技术编号:10707822
提示:您尚未登录,请点 登 陆 后下载,如果您还没有账户请点 注 册 ,登陆完成后,请刷新本页查看技术详细信息。小推力双组元液体火箭发动机主要应用于空间飞行器及战略战术武器的姿态及轨道控制,推力室内燃料燃烧温度可达2700°C,采用内壁面液膜主动冷却技术后但壁面温度仍然高于100tC,因此为保证发动机推力室的高温强度要求,必须采用高温难熔金属(Nb、Ta、W、Mo、Re及铂等)材料作为身部材料,但是这类材料高温抗氧化性能很差,如铌合金在600°C以上就会发生“pest”灾难性氧化,不能直接面对燃烧环境,必须在材料表面涂覆高温抗氧化涂层进行防护。难熔金属表面涂覆高温抗...
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