论文部分内容阅读
一直以来,固体火箭发动机的寿命为0形密封圈的寿命所制约.O形密封圈的寿命问题困扰我们许多年,给固体火箭发动机的贮存、使用和维修带来了诸多不便.本文将就这一问题及其解决加以探讨.
固体火箭发动机O形密封圈寿命问题初探
【摘 要】
：
一直以来,固体火箭发动机的寿命为0形密封圈的寿命所制约.O形密封圈的寿命问题困扰我们许多年,给固体火箭发动机的贮存、使用和维修带来了诸多不便.本文将就这一问题及其解决
【机 构】
：
航天科技集团公司第四研究院41所,西安,710025
【出 处】
：
中国航空学会航空动力分会火箭发动机专业委员会2006年学术年会
【发表日期】
：
2006年10期
其他文献
基于涡喷发动机的基本方程,建立了弹用单轴涡喷发动机的线性模型,该模型适用于发动机小偏离动态过程的仿真计算.应用该数学模型,采用克莱曼法则和龙格-库塔法编写了Matlab计
随着固体火箭发动机工作压强的提高,目前已有的测试手段已不能满足这类发动机研制的要求.本文介绍了可以满足10～30 MPa下燃速测试要求的高压强燃速测试标准试验发动机.
提出一种以固体火箭冲压发动机为动力的超声速飞航导弹.在综合考虑固体火箭冲压发动机设计、导弹气动特性和外弹道关系的情况下,在详细分析各设计变量后,建立了导弹总体/冲压
通过对C/C复合材料发动机喷管喉衬的烧蚀影响分析,采用线性外推法,利用喉衬性能密度指标,给出一种估算喉衬烧蚀率的方法.利用该方法对某试验发动机喷管喉衬烧蚀率进行估算,经
研制了同时含有叠氮基团(-CH2N3)和含氧量高的硝酸酯基团(-ONO2)的端硝酸酯叠氮聚醚化合物(PECH-A-N),作为叠氮推进剂中新型的含能增塑剂.PECH-A-N具有如下性能:数均分子量70
为了对离子发动机栅极的腐蚀进行预估,开发了考虑电荷交换的三维离子发动机栅极粒子模拟程序.模拟程序采用单元内粒子(PIC)方法,光学系统为双栅极结构,推进剂采用氙,总加速电
为了测试固体火箭冲压发动机在设计工况下的性能,本文从对垂直进气时冲压发动机直连试验中拖尾段后效作用处理、比冲和特征速度的计算等方面提供了相应的方法.结合试验结果对
本文通过对内孔燃烧的单室双推力药型设计方法的比较,提出通过两种推进剂三段串联装药实现较大推力比的装药设计,进行了内弹道计算.在此基础上总结其优缺点,并提出了在设计时
雷达隐身技术是提高导弹等飞行器生存能力和作战效能的关键技术之一.本文在雷达隐身技术的原理基础上,给出了冲压发动机进气道隐身设计的基本思想和方法.
引入空间八节点等参数单元,对某涡轮叶片进行了参数化三维造型和有限元网格划分.利用自行编制的有限元自由振动分析程序对该型叶片进行了模态分析与仿真,给出了前十阶固有频