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Microwave Attenuation of Solid Propellant Exhaust Plume in Oblique Orientation 被引量:1
1
作者 刘青云 安冬梅 张平 《Journal of Beijing Institute of Technology》 EI CAS 1999年第4期443-448,共6页
Aim To investigate the effects of the incident orientation on the microwave attenuation. Methods Attenuation allowing microwave signal transmitting in an oblique or vertical direction through the solid propellant ex... Aim To investigate the effects of the incident orientation on the microwave attenuation. Methods Attenuation allowing microwave signal transmitting in an oblique or vertical direction through the solid propellant exhaust plume was computed, and the experiments were performed utilizing a lab scale solid rocket motor with a fully expanded nozzle. Results The predicted results accord well with the experimental results. Conclusion The microwave attenuation in the oblique path is greater than that in the vertical path. 展开更多
关键词 rocket plume solid propellant microwave attenuation
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A New Simulation Method for 3D Propellant Grain Burn Analysis of Solid Rocket Motor
2
作者 方蜀州 胡克娴 张平 《Journal of Beijing Institute of Technology》 EI CAS 1995年第2期214+207-214,共9页
Describes a new computer program (Regress-3D) to simulate the regression of complex 3D grain cavity and calculate the burning surface area. It has a large region of applicability in solid rocket motor design and has... Describes a new computer program (Regress-3D) to simulate the regression of complex 3D grain cavity and calculate the burning surface area. It has a large region of applicability in solid rocket motor design and has made new improvements compared with other available codes. User can easily and rapidly build his initial grain shapes and then obtain geometric information of his design. Considering with the calclulting results, redesigning can be performed as desire until reaching at the satisfied result. Advantages and disadvantages of this method are also discussed. 展开更多
关键词 solid propellant rocket engines propellant grains computerized simulation COMBUSTION
