1) Multiple ignition solid rocket motor
多次点火固体火箭发动机
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：火箭发动机点火装置
火箭发动机点火装置
ignitor of rocket engine
huolian fQdongii dianhuo zhuQngzhi火箭发动机点火装置(igni‘or of rocke‘engine)火箭发动机启动时点燃推进剂的组件。又称点火器。其作用是产生高温并释放足够的能量，保证在规定的各种环境条件下可靠点燃推进剂。常用的点火装置有3种类型:①火药(烟火)点火装置。主要由发火管和点火药组成。常用的发火管是电发火管，其电阻丝一般用镍铬合金、康铜札啪铱合金等制成，在电阻丝上浸粘着三硝基间苯二酚铅或叠氮化铅等发火药。点火药通常为黑火药或用金属粉末加过氯酸盐制成的烟火剂。工作时电流通过电阻丝引燃发火药及点火药，使发动机迅速可靠点火。火药(烟火)点火装置结构简单，工作可靠，但不能重复使用。主要应用于中小型固体火箭发动机和一些中小型液体火箭发动机，大型固体火箭发动机需要的点火能量较大，一般用一个小型点火发动机，以较强的热源点燃主装药。②电点火装置。直接利用电能点燃推进剂的装置。常用的有火花塞点火、炽热点火和电弧点火。其中火花塞点火能将较低的直流电压变为万伏以上的输出电压，产生电火花。在大流量推力室土需要用加强式火花塞点火，除点火器外，它还有一个增大点火能量的小型燃烧室。电点火装置结构简单，可重复点火，适用于液体火箭发动机。③化学点火装置。利用能够与推进剂中的某种组元接触时自燃的液态化学物质作点火剂的点火装置。点火剂先进人推力室与该推进剂组元自燃着火，继而点燃后进人推力室的推进剂，使火箭发动机开始工作。常用在液氧一煤油发动机上。为保证火箭发动机点火可靠，一台非自燃推进剂(例如液氧一液氢)发动机上可安装两个或多个点火器。 (郭克芳)
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