一、固体火箭发动机高速旋转试验研究（论文文献综述）
李猛,赵凤起,张国辉,姚志成,李武[1]（2021）在《丁羟复合推进剂过载燃烧研究进展》文中提出过载环境会对丁羟复合推进剂装药燃烧产生重要影响。从过载燃烧测试表征、过载对推进剂燃烧性能、内弹道性能、燃烧流场的影响4个方面,对丁羟复合推进剂装药过载燃烧研究现状进行了综述。阐明完善深化过载燃烧特性测试表征方法,集成燃烧流场、热结构、侵蚀燃烧及内弹道特性开展耦合仿真、建立过载燃烧推进剂及装药设计方法等将成为下一步的研究重点。
马壮（John Z. Ma）[2]（2021）在《连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究》文中研究说明连续爆轰发动机是国际航空航天动力领域的热点,各主要国家都在投入人力、物力、财力抢占研发的制高点。研究进展上,大多数国家已经脱离了单纯的机理探索,逐渐向工程应用努力,一旦技术成熟并定型装备,极有可能在火箭发动机、航空发动机和冲压发动机领域取得跨越式发展。本文以国防重大需求为牵引,以工程化应用为目标,针对工程化所必须解决的连续爆轰发动机高效、稳定、可控的关键难题,开展了连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究。主要研究内容1为:（1）设计了五种不同构型的连续爆轰燃烧室。在导师的组织领导下,负责建设了北京大学连续爆轰发动机综合实验平台。目前该实验平台已具备不同流量范围的液态煤油和多种气态燃料的一体化综合控制实验能力。实验能力大幅度提升。（2）采用了一种小波变换（WT）分析方法,解决了短时傅里叶变换（STFT）在分析爆轰波压强信号时的倍频干扰问题。提出了一种工程上评价空间掺混效果的无量纲参数。多波相比单波模态,二次掺混时掺混不均匀导致爆轰波速度会进一步亏损,并给出了亏损模型。连续爆轰发动机起爆延迟时间随着预爆轰管充气时间的增加先增加后稳定不变。（3）通过系统分析高速摄影视频与压强变化曲线,发现了七种燃烧模态并给出了压强曲线判别方法,即爆燃模态、DDT过程、爆轰-爆燃并存模态、强-弱爆轰并存模态、不稳定转稳定爆轰模态、稳定爆轰模态和单-双波转变模态。连续爆轰波从起爆到稳定传播一般要经过自调节阶段和稳定阶段。自调节阶段包括爆燃、爆燃转爆轰（DDT）过程、爆轰与爆燃耦合、强弱爆轰耦合和不稳定转稳定爆轰。自调节阶段一般需要上百毫秒时间,增加总压可以缩短自调节阶段的时间。（4）实验中发现了连续爆轰发动机内三类再起爆现象。对于单波-双波-单波转变现象,提出了一种双波“交互-调整”机理来分析该过程。局部剩余的可燃气体经过燃烧室头部内壁附近激波反射所形成的持续的局部高压“热点”诱导再起爆所致。短时再起爆湮灭时间一般在几毫秒到十几毫秒之间。再起爆主要是由激波与壁面作用形成的高压点或者双波对撞形成的高压点或者反射激波形成的高压点或者它们之间的组合造成的。长时再起爆湮灭时间一般在一百毫秒到几百毫秒之间。长时再起爆是掺混不好导致爆燃在某一阶段占据主导作用造成的。在一定范围内增加喷注压力有利于爆轰波再起爆,从而缩短湮灭时间或者避免湮灭的发生。再起爆现象的存在会对发动机的稳定工作和性能造成影响。（5）在稳定爆轰模态下,发动机尾焰呈亮蓝色,出口温度较高,推力稳定。在爆燃占主导的不稳定燃烧模态下,发动机尾焰呈暗黄色,出口温度偏低,发动机出口处发生了扩散燃烧,推力不稳定。相同条件下,爆轰比爆燃比冲提高可达18%。通过设计水冷式燃烧室实现了长达20s的连续爆轰波稳定运行。发动机壁面缺陷的存在导致局部强扰动的流场,造成壁面局部温度过高而出现烧蚀。（6）结合连续爆轰波的特性和对不同飞行器动力要求,提出了五种面向工程应用的发动机概念设计方案并通过三维建模进行了详细的参数设计。
黄刚,李军伟,王向港,田忠亮,王宁飞[3]（2021）在《某型号固体火箭发动机高速旋转试验台设计》文中提出火箭发动机旋转试验台可在地面模拟火箭发动机飞行过程中的高速自旋环境,通过对发动机旋转工作状态下的控制和监测,为旋转发动机流场及内弹道研究提供试验数据。为模拟发动机旋转时点火飞行的受力工况,试验台不仅需驱动发动机一起做高速旋转运动,保证发动机在轴向上具有自由度以测试推力,还需承载发动机点火时产生的巨大冲击振动。为此,试验台采用卧式布局,底座通过预埋件与混泥土基建固连,提高试验台抗倾覆能力;驱动系统采用大功率电机,通过传输轴间接驱动发动机达到高转速;转子外部增设防护罩,防护转子的高速旋转;在工程设计中,通过对核心部件进行结构优化和质量控制,降低转子转动惯量和提高结构强度,并使其满足固体火箭发动机进行旋转的同时具有轴向自由度。最后,对转子进行了仿真和动平衡分析。结果表明,试验台结构上要求核心部件为轴对称结构,表面无凸起,在离心力作用下,套筒半径越小、壁厚越大、长度越短,结构强度越好,并且壁厚对变形量的影响较为显着,经过优化设计核心部件,可保证装置稳定运行。
文俊杰[4]（2020）在《微纳卫星固体火箭发动机点火过程及内流场仿真研究》文中研究指明固体火箭发动机以其结构简单、快速反应能力强和工作可靠性高等优势,易于实现一体化和模块化设计,在未来微纳卫星大范围轨道机动中有着广泛的应用前景。因此,本文面向应用于微纳卫星的固体火箭发动机,采用数值模拟与试验验证,对真空条件中发动机前端点火和尾部点火下不同参数的点火特性和真空羽流现象进行研究,以获得提升空间固体发动机点火性能的技术途径和方法,促进固体火箭发动机在空间环境中的工程化应用。通过分析点火燃气填充和压力建立过程,阐述不同结构尺寸参数对点火性能的影响规律和各流动特征参数的分布规律,对固体火箭发动机发动机结构优化设计和研究装药完整性分析具有指导意义。本文的主要研究工作包括:（1）通过引入燃烧扩散系数修正了黑火药点火室质量流率模型,建立了真空下固体火箭发动机点火瞬态过程数值仿真模型,设计了不同点火方式、点火室出口、装药位置、扩张比的点火试验样机,搭建了真空点火试验系统,包括真空试验装置、真空保护箱、图像采集处理系统和数据采集处理系统。（2）建立了发动机前端点火二维轴对称模型,研究了点火药量、装药位置、点火室出口尺寸等设计参数变化和燃烧加质过程对发动机点火性能的影响,并与点火试验进行了对比,验证了数值仿真的有效性,分析了真空羽流现象。结果表明:增大点火药量会增加点火压力峰,对装药的结构性产生不利影响。真空条件下黑火药的点火性能发生变化,0.2g点火药无法冲破端盖,常压下喷出的大量颗粒在空气环境中二次燃烧,而真空下喷出的颗粒未进一步燃烧。装药位置在中间可以提升点火内流场的稳定性,有利于火焰稳定发展。点火室出口越大,其点火药流量损失也越大。考虑加质时,推进剂燃烧产生的加质流与点火室燃气共同作用加速了燃烧室压力建立过程。（3）分析了扩张比等参数变化对尾部点火燃气填充和压力建立过程的影响,与试验对比验证了仿真计算的合理性。结果表明:相同点火药量下,尾部点火方式较前端点火的内流场冲击更为剧烈,且有较明显的压力振荡,装药表面振荡压差达到1.82MPa（前端为0.4MPa）,不利于装药的结构完整性。相同喉径下随着扩张比增大,端盖打开时间越长,燃烧室内建立的压力越高。与常压试验相比,真空下尾部羽流现象更为明显,点火性能的稳定性较差,燃烧时间也较短。通过本文的研究工作,对不同方式和参数下的瞬态点火过程进行了深入的探讨,为提高固体火箭发动机的点火性能,促进其在空间环境条件下的工程化应用,奠定了理论和实践基础。
