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喷管喉部面积对膨胀波火炮内弹道影响分析
1
作者
郭张霞
李闯
+2 位作者
罗鹏
范光明
李保在
《火力与指挥控制》
CSCD
北大核心
2020年第10期127-131,共5页
膨胀波火炮内弹道参数变化规律较常规火炮复杂,后喷气体对膛内气流影响较大,而影响气体后喷的关键因素是喷管喉部面积。针对爆破片式膨胀波火炮内弹道模型进行研究,利用爆破片式膨胀波火炮内弹道方程组和流量方程,分析喷管喉部面积对内...
膨胀波火炮内弹道参数变化规律较常规火炮复杂,后喷气体对膛内气流影响较大,而影响气体后喷的关键因素是喷管喉部面积。针对爆破片式膨胀波火炮内弹道模型进行研究,利用爆破片式膨胀波火炮内弹道方程组和流量方程,分析喷管喉部面积对内弹道参数、流量和弹丸初速的影响。结果表明:喷管喉部面积越大,流量越大,弹丸初速越小;喷管喉部面积对流量影响较大,对弹丸初速影响较小。该结果对膨胀波火炮喷管设计和减后坐效率计算提供一定依据。
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关键词
爆破片
膨胀波火炮
内弹道
喷管喉部面积
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职称材料
销毁弹喷管喉部截面积对未爆弹作用效能的影响
2
作者
张启功
李金明
+1 位作者
安振涛
孙立明
《火工品》
CAS
CSCD
北大核心
2015年第3期10-13,共4页
以Q235钢板模拟弹丸壳体,通过改变销毁弹喷管喉部截面积,研究其对销毁弹工作时间及熔穿效果的影响。结果表明:喉部截面积过小会导致喷管堵塞,作业效果差。喉部截面积为4πmm2时,熔穿后剩余燃烧时间达到3.48s,熔穿孔的直径达到8.91mm,可...
以Q235钢板模拟弹丸壳体,通过改变销毁弹喷管喉部截面积,研究其对销毁弹工作时间及熔穿效果的影响。结果表明:喉部截面积过小会导致喷管堵塞,作业效果差。喉部截面积为4πmm2时,熔穿后剩余燃烧时间达到3.48s,熔穿孔的直径达到8.91mm,可以使炸药燃烧产物顺利释放出去,提高了销毁未爆弹的作用效能。而喉部截面积过大,熔穿时间增加,熔穿剩余作业时间缩短,不利于销毁作业。
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关键词
销毁弹
喷管
喉
部
截
面积
未爆弹
销毁
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职称材料
空气涡轮火箭发动机起动过程推进剂供应及尾喷管面积变化规律研究
被引量:
1
3
作者
赵巍
刘蕾
+2 位作者
胡斌
李龙婷
赵庆军
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第2期179-187,共9页
为了认识固体推进剂空气涡轮火箭发动机推进剂供应快慢和尾喷管面积变化对发动机起动过程产生的影响,采用容积法建立了考虑工质变比热及化学平衡的发动机动态模型,通过给定不同的推进剂供应速率、尾喷管喉部面积大小及尾喷管喉部面积随...
为了认识固体推进剂空气涡轮火箭发动机推进剂供应快慢和尾喷管面积变化对发动机起动过程产生的影响,采用容积法建立了考虑工质变比热及化学平衡的发动机动态模型,通过给定不同的推进剂供应速率、尾喷管喉部面积大小及尾喷管喉部面积随转速变化速率,模拟了发动机各工况下的起动过程,对比分析了这些参数对发动机起动时间、共同工作线位置的影响规律。研究发现,增加推进剂供应速率会使发动机起动时间降低,但压气机更接近喘振边界,当尾喷管喉部面积较小时,尾喷管会出现壅塞现象,导致压气机喘振。在此基础上,给出了采用较快推进剂供应速率和尾喷管喉部面积随转速升高而增大相结合的调节方法,使压气机在避免喘振的同时远离堵塞边界,实现了发动机的快速安全起动。
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关键词
空气涡轮火箭发动机
起动过程
压气机喘振
尾
喷管喉部面积
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职称材料
一种自适应喷管面积调节机构
4
作者
周建军
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2014年第2期87-89,93,共4页
通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调...
