【摘 要】
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设计大力神ⅢC第Ⅰ级发动机及其组件的热防护系统,必须对其底部对流加热进行评估。评估工作根据阿诺德工程和开发中心的四阶段试验计划完成。根据试验数据制订了底部燃气温度
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设计大力神ⅢC第Ⅰ级发动机及其组件的热防护系统,必须对其底部对流加热进行评估。评估工作根据阿诺德工程和开发中心的四阶段试验计划完成。根据试验数据制订了底部燃气温度、底部气流特性和收敛形尾锥表面加热率的准则并将其用于全尺寸运载火箭。飞行试验的尾锥底部的对流加热率为5Btu/英尺~2·秒,这进一步证实了风洞试验的结果。大力神ⅢM较大助推器的底部热环境是从大力神ⅢC的飞行试验数据发展来的。大力神ⅢC风洞试验数据、操作经验和飞行数据为考虑航天飞机底部加热提供了初步依据,进而提出了有关航天飞机风洞试验的建
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