3) nozzleless solid rocket motor
无喷管固体火箭发动机
1.
The nozzleless solid rocket motor is a new type of motor which differs from the traditional motor, refers to many subjects and has a very complex system process.
无喷管固体火箭发动机是一种区别于传统发动机的新型火箭发动机,它涉及到的基础知识面广,系统工作过程复杂。
4) solid nozzle
固体燃料火箭发动机喷管<火>
5) rocket nozzle
火箭喷管
1.
Calibration equipment for rocket nozzle motion testing and its error analysis
火箭喷管三维运动测试的校准装置及误差分析
2.
Numerical simulation of subsonic,transonic and supersonic flow fields of rocket nozzle are completed using two-dimensional unsteady bicharacteristic method.
采用二维非定常特征线法数值模拟火箭喷管亚、跨和超音速流场,克服了三维定常特征线法不能求解亚、跨音速的缺陷,获得火箭喷管侧向推力随时间、压强的变化曲线。
3.
In this paper,we analyze the property of nonequilibrium flow of chemical reactioninside rocket nozzle and design a accessible plan for stiff equation by continent method.
本文分析了火箭喷管跨音速化学非平衡流的流体和化学特性、一元动力流的计算方法ＯＤＫ，对刚性比很大的Ｓｔｉｆｆ方程组采用组合方法设计了求解方案，并与ＤａｖｉｄＡ。
6) solid rocket
固体火箭
1.
In order to judge the stability of the surface crack in solid rocket motor (SRM) grains while the SRM was launched in different environmental temperature.
为了探讨环境温度对固体火箭发动机点火发射时药柱内表面裂纹稳定性的影响,以翼锥-过渡伞盘-圆柱组合药型的发动机为例,采用三维有限元方法,在发动机药柱的危险截面上沿危险方向预设裂纹,在裂纹尖端构建奇异三维裂纹元,计算在不同环境温度下点火发射时裂纹的应力强度因子。
2.
By analyzing and summarizing the flow characters of exhaust jet of solid rocket,we have developed a kind of equipment which can be used for measuring the multi-point pressure of high-speed exhaust jet and then we have practically tested the flow of under-expansion solid rocket motor.
在总结与分析了固体火箭燃气射流流动特性的基础上,研制开发了用于测量高速燃气射流的多点测压装置,并且使用该装置对欠膨胀固体火箭发动机的燃气射流流动进行实验测试。
3.
Considering the features of solid rocket motor jet, a kind of experimental equipment based on the pitot tube technology for measuring the multi-point pressures was developed.
结合固体火箭燃气射流的特点 ,开发了基于皮托管技术的多点压力参数实验测量装置 ,运用实验的方法 ,对燃气射流流场进行了研究 。
补充资料：冲压式火箭用高能固体推进剂
分子式：
CAS号：
性质：指由含能黏合剂、高能添加剂组成的贫氧高能推进剂。如由缩水甘油基叠氮聚合物(GAP)配合B，Al，Mg，Zr等添加剂，构成的高能推进剂装填于冲压式火箭发动机第一级燃烧室。当空气/燃料比为14时，第二燃烧室的比冲可达7644Ns/kg，燃烧效率达90％以上。
CAS号：
性质：指由含能黏合剂、高能添加剂组成的贫氧高能推进剂。如由缩水甘油基叠氮聚合物(GAP)配合B，Al，Mg，Zr等添加剂，构成的高能推进剂装填于冲压式火箭发动机第一级燃烧室。当空气/燃料比为14时，第二燃烧室的比冲可达7644Ns/kg，燃烧效率达90％以上。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条