通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。
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关键词
固体火箭发动机
可调
喉
部
面积
喷管
仿真计算
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职称材料
一种发动机喷口面积控制系统仿真研究方法
被引量:
5
5
作者
李杰
李娜
+1 位作者
张立伟
李刚
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2014年第6期111-114,206,共5页
航空发动机尾喷管喉部面积控制系统是实现航空发动机能量转化的重要部件,但其工作过程较为复杂,且具有强非线性特性,直接建立精确可靠的系统数学模型具有很大困难。针对上述问题,依据控制系统主要部件的工作机理、大量的设计数据和试车...
航空发动机尾喷管喉部面积控制系统是实现航空发动机能量转化的重要部件,但其工作过程较为复杂,且具有强非线性特性,直接建立精确可靠的系统数学模型具有很大困难。针对上述问题,依据控制系统主要部件的工作机理、大量的设计数据和试车数据,提出了一种尾喷管喉部面积控制系统的建模仿真方法。仿真结果表明,所建立的数学模型可较为精确地模拟尾喷管喉部面积控制系统的工作过程,各项参数变化符合其工作原理,所设计的控制系统能顺利完成发动机尾喷管喉部面积的精确控制,所建数学模型具有较高的置信度。所提出的建模仿真方法可为相关产品的调试及改进提供有益的参考。
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关键词
航空发动机
尾
喷管喉部面积
控制系统
数学模型
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职称材料
固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究
被引量:
2
6
作者
周建军
尹自宾
《航空兵器》
2012年第5期43-47,共5页
通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动...
通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。
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关键词
固体火箭发动机
可调
喉
部
面积
喷管
转换控制
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职称材料
空气涡轮火箭组合发动机共同工作研究
被引量:
3
7
作者
张留欢
逯婉若
+1 位作者
王君
李光熙
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第3期763-768,共6页
根据空气涡轮火箭组合发动机工作原理,明确了发动机共同工作条件,建立了发动机共同工作方程,得到了发动机共同工作线,并给出了影响空气涡轮火箭组合发动机共同工作线位置的两个因素:尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温。基于共同工作方程,...
根据空气涡轮火箭组合发动机工作原理,明确了发动机共同工作条件,建立了发动机共同工作方程,得到了发动机共同工作线,并给出了影响空气涡轮火箭组合发动机共同工作线位置的两个因素:尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温。基于共同工作方程,分析了两因素对发动机共同工作线的影响规律。结果表明:在同一转速线上,随着尾喷管喉部面积或涡轮前燃气总温增大,发动机空气质量流量增大,压气机增压比降低,共同工作线整体向右下方移动;尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温增大或减小使空气涡轮火箭组合发动机共同工作线移动的方向是相同的,但尾喷管喉部面积变化对共同工作线位置移动的影响程度大于涡轮前燃气总温。
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关键词
空气涡轮火箭组合发动机
共同工作
尾
喷管喉部面积
涡轮前燃气总温
影响规律
原文传递
题名
喷管喉部面积对膨胀波火炮内弹道影响分析
1
作者
郭张霞
李闯
罗鹏
范光明
李保在
机构
中北大学机电工程学院
空军勤务学院
山西北方机械制造有限责任公司
出处
《火力与指挥控制》
CSCD
北大核心
2020年第10期127-131,共5页
基金
山西省自然科学基金资助项目(201801D121025)。
文摘
