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未来高性能氢氧发动机动力循环系统方案选择
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作者 w.r.wagner 孙国庆 《国外导弹与航天运载器》 1992年第2期17-33,共17页
未来单级入轨(SSTO)和大有效载荷的航天运输任务将要求设计比推力达490秒的高效率的氢氧发动机。高比推力可以通过选择高室压(≥4000磅/英寸~2绝)和进一步增加喷管膨胀比达到。这样的性能和压力环境使得火箭发动机只能选择高压、分级燃... 未来单级入轨(SSTO)和大有效载荷的航天运输任务将要求设计比推力达490秒的高效率的氢氧发动机。高比推力可以通过选择高室压(≥4000磅/英寸~2绝)和进一步增加喷管膨胀比达到。这样的性能和压力环境使得火箭发动机只能选择高压、分级燃烧循环和低损失的燃气发生器循环。分级燃烧循环通过组合件效率和降低中间附加压力损失技术,燃气发生器通过高性能的燃气发生器工作,这两者似乎都是未来可行的方案。氢氧发动机推力室、涡轮、泵和燃气发生器组合件都是以重量低、压力大、效率高及性能损失小作为设计目标的。本文主要研究不同的动力循环系统及其有关制约因素。 展开更多
关键词 火箭发动机 高压补燃
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