固体火箭发动机喷管喉部瞬态热流的测量技术
고체화전발동궤분관후부순태열류적측량기술
Measuring technique for transient heat flux at inner surface of throat insert of solid rocket motor nozzle
  • 万方数据
    武汉工程大学学报 무한공정대학학보
    JOURNAL OF WUHAN INSTITUTE OF TECHNOLOGY
    2011年 12期 94-98 ,共5页

    李宏顺%张俭%谭建伟%杜瑞兵%王刚%张海龙

    리굉순%장검%담건위%두서병%왕강%장해룡

    固体火箭发动机%喷管%传热%测量 固體火箭髮動機%噴管%傳熱%測量
    고체화전발동궤%분관%전열%측량
    改进了美国Nanmac公司的自更新快速响应热电偶,并将改进后的热电偶用于测量固体火箭发动机喷管喉衬内壁面上的瞬态温度和热流密度.测量是在一小型试验发动机上进行的,其喷管喉径为18 mm.分别采用黑火药、双基推进剂和复合推进剂进行了点火试验,试验结果表明本文的测量方法是可行的.
    개진료미국Nanmac공사적자경신쾌속향응열전우,병장개진후적열전우용우측량고체화전발동궤분관후츤내벽면상적순태온도화열류밀도.측량시재일소형시험발동궤상진행적,기분관후경위18 mm.분별채용흑화약、쌍기추진제화복합추진제진행료점화시험,시험결과표명본문적측량방법시가행적.
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