弹用发动机起动电气系统设计技术研究
脉冲发动机提供控制力的火箭弹弹道修正理论及技术研究的开题报告
脉冲发动机提供控制力的火箭弹弹道修正理论及技术研究的开题报告摘要弹道修正技术是提高火箭弹精确性的关键技术之一，而脉冲发动机是实现弹道修正的重要手段之一。
本文主要研究脉冲发动机提供控制力的火箭弹弹道修正理论及技术，包括弹道修正的基本原理、脉冲发动机的工作原理、控制力的计算和控制系统的设计等方面。
本研究旨在为火箭弹的弹道修正提供新思路和新方法，同时为脉冲发动机的应用提供理论和技术支持。
关键词：弹道修正，脉冲发动机，控制力，计算，控制系统AbstractBallistic correction technology is one of the key technologies to improve the accuracy of rockets, and pulse engine is one of the important means to achieve ballistic correction. This paper mainly studies the theory and technology of ballistic correction of rocket with pulse engine providing control force, including the basic principles ofballistic correction, the working principle of pulse engine, the calculation of control force and the design of control system. The aim of this study is to provide new ideas and methods for the ballistic correction of rockets, and to provide theoretical and technical support for the application of pulse engines.Keywords: ballistic correction, pulse engine, control force, calculation, control system一、选题背景与研究意义火箭弹作为一种弹道武器，其打击精确度对作战效果至关重要。
现代导弹控制系统的设计原理研究
现代导弹控制系统的设计原理研究导弹作为一种重要的军事装备，通过精确的定位和控制，能够迅速有效地攻击目标。
现代导弹控制系统的设计原理研究是指对导弹控制系统的设计原理进行深入研究和探讨，以提高导弹的制导精度和打击能力。
下面将从导弹控制系统的组成、作用原理和设计要求三个方面进行详细分析。
首先，现代导弹控制系统一般由制导系统、姿态控制系统和推进系统组成。
制导系统主要负责导弹的定位和制导，姿态控制系统用于控制导弹的飞行姿态，推进系统则是提供导弹的动力。
这三个系统相互协调工作，有效提高导弹的制导精度和打击能力。
制导系统是现代导弹控制系统中最关键的部分，主要由寻的制导器、数据链和终端制导器组成。
寻的制导器负责检测目标位置和速度等信息，数据链则负责将这些信息传输给终端制导器，终端制导器则根据这些信息进行制导，确保导弹能够准确打击目标。
制导系统的设计原理研究主要围绕如何提高制导器的精度和可靠性、如何提高数据链的传输速率和抗干扰能力以及如何提高终端制导器的制导精度展开。
其次，导弹的姿态控制系统对导弹的稳定飞行和精确制导起着重要作用。
姿态控制系统由制导翼面、姿态控制器和偏航引导装置组成。
