技术编号:12428707
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。本发明涉及固体火箭发动机测压结构,具体涉及一种双脉冲导弹发动机尾部防堵塞测压结构。背景技术测压结构是固体火箭发动机试验过程中性能测试的必要结构,通过测压结构可以实时监测到发动机的工作压力,为发动机的研制提高具体性能数据支撑。现有双脉冲导弹发动机主要采用直孔型测压结构,即测压孔、测压接口与测压通道沿同轴分布。直孔型测压结构原主要应用于单室单推力或者单室双推力发动机,其用于双脉冲发动机存在的问题主要是:固体发动机的高温工作燃气中夹杂有铝粒子等固体颗粒物,测压过程中固体颗粒物极易沿测压孔进入直孔型测压...
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