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翻译样例: 固体发动机喷管延伸锥展开前级间分离的热环境分析
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固体火箭发动机在高空飞行时需要达到较大的膨胀比,但整个武器系统限制了发动机长度。为了在满足总体要求的情况下达到较好的性能,发动机通常选用延伸喷管。当延伸喷管用于多级火箭,采用热分离时,存在多级固体火箭发动机级间分离的瞬间重叠工况。确保热分离时喷管尾流不会影响发动机正常工作,是多级火箭研制成功的一个重要因素。国内已有一些关于级间热分离普通喷管尾流场的计算和研究在导弹动力装置采用热分离方案时,延伸喷管在延伸锥未展开状态下的热环境究竟对发动机有多大影响是发动机后封头及延伸喷管热防护设计必须考虑的问题。文中考虑了喷管尾流主要受到前级发动机的前封头型面、级间段以及折叠状态的喷管延伸锥三方面障碍的影响,研究了热分离瞬态的喷管受限尾流的流动过程,初步分析了流场流动参数分布和流动热环境,可为延伸喷管和后封头的热防护设计提供参考. 通过计算和分析可看出,所研究的喷管尾流受到连接筒、前封头、延伸段的阻碍后,流动特征发生很大变化,尤其受到前封头型面的影响形成回流,并在喷管内形成激波,湍流效应增强,温度和速度分布较普通喷管的尾流更复杂,这对类似固体火箭发动机的研制和热防护设计提出更高的要求。

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