制导翼面通过改变翼面的展向来调整导弹的飞行姿态，姿态控制器负责控制制导翼面的运动，偏航引导装置则用于调整导弹的偏航角。
姿态控制系统的设计原理研究主要涉及如何提高制导翼面的稳定性和灵敏度以及如何提高姿态控制器的响应速度和可靠性。
最后，推进系统则是导弹飞行的动力来源。
推进系统由发动机、燃料供应系统和喷口组成。
发动机提供导弹的推力，燃料供应系统负责将燃料输送到发动机，喷口则将燃料燃烧产生的高温高压气体喷出，产生推力。
推进系统的设计原理研究主要涉及如何提高发动机的推力和燃烧效率，以及如何提高燃料供应系统的可靠性和响应速度。
在导弹控制系统的设计中，有几个重要的设计要求需要注意。
首先，导弹控制系统需要具备较高的制导精度，能够精确地定位目标并进行有效打击。
关于燃机电厂电气控制系统的研究
关于燃机电厂电气控制系统的研究发布时间：2021-11-25T02:12:23.874Z 来源：《中国电业》2021年18期作者：崔海超[导读] 面对能源危机与环境污染压力，工业领域清洁能源的开发应用已迫在眉睫崔海超河北华电石家庄热电有限公司河北石家庄 050000摘要：面对能源危机与环境污染压力，工业领域清洁能源的开发应用已迫在眉睫。
其中，燃机电厂为积极迎合社会发展需要，开始逐步加强对环保节能系统的开发，通过天然气能源与先进技术相结合，使其转化为电能完成设备用电的持续供应。
燃气轮机作为其中主要设备之一，应用联合循环发电技术，可对电气进行合理控制。
基于此，文章就燃机电厂电气控制系统展开分析，希望能促进燃机电厂机组稳定运行。
关键词：燃机电厂；电气；控制；系统前言：电气控制系统作为燃机电厂供电系统的核心，产能效率高，操作便捷，在电力供应方面得到了广泛应用。
其主要以天然气作为能源工艺的基础原料，借助循环发电技术，可显著提升电力系统的生产效率，增加系统的节能性和高效性，是一种值得大面积普及和推广的电厂发电方式。
由燃机电厂电气控制系统入手，妥善采取相应措施，可为燃机升级提供新的探索性方向。
1 燃机电厂电气控制系统组成1.1硬件设备电厂电气控制系统多通过少量通信与硬接线燃机-汽机与分散控制系统开展各项工作，通过对各系统的整合形成最佳控制系统。
1.2网络结构电气控制系统网络结构当中，监控网络与厂级监控网络十分重要，其可以对生产过程内信息进行合理处置。
借助通信结构，便于将厂级信息监控与控制网络进行系统连接，然后获得实时数据信息，最终产生双向数据通信信息。
1.3系统运行要求在时代快速发展中，电厂对电气控制系统管理要求越来越严，且数字化与信息化特征十分明显。
结合电厂不同规模对不同级别进行合理划分，当前常用的系统为DCS系统，该技术的应用可有效提升运行管理质量。
良好的系统性能可提高各领域应用效果，利用该模式可对电厂操作模式进行合理优化，有效缩减电磁运行监管与控制能力间差异。
导弹发射研究报告
导弹发射研究报告1. 引言导弹是一种具有高速、远程和精确打击能力的武器，广泛应用于国防和军事领域。
本报告旨在对导弹发射的研究进行总结和分析，并对导弹发射过程中的关键技术进行探讨，为相关领域的研究和发展提供参考。
2. 导弹发射过程导弹发射过程包括准备阶段、发射阶段和命中目标阶段。
2.1 准备阶段在准备阶段，导弹发射系统需要进行预热、检测和校准等工作。
首先，导弹的发动机需要进行预热，以确保发动机能够正常启动。
然后，系统需要对导弹进行各项检测，包括导弹的电子系统、推进系统和制导系统等。
最后，系统需要对导弹的姿态和飞行参数进行校准，以准确地将导弹发射到目标区域。
2.2 发射阶段在发射阶段，导弹需要经历发射保护装置解封、发动机启动和加速等过程。