牛青林[5]（2019）在《连续流域高速目标辐射现象学研究》文中提出红外预警系统首要工作任务是高预警概率、低虚警概率地对视场内的潜在威胁目标进行探测、跟踪、分类和识别（DTCI）,为攻防体系提供有效的预先保障。红外预警系统关注的对象为具有威胁性质的高速导弹和飞行器,其主要探测辐射源通常为发动机尾喷焰和弹体本体。预警系统工作要求能够纷杂多变的背景中识别出目标、背景和虚警源,但由于传感器视场内背景辐射、虚警源的复杂性以及低信号特征技术的出现使得这一工作面临着极大挑战。从发展趋势看,对大气层内导弹喷焰或高超飞行器光辐射现象特征进行研究,获得随飞行高度姿态缓变的和随动态事件（包括级间分离、发动机启动、停机等）瞬变的目标辐射特征规律,对于预警目标的探测、分类、识别具有重要意义。本文以火箭发动机喷焰和典型高超声速飞行器两类目标为研究对象,旨在建立一套高速目标辐射现象特征的计算模型和分析工具,通过目标稳态辐射信号影响参数分析、与飞行事件相关的目标动态辐射特性研究,了解掌握典型预警目标的辐射现象学要素（时间、光谱、空间、运动、方向和能量）变化规律,进而获得不同探测场景下目标辐射时-空-谱特征及其在目标探测、捕获中的可用性。论文主要工作可以概括为如下三个方面:1.在高速目标辐射现象研究的理论模型和计算工具方面,针对导弹喷焰和高超声速飞行器两类目标,开展了由原型参数经化学反应流场、辐射物性参数、光辐射传输模块至光辐射特性的理论建模和部分代码研制工作,发展了一套连续流区高速目标光辐射特性计算方法。论文将发动机喷焰和高超声速飞行器绕流场统一处理为热化学非平衡多组分反应流,基于分子内能松弛双温度模型和有限速率反应模型建立了喷焰和飞行器绕流高速流场、温度场求解方法;基于辐射和流场解耦思想,建立了高速反应流场辐射物性参数计算的逐线（LBL）和窄谱带（SNB）计算模型和数据库,采用视在光线（LOS）法求解流场辐射传输,研制了喷焰辐射信号计算模块（IRSAT）和高速飞行器辐射特性计算模块（SATHV）。此外,为解决工程快速预估需求,论文依据欠膨胀射流结构特性和流场参数的“自模性”特征,发展了考虑复燃、卷吸和湍流效应的低空喷焰射流辐射信号快速计算工具（FIRSAT）,明确了喷焰光辐射计算所需的流场截断温度、包覆体尺寸以及各主要组元对辐射贡献的大小。2.在高速目标本征辐射现象学特性研究方面,重点开展了准稳态条件下目标辐射影响参数分析和飞行条件下与动态事件相关的目标光辐射的时-空-谱特性规律研究。论文首先研究澄清了复燃效应、模型缩比、推进剂配比、热力非平衡效应对发动机喷焰光辐射信号的谱带辐射的影响规律;其次,获得了助推滑翔类HTV-2和轨道验证类X-37B两类高超声速飞行器在不同现象学要素下的辐射特征和规律、本体与绕流场辐射强度的贡献和反应控制系统（RCS）喷焰的机会辐射特征。最后,设计数值实验细致分析了与高速目标动态飞行事件相关的辐射现象学特征,包括发动机开关机动作、级间分离、沿弹道飞行、高超声速飞行器机动过程等,获得了沿弹道喷焰的谱带辐射-高度曲线交叉、谱带辐射-内弹道压力曲线跟随、谱带辐射-级间分离高度的时序、助推滑翔飞行器的谱带辐射-攻角变化率的影响规律。3.在与探测系统相关的高速目标辐射现象学规律分析与应用方面,开展了不同探测场景下目标辐射特征及可探测性分析,并评估了辐射噪声的影响因素。首先,论文建立了天基和地基不同观测平台下的探测距离和热成像的物理模型,研究发现天基观测条件下发动机喷焰不同“谱带对”的谱带辐射-高度曲线交叉点特征高度存在明显差异;分析了高超声速飞行器的表观辐射特征和探测距离对探测波段、探测器灵敏度、观测角度强烈依赖性,指出了两类飞行器与表观辐射相关的探测特征高度、辐射增强波段、致盲区、灵敏度增强等系列效应。其次,评估了三种化学反应动力模型和两种非平衡温度指数因子对临近空间高超声速飞行热化学非平衡激波层内组分生成的可靠性并建议了适用条件,发展了激波层非平衡光辐射噪声的计算模型并分别验证了紫外和红外波段的辐射噪声预估的可靠性。最后,分析了近地高速钝头体光学头罩的尺寸会因大气中痕量组分含量沿弹道的变化而对辐射噪声在时-空间-谱的变化产生影响,建立了谱带辐射噪声与来流密度、速度的关联模型。
武冠杰[6]（2019）在《高温熔融铝液滴撞击固体壁面物理过程及模型研究》文中研究指明凝相铝/三氧化二铝液滴碰壁现象是采用含铝复合推进剂的火箭发动机内特有的一种多相流动现象,其碰壁过程及结果类型对发动机内绝热层的热防护性能、喷管的抗烧蚀性能、潜入式喷管背壁区的熔渣沉积现象以及发动机内两相流动特性都会产生一定影响。为了保障发动机绝热层和喷管设计的安全性和稳定性,提高发动机内流场仿真结果的精确性,揭示铝/三氧化二铝液滴碰壁机理并建立高密度高表面张力系数液滴碰壁模型显得十分必要。本文主要以熔融铝液滴为研究对象,采用实验、数值分析和理论研究相结合的方法,对铝液滴撞击石墨壁面的过程开展研究。基于电磁感应加热法和脉冲气压驱动法,搭建可用于熔融铝液滴碰壁的实验装置,并采用阴影法建立用于拍摄微铝液滴碰壁过程的放大光路系统。利用Matlab的GUI模块开发设计液滴碰壁图像处理软件,并对铝液滴的碰壁过程进行数据提取及分析。通过VOF/PLIC方法及自适应网格技术的开源程序Gerris对铝液滴碰壁过程进行直接数值模拟,从压力场、速度场及能量转化的角度对铝液滴碰壁过程进行分析。根据实验结果和数值模拟,结合液滴碰壁物理机理,建立了适用于高密度高表面张力系数的铝液滴碰壁模型。通过本文研究,得到的主要结论如下:（1）基于脉冲气压驱动法生成铝液滴的过程中,当驱动气量确定时,脉冲峰值基本不变,增加脉冲宽度,可以增大喷出液滴的体积,生成较大粒径的铝液滴;当驱动气工作时间一定时,脉冲宽度确定,随着驱动气供给压力的增加,液滴的喷射状态分别为无液滴、单个液滴和射流,且加大驱动气压力还能提高铝液滴喷射的初速度;生成单个高速度的小粒径液滴,需要在一定的脉冲压力波形内,尽量减小脉冲时域,并适当提高脉冲峰值;采用本文搭建的液滴生成装置,生成的铝液滴粒径最小可以达到230μm。