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) 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。
5) Solid rocket engine
固体火箭发动机
1.
Solid Rocket Engine Maglev Test System Adaptive Controller Design;
固体火箭发动机磁悬浮试验系统的自适应控制器设计
2.
Thrust measuring system of solid rocket engine;
固体火箭发动机推力测试系统
3.
The Building of Coorperate Design Enviroment for PDM-based Solid Rocket Engine;
基于PDM的固体火箭发动机协同设计环境研究
6) SRM
固体火箭发动机
1.
Study of Resilience Characteristics of SRM Sealing Material;
固体火箭发动机密封材料(F108)回弹特性研究
2.
Swing Angle Calibration Method of SRM Nozzle;
固体火箭发动机喷管摆角校准方法研究
3.
The application of RTR (Real Time X-Ray Radiography) technique to SRM (Soid Rocket Motor) is presented along with some research results.
综述了RTR技术在固体火箭发动机领域应用研究中的概况，总结了部分研究成果，指出了该技术存在的问题，提出运用RTR技术进一步开展SRM领域研究的若干设想。
补充资料：固体火箭发动机内弹道学
研究固体火箭发动机燃烧室内燃气的生成、流动和排出规律的学科。这一学科的主要任务在于确定燃烧室压力、燃气流速度等与燃烧室设计参数之间的关系和计算发动机工作过程中燃烧室压力-时间曲线。 燃烧室压力是发动机工作的重要参数，与比冲、推力、燃烧特性、结构尺寸以及重量密切相关。通常燃烧室工作过程分为3个阶段:点火起动段、稳态工作段和拖尾段。利用气体状态方程、连续方程、动量和能量守恒方程等基本方程分阶段按发动机的结构特点(药柱形状、有无喷管等)和所用推进剂的性能可算出燃烧室压力-时间曲线。
发动机稳态工作段的燃烧室平衡压力是最有代表性的特征参数。在药柱燃烧面积变化不大的条件下，可以得到平衡压力PC的表达式：
PC＝r·c*ρp(Ab/At)式中r为燃速，C*为特征速度,ρp为推进剂密度,以上三个参数主要取决于推进剂性质；Ab为推进剂药柱燃烧面积，At为喷管喉部面积，这两个参数是固体火箭发动机的设计参数。
影响燃烧室压力的主要因素是燃速。燃速与压力之间的关系可用经验公式表达。如圣-罗伯特公式:和萨默菲尔德公式：,式中n为燃速压力指数,a为燃速常数,aˊ和bˊ为表征推进剂组成成分物理性质的系数。当燃气流速超过某一阈值时，燃速明显增加，这种现象称为侵蚀燃烧。由于侵蚀燃烧导致发动机性能很大变化，药柱不再按平行层燃烧，燃速沿轴线向下游增大。因此计算侵蚀燃烧的燃烧室压力时，可用侵蚀系数ε对燃速进行修正，即ε＝r/r0，式中r为有侵蚀燃烧的燃速，r0为无侵蚀燃烧的燃速，ε 用半经验公式估算。推进剂的初温也影响燃速，若已知推进剂的温度敏感系数(αT)和推进剂初温时的燃速(r0),便可根据有关公式算出温度T时的燃速，r＝r0exp[αT(T-T0)]。已知燃烧室压力PC及其随时间的变化规律，即可求得发动机推力(F)及其随时间的变化规律（F＝CF·PC·At,式中CF为推力系数，At为喷管喉部面积）。
发动机稳态工作段的燃烧室平衡压力是最有代表性的特征参数。在药柱燃烧面积变化不大的条件下，可以得到平衡压力PC的表达式：
PC＝r·c*ρp(Ab/At)式中r为燃速，C*为特征速度,ρp为推进剂密度,以上三个参数主要取决于推进剂性质；Ab为推进剂药柱燃烧面积，At为喷管喉部面积，这两个参数是固体火箭发动机的设计参数。
影响燃烧室压力的主要因素是燃速。燃速与压力之间的关系可用经验公式表达。如圣-罗伯特公式:和萨默菲尔德公式：,式中n为燃速压力指数,a为燃速常数,aˊ和bˊ为表征推进剂组成成分物理性质的系数。当燃气流速超过某一阈值时，燃速明显增加，这种现象称为侵蚀燃烧。由于侵蚀燃烧导致发动机性能很大变化，药柱不再按平行层燃烧，燃速沿轴线向下游增大。因此计算侵蚀燃烧的燃烧室压力时，可用侵蚀系数ε对燃速进行修正，即ε＝r/r0，式中r为有侵蚀燃烧的燃速，r0为无侵蚀燃烧的燃速，ε 用半经验公式估算。推进剂的初温也影响燃速，若已知推进剂的温度敏感系数(αT)和推进剂初温时的燃速(r0),便可根据有关公式算出温度T时的燃速，r＝r0exp[αT(T-T0)]。已知燃烧室压力PC及其随时间的变化规律，即可求得发动机推力(F)及其随时间的变化规律（F＝CF·PC·At,式中CF为推力系数，At为喷管喉部面积）。
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