方法,完成了系统仿真和试验研究,主要工作内容以及相关研究成果如下:(1)对无刷直流电动舵机的结构组成特点、工作原理等方面做出详细的分析,选取型号为MX-106的高精度伺服舵机作为核心执行部件,建立舵机系统各部分的数学模型,推导出舵机控制系统的传递函数,最后在Matlab仿真平台中搭建无刷直流舵机系统的仿真模型。(2)该无刷直流舵机系统采用叁闭环形式的控制架构,本文设计了舵机系统PID控制器、模糊PID控制器和模糊神经网络PID控制器,并对上述叁种控制方式的工作原理进行了分析。利用Matlab中Simulink工具箱搭建出叁种控制器的仿真模型,分别在空载情况和加载情况下进行了仿真实验,分析了系统的响应特性与跟踪特性,对比了不同控制器控制效果的差异。(3)开发出了一套以LPC2292为内核的ARM舵机控制板,介绍了 PWM发生模块、隔离与驱动模块、通讯接口模块等部分的功能和实现方式,对下位机软件程序进行编程,实现了叁种控制算法的应用,并基于LABVIEW对上位机数据采集系统进行了开发。通过负载可行性分析,设计出了一种特制的扭转弹簧作为燃气舵模拟负载,搭建了舵面偏转角度检测平台。(4)分别将PID控制器、模糊PID控制器和模糊神经网络PID控制器应用于燃气舵舵机控制系统中,在空载情况和加载情况下对舵机系统进行了样机试验。综合仿真与试验结果表明,相比于PID控制器和模糊PID控制器,采用模糊神经网络PID控制器的舵机系统响应时间短,超调量小,相位移动小,具有更好的跟踪特性和响应特性,该控制方式对外界扰动的适应能力较强,具有很好的鲁棒性,较大程度地提高了舵机系统的控制性能。(本文来源于《南京理工大学》期刊2018-01-01）
薛海峰,陈雄,郑健,周长省[5]（2017）在《炭/酚醛燃气舵烧蚀性能》一文中研究指出选用梯形舵面、六边形翼型设计,以炭/酚醛复合材料为原材料制作了炭/酚醛燃气舵,用短时间工作的固体火箭发动机提供地面射流环境。采用光栅式叁维扫描仪获取烧蚀前后舵面形貌,得到了舵面烧蚀量云图,研究了15°舵偏角炭/酚醛燃气舵在不同位置处的微观烧蚀形貌。研究结果表明,炭/酚醛燃气舵在工作结束后,前缘烧蚀量最大,约为(8±0.3)mm。0°舵偏角工况下,侧面烧蚀量较小,控制在0.2 mm以内。燃气舵发生偏转后,迎风面烧蚀量随着舵偏角的增大而增大,在20°舵偏角工况下,迎风面烧蚀量达到了0.8~1 mm;而背风面几乎不发生烧蚀现象。试验结果表明,炭/酚醛燃气舵能够在短时间内保证面烧蚀率要求的前提下正常工作。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2017年06期）
薛海峰[6]（2017）在《碳/酚醛燃气舵传热烧蚀数值仿真与试验研究》一文中研究指出燃气舵系统由安装于火箭发动机喷管出口燃气射流中的四个独立作动的舵片机械地结合而成,它可以进行俯仰、偏航和滚转叁轴控制。目前制造燃气舵的材料主要为钨渗铜和钨钼合金等耐高温重金属,但其密度大,显着地增加了弹箭消极质量。尤其是对陆军倾斜/垂直发射的制导火箭而言,仅需要在弹道初始阶段进行较短时间的推力矢量控制。因此,在短时间内拥有良好的抗烧蚀和冲刷性能的前提下,轻量化将成为中小口径弹箭系统燃气舵发展的一个重要方向。本文以碳/酚醛复合材料燃气舵为研究对象,针对碳/酚醛材料在工作过程中的变热物性以及烧蚀分层现象,建立相应的传热烧蚀模型及数值计算方法,为炭化烧蚀类材料的燃气舵的设计研究提供参考。全文的主要工作包括以下内容:一、为了进行高可信度的碳/酚醛材料传热与烧蚀数值计算,基于热解动力学模型,建立了碳/酚醛复合材料物性参数在不同空间随温度和时间的变化模型。通过热解过程中材料本身不断变化的密度来反演酚醛树脂、碳纤维、树脂碳以及材料孔隙的体积比,以此来推断材料的瞬态物性参数。根据材料密度对碳/酚醛热解炭化过程中的分层进行判定,实现了碳/酚醛传热和体积烧蚀的耦合计算。根据构建的数学模型编写了碳/酚醛传热和体积烧蚀计算程序,并进行了碳/酚醛试样的激光烧蚀试验,验证了上述模型的准确性。仿真结果与氮气氛围下的激光烧蚀试验结果吻合较好,试样体积烧蚀相对误差范围在-3.9%～7.05%。二、对碳/酚醛燃气舵烧蚀热环境进行叁维全尺寸数值仿真研究,涵盖了舵偏角为0°到20°的不同工况下燃气舵定常绕流特性以及非定常流热耦合特性。利用UDF的二次开发技术对燃气和碳/酚醛材料物性参数随时间和当地温度的变化过程进行修正,并通过源项添加法实现热解吸热过程,分析研究在舵面坐标系上不同高度剖面的绕流及传热过程。主要结果表明,流动的叁维效应在舵梢和舵根部的影响较大,绕流在其余高度剖面分布基本一致。这意味着绕流对舵片的热环境而言,在梢部和根部以外的剖面热环境是基本相同的。