（2）铝液滴从石墨坩埚的喷孔喷出后,在初温相同的情况下,液滴的初始粒径越大,下落过程中温度降低越慢,而粒径越小下落时温度降低越快;在初始温度为1280K时,200μm的铝液滴在氩气环境中经过100ms的下落后温度下降了15.6%,但最终到达固体壁面时,液滴的温度为1080K仍高于铝的熔点933K;通过传热学理论计算获得实验生成的铝液滴在氩气中的Bi数远低于0.033,因而在下落过程中可以认为铝液滴内部的温度分布是均匀的;利用本文搭建的液滴碰壁系统生成的熔融铝液滴,可以满足铝液滴碰壁实验的需求。（3）熔融铝液滴碰壁反弹过程中,随着法向入射速度的不断增加,法向反弹系数en不断减小,当入射速度v0从0.63m/s增加到2.51m/s时,en的变化范围在0.49～0.81之间,切向反弹系数et基本维持在0.74～0.92之间;随着入射角度增大,铝液滴的法向反弹系数不断增加,当入射角度θi从0°增大到50°时,铝液滴的法向反弹系数en从0.6增加到0.8,而切线反弹系数et基本维持在一定范围内;随着铝液滴入射粒径的增大,铝液滴的法向反弹系数逐渐减小,当液滴粒径D0从230μm增加到950μm时,铝液滴的法向反弹系数en从0.85降低到0.76,而切向反弹系数et基本没有太多损失,维持在0.85～0.96之间。（4）本文液滴碰壁实验中,Oh数较大的铝液滴（微米量级）碰壁后主要表现为反弹形式,Oh数较小的铝液滴（毫米量级）碰壁主要为粘附形式。在液滴撞击壁面反弹结果中,随着液滴We数的增大,在碰壁过程中液滴的动能损失会增加,液滴的粘性耗散能也会变大,从而造成液滴法向反弹系数不断减小,但最终都会趋近于一个定值。液滴反弹后的动能损失ΔEk和动能法向分量损失ΔEkn分别与We数和其法向Weni数的D2满足线性关系,且随着We和Weni数的增加,液滴的ΔEk和ΔEkn不断增大。（5）当铝液滴的粒径较小时,We数较低的液滴撞击壁面时,在液滴与壁面间会存在一层很薄的气膜,在撞击过程中液滴底部只有中间部分区域会突破气膜与壁面发生直接接触,而底部其余部分与壁面间被气膜阻隔,从而减小了液滴与壁面的实际接触面积,促使液滴回缩并离开壁面发生反弹;而大粒径的液滴,在撞击壁面过程中,由于惯性较大、铺展范围较宽,液滴对壁面间气膜的压力较大,液滴底部的气体会被挤压出去,而未来得及排出的气体会被包裹在液滴底部,并逐渐向液滴底部中间移动,最终聚合成单个小气泡,使得液滴与壁面间的接触面积增大,粘性耗散能增多,因而大粒径液滴碰壁后容易粘附在壁面上。（6）在液滴碰壁过程中,液滴的表面张力系数越高,其与壁面之间的接触角越大;与低表面张力系数液滴相比,高表面张力系数液滴撞击壁面时,与壁面的接触面积较小,其铺展变形造成的能量损失较低,液滴回缩后获得的动能较大,更容易发生反弹;本文建立了高表面张力系数的铝液滴碰壁模型,获得了铝液滴碰壁后反弹和粘附的临界K值为0.85 4（1-cos?c）Re,并建立了铝液滴碰壁的反弹系数与液滴入射速度、角度和初始粒径之间的关系式。
崔二伟[7]（2019）在《高速旋转固体火箭发动机内测系统研究》文中提出火箭增程技术中,火箭增程弹为实现弹体稳定飞行常采用尾翼或者高速旋转的方式,对于旋转式火箭增程弹,由于弹体的高速旋转使得固体火箭发动机处于被动旋转状态中,发动机的内弹道性能与非旋转状态相比有着较大变化,发动机燃烧室内的压力作为研究旋转效应下性能的重要参数,对其准确测量具有重要意义。针对高速旋转环境,本文设计了一种用于发动机工作过程中燃烧室压力测量的测试系统。在分析了高速旋转固体火箭发动机试车台结构和工作原理的基础上,本文确定了整套测试系统的总体方案,采用存储测试方法对压力信号进行采集和存储,并对测试系统实现无线指令控制。随后本文完成了测试系统的软、硬件设计和试验验证。测试系统的硬件部分以STM32为控制核心进行采集电路的设计,开展了系统的低功耗研究,对系统的电源进行了有效管理;对于系统的无线指令传输要求,设计了CC2530射频电路;根据测试装置在试车台上的安装位置以及系统工作环境的特殊性,进行了机械结构设计,对装置内部进行合理的布局与离心过载保护。在此硬件基础上,本文对系统的软件进行设计,完成了Nor FLASH驱动程序的编写;针对无线传输过程中可能出现的数据乱码或丢码现象,自定义了适用于本系统的数据通信协议,采用校验和应答机制增强了无线通信的可靠性;为了完成采集数据的实时无缝缓存,对乒乓缓存机制应用于本存储系统进行实测验证,并在软件上实现了乒乓缓存算法;基于CC2530完成了无线广播通信程序的设计;上位机部分以Labview开发平台完成压力传感器的标定程序设计和上位机主控界面程序的设计。为了验证所设计压力存储测试系统的可行性,对本系统中的各个模块进行单独测试,同时搭建了静态压力测试试验平台,在不同压力,不同转速情况下进行测试,验证了静态压力测试的可行性和可靠性。
郭一达[8]（2019）在《底排—火箭增程弹高速旋转试验台控制系统及实验研究》文中认为底排—火箭增程技术因为其结构简单、性能可靠和增程率高等特点成为现代炮弹增程方式的首选。高速旋转试验台通过带动底排装置/火箭发动机高速旋转,为研究底排装置/火箭发动机在飞行过程中工作性能提供了条件。控制转台转速按照炮弹实际飞行过程中的转速变化是实验重点要求之一。本文围绕转台转速控制系统原理及其特性分析、控制系统软硬件设计、转台转速控制算法设计、底排装置/火箭点火实验等几个方面展开。分析了转台系统转速的控制原理,并建立了转台系统的数学模型。指出底排装置/火箭在工作过程中存在时变现象,出现这种现象主要是由于随着药柱燃烧其转动惯量逐渐减小,以及火箭发动机产生的推力使得转台轴系间摩擦力矩增加。时变现象对控制器的影响较大,转动惯量的时变现象会增加控制系统的响应时间和超调量。设计了控制系统的整体方案。根据实验控制要求选取了主轴电机及驱动器作为转台控制系统的执行机构,并搭建、调试了控制器相关的硬件部分。同时建立了基于单片机的控制策略。软件设计部分包括编写基于Labview的上位机软件和嵌入式控制器的程序设计。在通过系统联合调试的过程中,发现驱动器及电机对测量系统干扰过大等问题,给出原因分析和解决方案。研究了控制系统的转速控制算法。针对底排装置和火箭发动机的不同燃烧特性分别设计控制器。重点针对系统存在的时变现象,不再适合传统的PID控制器,本文设计的模糊PID控制器在传统PID控制器上使比例、积分和微分系数都能够根据设计好的模糊规则进行在线整定,使控制算法具有更好的实时整定的自适应功能,从而能够控制参数实时变化的系统。通过实验对控制算法的精确性进行验证,并针对实验现象进行了分析。
