火箭推进
火箭推進
화전추진
JOURNAL OF ROCKET PROPULSION
2014年
2期
54-58
,共5页
液氧液氢发动机%液氧温度%干扰因素%非线性计算方法%小偏差计算方法
液氧液氫髮動機%液氧溫度%榦擾因素%非線性計算方法%小偏差計算方法
액양액경발동궤%액양온도%간우인소%비선성계산방법%소편차계산방법
结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法.通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作段推力与一次工作段的偏差降低约24％,将发动机飞行燃烧室压力与交付值的偏差降低约8％.
結閤某液氧液氫髮動機實際飛行中二次工作段入口液氧溫度升高和推力下降現象,分析瞭液氧溫度對髮動機性能的影響方式和脩正方法.通過過冷液氧的髮動機試驗,對液氧溫度影響性能的兩種方式分彆進行瞭脩正,可將某液氧液氫髮動機二次工作段推力與一次工作段的偏差降低約24％,將髮動機飛行燃燒室壓力與交付值的偏差降低約8％.
결합모액양액경발동궤실제비행중이차공작단입구액양온도승고화추력하강현상,분석료액양온도대발동궤성능적영향방식화수정방법.통과과랭액양적발동궤시험,대액양온도영향성능적량충방식분별진행료수정,가장모액양액경발동궤이차공작단추력여일차공작단적편차강저약24％,장발동궤비행연소실압력여교부치적편차강저약8％.