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China's Largest Thrust Solid Engine Hot Firing Test Succeeded
3
作者 RONG Yuanzhao CHEN Xu 《Aerospace China》 2019年第1期59-59,共1页
On March 5,a 200 t-thrust advanced solid engine completed its ground hot firing test with success.The engine was developed by the Academy of Aerospace Solid Propulsion Technology(AASPT),aiming at future commercial spa... On March 5,a 200 t-thrust advanced solid engine completed its ground hot firing test with success.The engine was developed by the Academy of Aerospace Solid Propulsion Technology(AASPT),aiming at future commercial space launch service market.It is a solid fuel rocket engine with the maximum capacity and the largest thrust among the existing Chinese solid fuel engines. 展开更多
关键词 THRUST solid engine rocket MAXIMUM capacity
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固体火箭发动机零维内弹道点火模型与计算
4
作者 陈军 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2024年第3期19-24,共6页
点火过程是内弹道的初始阶段,但由于点火过程的复杂性以及点火机理仍然不完善,点火过程始终不能与内弹道有机结合,使得目前工程上的内弹道计算只能忽略点火过程而直接选择点火压强作为计算初始点。以零维内弹道理论为基础,建立了点火过... 点火过程是内弹道的初始阶段,但由于点火过程的复杂性以及点火机理仍然不完善,点火过程始终不能与内弹道有机结合,使得目前工程上的内弹道计算只能忽略点火过程而直接选择点火压强作为计算初始点。以零维内弹道理论为基础,建立了点火过程3个阶段,即点火诱导期、火焰传播期和充气期的简化理论模型,可以与零维内弹道有机结合,从而完成了内弹道从环境压强(而不是点火压强)开始计算的完整过程。通过实例计算与验证,该模型能够很好展示在点火阶段燃烧室压强的建立过程,并可以计算得到点火延迟时间、火焰传播时间、点火药流量等点火参数,具有较高的预示精度,满足工程计算要求。研究表明,建立的点火过程理论模型与传统零维内弹道一样计算简便快捷,并具有较好精度的工程应用化特点。研究结果对于完善固体火箭发动机内弹道理论、提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。由于采用了简化的点火过程理论模型,该结果不能直接用于点火性能的研究,只能用于零维内弹道性能的预估与计算。 展开更多
关键词 内弹道 固体火箭发动机 固体推进剂 点火过程 点火延迟时间
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液体火箭发动机地面试验控制电路的设计与分析
5
作者 徐勇 郭红杰 +2 位作者 超力德 黄俊杰 梁国柱 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期2245-2255,共11页
针对液体火箭发动机地面试验控制系统须抑制控制电路输入端的脉冲噪声、输出端的反峰电压及控制电流测量精度低等问题,运用放大电路原理,采用电路仿真方法,设计了基于电路印制板型固态继电器的控制驱动和控制电流测量电路。控制驱动电... 针对液体火箭发动机地面试验控制系统须抑制控制电路输入端的脉冲噪声、输出端的反峰电压及控制电流测量精度低等问题,运用放大电路原理,采用电路仿真方法,设计了基于电路印制板型固态继电器的控制驱动和控制电流测量电路。控制驱动电路应用“二极管+稳压二极管”模块以实现降低反峰电压和缩短复位时间的效果,控制驱动电路中固态继电器输出端集成了光耦隔离模块用于反馈控制信号,控制电流测量电路主要由霍尔效应电流感应模块和运算放大器构成以达到较高精度测量控制电流的目的。通过电路仿真,分析了控制驱动电路的反峰电压抑制模块、控制电流测量电路的动静态特性。仿真和实测结果表明:控制电流测量电路的基本误差为6.66%±1.80%,电路上升时间小于0.3 ms,下降时间小于0.5 ms;控制驱动电路的接通时间小于2μs,关断时间小于0.5 ms,“标准恢复二极管+齐纳二极管”方法能有效抑制反峰电压;控制驱动电路可应用于液体火箭发动机高精度的地面试验控制系统研制。 展开更多