首先，系统会解除导弹上的保护装置，确保导弹可以顺利起飞。
然后，发动机会被启动，为导弹提供推力。
导弹在发射过程中会逐渐加速，直到达到预定的飞行速度。
2.3 命中目标阶段在命中目标阶段，导弹需要根据预先设定的飞行路径和制导系统的指令，对目标进行精确打击。
导弹的制导系统可以通过雷达、红外线等技术获取目标的信息，并实时调整导弹的飞行路径和姿态，确保导弹能够准确命中目标。
3. 导弹发射的关键技术导弹发射涉及到多个关键技术，包括发动机技术、制导技术和目标识别技术等。
3.1 发动机技术发动机是导弹发射过程中的核心部件，其性能直接影响导弹的飞行速度和推力。
目前，常用的导弹发动机有液体发动机和固体发动机两种类型。
液体发动机由燃料和氧化剂组成，具有较高的推力和灵活性，但复杂度较高。
固体发动机由固体推进剂组成，结构简单、可靠性高，但推力和调整能力相对较低。
3.2 制导技术制导技术是导弹发射中至关重要的一项技术，可以确保导弹按照预定的飞行路径和姿态对目标进行精确打击。
常用的制导技术包括惯性制导、全球定位系统(GPS)制导和激光制导等。
惯性制导是一种基于导弹自身惯性传感器的制导方式，适用于中远程导弹发射。
弹用涡喷(涡扇)发动机技术(续)
整体式机匣体 积小 内部型腔十 分复杂 ， 采用
通 常 的机 械 加 工 方 法 困 难 很 大 ，工装 系 数 大 ，加 工
过 程 中要 经 过 多 次 装 夹 和 基 准 转 换 ，工 人 劳 动 量 和
金属 切 削量 太 ．产 品 的 质 量 不 易 保 证 ，制 造 成 本 较 高 ， 有 时机 匣 内 部还 要 设置 结 构 极 复 杂 的气 体 、燃
中还 可 以预 埋 各 种 管 路 和通 道 ，满 足 了发 动 机 机 匣
结 构 复 杂 的设 计 要 求 。铸 造 零 件 如 果 出 现 缺 陷 ，可 以 融 化 ，反 复 多 次 铸 造 ，有 效 地 节 省 了原 材 料 ，降 低 制造成本。 整 体 式 叶 轮 的 精 密 铸 造 在 涡 轮 部 件 上 的 应 用 最 为 典 型 ＿’ ，几乎 所 有 涉 及 弹 用 涡 喷 （ 扇 ） 动 ３‘ 涡 发 机 涡 轮 部 件 制 造 工 艺 的文 献 都 无 一 例 外 地 提 到 了整 体 式 无 余 量 精 密 铸 造 。 涡 轮 部 件 采 用 高 温 合 金 材 料 ，铸 造 性 能 好 而 机 加 性 能 相 对 较 弱 。 应 用 整 体 式 无余 量精 密 铸造 的 涡 轮 转 子 ，可 以 把 叶 片 、轮 盘 和 涡 轮 轴 三个 结 构 合 成 一个 零 件 。 铸 造 成 形 的 涡 轮 叶 片 不 需 要 进 行 任 何 机 械 加 工 就 可 以 满 足 设 计 要 求 ，回 避 了 叶 片 机 械 加 工 方 面 诸 多 困难 涡 轮 导 向 器 精 密 铸 造 使 外 环 、叶 栅 和 内 环 形 成 一 体 的 结 构 ． 基 本 方 法 与 涡 轮 转 子 相 似 。但 是 ，在导 向 器 的铸 造 中要 充 分 考 虑 导 向器 喉 道 面 积 的 设 计 要 求 ，力 争 铸 造 成 形 后 的 喉 道 面 积 一 次 达 到 公 差 要 求 ，喉 道 面 积 不 能 大 ，否 则 铸 件 就 要 报 废 在 航 空 发 动 机 上 ，可 以通 过 每 个 叶 片安 装 角 度 调 整 和单 叶 片 的 选 择 来 满
弹用涡喷发动机启动加速过程试验
弹用涡喷发动机启动加速过程试验摘要：本文讨论了一种新的涡喷发动机启动加速过程试验的方法。
该方法主要将涡喷燃烧室前后的流体动力学优先考虑，以便准确计算出涡喷发动机启动阶段的加速性能。
