技术编号:9348229
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。 固体火箭发动机(如图I(a),下文简称发动机)是在远程导弹及包括卫星等航天 器的发射与飞行中广泛应用的推进设备。发动机通过燃料燃烷烃过尾喷管(如图1(b))向 后喷火实现向前的反推力,从而实现对火箭机体的推进。发动机推力的方向矢量称为发动 机推力线,理论上与其喷管喉颈与尾喷管出口端面(如图I(b))中心的连线重合,设计上一 般认为发动机尾喷管几何旋转轴(发动机尾喷管为旋转对称形体,如图1(c))与其推力线 重合。然而,受加工精度及形变等因素的影响,实际落...
注意:该技术已申请专利,请尊重研发人员的辛勤研发付出,在未取得专利权人授权前,仅供技术研究参考不得用于商业用途。
该专利适合技术人员进行技术研发参考以及查看自身技术是否侵权,增加技术思路,做技术知识储备,不适合论文引用。