崔二伟,贾云飞,周瑞卿,曾庆德[9]（2018）在《高速旋转固体火箭发动机压力测量方法研究》文中研究指明针对某固体火箭发动机高速旋转模拟试验系统,介绍了一种固体火箭发动机燃烧室压强测量方法,并研制了一套存储测试装置,该装置以STM32为控制核心,由信号调理模块、存储模块和无线传输模块等组成。当前经测量获取的推力-时间数据计算而间接得到的压强数据误差较大,通过对发动机燃烧室压强的直接测量能有效地规避因摩擦对推力的影响而导致的压强测试不准确的弊端。该装置通过螺纹与高速主轴的末端相连,能够检测并记录发动机工作过程中的压强数据,试验后可以取下测试装置或通过无线传输将检测的数据发送给上位机进行显示,为之后固体火箭发动机结构的设计和改进提供重要的实验依据。
杨辰[10]（2016）在《某高速旋转试验台振动特性分析》文中认为在发动机研制过程中,分析和实测发动机的振动,采取措施来排除振动故障,提高发动机的持久性和可靠性以及保证安全具有重要意义。因此开展高速旋转试验,掌握发动机在高速旋转状态下的工作性能和规律是十分必要的,所以必须设计高速旋转试验台来模拟发动机实际的工作情况,从而实现对旋转状态下固体火箭发动机性能参数测量。主要工作和成果体现在：（1）本文首先使用SolidWorks三维建模软件对高速旋转试验台进行建模,采用ANSYS Workbench 14.5作为模态分析软件。建模过程中将对计算结果影响较小的部件做简化处理,并对各零部件上部分不影响结构强度的工艺结构进行了简化。（2）对高速旋转试验台改进前后状态下分别进行X和Y两个方向上的模态分析。并且对比了改进前和改进后的高速旋转试验台整体结构的模态分析结果。发现更改辅板与下板结构为三角形结构以避开变形较大处,以及在底座处增加橡胶垫的措施对高速旋转试验台整体工作性能的提升有着积极意义。（3）在不安装发动机时,一阶与二阶的固有频率,四阶与五阶的固有频率较为接近,而三阶固有频率在各种情况下都呈现出变化不大的情况。安装发动机时,随着发动机质量增加,各阶固有频率大小都随之增加,在工作范围内的固有频率的阶数略有减少。（4）考虑发动机受到质量偏心时的高速旋转试验台X和Y两个方向上的模态分析。通过对21Kg发动机计算偏心力,然后对安装有此发动机的高速旋转试验台进行模态分析,通过计算可以看出,施加偏心力之后,会导致高速旋转台的固有频率减小,但影响很小。
二、固体火箭发动机高速旋转试验研究（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、固体火箭发动机高速旋转试验研究（论文提纲范文）
（1）丁羟复合推进剂过载燃烧研究进展（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 过载燃烧测试表征 |
| 3 过载对推进剂燃烧性能的影响 |
| 4 过载对推进剂装药内弹道性能的影响 |
| 5 过载对推进剂装药燃烧流场的影响 |
| 6 结论 |
（2）连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 爆轰现象与爆轰理论 |
| 1.2.1 爆燃与爆轰 |
| 1.2.2 爆轰现象的发现 |
| 1.2.3 C-J理论 |
| 1.2.4 ZND模型 |
| 1.2.5 爆轰波胞格结构 |
| 1.2.6 爆轰波自持机理讨论 |
| 1.3 爆轰推进 |
| 1.3.1 脉冲爆轰发动机 |
| 1.3.2 驻定 (斜) 爆轰发动机 |
| 1.3.3 连续爆轰发动机 |
| 1.4 连续爆轰发动机最新研究进展 |
| 1.4.1 连续爆轰火箭式发动机 |
| 1.4.2 连续爆轰冲压式发动机 |
| 1.4.3 连续爆轰涡轮式发动机 |
| 1.4.4 挑战、发展趋势及思考 |
| 1.5 问题与不足 |
| 1.6 本文的主要工作和内容 |
| 第二章 实验系统及方法 |
| 2.1 连续爆轰燃烧室 |
| 2.2 供气系统 |
| 2.2.1 气库 |
| 2.2.2 配气柜 |
| 2.2.3 附件台架 |
| 2.2.4 末端台架 |
| 2.3 排气系统 |
| 2.3.1 排气管道 |
| 2.3.2 消音塔 |
| 2.4 点火系统 |
| 2.4.1 火花塞 |
| 2.4.2 预爆轰管 |
| 2.5 测控系统 |
| 2.5.1 控制/低频采集系统 |
| 2.5.2 独立高频采集系统 |
| 2.6 煤油系统 |
| 2.6.1 煤油供给 |
| 2.6.2 煤油热解 |
| 2.7 参数测量 |
| 2.7.1 流量测量 |
| 2.7.2 压力测量 |
| 2.7.3 温度测量 |
| 2.7.4 推力测量 |
| 2.7.5 光学测量 |
| 2.8 实验方法 |
| 2.8.1 时序设计 |
| 2.8.2 实验操作大纲 |
| 2.9 实验系统安全防护设计 |
| 2.9.1 系统安全防护措施 |
| 2.10 本章小结 |
| 第三章 连续爆轰波传播特性分析及其影响因素实验研究 |
| 3.1 连续爆轰波典型工作模态 |
| 3.2 连续爆轰波小波分析 |
| 3.3 掺混距离对连续爆轰波工作模态的影响 |
| 3.3.1 实验研究 |
| 3.3.2 数值模拟 |
| 3.4 预爆轰管充气时间对连续爆轰波传播特性的影响 |
| 3.4.1 对爆轰波传播速度的影响 |
| 3.4.2 对爆轰波起爆延迟时间的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 连续爆轰波起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究 |
| 4.1 连续爆轰波起爆及稳定过程 |
| 4.1.1 燃烧模态识别 |
| 4.1.2 连续爆轰波稳定过程 |
| 4.2 单波-双波-单波转变机理 |
| 4.2.1 单波-双波-单波转变现象 |
| 4.2.2 单波-双波-单波转变机理分析 |
| 4.3 短时再起爆机理 |
| 4.3.1 短时再起爆现象 |
| 4.3.2 短时再起爆机理分析 |
| 4.4 长时再起爆机理 |
| 4.4.1 长时再起爆现象 |
| 4.4.2 长时再起爆机理分析 |
| 4.5 喷注压力对再起爆特性的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 水冷式连续爆轰发动机实验研究 |
| 5.1 水冷系统设计 |
| 5.2 水冷式燃烧室设计 |
| 5.3 连续爆轰发动机性能分析 |
| 5.4 连续爆轰发动机长程实验 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 全文取得的主要研究成果 |