本文将此方法应用于涡喷发动机启动加速过程的模拟，并针对试验数据进行了分析与数值模拟对比验证。
关键词：涡喷发动机；启动加速过程；模拟；流体动力学正文：涡喷发动机启动加速过程是在最短时间内将发动机从零转速启动到最大输出扭矩，并保持稳定状态下的过程。
传统的方法主要依靠发动机运行数据来模拟启动加速过程，但这种方法受环境影响较大，不够准确。
为了改善这一点，本文提出了一种新的涡喷发动机启动加速过程试验方法，将涡喷燃烧室前后的流体动力学优先考虑，改进传统的发动机运行数据法，从而准确计算涡喷发动机启动阶段的加速性能。
此方法于实验室中进行了应用，得到了良好的验证和结果，表明可以准确测量涡喷发动机启动加速过程的加速性能，以便更准确地模拟和优化发动机的性能。
应用这种新方法，首先是建立发动机运行数据库，它包含了发动机在不同工况下的运行参数。
接下来是根据流体动力学原理，使用计算机（CFD）技术模拟发动机的启动加速过程，以确定发动机的加速性能。
在此基础上，利用这种新的涡喷发动机启动加速过程试验方法，采取燃烧室前后的流体动力学，计算涡喷发动机启动阶段的加速性能。
以及模拟出设定的参数等。
最后，将得到的性能参数，进行传感器测量，并与实验室中的涡喷发动机启动加速过程试验数据进行对比，进一步验证该新方法。
此外，本文还根据试验数据进行了分析，并将得到的结果与数值模拟相对比，以检验所提出方法的可靠性。
最终，证明利用该新方法可以更准确地模拟和优化发动机的性能。
此外，使用此新方法可以对涡喷发动机启动加速过程的加速性能进行更精细的研究。
更具体地说，可以利用计算机（CFD）技术，模拟出在发动机启动加速过程中产生的流体流动模式，从而更为准确地分析发动机的性能特性。
另外，可以用此新方法提出有效的优化策略，来提高发动机的加速性能。
氢燃料发动机电控系统设计
华北水利水电学院毕业设计任务书氢燃料发动机电控系统设计——喷氢硬件设计专业：机械设计制造及其自动化学号： 200706122姓名：程书伟指导教师：秦朝举郭朋彦设计时间：2011年2月21日至2011年5月27日机械学院二零一一年二月二十一日一、设计的目的和意义毕业设计题目--氢燃料发动机电控系统设计是主要针对机自专业车辆工程方向毕业生设置的。
设置本选题有以下目的和意义：1）通过进行氢燃料发动机电控系统设计，可以加深学生对发动机电控系统的理解；提高学生的总体素质，为进入社会后的工作奠定坚实的基础。
2）在进行电控系统设计时，需要学生查阅发动机电控系统设计方面的资料，确定控制目标与控制策略，完成软硬件设计，通过这个过程，可以使学生了解研发流程，在进入工作岗位后很快适应研发工作。
3）本次设计用Protel电路设计和仿真软件进行软硬件的开发与调试，可以缩短设计周期，提高设计质量。
提高我院学生运用电路设计软件工作的能力。
二、毕业设计内容本毕业设计主要是氢燃料发动机电控系统设计。
具体要求：1）对发动机电控系统进行总体设计；2）对电控系统的硬件电路部分进行详细设计；3）对电控系统的软件部分进行简要设计；4）对所设计电路和模块进行抗干扰问题分析。
三、设计方法本次设计的基本流程为：提出电控系统的控制要求：喷氢控制、点火控制、怠速控制等。
然后根据发动机电控系统的开发流程，实现硬件和软件的设计。
详细过程如下：1）硬件设计：提出整体设计要求；首先进行输出信号的处理，其次进行单片机的选型、功能分析以及单片机本身电路设计，在输出电路进行执行器驱动电路分析与设计，最后设计集成电路图。
2）软件设计：首先确定了控制策略，阐述编制控制软件的具体方法和注意事项，编写了电控系统工作的程序流程和控制程序，包括主控程序、喷氢控制程序、点火控制程序、A/D转换子程序、数据处理程序等。