叁、在Fluent平台上,利用UDF进行二次开发,分别对固相区域和主流近壁面源项区添加相应的源项,建立了考虑碳/酚醛热解吸热以及热解气体逸出对主流的二次喷注影响的碳/酚醛燃气舵非定常流热耦合数值模拟方法。对比研究了是否考虑热解气体逸出对不同舵偏角工况下碳/酚醛燃气舵体积烧蚀及舵面温度的影响。结果表明,在碳/酚醛燃气舵的工作过程中,热解气体逸出携带能量通量占射流从舵面进入舵体热流密度的3%～10%左右。由于热解气体逸出从舵体内部携带了大量的能量进入主流区域,形成了热阻塞效应,能有效降低舵体和舵面温度。四、建立了基于流热耦合、动网格方法的碳/酚醛燃气舵边界烧蚀退移过程的非定常数值仿真方法。在主流近壁面源项区添加由于热化学反应导致的质量、动量、能量和组分源项实现热化学反应过程,分别对热化学烧蚀和机械剥蚀的碳/酚醛燃气舵绕流流场进行数值仿真研究。结果表明,舵面的热化学烧蚀过程对降低舵面温度的贡献要高于热解气体逸出过程。对比热化学烧蚀和剥蚀仿真结果,剥蚀对燃气舵舵面绕流及传热影响要远高于热化学烧蚀;且温度条件并不是剥蚀的决定因素,但是由于高温引发的体积烧蚀和热化学烧蚀诱发了剥蚀的发生。五、进行碳/酚醛燃气舵在不同舵偏角工况下的地面静态热试车试验。利用叁维扫描仪对燃气舵在试验前后的舵面形貌进行精细化测量,获取了燃气舵在试验后的烧蚀量叁维云图。利用扫描电镜得到15°舵偏角燃气舵不同舵面位置烧蚀后的微观形貌。分析对比仿真结果和试验结果,证明了数值仿真方法的可行性。根据地面热试车试验结果可以预测碳/酚醛燃气舵在1.5s左右的工作时间内能够满足20%～30%舵面面烧蚀率要求,可用于制导火箭武器弹道初期推力矢量控制系统,达成减轻系统消极质量和降低成本的目的。(本文来源于《南京理工大学》期刊2017-12-01）
卜庆伟,陈雄,崔二伟[7]（2017）在《推力矢量发动机燃气舵系统设计与分析》一文中研究指出对推力矢量发动机燃气舵进行总体设计,构建燃气舵控制系统的仿真模型,为实用的推力矢量控制装置提供了有价值的参考。首先在大量试验的基础上,对推力矢量燃气舵进行初步设计。通过对燃气舵系统的受力分析,找出弹体和燃气舵之间的相互作用关系。推出了弹体和燃气舵片之间力的转换关系、燃气舵片偏角和舵机转角之间的转换关系,进而推导出燃气舵系统的铰链力矩。其次,对燃气舵系统进行力矩分析和力学转换,确定舵机系统受到的负载。结果表明,所设计的燃气舵曲柄滑杆传动机构能够有效减小铰链力矩对舵机系统的负载。最后,构建燃气舵系统数学模型,利用MATLAB对其进行仿真并取得了较好的效果。最终实现燃气舵系统的PID精确控制,为燃气舵系统的设计和控制研究提供了依据。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2017年33期）
杨鑫[8]（2016）在《基于ARM的燃气舵舵机控制系统的设计与分析》一文中研究指出现代化军事设备中精确制导导弹已经是不可或缺的一项重要武器,随着现代战争对武器科技水平的要求越来越高,高精度制导技术已经成为国家制导导弹研究的重要方向。舵机伺服系统控制技术水平不仅影响导弹的空中飞行姿态,而且在极大程度上决定了导弹的制导精度。目前制导弹箭主要采用直流无刷永磁伺服舵机作为舵片控制部件,直流无刷伺服舵机主要依靠舵机转轴的转动带动舵片旋转,以达到预定转动角度。舵机伺服系统具有低体积、低质量、高转速、高转矩等特点,具有良好的控制精度,但同时其具有很强的非线性和时变性,因此基于舵机伺服系统的控制技术成为了现今社会研究热点。本文以燃气舵系统为研究对象,对直流无刷伺服舵机的软硬件控制系统和控制算法进行了深入研究,主要工作和研究成果如下:(1)对直流无刷伺服舵机系统的结构特点、运行特性以及相关控制原理进行了分析,选定了 Dynamixel系列的直流无刷伺服舵机作为本文的研究对象,基于其舵机参数进行了结构原理分析以及传递函数推导,并基于Matlab对该舵机进行了数学建模,分析了该舵机的参数影响并确定了该舵机的基本数学结构。(2)设计并制造了基于LPC2292芯片的ARM开发板,基于Protel软件分别从ARM板的PWM模块、A/D转换模块、电源模块等方面进行了模块化设计,在此基础上选择导电塑料电位器作为舵机位置检测元件,设计并完成了基于位置检测的硬软件反馈环节,设计安装组成了燃气舵舵机系统。在四舵片燃气舵系统基础上完成了舵机伺服控制系统的硬件实验平台,经实验验证,该位置检测环节与ARM板成功完成了对燃气舵舵机的闭环控制。(3)基于本文搭建的燃气舵舵机伺服系统硬件实验平台,用传统PI进行仿真试验,得到的实验结果有超调,响应时间较慢。在此基础上引入自适应模糊理论并进行模糊理论分析,设计了自适应模糊PI算法,完成了 Matlab上的模糊PI仿真建模及控制程序编写。基于本文搭建的硬件实验平台和自适应模糊控制PI算法,对舵机系统进行了仿真分析和实验分析,针对有负载和空载时舵机系统的响应状态进行了实验研究,分别从给定正弦以及阶跃信号跟踪能力进行了仿真分析和实验分析,对比了传统PI和自适应模糊PI对舵机系统的控制效果,结果表明,从调节时间、上升时间、超调量上,本文设计的自适应模糊PI控制器的控制效果均优于传统PI控制。(本文来源于《南京理工大学》期刊2016-12-01）