关键词 地面试验控制电路 固态继电器 电流测量 霍尔效应 液体火箭发动机
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固体发动机水下点火尾流场计算
6
作者 周君 江晓瑞 +1 位作者 李卓 鲁荣 《计算机仿真》 2024年第5期63-70,共8页
为研究固体发动机水下点火初期喷管内燃气泡的流动和发展过程及流场结构,利用CFD方法通过fluent分析软件对固体火箭发动机水下点火过程气液两相流场进行数值模拟计算,得到了发动机尾流场燃气马赫数、压力、温度等瞬态阶段演变情况。结... 为研究固体发动机水下点火初期喷管内燃气泡的流动和发展过程及流场结构,利用CFD方法通过fluent分析软件对固体火箭发动机水下点火过程气液两相流场进行数值模拟计算,得到了发动机尾流场燃气马赫数、压力、温度等瞬态阶段演变情况。结果表明,发动机水下点火时,燃气与水之间产生强烈地相互作用,射流通道沿轴向存在周期性胀缩,一个周期内相继出现膨胀—液体回压—回流—颈缩—继续膨胀现象,随着流场发展涨缩强度逐渐减弱,颈缩位置向下游移动;燃气射流初期,轴向压力最高点在燃气泡头部位置;点火初始时刻喷管出口出现压力峰值;全计算域内温度在一定范围内振荡,沿轴向远离出口区域有剧烈的传热和明显的气液混合。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 水下燃气射流 尾流场 燃汽泡 数值仿真
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固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述
7
作者 程博 宋媛 +2 位作者 陈欣欣 钱程远 许健 《测控技术》 2024年第1期1-8,49,共9页
试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要... 试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要试验测试方法的研究现状,重点介绍了固体火箭发动机虚拟试验的总体架构,阐述了虚拟试验中需要构建的模型和结果的校核验证,进一步展望了科研人员未来可挖掘的潜在研究方向。 展开更多
关键词 虚拟试验 固体火箭发动机 一致性评估 仿真建模
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核热火箭发动机技术发展态势分析与启示
8
作者 彭乐钦 杨宝娥 +4 位作者 马元 高玉闪 杨岸龙 徐天罡 吴慧博 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第4期14-30,共17页
为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在... 为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在核热火箭发动机技术上的发展历程,梳理涉及的反应堆、发动机、推进剂管理、地面试验、系统仿真与核安全等相关的关键技术,总结美俄核热火箭发动机发展的启示,为未来空间核热火箭发动机的规划论证与技术研发提出发展建议。 展开更多
关键词 固体堆芯 核热火箭 发动机 反应堆 地面试验 系统仿真
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单自由度自动翻转平台力学特性研究
9
作者 刘晓晨 王飞 +3 位作者 崔巍 吴佳佳 钱鸣 毛阚康 《装备环境工程》 CAS 2024年第1期44-51,共8页
目的 提出一种单自由度自动液压翻转平台,综合分析其力学特性,验证是否适用于固体火箭发动机振动试验换向过程。方法 根据液压设计理论,推导液压缸伸缩位移与翻转角度的数学关系,通过对翻转架进行静力学分析,确定翻转平台的极限受力位置... 目的 提出一种单自由度自动液压翻转平台,综合分析其力学特性,验证是否适用于固体火箭发动机振动试验换向过程。方法 根据液压设计理论,推导液压缸伸缩位移与翻转角度的数学关系,通过对翻转架进行静力学分析,确定翻转平台的极限受力位置,并解析受力与翻转角度之间的具体关系。针对极限受力位置的翻转架连同机架联合体,进行静应力分析,验证其稳定性。结果 翻转架处于初始水平位置时,液压缸承受最大压力,翻转角度为90°时,液压缸受拉轴向力出现最大值。翻转架的应力分布不均匀,应力最大值出现在其中部,最大应力值远小于许用应力,其强度满足应用要求。结论 翻转平台的力学性能满足设计和使用要求。另外,极限位置静力学受力分析和运动过程分析的结合评价方法,能够合理判定轴支撑翻转类机械装备的力学性能。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 翻转平台 静力分析 有限元 振动试验 液压控制