| 6.2 全文的主要创新点 |
| 6.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 连续爆轰发动机面向工程应用的概念设计 |
| A.1 基于液态燃料的连续爆轰冲压组合发动机概念设计 |
| A.1.1 设计背景 |
| A.1.2 设计简述 |
| A.1.3 创新点 |
| A.2 基于固体粉末的连续爆轰冲压组合发动机概念设计 |
| A.2.1 设计背景 |
| A.2.2 设计简述 |
| A.2.3 创新点 |
| A.3 基于固体粉末的连续爆轰火箭发动机概念设计 |
| A.3.1 设计背景 |
| A.3.2 设计简述 |
| A.3.3 创新点 |
| A.4 基于连续爆轰加力的涡扇发动机概念设计 |
| A.4.1 设计背景 |
| A.4.2 设计简述 |
| A.4.3 创新点 |
| A.5 基于连续爆轰的涡扇发动机概念设计 |
| A.5.1 设计背景 |
| A.5.2 设计简述 |
| A.5.3 创新点 |
| A.6 总结 |
| 附录B 实验应急预案和注意事项 |
| 博士期间发表和完成的论文 |
| 致谢 |
（3）某型号固体火箭发动机高速旋转试验台设计（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 系统组成及原理 |
| 2 试验台设计 |
| 2.1 驱动装置 |
| 2.2 转子外壳 |
| 2.3 发动机抱紧装置 |
| 2.4 测试装置 |
| 2.5 承力组件和辅助装置 |
| 3 结构校核 |
| 3.1 套筒结构校核 |
| 3.2 其他核心部件结构校核 |
| 3.3 核心部件装配结构校核 |
| 4 动平衡分析 |
| 5 结论 |
（4）微纳卫星固体火箭发动机点火过程及内流场仿真研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状及发展趋势 |
| 1.2.1 微纳卫星固体火箭发动机应用现状 |
| 1.2.2 固体火箭发动机点火研究 |
| 1.2.3 固体火箭发动机内流场仿真研究 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 2 内流场仿真理论模型与试验设计 |
| 2.1 点火物理模型 |
| 2.1.1 点火理论 |
| 2.1.2 固体推进剂点火准则 |
| 2.2 数学模型 |
| 2.2.1 流场控制方程 |
| 2.2.2 k-ωSST两方程湍流模型 |
| 2.2.3 点火室质量流率模型 |
| 2.2.4 固体推进剂燃烧加质模型 |
| 2.3 真空点火特性试验 |
| 2.3.1 试验发动机及工况设计 |
| 2.3.2 真空点火试验系统 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 真空下前端点火数值分析与试验研究 |
| 3.1 数值仿真物理模型 |
| 3.1.1 计算模型及网格划分 |
| 3.1.2 边界条件及初始条件 |
| 3.2 数值仿真结果与分析 |
| 3.2.1 点火室质量流率对前端点火内流场的影响 |
| 3.2.2 装药位置对前端点火内流场的影响 |
| 3.2.3 点火室出口大小对前端点火内流场的影响 |
| 3.2.4 推进剂燃气加质过程分析 |
| 3.3 前端点火试验结果与分析 |
| 3.3.1 压力特性试验 |
| 3.3.2 真空羽流现象 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 真空下尾部点火数值分析与试验研究 |
| 4.1 数值仿真物理模型 |
| 4.1.1 计算模型及网格划分 |
| 4.1.2 边界条件及初始条件 |
| 4.2 数值仿真结果与分析 |
| 4.2.1 尾部点火冲击过程分析 |
| 4.2.2 喷管扩张比对尾部点火内流场的影响 |
| 4.3 尾部点火试验结果与分析 |
| 4.3.1 压力特性试验 |
| 4.3.2 真空羽流现象 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 总结与展望 |
| 5.1 主要结论 |
| 5.2 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（5）连续流域高速目标辐射现象学研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景与意义 |
| 1.2 发动机喷焰辐射特性的研究现状 |
| 1.2.1 喷焰辐射实验测量研究 |
| 1.2.2 喷焰辐射数值建模研究 |
| 1.2.3 喷焰动态辐射特性研究现状 |
| 1.2.4 级间分离特性研究 |
| 1.2.5 喷焰光辐射现象研究 |
| 1.3 高超声速飞行器辐射特性的研究现状 |
| 1.3.1 高超声速飞行器辐射特性观测及实验研究 |
| 1.3.2 高超声速飞行器辐射特性数值建模研究 |
| 1.3.3 光学窗口激波层辐射噪声研究 |
| 1.4 研究现状总结 |
| 1.5 本文研究内容 |
| 第2章 高速目标流动与辐射计算的模型和方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 热力化学非平衡流动计算模型 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 热力学特性 |
| 2.2.3 输运特性 |
| 2.2.4 化学反应模型 |
| 2.2.5 振动松弛模型 |
| 2.2.6 数值求解方法 |
| 2.2.7 收敛准则 |
| 2.3 结构热传导计算模型 |
| 2.4 高温气体辐射物性计算 |
| 2.4.1 基于HITEMP数据库的物性参数计算 |
| 2.4.2 基于NASA-SP-3080数据库的谱带模型 |
| 2.4.3 紫外辐射机理与计算方法 |
| 2.5 辐射传输计算方法 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 火箭发动机尾喷焰稳态辐射特性建模与分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 喷焰计算模型 |
| 3.2.1 计算网格及边界 |
| 3.2.2 流场计算模型 |
| 3.2.3 辐射模型及辐射传输计算 |
