推力室造句

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有些推进剂可能在推力室内并未汽化。
有一种方法是仅改变推进剂总流量，而推力室结构保持不变。
国外复合材料推力室技术研究进展
层板发汗冷却推力室的传热特性
摘要分析了四机?联全辐射冷却推力室的热特点。
对仅有两对角推力室工作、另一对推力室不工作时的温度分布特点也作了分析。
本文从实验、仿真两个方面对三组元液体火箭发动机推力室的工作过程进行了研究。
计算表明，推力室之间的辐射传热引起的周向温度畸变，主要取决于推力室间的相对间距l / d ，而与原壁温水平无关。
仿真方面，对三组元发动机推力室的稳态燃烧过程进行了数值模拟，分析了推进剂各组元和各燃烧产物组分在推力室内的分布。
通过计算空间外热流对航天器在轨温度的影响，得到航天器在轨平衡温度。最后完成瞬态温度场的模拟计算，对推力室在轨温度进行数值仿真。
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忽略径向导热，考虑推力室外向的相互及自身辐射交换、内壁经喷口的辐射泄漏以及周向和轴向的传导热量，建立了推力室壁的能量方程。
达到这一目标的关键在于通过喷嘴使推进剂组元产生良好的雾化，因此，喷嘴是液体火箭发动机推力室最关键的部件之一，对其进行充分的理论和实验研究十分必要。
试验发动机地面热试车结果表明，该c / sic复合材料的力学性能、烧蚀性能和热震性能优良，可满足宇航工程中诸如液体火箭发动机推力室等对热结构材料的使用性能要求。
本文围绕三组元喷嘴的性能评定及设计方法。采用反压冷试台、马尔文测粒仪、 ccd高速摄影系统、三组元发动机热态试验台、数值仿真程序及辅助理论分析等多种技术手段和研究方法，对三种结构的同轴式三组元喷嘴深入进行了喷嘴流量特性和雾化特性、推力室燃烧性能和转工况性能研究，得到了大量重要结果。
文摘:简略地介绍了先进钎焊技术在航天器部件，例如运载火箭发动机的推力室和涡轮转子、人造卫星的钛导管、姿控发动机喷注器和波导器件、载人飞船的反射器、导管和蜂窝壁板、航天飞机的主发动机喷管和预燃室以及空间站的管路系统等的广泛应用情况。
液体火箭发动机推力室壁面发汗冷却通道的尺度已达微米量级,通道内的流动与换热很可能存在微尺度效应,以前的相关研究都以宏观尺度的理论为依据,其研究结果的合理性需要进行微尺度效应的分析。
实验方面，首先设计了针对三组元发动机推力室工作过程进行试验的试验系统，包括推进剂供应系统与冷却水供应系统、控制系统以及压力、温度、流量的测量采集系统；其次，设计出符合试验要求的缩尺发动机；最后针对所设计的试验系统和发动机，进行了不同工况的试验，对所得数据进行了分析处理，得到了不同工况下燃烧效率和燃烧稳定性特性。
将组件分成气路组件和液路组件，再对气路组件和液路组件进行相应的分类，然后通过对通用流路方程进行分析和变换对不同类型的组件分别建立不同的方程，从而建立了一个适用于液体推进剂空间推进系统的静态数学模型；根据静态计算所得到的数据，应用统计回归法和应力分析法分别建立推力室、推进剂、推进剂贮箱、气体、气瓶以及导管和活门等的质量模型，从而建立相应的质量模型；结合液体推进剂空间推进系统特点，对液体推进剂空间推进系统全寿命周期费用发生的五个阶段(概念和定义、设计和改进、制造和安装、运行和维修、处理)分别进行分析，建立了液体推进剂空间推进系统全寿命周期费用分解结构和全寿命周期费用模型。