膨胀波火炮内弹道参数变化规律较常规火炮复杂,后喷气体对膛内气流影响较大,而影响气体后喷的关键因素是喷管喉部面积。针对爆破片式膨胀波火炮内弹道模型进行研究,利用爆破片式膨胀波火炮内弹道方程组和流量方程,分析喷管喉部面积对内弹道参数、流量和弹丸初速的影响。结果表明:喷管喉部面积越大,流量越大,弹丸初速越小;喷管喉部面积对流量影响较大,对弹丸初速影响较小。该结果对膨胀波火炮喷管设计和减后坐效率计算提供一定依据。
关键词
爆破片
膨胀波火炮
内弹道
喷管喉部面积
Keywords
blasting disc
rarefaction wave gun
internal ballistic
nozzle throat area
分类号
TJ302 [兵器科学与技术—火炮、自动武器与弹药工程]
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职称材料
题名
销毁弹喷管喉部截面积对未爆弹作用效能的影响
2
作者
张启功
李金明
安振涛
孙立明
机构
军械工程学院
出处
《火工品》
CAS
CSCD
北大核心
2015年第3期10-13,共4页
文摘
以Q235钢板模拟弹丸壳体,通过改变销毁弹喷管喉部截面积,研究其对销毁弹工作时间及熔穿效果的影响。结果表明:喉部截面积过小会导致喷管堵塞,作业效果差。喉部截面积为4πmm2时,熔穿后剩余燃烧时间达到3.48s,熔穿孔的直径达到8.91mm,可以使炸药燃烧产物顺利释放出去,提高了销毁未爆弹的作用效能。而喉部截面积过大,熔穿时间增加,熔穿剩余作业时间缩短,不利于销毁作业。
关键词
销毁弹
喷管
喉
部
截
面积
未爆弹
销毁
Keywords
Disposal ammunition
Nozzle throat area
Unexploded ammtmition
Disposal
分类号
TJ450.89 [兵器科学与技术—火炮、自动武器与弹药工程]
下载PDF
职称材料
题名
空气涡轮火箭发动机起动过程推进剂供应及尾喷管面积变化规律研究
被引量:
1
3
作者
赵巍
刘蕾
胡斌
李龙婷
赵庆军
机构
中国科学院工程热物理研究所
中国科学院轻型动力创新研究院
中国科学院大学航空宇航学院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第2期179-187,共9页
基金
国防基础科研基金项目(JCKY2018603C13)。
文摘
为了认识固体推进剂空气涡轮火箭发动机推进剂供应快慢和尾喷管面积变化对发动机起动过程产生的影响,采用容积法建立了考虑工质变比热及化学平衡的发动机动态模型,通过给定不同的推进剂供应速率、尾喷管喉部面积大小及尾喷管喉部面积随转速变化速率,模拟了发动机各工况下的起动过程,对比分析了这些参数对发动机起动时间、共同工作线位置的影响规律。研究发现,增加推进剂供应速率会使发动机起动时间降低,但压气机更接近喘振边界,当尾喷管喉部面积较小时,尾喷管会出现壅塞现象,导致压气机喘振。在此基础上,给出了采用较快推进剂供应速率和尾喷管喉部面积随转速升高而增大相结合的调节方法,使压气机在避免喘振的同时远离堵塞边界,实现了发动机的快速安全起动。
关键词
空气涡轮火箭发动机
起动过程
压气机喘振
尾
喷管喉部面积
Keywords
air turbo rocket
starting process
compressor surge
nozzle throat area
分类号
V438 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
一种自适应喷管面积调节机构
4
作者
周建军
机构
中国空空导弹研究院
出处
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2014年第2期87-89,93,共4页
基金
装备预研基金(9140A28010608HK1407)资助
文摘
通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。
关键词
固体火箭发动机
可调
喉
部
面积
喷管
仿真计算
Keywords
solid rocket motor(SRM)
nozzle throat area control
simulation calculation
分类号
V435.23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
一种发动机喷口面积控制系统仿真研究方法
被引量:
5
5
作者
李杰
李娜
张立伟
李刚
机构
长安大学电子与控制工程学院
中航工业沈阳发动机设计研究所
出处
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2014年第6期111-114,206,共5页
基金
中央高校基本科研业务费专项资金资助项目(2013G1321039)
文摘