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垂发冷弹射导弹四推冲器转弯动力学研究
10
作者 孙晓峰 李毅 郭一达 《现代防御技术》 北大核心 2024年第2期22-32,共11页
针对四推冲器转弯控制技术与其他垂发冷弹射导弹转弯控制技术存在较大差异的问题,建立了导弹的转弯段线运动方程、姿态运动方程和待转信息方程;设计了转弯时序,通过引入预估模型及相应判据设计了转弯控制策略;并基于上述策略开展了参数... 针对四推冲器转弯控制技术与其他垂发冷弹射导弹转弯控制技术存在较大差异的问题,建立了导弹的转弯段线运动方程、姿态运动方程和待转信息方程;设计了转弯时序,通过引入预估模型及相应判据设计了转弯控制策略;并基于上述策略开展了参数匹配研究;通过简易装置实现了弹体轴线的大范围调节。通过仿真算例验证了所提出参数匹配关系以及转弯控制策略的有效性。 展开更多
关键词 垂直发射 冷弹射导弹 动力学研究 推冲器 简易控制 转弯控制 转弯策略
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某固体火箭发动机壳体硫化后定心部锈蚀问题基础研究
11
作者 彭西来 陈晨 +1 位作者 敖维坚 戴小红 《化学推进剂与高分子材料》 CAS 2024年第2期48-53,共6页
介绍了某型号固体火箭发动机在壳体准备过程中出现壳体定心部金属表面出现锈蚀问题。通过采用电镜扫描,分别对燃烧室壳体的中定心部、后定心部,壳体表面漆层,人工脱黏层和绝热层进行能谱分析,结果表明,壳体定心部锈蚀是由于漆层中氯元... 介绍了某型号固体火箭发动机在壳体准备过程中出现壳体定心部金属表面出现锈蚀问题。通过采用电镜扫描,分别对燃烧室壳体的中定心部、后定心部,壳体表面漆层,人工脱黏层和绝热层进行能谱分析,结果表明,壳体定心部锈蚀是由于漆层中氯元素和绝热层中的水分,在绝热层硫化高温(通常150℃)环境下,氯元素遇水发生化学反应形成酸性气体,固体火箭发动机壳体长时间处于酸性气体包裹环境下,其表面易发生化学腐蚀形成锈蚀。通过验证采用不易产生挥发物的底漆,可有效防止壳体定心部表面生锈。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 定心部 锈蚀
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一种改进的固液火箭发动机故障诊断方法 被引量:2
12
作者 吴一凡 魏延明 +3 位作者 杨博 于贺 刘超凡 魏翔 《中国空间科学技术》 CSCD 北大核心 2023年第1期88-99,共12页
针对固液火箭发动机的可靠性问题,设计了一种改进的贝叶斯网络故障诊断方法,可以通过网络化自主逻辑推理,对固液火箭发动机进行故障诊断。为了提取时序观测信号的故障特征,提出将步进法与核主成分分析(KPCA)相结合的分析方法,并根据模糊... 针对固液火箭发动机的可靠性问题,设计了一种改进的贝叶斯网络故障诊断方法,可以通过网络化自主逻辑推理,对固液火箭发动机进行故障诊断。为了提取时序观测信号的故障特征,提出将步进法与核主成分分析(KPCA)相结合的分析方法,并根据模糊C均值聚类算法(FCM)建立模糊多态贝叶斯网络,实现对观测信号尺度的模糊处理,提高对不确定性故障的诊断能力。通过Matlab/Simulink建立改进的贝叶斯网络故障诊断系统。仿真结果表明,改进的算法能够实现对固液火箭发动机常见故障的有效诊断,并能够适应小样本集学习的情况。与传统贝叶斯诊断算法相比,故障诊断的平均准确率提高了20.9%。 展开更多
关键词 固液火箭发动机 故障诊断 贝叶斯网络 模糊C均值聚类 核主成分分析
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固体火箭发动机尾焰温度场特性建模与分析 被引量:1
13
作者 那佳琪 杨录 +2 位作者 李文强 张明 崔梦君 《传感器与微系统》 CSCD 北大核心 2023年第1期10-13,18,共5页
针对固体火箭发动机尾焰温度测试问题,提出采用建立物理模型来模拟尾焰温度场的解决方法。根据燃烧理论和流体力学,建立多物理场直接耦合的物理模型,通过数值模型来验证其可靠性,并对尾焰温度场燃烧过程进行了模拟,获得不同点火药量和... 针对固体火箭发动机尾焰温度测试问题,提出采用建立物理模型来模拟尾焰温度场的解决方法。根据燃烧理论和流体力学,建立多物理场直接耦合的物理模型,通过数值模型来验证其可靠性,并对尾焰温度场燃烧过程进行了模拟,获得不同点火药量和不同压强的温度分布数据。结果表明:点燃剂量越多,单位时刻内放出的高温燃料就更多,高温区域的面积更大,使发动机系统能够快速进入最佳工作状态;压强提高后,温度场内燃气将其压强降低至环境压强需要经过更长的距离,尾焰后部轴线附近的高温区的位置会向后移动。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 尾焰 建模 温度场