3）抗干扰设计：在硬件和软件设计完成后，运用Protel软件进行软硬件调试，然后做出实际的电控单元，最后进行抗干扰分析。
航空发动机点火系统改进设计
航空发动机点火系统改进设计摘要：针对现有航空发动机点火系统采用一机一型，各型发动机点火系统互不相同，不能出现不同机型的航空发动机点火系统互换的现象，提出发动机点火系统技术改进方案，给出一种新型的通用点火系统的电路结构和快速专用化整的方法，该技术能够满足各型发动机点火技术参数要求，提高航空发动机备件的通用性，简化发动机的维护体系，提高战机的出勤率。
关键词：航空发动机；点火系统；改进设计一、航空发动机：航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需的动力，堪称航空器的心脏，航空发动机直接影响着飞机的性能、可靠性和经济性，是一个国家科技、工业的国防实力的重要体现，航空发动机为航空器提供飞行所需动力。
因此发动机的研究和发展工作都是相当重要的。
但是发动机的研究和发展工作的特点是难度技术大，耗资多，周期长。
但是由于发动机对飞机的性能以及飞机研制成败的影响，发动机的技术和研究工作无论多困难都是需要做下去的。
而且发动机技术，具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有着重要的意义。
因此，必须将优先发展航空发动机作为国策，将发动机技术列为国家和国防的关键技术，给予发动机技术研究大量的投资，保证发动机相对独立的领先发展。
严禁发动机关键技术出口。
现在的航空发动机主要有两种类型，分别是活塞式发动机和喷气式发动机。
低速小型短程飞机常用活塞式发动机，高速，大型远程飞机常用喷气式发动机。
而无论哪种形式，当作为航空发动机时，都有着以下几种基本要求。
一是功率重量比大，对于发动机来说，一定要保证其足够大的功率和较小的自重，二是燃油消耗量小，发动机是否省油是飞机时中的重要经济指标，因此发动机的经济性是相当重要的。
发动机燃油消耗率越小越省油，对经济要求越低，三是迎风面积小航空发动机，应该在保证其功率不减小的前提下，将体积做到最小，体积小。
可以减少发动机占据的空间，由于飞机装载人员，货物，设备。
以减小航空器的空气阻力。
四是工作安全可靠，寿命长。
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础 ． 某 弹 用 涡 扇 发 动 机起 动 电气 系统 设 计 技 术 进 行 了较 为 系 统 的 研 究 。 定 的 起 动 控 制 方 案 和 起 动 控 制 箱 等 关键 附 对 制 件 的设 计方 案 有 效 可 行 ． 突破 了 弹用 发 动 机 制 式 起 动 的 关 键 技 术 。同时 ， 还充 分 考虑 了 系统 的 电磁 兼 容 性 和 可 靠 性 ， 提 高 了 系统 的抗 干 扰 能 力 。 本 设 计 方 案 能 实现 各 种 工 作 模 式 下 的时 序 要 求 和 控 制 精 度 ， 足 弹用 发 动 机 使 用 需 要 。 满 关 键词 ：弹 用发 动机 ； 气 系 统 ； 式 起 动 ； 动 控 制 电 制 起 中图 分 类 号 ： ２ ３６ Ｖ ３． 文献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：１ ７ — ６ ０ （ １ ）０ — ０ ９ ０ ６２ ２２ ２ １ ２０４—４ ０
ｔ ｅ ｒ ｑｕ ｒ ｍｅ ｔ ｆｍｉｓｌ ａ ｎ ｈ． ｈ ｅ ｉｅ ｎ ｓ ｏ ｓ ｉｅ ｌ ｕ ｃ Ｋｅ ｏ ｄ ｙ ｗ ｒ ｓ：ｍ ｉｓｌ ｎｇｎ ｅ ｅ ｔｉａ ｙ ｔｍ ； ａ ｒｄ ｅ ｓａ ｔ ｓａ ｔｃ ｎ ｒ ｌ ｓ ｉｅ ｅ ｉ ｅ； ｌ ｃｒｃ ｌｓ ｓｅ ｃ ｒ ｉ ｇ ｔｒ ； ｔｒ ｏ ｔｏ ｔ