航空发动机尾喷管喉部面积控制系统是实现航空发动机能量转化的重要部件,但其工作过程较为复杂,且具有强非线性特性,直接建立精确可靠的系统数学模型具有很大困难。针对上述问题,依据控制系统主要部件的工作机理、大量的设计数据和试车数据,提出了一种尾喷管喉部面积控制系统的建模仿真方法。仿真结果表明,所建立的数学模型可较为精确地模拟尾喷管喉部面积控制系统的工作过程,各项参数变化符合其工作原理,所设计的控制系统能顺利完成发动机尾喷管喉部面积的精确控制,所建数学模型具有较高的置信度。所提出的建模仿真方法可为相关产品的调试及改进提供有益的参考。
关键词
航空发动机
尾
喷管喉部面积
控制系统
数学模型
Keywords
Aero engine
Nozzle throat area
Control system
Mathematical model
分类号
V271.4 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究
被引量:
2
6
作者
周建军
尹自宾
机构
中国空空导弹研究院
出处
《航空兵器》
2012年第5期43-47,共5页
基金
装备预研基金(9140A28010608HK1407)
文摘
通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。
关键词
固体火箭发动机
可调
喉
部
面积
喷管
转换控制
Keywords
solid rocket motor(SRM)
variable throat area nozzle
transition control
分类号
V435 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
空气涡轮火箭组合发动机共同工作研究
被引量:
3
7
作者
张留欢
逯婉若
王君
李光熙
机构
中国航天科技集团有限公司西安航天动力研究所
出处
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第3期763-768,共6页
基金
航天支撑技术项目(617010406)
文摘
根据空气涡轮火箭组合发动机工作原理,明确了发动机共同工作条件,建立了发动机共同工作方程,得到了发动机共同工作线,并给出了影响空气涡轮火箭组合发动机共同工作线位置的两个因素:尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温。基于共同工作方程,分析了两因素对发动机共同工作线的影响规律。结果表明:在同一转速线上,随着尾喷管喉部面积或涡轮前燃气总温增大,发动机空气质量流量增大,压气机增压比降低,共同工作线整体向右下方移动;尾喷管喉部面积和涡轮前燃气总温增大或减小使空气涡轮火箭组合发动机共同工作线移动的方向是相同的,但尾喷管喉部面积变化对共同工作线位置移动的影响程度大于涡轮前燃气总温。
关键词
空气涡轮火箭组合发动机
共同工作
尾
喷管喉部面积
涡轮前燃气总温
影响规律
Keywords
air turbo rocket~ co-work~ area of the throat for nozzle^total temperature of gas at the inlet of turbine~ influence law
分类号
V23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
喷管喉部面积对膨胀波火炮内弹道影响分析
郭张霞
李闯
罗鹏
范光明
李保在
《火力与指挥控制》
CSCD
北大核心
2020
0
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职称材料
2
销毁弹喷管喉部截面积对未爆弹作用效能的影响
张启功
李金明
安振涛
孙立明
《火工品》
CAS
CSCD
北大核心
2015
0
下载PDF
职称材料
3
空气涡轮火箭发动机起动过程推进剂供应及尾喷管面积变化规律研究
赵巍
刘蕾
胡斌
李龙婷
赵庆军
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021
1
下载PDF
职称材料
4
一种自适应喷管面积调节机构
周建军
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2014
0
下载PDF
职称材料
5
一种发动机喷口面积控制系统仿真研究方法
李杰
李娜
张立伟
李刚
《计算机仿真》
CSCD
北大核心
2014
5
下载PDF
职称材料
6
固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究
周建军
尹自宾
《航空兵器》
2012
2
下载PDF
职称材料
7
空气涡轮火箭组合发动机共同工作研究
张留欢
逯婉若
王君
李光熙
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018
3
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