1) unchoked solid rocket ramjet
非壅塞式固体火箭冲压发动机
1.
Integral system project design of missile propelled by unchoked solid rocket ramjet can bring the performance of the solid rocket ramjet and missile into play and make them work in harmony,and improve the performance of the missile and ramjet.
采用基于遗传算法、Powell法和模式搜索法的多方法协作优化方法进行了以非壅塞式固体火箭冲压发动机为动力的导弹总体一体化优化设计。
2) unchoked solid ducted rocket engine
非壅塞固体火箭冲压发动机
3) choked solid rocket ramjet
壅塞式固冲发动机
4) solid rocket ramjet
固体火箭冲压发动机
1.
Quick-forecasting algorithm for performance of solid rocket ramjet;
固体火箭冲压发动机性能快速预估算法
2.
Some technological problems of solid rocket ramjet;
固体火箭冲压发动机的若干技术问题
3.
Experimental study on solid rocket ramjet with central air-inlet mode;
中心进气式固体火箭冲压发动机试验研究
5) ducted rocket motor
固体火箭冲压发动机
1.
There are a variety of influential factors to the combustion efficiency of secondary chamber of boron-based propellant ducted rocket motor,which are difficult to be expressed accurately by analytical functions.
影响含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多,且各因素对燃烧效率的影响很难用精确的解析函数式来表示。
6) solid ducted rocket motor
固体火箭冲压发动机
1.
Erosion test of the insulation in the ramjet combustor of solid ducted rocket motors;
固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究
2.
The 3D reaction flow field in the afterburning chamber of solid ducted rocket motor with binary dual-underside inlet mode was numerically simulated by means of RNG κ-ε turbulence model and one step eddy-dissipation combustion model.
采用RNGκ-ε湍流模型及单步涡扩散燃烧模型,对二元双下侧进气式固体火箭冲压发动机补燃室内三维反应流场进行了数值模拟,得到了补燃室二次燃烧效率的变化趋势。
3.
By direct-conncted simulation calculation,the effects of common heater fuel (hydrogen,kerosene,methane and alcohol) on performance of solid ducted rocket motor with low-oxygen boron-based propellant were investigated.
通过直连模拟计算,研究了常用加热器燃料(氢气、煤油、甲烷和酒精等)对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响。
补充资料：壅塞
管道中某一截面处的流速达到声速时所发生的一种流动现象,其表现为：不论管道出口外压强如何降低,声速截面前的流速、压强等都不再发生变化，相应地流量也保持不变。壅塞有许多种，常见的有超声速风洞（见风洞）起动壅塞、飞机进气道壅塞、摩擦管壅塞和加热管壅塞等。
超声速风洞的壅塞 这种壅塞常发生在风洞第二喉道截面不够大的情况下。 图1为超声速风洞出现壅塞示意图。超声速风洞左端为一拉瓦尔管喉道，中部为实验段，右端为第二喉道。风洞起动时入口和出口的压强比逐渐增大，洞中流速随之增大，当拉瓦尔管喉道截面处的流速达到声速时，它的下游出现一段超声速流动区和起动激波（图1a）。随着压强比增大，起动激波往下游移动。对于正常的起动过程，当压强比达到某一值时，起动激波通过实验段，就完成了起动过程。若第二喉道截面不够大，在起动激波还未通过实验段时第二喉道截面处流速就达到了声速（图lb)，这时，无论压强比如何增大,起动激波也不能再往下游移动，实验段气流不能达到超声速，便出现起动壅塞的现象。如果实验模型太大，它与壁面之间的通道太小，其作用类似第二喉道，也会造成壅塞。为了避免壅塞，第二喉道横截面积应足够大。
飞机进气道中的壅塞 在进气道远前方气流马赫数∞＜1时,进气道前方气流速度增大，进口内喉道处的流速增大，流量增加；当喉道处马赫数0=1时，进气道前方气流速度再增大，流量也不再增加，只是在喉道后出现超声速流和激波(图2a)。在远前方气流马赫数∞＞1时,超声速气流在进口前不受任何扰动，直接流入进气道(图2b)。在喉道面积足够大，进入的全部气体都能通过时，进气道不壅塞。若喉道面积太小，能够通过的流量小于直接进入的流量，喉道壅塞，喉道前气体堆积,压强升高,在进口前形成一道离体激波,一部分多余气流溢出口外,喉道后出现超声速区和激波（图2c）。壅塞使飞机所受阻力大为增加，发动机的推力显著减小。
上述壅塞都与喉道的存在有关，称为几何壅塞。在等截面的管道中，摩擦作用和加热作用，也会使下游截面可能通过的最大流量减小，当某个截面处达到量大流量时就会发生壅塞，这分别称为摩擦壅塞和加热壅塞。实际管道中的壅塞往往是几何、摩擦和加热共同作用的结果。
超声速风洞的壅塞 这种壅塞常发生在风洞第二喉道截面不够大的情况下。 图1为超声速风洞出现壅塞示意图。超声速风洞左端为一拉瓦尔管喉道，中部为实验段，右端为第二喉道。风洞起动时入口和出口的压强比逐渐增大，洞中流速随之增大，当拉瓦尔管喉道截面处的流速达到声速时，它的下游出现一段超声速流动区和起动激波（图1a）。随着压强比增大，起动激波往下游移动。对于正常的起动过程，当压强比达到某一值时，起动激波通过实验段，就完成了起动过程。若第二喉道截面不够大，在起动激波还未通过实验段时第二喉道截面处流速就达到了声速（图lb)，这时，无论压强比如何增大,起动激波也不能再往下游移动，实验段气流不能达到超声速，便出现起动壅塞的现象。如果实验模型太大，它与壁面之间的通道太小，其作用类似第二喉道，也会造成壅塞。为了避免壅塞，第二喉道横截面积应足够大。
飞机进气道中的壅塞 在进气道远前方气流马赫数∞＜1时,进气道前方气流速度增大，进口内喉道处的流速增大，流量增加；当喉道处马赫数0=1时，进气道前方气流速度再增大，流量也不再增加，只是在喉道后出现超声速流和激波(图2a)。在远前方气流马赫数∞＞1时,超声速气流在进口前不受任何扰动，直接流入进气道(图2b)。在喉道面积足够大，进入的全部气体都能通过时，进气道不壅塞。若喉道面积太小，能够通过的流量小于直接进入的流量，喉道壅塞，喉道前气体堆积,压强升高,在进口前形成一道离体激波,一部分多余气流溢出口外,喉道后出现超声速区和激波（图2c）。壅塞使飞机所受阻力大为增加，发动机的推力显著减小。
上述壅塞都与喉道的存在有关，称为几何壅塞。在等截面的管道中，摩擦作用和加热作用，也会使下游截面可能通过的最大流量减小，当某个截面处达到量大流量时就会发生壅塞，这分别称为摩擦壅塞和加热壅塞。实际管道中的壅塞往往是几何、摩擦和加热共同作用的结果。
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