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垂直发射巡弋飞行器总体设计方法研究 被引量:1
14
作者 刘贻鑫 钱煜平 +4 位作者 付博 王刚 熊庆荣 刘钧圣 张扬军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第3期27-35,共9页
垂直发射巡弋飞行器采用由固体火箭发动机与涡喷发动机组合而成的动力系统,飞行器与动力系统一体化设计更为复杂。本文提出双质量迭代算法,通过装药质量与燃油质量的迭代计算实现垂直发射巡弋飞行器总体参数初步设计,对飞行器与动力系... 垂直发射巡弋飞行器采用由固体火箭发动机与涡喷发动机组合而成的动力系统,飞行器与动力系统一体化设计更为复杂。本文提出双质量迭代算法,通过装药质量与燃油质量的迭代计算实现垂直发射巡弋飞行器总体参数初步设计,对飞行器与动力系统的一体化设计问题进行研究,基于典型任务剖面分析了关键设计参数对于飞行器总体性能的影响规律。结果表明,飞发集成引起的涡喷发动机推力损失系数和固体火箭发动机推重比均会对飞行器总体性能产生重要影响,当推力损失系数在0.2以下时,该系数每提高0.05,起飞质量增大约3%,涡喷发动机的最大推力指标提高约5%。在总体方案设计时应尽可能降低涡喷发动机推力损失系数,并将固体火箭发动机推重比控制在4~8的范围内。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 涡喷发动机 垂直发射 飞行器总体设计 推力损失系数
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液体火箭发动机缓冲式高压阀门关闭特性的流固耦合仿真研究
15
作者 刘思远 许健 +2 位作者 王伟宗 蔡国飙 张金瑞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第1期35-45,共11页
针对大推力液体火箭发动机阀门密封副结构易受冲击、寿命较短的问题,本文设计了一款缓冲式高压阀门,并对其关闭特性开展了流固耦合仿真研究。本文的仿真工作采用了基于任意拉格朗日欧拉法(Arbitrary Lagrangian-Eulerian,ALE)的动网格技... 针对大推力液体火箭发动机阀门密封副结构易受冲击、寿命较短的问题,本文设计了一款缓冲式高压阀门,并对其关闭特性开展了流固耦合仿真研究。本文的仿真工作采用了基于任意拉格朗日欧拉法(Arbitrary Lagrangian-Eulerian,ALE)的动网格技术,研究了阀门结构对缓冲效果的影响,获得了阀门关闭过程的动态流场特性与阀瓣运动特性。结果表明,相对无缓冲阀门,缓冲结构可使阀门动量增量绝对值减小25.14%,从而有效解决高压阀门关闭过程中产生的水击压力峰过大及对主阀座产生过强冲击问题,缓冲效果受最小环缝间隙与壳体间隙影响较大;最小环缝间隙与壳体间隙越小,缓冲效果越好;壳体间隙较小时,阀瓣主要表面压力更小,更有利于保护阀门部件与管路系统。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 流固耦合 阀门 缓冲效果 关闭特性
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空气耦合超声斜入射法检测固体火箭发动机脱粘缺陷及成像技术研究 被引量:1
16
作者 李博俊 李剑 +2 位作者 艾春安 黄留春 吴超 《中国测试》 CAS 北大核心 2023年第7期139-147,共9页
为实现固体火箭发动机复合材料壳体粘接结构的非接触在役检测,该文采用空气耦合超声斜入射反射法进行研究。构建空气耦合超声斜入射检测系统,根据理论和实验确定有效的入射角范围并得出最佳入射角度,使用不同频率的探头在最佳入射角度... 为实现固体火箭发动机复合材料壳体粘接结构的非接触在役检测,该文采用空气耦合超声斜入射反射法进行研究。构建空气耦合超声斜入射检测系统,根据理论和实验确定有效的入射角范围并得出最佳入射角度,使用不同频率的探头在最佳入射角度下进行斜入射横波法反射法C扫描成像,最后用图像处理方法对缺陷进行定量表征,并与穿透法C扫描结果进行对比。结果表明:当遇到缺陷时,信号幅值会增大;两种检测频率下,12°为最佳入射角,且频率越大,信号的衰减越大;使用420 kHz探头检测时获得的C扫描图像质量高于250 kHz。通过混合滤波、改进的区域生长图像分割、Canny算子边缘提取以及形态学平滑处理和细化等方法,有效提取缺陷边缘,可实现缺陷的定量表征,420 kHz探头定量精度明显高于250 kHz,且缺陷尺寸越大,该方法结果与穿透法结果越吻合。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 空气耦合超声 斜入射法 横波 缺陷成像
