1) rocket motor case
火箭发动机本体<火>
2) solid rocket motor
固体火箭发动机
1.
Grain design of solid rocket motor based on ACIS geometric modelling platform;
基于ACIS几何造型平台的固体火箭发动机装药设计
2.
Analysis on fluid-structural coupling of solid rocket motor during rapid pressurization;
固体火箭发动机快速升压过程的流固耦合分析
3.
Buckling analysis on rear dome of solid rocket motor case;
固体火箭发动机壳体后封头屈曲分析(英文)
3) Solid propellant rocket motor
固体火箭发动机
1.
Contour design and numerical calculation of certain solid propellant rocket motor nozzle;
某型号固体火箭发动机喷管型面设计与数值计算
2.
Thrust Vector Control (TVC) system of certain type solid propellant rocket motor was the research object and multibody dynamics method was adopted herein.
以某型号固体火箭发动机推力向量控制系统为研究对象,采用多体系统动力学计算方法,以作用在系统活动体上的轴向载荷为工作阻力,作动器指令位移为原动件的已知运动规律,接头内引入并联非线性弹簧阻尼器表征各构件间的接触,建立该型号推力向量控制系统动力学模型,进行多体动力学计算,得到接头内构件间的实时运动规律、接触力及力矩。
3.
A kind of solid propellant rocket motor is analyzed by finite element method in this paper.
文中通过利用有限元分析程序对某型固体火箭发动机进行分析,初步探讨了连接结构形式和装配预紧力对发动机密封性的影响,结果表明有限元分析对于固体火箭发动机的密封性设计具有重要的指导作用。
4) liquid rocket engine
液体火箭发动机
1.
SVM implemented in fault diagnosis of liquid rocket engine;
支持向量机用于液体火箭发动机的故障诊断
2.
Improvement on simulation software for static characteristics of liquid rocket engine;
液体火箭发动机稳态特性仿真软件的改进
3.
Evaluation of human reliability in liquid rocket engine testing;
液体火箭发动机试验过程中人的可靠性评价研究
5) liquid propellant rocket engine
液体火箭发动机
1.
Steady state fault detection and diagnosis of liquid propellant rocket engines based on decision tree method;
基于决策树方法的液体火箭发动机稳态段故障诊断
2.
The stability analysis technique based on nonlinear theory for liquid propellant rocket engine;
液体火箭发动机基于非线性理论的稳定性分析方法
3.
Stochastic simulation method of performance reliability estimation on liquid propellant rocket engine;
液体火箭发动机性能可靠性的随机仿真方法
6) Solid propellant rocket engine
固体火箭发动机
1.
In this paper,the temporal response of solid propellant rocket engine grain under complex overloads is analyzed.
基于三维线性粘弹性积分本构关系,采用有限元法,对固体火箭发动机的药柱结构在复杂载荷作用下的瞬态响应进行了数值模拟。
2.
The artificial neural networks are applied to the prediction of the specific impulse for solid propellant rocket engine.
将神经网络方法引入了固体火箭发动机的比冲性能预测,该方法避开了系统具体规律分析以及相应数学模型建立所带来的困难,直接用神经网络模型来模拟真实的系统关系。
3.
The temperature of a high te mperature, high pressure plume solid propellant rocket engine is difficult to me asure but is useful for determining the combustion status of the engine.
对于固体火箭发动机羽焰温度的测量是困难的,了解其温度分布对于研究发动机内燃烧流场的特性有重要价值。
补充资料：航空发动机推重比(见航空发动机推力)
航空发动机推重比(见航空发动机推力)
thrust to weight ratio of aeroengine
hQngkong角dong)1 tuizhongbi航空发动机推重比〔thros*:。wdgh:ra-tio of aeroengine)见航空发动机推力。
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