| 高低燃温组合推进剂下喷管喉衬烧蚀实验 |
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| 引用本文： | 吴秋,陈林泉,杨玉新.高低燃温组合推进剂下喷管喉衬烧蚀实验[J].固体火箭技术,2014(6). |
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| 作者姓名： | 吴秋 陈林泉 杨玉新 |
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| 作者单位： | 中国航天科技集团公司四院四十一所,西安,710025 |
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| 摘 要： | 主要针对喷管进行高低燃温组合推进剂与纯高燃温推进剂下的喉衬烧蚀实验分析，低燃温推进剂为丁羟低温推进剂和SCH?12低温推进剂。实验研究表明，丁羟低温推进剂和高温推进剂组合推进剂的烧蚀率为0．112 mm／s，SCH?12低温推进剂和高温推进剂为0．115 mm／s，纯高燃温推进剂的烧蚀率为0．133 mm／s，证明了高低燃温组合推进剂降低喉衬烧蚀的有效性与可行性。分析了然后对不同含量低燃温推进剂对比冲性能的影响，结果显示，使用比冲下降小、燃温低的推进剂能有效降低喉衬烧蚀，并对发动机比冲影响较小。
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| 关 键 词： | 固体火箭发动机 高低燃温组合推进剂 喉衬 烧蚀率 |
Experiment on ablation of nozzle throat-insert by means of high and low temperature combined propellant |
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| WU Qiu,CHEN Lin-quan,YANG Yu-xin.Experiment on ablation of nozzle throat-insert by means of high and low temperature combined propellant[J].Journal of Solid Rocket Technology,2014(6). |
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| Authors: | WU Qiu CHEN Lin-quan YANG Yu-xin |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | SRM high and low temperature combined propellant throat-insert the ablation rate |
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