郑兴宇[9]（2016）在《固体火箭发动机钨渗铜燃气舵流固耦合仿真与烧蚀冲刷特性研究》一文中研究指出固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括Al_2O_3颗粒冲刷、化学烧蚀和熔融烧蚀。本论文重点研究燃气舵工作过程内部耦合温度场、化学烧蚀和Al_2O_3颗粒冲刷烧蚀。首先,根据出口截面参数要求,完成燃气舵地面试验烧蚀发动机的设计计算,确定发动机喷管几何尺寸。本文采用商业软件FLUENT对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的绕流流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程。其次,编写插入UDF函数计算燃气舵与高温气流中的H_2O、CO_2等组分发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量,通过动网格计算化学烧蚀造成的燃气舵外形的变化。最后,通过FLUENT中DPM分散相模型,模拟单一直径颗粒和多直径颗粒、弹性和非弹性条件碰撞条件下喷管气相-颗粒相双相流场,利用FLUENT中的冲刷沉积模型对燃气舵的冲蚀和沉积进行了计算。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2016-11-01）
郑兴宇,杨涛,张青斌[10]（2016）在《钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算》一文中研究指出固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括Al2O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件FLUENT对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入UDF函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。(本文来源于《兵器装备工程学报》期刊2016年09期）
燃气舵论文开题报告
（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：
为了对燃气舵控制力的影响因素进行分析,运用FLUENT软件对不同影响因素条件下燃气舵的尾流场进行数值模拟。计算结果表明:随着舵片与喷管端面间的间隙减小,燃气舵产生的控制力越大;在一定的切入角度范围内,随着舵片切入角度的加大,燃气舵产生的控制力增大,但当切入角度大于10. 5°时,燃气舵产生的控制力开始减小;在一定的反射板高度范围内,随着反射板高度的增加,燃气舵产生的控制力增大,但当反射板高度大于8 mm时,燃气舵产生的控制力会急剧减小。计算分析结果对燃气舵的工程设计具有重要意义。
（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。
燃气舵论文参考文献
[1].孙宇航,杨晨.多面体网格在推力矢量燃气舵气动特性计算中的应用[J].航空兵器.2018
[2].王恒宇,孙中文,李畅,肖赟,周欣欢.燃气舵控制力影响因素的数值模拟[J].弹箭与制导学报.2018
[3].张乐,周洲,许晓平.双发飞翼布局保形尾喷管燃气舵概念设计[J].飞行力学.2018
[4].卜庆伟.基于FNN-PID的制导火箭弹燃气舵舵机控制系统研究[D].南京理工大学.2018
[5].薛海峰,陈雄,郑健,周长省.炭/酚醛燃气舵烧蚀性能[J].固体火箭技术.2017
[6].薛海峰.碳/酚醛燃气舵传热烧蚀数值仿真与试验研究[D].南京理工大学.2017
[7].卜庆伟,陈雄,崔二伟.推力矢量发动机燃气舵系统设计与分析[J].科学技术与工程.2017
[8].杨鑫.基于ARM的燃气舵舵机控制系统的设计与分析[D].南京理工大学.2016
[9].郑兴宇.固体火箭发动机钨渗铜燃气舵流固耦合仿真与烧蚀冲刷特性研究[D].国防科学技术大学.2016
[10].郑兴宇,杨涛,张青斌.钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算[J].兵器装备工程学报.2016
论文知识图