| 3.3 模型验证 |
| 3.3.1 固体火箭发动机验证 |
| 3.3.2 液体火箭发动机验证 |
| 3.4 基于CFD方法的喷焰影响因素分析 |
| 3.4.1 复燃效应 |
| 3.4.2 推进剂配比差异化效应 |
| 3.4.3 模型缩比效应 |
| 3.4.4 热力学非平衡效应 |
| 3.5 基于快速预估模型的喷焰计算分析 |
| 3.5.1 模型的简化与假设 |
| 3.5.2 喷焰计算模型 |
| 3.5.3 计算方法 |
| 3.5.4 模型验证及性能评估 |
| 3.5.5 流场特性分析 |
| 3.5.6 辐射特性分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 高超声速飞行器稳态辐射特性建模与分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 物理模型验证 |
| 4.2.1 流场参数验证 |
| 4.2.2 壁面温度验证 |
| 4.2.3 辐射参数验证 |
| 4.2.4 辐射传输验证 |
| 4.3 助推滑翔载入飞行器(BGV)本征辐射特性分析 |
| 4.3.1 计算模型 |
| 4.3.2 数值实验设计 |
| 4.3.3 流场稳态计算参数分析 |
| 4.3.4 辐射源贡献分析 |
| 4.3.5 观测角度和谱带对辐射特征的影响 |
| 4.4 反应控制系统工作时助推滑翔载入飞行器的本征辐射特性分析 |
| 4.4.1 计算模型 |
| 4.4.2 数值实验设计 |
| 4.4.3 流场特性参数分析 |
| 4.4.4 辐射源贡献分析 |
| 4.4.5 观测角度和谱带对辐射特征的影响 |
| 4.5 轨道试验飞行器(OTV)红外本征辐射特性分析 |
| 4.5.1 计算模型 |
| 4.5.2 数值实验设计 |
| 4.5.3 流场特性参数分析 |
| 4.5.4 辐射源贡献分析 |
| 4.5.5 观测角度和谱带对辐射特征的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 与飞行事件相关的高速目标动态光辐射特性研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 发动机开关机动态辐射特性 |
| 5.2.1 数值实验设计 |
| 5.2.2 特征时刻的光谱特性分析 |
| 5.2.3 特征时刻的辐射成像分析 |
| 5.2.4 特征时刻的谱带内积分强度分析 |
| 5.3 级间分离动态辐射特性 |
| 5.3.1 级间分离过程概述 |
| 5.3.2 计算模型结构尺寸 |
| 5.3.3 计算模型设计 |
| 5.3.4 流场参数验证 |
| 5.3.5 流场参数分布 |
| 5.3.6 辐射强度特征分析 |
| 5.4 尾喷焰空间动态辐射特性 |
| 5.4.1 计算模型设计 |
| 5.4.2 随弹道变化的喷焰流场参数分布 |
| 5.4.3 随弹道变化的喷焰光谱特性 |
| 5.4.4 随弹道变化的喷焰辐射强度特性 |
| 5.5 助推滑翔体大攻角机动动态辐射特性 |
| 5.5.1 计算模型 |
| 5.5.2 模型验证 |
| 5.5.3 温度场分布 |
| 5.5.4 攻角对辐射特征的影响 |
| 5.5.5 攻角变化率对辐射特征的影响 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 高超声速激波层辐射噪声特性研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 激波层化学反应模型评估 |
| 6.2.1 计算模型 |
| 6.2.2 化学反应模型 |
| 6.2.3 流场参数评估 |
| 6.2.4 NO生成评估 |
| 6.2.5 电子生成评估 |
| 6.3 临近空间激波层紫外辐射特性分析 |
| 6.3.1 BSUV试验 |
| 6.3.2 计算模型 |
| 6.3.3 流场参数分布 |
| 6.3.4 紫外模型验证 |
| 6.3.5 光谱强度 |
| 6.4 临近空间激波层红外辐射特性分析 |
| 6.4.1 计算模型 |
| 6.4.2 流场计算及其验证 |
| 6.4.3 红外辐射及其验证 |
| 6.5 近地高度激波层红外辐射特性分析 |
| 6.5.1 计算模型 |
| 6.5.2 模型验证 |
| 6.5.3 稳态光谱强度 |
| 6.5.4 非稳态辐射噪声 |
| 6.6 本章小结 |
| 第7章 不同探测场景下目标辐射特征与可探测性分析 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 观测平台计算模型 |
| 7.2.1 不同平台的探测模型 |
| 7.2.2 红外系统作用距离模型 |
| 7.2.3 大气衰减模型 |
| 7.2.4 地基观测平台计算分析 |
| 7.2.5 成像算法 |
| 7.2.6 最大探测距离计算 |
| 7.3 天基观测平台下火箭发动机尾喷焰的辐射特征分析 |
| 7.3.1 大气衰减效应 |
| 7.3.2 波段辐射特征高度 |
| 7.4 不同观测平台对助推滑翔飞行器的可探测性研究 |
| 7.4.1 计算模型参数 |
| 7.4.2 地基观测平台计算分析 |
| 7.4.3 天基观测平台计算分析 |
| 7.5 地基观测平台对轨道试验飞行器的可探测性研究 |
| 7.5.1 数值实验设计 |
| 7.5.2 波段对探测性能的影响 |
| 7.5.3 灵敏度对探测性能的影响 |
| 7.5.4 探测器入瞳面的红外热像 |
| 7.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录A |
| 附录B |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（6）高温熔融铝液滴撞击固体壁面物理过程及模型研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 固体火箭发动机内凝相粒子碰壁研究概况 |
| 1.3 液滴碰壁研究进展 |
| 1.3.1 液滴碰壁基本理论 |
| 1.3.2 液滴碰壁实验研究进展 |
| 1.3.3 液滴碰壁数值模拟及理论研究进展 |
| 1.4 本文研究意义 |
| 1.5 本文研究内容 |
| 2 高温熔融铝液滴的生成及控制 |
| 2.1 固体发动机内两相流动问题分析 |
| 2.2 金属铝的加热熔化 |
| 2.2.1 金属加热方法简介 |