Ａ ｂ ｔ ａｃ Ｆｏ ｈ ｈａ ａ ｔ ｒｓｉ ｓｏ ｈ ｒ ｉｅ ａ ｄ ｌ ｗ ｏ ｔ ｔ ｅ ｓａ ｌ ｃ ｒｃ ｌｓ ｓｅ ｔｃ ｎｏｏ ｙ ｆｒ ａ ｓ ｒ ｔ： ｒｔ ｅ ｃ ｒ ｃｅ ｔｃ ｆｓ ｏ ｔｌｆ ｎ ｏ ｃ ｓ， ｈ ｔ ｒ ｅｅ ｔｉ ａ ｙ ｔｍ ｅ ｈ ｌ ｇ ｏ ｉ ｔ
术 研 究与 试验 验证 的同时 ，需要 同步研 制 出满足 弹
寿命短 、 成本 低 、 储存 寿命 长等 方 面进行 全 面考虑 。
弹用 发动 机 的起 动 电气 系 统１ 要 突 破 一般 涡 ２ １ 需 扇发 动机 系统 设计 的理 念 ，依据 弹用 发动 机 独特 的
用发 动机 要求 的起 动 电气 系统 并 完成 系统 关键 附
１ 引言
所谓 弹用 发 动 机 ｆ 即巡 航 导 弹 、 机 和 无人 机 ｌ Ｊ 。 靶
成 若干 功 能模块 ，每个模 块 按预定 的接 口关 系及特
定 的功 能进 行独 立设 计 。发 动机 的设计 应 满足 各模
块接 口要 求 ，并 在发 动机 辅助 系统 设计 中充 分考 虑
所用 的小 型涡 喷 、 扇发 动机 。 人机 常用 作高 空 侦 涡 无
察 ， 机要 模拟 敌机 的 飞行 和攻击 性能 ， 巡航 导 弹 靶 而 的主 要用途 是迅 速攻 击 目标 ， 突破 敌人 防 区。 弹用 故 发 动机 的设计 必 须从起 动 和加 速快 、 可靠 性 高 、 用 使
模块 化 的要 求 ， 以便通 过 更换 辅件 ， 同一发 动 机用 使 于不 同任务 。 因此 ， 在开展 小 推力 涡扇 发动 机关 键技
第 ２ ４卷 第 ２期
２１ ０ １年 ５月
燃 气 涡轮 试 验 与研 究
Ｇａ ｕ ｂ ｎ ｐ ｒｍｅ ｔ ｎ ｓ ａ ｃ ｓＴ ｒ ｉ ｅＥｘ ｅ ｉ ｎ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ａ
Ｖｏ ．４． ． 】２ Ｎｏ２ Ｍａ ， ｙ２０１１ ４９
摘
要 ： 据 弹 用 发 动 机 独 特 的设 计 准 则 ， 出 一 次 性 使 用 发 动 机 短 寿 命 、 成 本 的 要 求 ， 分 利 用 国 内 已 有 技 术 基 依 突 低 充
ｃ ｎｒ ｌｐ ａ ｎ ｔｒ ｏ ｔｏ ｏ ｆｔ ｙ ｔ ｍ ｒ ｒ ｖ ｄ ｒ ａ ｌ ｆｅ ｔｖ ，ｗｈｉｈ ｂ ｏ ｅ ｔ ｒ ｕ ｈ ｔ ｅ ｏ ｔｏ １ ｎ ａ ｄ ｓａ ｔｃ ｎ ｒ ｌｂ ｘ ｏ ｈｅ ｓ ｓｅ ｗｅ ｅ ｐ ｏ ｅ ｅ ｌｙ ｅ ｃｉ ｅ ｃ ｒ ｋ ｈ ｏ ｇ ｈｅ ｋ ｙ ｔ ｃ ｎｏｏ ｙ ｂ ｔｌ －ｎ ｃ ｆｃ ｒｒｄｇ ｔｒ．Ａｔｔ ｅ ｓ ｍｅ ｔ ，ｔ ｅ ｓ ｓｅ ａ ｓ ｏ ｓ ｓ ｅ ｈ ａ ｂｉ ｔｅ ｆ ｅ ｈ ｌ ｇ ｏ ｔｅ ｅ ｋ ｏ ａ ｉ ｅ ｓａ ｔ ｔ ｈ ａ ｉ ｍｅ ｈ ｙ ｔ ｍ ｌｏ ｐ ｓ ｅ ｓ ｄ ｔ ｅ ｃ ｐａ ｌ ｉ ｓ ｏ ｉ ｅ ｅ ｔｏ ｇ ｅ ｉ ｏ ａ ｉ ｉｉ ｌ ｃ ｒ ｍａ ｎ ｔ ｃ ｍｐ ｔｂ ｌｔ ｃ ｙ，ｈｉｈ ｒ ｌａ ｉｉｙ ａ ｎｔ－ｉ ｔ ｒｅ ｅ ｃ ．Ｔｈｅ ｓａ ｌ ｃｒｃ ｌｓ ｓｅ ｃ ｎ ｍｅ ｔ ｇ ｅ ｉｂ ｌｔ ｎｄ ａ ｉ ｎ ｅ ｆ ｒ ｎ ｅ ｔ ｒ ｅｅ ｔ ａ ｙ ｔ ｍ ａ ｅ ｔ ｉ
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