固体火箭发动机喷管出口粒子参数和尾流温度测量方法研究（精选4篇）由网友“秋名山副驾驶”投稿提供，下面是小编为大家整理后的固体火箭发动机喷管出口粒子参数和尾流温度测量方法研究，欢迎阅读与收藏。
篇1：固体火箭发动机喷管出口粒子参数和尾流温度测量方法研究
固体火箭发动机喷管出口粒子参数和尾流温度测量方法研究
介绍了光学辐射温度计和激光衰减法测量固体火箭发动机尾流温度和粒子参数的'基本原理.利用所建立的实验系统测量了固体火箭发动机实验时的温度和粒子参数.实验表明,测量结果是可信的.
作 者：王文霞 作者单位：中国空空导弹研究院 刊 名：航空科学技术 英文刊名：AERONAUTICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)： “”(4) 分类号：V2 关键词：固体火箭发动机 尾流 温度测量 粒子参数 激光衰减篇2：喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究
喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究
对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的.影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据.
作 者：李娟 李江 LI Juan LI Jiang 作者单位：西北工业大学航天学院,西安,710072 刊 名：弹箭与制导学报 PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE 年，卷(期)： 27(3) 分类号：V435 关键词：喉栓式固体火箭发动机 喷管效率 数值仿真篇3：固体火箭发动机尾流对发射车影响的数值研究
固体火箭发动机尾流对发射车影响的数值研究
采用二维雷诺平均方程和湍流模型对固体火箭发动机尾流场进行数值模拟.空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛.借助数值模拟技术对处于地面发射状态下的固体火箭发动机尾流问题进行研究.研究涉及发动机内外流场相互干扰、热喷流和冷空气的相互作用以及高温高速尾喷流对发射车车顶板和防护板的影响.
作 者：吴雄 熊波 张为华 Wu Xiong Xiong Bo Zhang Weihua 作者单位：国防科学技术大学,长沙,410073 刊 名：导弹与航天运载技术 ISTIC PKU英文刊名：MISSILES AND SPACE VEHICLES 年，卷(期)： “”(4) 分类号：V435 关键词：固体火箭发动机 尾流影响 数值模拟篇4：一种测量固体火箭发动机羽焰温度的数据处理方法研究
一种测量固体火箭发动机羽焰温度的数据处理方法研究
摘要：针对连续测量固体火箭发动机羽焰温度的特点,提出了一种新的`发射率假设模型,并在此基础上提出了一种新的多波长高温计的数据处理方法,即通过处理两个不同时刻多波长高温计的测量数据,由计算可同时获知两个时刻的真温及光谱发射率. 实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计提供的理论值之差在±20K以内,说明该方法是解决固体火箭发动机羽焰温度测量的可行性方法. 作者： 孙晓刚戴景民王雪峰褚载祥 Author： 作者单位： 哈尔滨工业大学自动化测试与控制系,黑龙江,哈尔滨,150001 期 刊： 红外与毫米波学报 ISTICEISCIPKU Journal： JOURNAL OF INFRARED AND MILLIMETER WAVES 年，卷(期)： 2003, 22(2) 分类号： V43 关键词： 固体火箭发动机 羽焰温度 多光谱测温 真温 发射率 机标分类号： TH8 TK3 机标关键词： 温度测量 固体火箭发动机 羽焰温度 数据处理 方法研究 SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE METHOD OF 多波长高温计 光谱发射率 发动机设计 连续测量 计算值 处理方法 测量数据 理论值 实验 模型 基础 基金项目： 国家自然科学基金★ 纳米材料论文
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