| 2.2.2 电磁感应加热熔铝 |
| 2.3 熔融铝液滴的生成 |
| 2.3.1 液滴生成方法简介 |
| 2.3.2 气压驱动法液滴生成原理 |
| 2.3.3 单个熔融铝液滴的生成 |
| 2.4 高温熔融铝液滴的控制 |
| 2.4.1 生成铝液滴的影响因素分析 |
| 2.4.2 脉冲气压波形对铝液滴生成的影响 |
| 2.5 熔融铝液滴下落过程的温度变化 |
| 2.6 本章小结 |
| 3 高温熔融铝液滴撞击壁面过程实验研究 |
| 3.1 熔融铝液滴碰壁过程影响参数分析 |
| 3.2 熔融铝液滴碰壁实验系统 |
| 3.2.1 固体壁面装置 |
| 3.2.2 控制和采集系统 |
| 3.2.3 熔融铝液滴碰壁装置及实验方法 |
| 3.3 熔融铝液滴碰壁过程图像分析方法 |
| 3.3.1 图像处理方法 |
| 3.3.2 图像处理误差分析 |
| 3.4 铝液滴碰壁过程中的运动机制研究 |
| 3.4.1 铝液滴碰壁反弹过程运动机制 |
| 3.4.2 铝液滴碰壁粘附过程运动机制 |
| 3.5 铝液滴碰壁参数对液滴碰壁结果的影响 |
| 3.5.1 铝液滴Re数和Oh数对碰壁结果影响 |
| 3.5.2 入射速度对反弹系数的影响 |
| 3.5.3 入射角度对反弹系数的影响 |
| 3.5.4 初始粒径对反弹系数的影响 |
| 3.5.5 We数对反弹系数的影响 |
| 3.6 铝液滴碰壁行为模式研究 |
| 3.6.1 铝液滴撞击铺展过程中的铝液滴 |
| 3.6.2 铝液滴撞击回缩过程中的铝液滴 |
| 3.6.3 铝液滴撞击碰壁后反弹的铝液滴 |
| 3.6.4 燃烧的铝液滴碰壁 |
| 3.7 本章小结 |
| 4 碰壁过程中熔融铝液滴内部流动特性数值研究 |
| 4.1 铝液滴撞击壁面直接数值模拟方法 |
| 4.2 数值计算中的各相物性参数 |
| 4.2.1 铝液滴的物性参数 |
| 4.2.2 环境气氛的物性参数 |
| 4.2.3 铝液滴与固体壁面接触角 |
| 4.3 液滴撞击壁面数值计算验证 |
| 4.3.1 计算域自适应网格划分 |
| 4.3.2 网格依赖性 |
| 4.4 垂直碰壁过程中铝液滴内部流动特性分析 |
| 4.4.1 入射角0°时铝液滴碰壁反弹过程分析 |
| 4.4.2 入射角0°时铝液滴碰壁粘附过程分析 |
| 4.5 倾斜碰壁过程中铝液滴内部流动特性分析 |
| 4.5.1 入射角45°时铝液滴碰壁反弹过程分析 |
| 4.5.2 入射角13°时铝液滴碰壁粘附过程分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 5 铝液滴碰壁模型研究 |
| 5.1 液滴碰壁过程作用机理 |
| 5.1.1 高表面张力系数对液滴碰壁作用机理 |
| 5.1.2 高表面张力系数铝液滴碰壁过程 |
| 5.2 液滴碰壁模型 |
| 5.2.1 现有液滴碰壁模型 |
| 5.2.2 高表面张力系数液滴碰壁结果预测模型的建立 |
| 5.2.3 模型验证 |
| 5.3 铝液滴碰壁反弹系数计算模型 |
| 5.3.1 液滴反弹系数计算模型的建立 |
| 5.3.2 反弹系数计算模型验证 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 研究工作总结 |
| 6.2 论文主要创新点 |
| 6.3 进一步研究工作与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
（7）高速旋转固体火箭发动机内测系统研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景及意义 |
| 1.2 存储测试技术发展现状 |
| 1.3 高速旋转固体火箭发动机试验研究现状 |
| 1.3.1 国外研究现状 |
| 1.3.2 国内研究现状 |
| 1.4 课题研究内容与结构 |
| 2 高速旋转固体火箭发动机内测系统概述 |
| 2.1 固体火箭发动机压力测量方法 |
| 2.2 高速旋转试车台组成及工作原理 |
| 2.3 火箭发动机测试需求分析 |
| 2.4 试验内测系统总体技术方案 |
| 2.4.1 内测系统基本组成 |
| 2.4.2 存储测试装置触发方式选择 |
| 2.4.3 无线发送方案选择 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 测试系统硬件设计 |
| 3.1 压力传感器选型 |
| 3.2 采集电路设计 |
| 3.2.1 主控电路设计 |
| 3.2.2 信号调理电路设计 |
| 3.3 电源和低功耗研究 |
| 3.3.1 电源设计 |
| 3.3.2 低功耗研究 |
| 3.4 PCB设计 |
| 3.5 存储测试装置壳体设计 |
| 3.5.1 壳体装配与机械结构设计 |
| 3.5.2 离心过载保护 |
| 3.6 本章小结 |
| 4 测试系统软件设计 |
| 4.1 下位机软件设计 |
| 4.1.1 主程序设计 |
| 4.1.2 Nor FLASH驱动程序设计 |
| 4.1.3 自定义通信协议与数据解析 |
| 4.1.4 乒乓缓存算法 |
| 4.2 射频通信设计 |
| 4.3 上位机软件设计 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 测试系统验证 |
| 5.1 模块性能单独测试实验 |
| 5.1.1 压力信号调理电路测试 |
| 5.1.2 Nor FLASH读写测试 |
| 5.1.3 无线通信测试 |
| 5.2 压力存储测试装置可行性验证 |
| 5.3 本章小结 |
| 6 总结与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（8）底排—火箭增程弹高速旋转试验台控制系统及实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题背景与研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 控制算法概述 |
| 1.3.1 传统PID控制算法 |
| 1.3.2 神经网络控制算法 |
| 1.4 论文的主要研究内容与结构 |
| 2 转台控制系统整体设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 高速旋转试验台的工作与控制原理 |
| 2.3 电机及驱动器系统 |