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水下应用固体运载火箭发动机设计研究
17
作者 李观峰 高斐 +2 位作者 薛铮 陈开颜 朱艳 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2023年第6期46-49,56,共5页
针对水下应用固体火箭发动机受体积及环境条件限制的问题,从固体火箭发动机壳体、喷管等方面分析了国外水下应用固体火箭发动机的技术现状和发展趋势。从总体设计和需求分析角度出发,给出了为提高水下应用固体火箭发动机性能需要开展的... 针对水下应用固体火箭发动机受体积及环境条件限制的问题,从固体火箭发动机壳体、喷管等方面分析了国外水下应用固体火箭发动机的技术现状和发展趋势。从总体设计和需求分析角度出发,给出了为提高水下应用固体火箭发动机性能需要开展的一些关键技术研究和所能借鉴的技术经验。 展开更多
关键词 水下应用 固体火箭发动机 喷管 壳体 特殊环境
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基于外测数据固体火箭发动机飞行试验推力辨识方法研究
18
作者 呼宝鹏 薛光伟 +3 位作者 林海奇 吕仲 黄一翀 王勇 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第S01期132-136,共5页
通过飞行试验推力辨识结果可获取固体火箭发动机天地差异性,对发动机地面预示结果修正,使发动机内弹道预示性能更接近真实情况,提高运载火箭轨道设计精度。在传统基于飞行试验遥测数据发动机推力辨识的基础上,重点研究了基于外测数据进... 通过飞行试验推力辨识结果可获取固体火箭发动机天地差异性,对发动机地面预示结果修正,使发动机内弹道预示性能更接近真实情况,提高运载火箭轨道设计精度。在传统基于飞行试验遥测数据发动机推力辨识的基础上,重点研究了基于外测数据进行固体火箭发动机飞行试验推力辨识方法。建立了基于外测数据固体火箭发动机飞行试验推力辨识计算模型,通过火箭飞行试验位置、速度等外测数据复现的视加速度值及发动机质量流量修正结果进行弹道反向计算,辨识飞行试验过程中发动机真实推力值的大小。通过与传统基于飞行试验遥测数据的固体火箭发动机推力辨识方法结果对比,验证了该方法的正确性和有效性。 展开更多
关键词 外测数据 固体火箭发动机 推力辨识 飞行试验 弹道复现
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高过载条件下固体发动机内流场及绝热层冲蚀研究 被引量:51
19
作者 何国强 王国辉 +4 位作者 蔡体敏 刘佩进 阮崇智 利凤祥 王富春 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第4期4-8,共5页
针对 Φ31 5 mm实验发动机和某发动机工作状态及结构特点 ,进行了发动机燃烧室内三维两相流动数值模拟和内绝热层的炭化冲蚀规律研究。计算中应用了颗粒轨道模型和二阶迎风有限体积方法 ,对纵、横加速度载荷下的两相流动进行了模拟 ,分... 针对 Φ31 5 mm实验发动机和某发动机工作状态及结构特点 ,进行了发动机燃烧室内三维两相流动数值模拟和内绝热层的炭化冲蚀规律研究。计算中应用了颗粒轨道模型和二阶迎风有限体积方法 ,对纵、横加速度载荷下的两相流动进行了模拟 ,分析了纵、横向载荷对两种发动机燃烧室内粒子场和聚集带的影响 ;应用绝热层炭化冲蚀和两相流粒子热增量模型 ,分析了实验发动机在多种纵、横向过载作用下的绝热层冲蚀规律。在与 Φ31 5 mm实验发动机结果对照后 ,修正了炭化冲蚀计算所需参数 ,进一步预示了发动机的三维两相流场和炭化冲蚀率 ,并在 35 gn 过载下分析了推进剂含铝量对粒子聚集密度和炭化冲蚀的影响。 展开更多
关键词 固体推进剂 火箭发动机 过载 二相流 炭化 冲蚀 燃烧室 绝热层
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高能固体推进剂技术回顾与展望 被引量:53
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作者 郑剑 侯林法 杨仲雄 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期28-34,共7页
综合了国内外高能固体推进剂及其含能原材料研究历史和现状 ,分析了高能推进剂的最新进展和未来发展趋势 。
关键词 固体推进剂 高能推进剂 综合 最新进展 原材料 国内外
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