| 2.3.1 电机的选择 |
| 2.3.2 驱动器的选择 |
| 2.4 转速测量元件的选择 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 转台控制系统建模及特性分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 转台控制系统数学模型的建立 |
| 3.2.1 转台对象数学模型的建立 |
| 3.2.2 驱动器-电机数学模型的建立 |
| 3.2.3 转台控制系统模型 |
| 3.3 转台系统特性分析 |
| 3.3.1 底排装置特性分析 |
| 3.3.2 火箭发动机特性分析 |
| 3.4 本章小节 |
| 4 转台转速控制算法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 PID控制算法与模糊控制算法 |
| 4.2.1 PID控制算法 |
| 4.2.2 模糊控制算法 |
| 4.3 模糊PID控制器设计 |
| 4.4 模糊PID控制算法仿真研究 |
| 4.4.1 基于底排装置的转台转速模糊PID仿真 |
| 4.4.2 基于火箭发动机的转台转速模糊PID仿真 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 控制系统软硬件设计及调试 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 控制系统硬件设计 |
| 5.3 控制系统软件设计 |
| 5.4 测控系统调试与优化 |
| 5.4.1 上下位机通信调试 |
| 5.4.2 测控系统调试 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 转台控制系统的实验研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 点火实验 |
| 6.2.1 底排装置点火实验 |
| 6.2.2 火箭发动机点火实验 |
| 6.3 本章小结 |
| 7 总结与展望 |
| 7.1 研究工作总结 |
| 7.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及申请的专利情况 |
（9）高速旋转固体火箭发动机压力测量方法研究（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 试验条件及试验方案 |
| 1.1 试验条件 |
| 1.2 试验方案 |
| 2 系统硬件设计 |
| 2.1 压力传感器选型及信号调理电路设计 |
| 2.2 信号采集与存储电路设计 |
| 2.3 压力传感器实时动态标定技术 |
| 3 系统软件设计 |
| 4 测试装置结构设计 |
| 5 实验验证与结果分析 |
| 6 结论 |
（10）某高速旋转试验台振动特性分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 概述 |
| 1.2 选题背景 |
| 1.3 国内外研究状况与发展趋势 |
| 1.4 本论文的主要工作内容 |
| 2 振动模态数值模拟方法及相关理论 |
| 2.1 有限元法介绍 |
| 2.1.1 有限元法的基本思想 |
| 2.1.2 有限元法的分析过程 |
| 2.2 有限元软件—ANSYS |
| 2.3 模态数值分析 |
| 3 高速旋转试验台模型的建立 |
| 3.1 高速旋转试验台装配体结构介绍 |
| 3.2 装配体简化结构介绍 |
| 3.3 高速旋转试验台有限元模型的建立 |
| 3.4 模型建立的理论基础 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 固体火箭高速旋转试验台模态分析研究 |
| 4.1 模态分析 |
| 4.1.1 模态分析理论 |
| 4.1.2 ANSYS Workbench模态分析理论 |
| 4.2 固体火箭发动机高速旋转试验台的有限元计算与分析 |
| 4.2.1 建立固体火箭发动机高速旋转试验台三维模型 |
| 4.2.2 固体火箭发动机高速旋转试验台结构材料属性 |
| 4.2.3 单元类型的选择 |
| 4.2.4 边界条件和边界约束 |
| 4.2.5 网格划分 |
| 4.2.6 具体计算分析设置 |
| 4.2.7 结果分析及改进 |
| 4.2.8 与前一代试验台的对比分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 安装试验发动机的试验台模态分析 |
| 5.1 安装10Kg发动机时的模态分析 |
| 5.2 安装21Kg试验用发动机时的模态分析 |
| 5.3 高速旋转试验台有发动机偏心力时的模态分析 |
| 5.4 结果分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 本文总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
四、固体火箭发动机高速旋转试验研究（论文参考文献）
- [1]丁羟复合推进剂过载燃烧研究进展[J]. 李猛,赵凤起,张国辉,姚志成,李武. 兵器装备工程学报, 2021
- [2]连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究[D]. 马壮（John Z. Ma）. 北京大学, 2021(09)
- [3]某型号固体火箭发动机高速旋转试验台设计[J]. 黄刚,李军伟,王向港,田忠亮,王宁飞. 固体火箭技术, 2021(04)
- [4]微纳卫星固体火箭发动机点火过程及内流场仿真研究[D]. 文俊杰. 南京理工大学, 2020(01)
- [5]连续流域高速目标辐射现象学研究[D]. 牛青林. 哈尔滨工业大学, 2019(01)
- [6]高温熔融铝液滴撞击固体壁面物理过程及模型研究[D]. 武冠杰. 西北工业大学, 2019(04)
- [7]高速旋转固体火箭发动机内测系统研究[D]. 崔二伟. 南京理工大学, 2019(06)
- [8]底排—火箭增程弹高速旋转试验台控制系统及实验研究[D]. 郭一达. 南京理工大学, 2019(06)
- [9]高速旋转固体火箭发动机压力测量方法研究[J]. 崔二伟,贾云飞,周瑞卿,曾庆德. 国外电子测量技术, 2018(08)
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