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膨胀循环氢氧发动机火炬点火系统方案研究
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作者 李锦江 刘恒 +2 位作者 刘登丰 褚宝鑫 张楠 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第3期38-44,共7页
针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢... 针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,开展了火炬式电点火系统方案论证和仿真研究,明确了较为合理的低压火炬式电点火系统方案,并完成整机级试验验证。结果表明,氢主阀打开瞬间点火室混合比波动较大,可能造成结构烧蚀;从氢涡轮前引气氢、氧泵后引液氧的方案烧蚀风险较小,但对发动机起动和稳态特性有一定影响。试验验证了仿真分析结果,实现了中国液体火箭发动机首次低压火炬式电点火起动,初步表明点火系统方案可行。 展开更多
关键词 膨胀循环 氢氧发动机 火炬式电点火 系统方案 仿真
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考虑整机变形的氢氧发动机管路结构静强度分析
2
作者 柳恺骋 刘曌俞 +2 位作者 王新军 郑孟伟 李晶 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第3期83-89,共7页
为了在液体火箭发动机管路结构静强度分析时考虑整机变形的影响,采用以实体单元、壳单元和梁单元为主的建模方法,建立了大推力补燃氢氧发动机试验装置的有限元模型,在热载荷、压力载荷和重力载荷的共同作用下,基于整机模型对管路结构进... 为了在液体火箭发动机管路结构静强度分析时考虑整机变形的影响,采用以实体单元、壳单元和梁单元为主的建模方法,建立了大推力补燃氢氧发动机试验装置的有限元模型,在热载荷、压力载荷和重力载荷的共同作用下,基于整机模型对管路结构进行了静力计算,并将计算结果与试验测量结果进行了对比。在此基础上,计算了不同类型载荷作用下的整机变形,重点分析了温度载荷的影响。对于典型管路,进一步采用子模型方法计算了不同类型载荷作用下的管路应力,对比了是否考虑整机变形对管路应力水平的影响。结果表明:基于整机模型进行的静力仿真基本能够正确反映出发动机热试验状态下各管路结构的受力状态;对氢氧发动机而言,温度载荷对整机变形的影响最大,整机变形对管路结构应力水平的影响较大且不容忽视,故有必要考虑整机变形对管路结构的影响来进行静强度分析。 展开更多
关键词 氢氧发动机 管路 静强度分析 整机变形 子模型
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大推力氢氧发动机关键技术及解决途径 被引量:24
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作者 郑大勇 陶瑞峰 +1 位作者 张玺 向猛 《火箭推进》 CAS 2014年第2期22-27,35,共7页
200吨级大推力氢氧发动机是重型运载火箭的基础,是航天强国的重要标志。与以往氢氧发动机相比,大推力氢氧发动机推力量级和结构参数均有大幅度提高,是目前世界上推力最大的高空发动机,发动机的设计、生产和试验技术跨度大、要求高,需要... 200吨级大推力氢氧发动机是重型运载火箭的基础,是航天强国的重要标志。与以往氢氧发动机相比,大推力氢氧发动机推力量级和结构参数均有大幅度提高,是目前世界上推力最大的高空发动机,发动机的设计、生产和试验技术跨度大、要求高,需要开展一系列的技术攻关工作。根据200吨级大推力氢氧发动机技术特点,介绍了发动机的总体技术方案,根据发动机技术特点和使用要求,梳理了一批制约发动机技术水平提高、系统方案优化和工程实施的关键技术,并提出了解决途径。 展开更多
关键词 重型运载火箭 氢氧发动机 关键技术
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氢氧发动机推力室化学反应流场计算 被引量:5
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作者 蔡国飙 张化照 庄逢甘 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第6期671-675,共5页
采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对氢氧火箭发动机推力室化学反应粘性流场进行数值模拟.数值模拟时采用6种组分、8个反应有限速率的化学反应模型,湍流模型采用BaldwinLomax代数湍流模型.数值模拟得... 采用弱耦合点隐式方法的MacCormack格式对氢氧火箭发动机推力室化学反应粘性流场进行数值模拟.数值模拟时采用6种组分、8个反应有限速率的化学反应模型,湍流模型采用BaldwinLomax代数湍流模型.数值模拟得到了流场参数在燃烧室和喷管中的分布.结果分析表明,得到的数值模拟结果与理论分析一致,说明结果是可靠的.本文的工作为氢氧火箭发动机喷管设计提供了依据,并为进一步开展火箭发动机推力室有化学反应的两相流动的数值模拟打下了基础. 展开更多
关键词 氢氧发动机 反应动力学 推力室 数值模拟 流场
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双工况氢氧发动机燃烧与传热数值分析 被引量:3
5
作者 林志勇 罗世彬 +1 位作者 田章福 周进 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期254-258,共5页
应用三维湍流N S方程以及颗粒轨道模型描述双工况氢氧发动机内部喷雾两相燃烧流动过程。两相之间的质量、能量交换由液滴蒸发模型计算,气相化学反应速率由Arrhenius公式计算。通过耦合求解气液两相的模型方程,对发动机转工况前后的三维... 应用三维湍流N S方程以及颗粒轨道模型描述双工况氢氧发动机内部喷雾两相燃烧流动过程。两相之间的质量、能量交换由液滴蒸发模型计算,气相化学反应速率由Arrhenius公式计算。通过耦合求解气液两相的模型方程,对发动机转工况前后的三维流场进行了数值计算,并耦合计算了燃气与壁面之间的传热以确定壁面的温度和热流分布。另外还对分别采用同轴离心式喷嘴和直流式喷嘴得到的燃烧流场与燃烧效率进行了比较。计算结果表明转工况前的壁面温度与热流都比转工况后大。离心式喷嘴的雾化混合效果与燃烧效率都比直流式喷嘴好。 展开更多
关键词 氢氧发动机 喷嘴 燃烧效率 传热 数值仿真
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220t级补燃循环氢氧发动机推力室研制 被引量:8
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作者 丁兆波 刘倩 +3 位作者 王天泰 杨继东 孙纪国 龚杰峰 《火箭推进》 CAS 2021年第4期13-21,共9页
推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大。通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采... 推力室是220 t级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,其技术提升幅度大,涉及关键技术多,攻关难度大。通过开展多方案对比分析、全面的数值仿真优化、缩尺热试验验证确定了大推力补燃循环氢氧发动机推力室的主要设计方案:喷注器采用四底三腔方案氧腔居中,燃烧效率高达99.7%;身部采用边区低混合比+气膜冷却+再生冷却的组合热防护方式,设计喉部最高气壁温为732 K;喷管上段采用铣槽内壁与外壁扩散钎焊的再生冷却方案;喷管下段采用高超音速气膜/辐射冷却方案。通过关键技术攻关初步突破了高效补燃喷注器、大流量推力室稳定燃烧、大热流身部热防护、高效率喷管造型、大尺寸高效再生冷却喷管、大尺寸单壁气膜/辐射冷却喷管等六项关键子技术,主要的技术指标能够满足设计的要求,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。 展开更多
关键词 高压补燃 氢氧发动机 推力室 仿真研究 热试验
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大推力氢氧发动机高模试验补氧燃烧过程仿真 被引量:2
7
作者 郭敬 张佳 +2 位作者 李茂 孔凡超 张家仙 《火箭推进》 CAS 2019年第6期17-22,共6页
为了研究液体火箭发动机试验富燃燃气安全处理方法,确保发动机试验过程的安全,通过对未来大推力氢氧发动机高模试验关键参数设计,确定富氢燃气补氧燃烧方案,并在此基础上建立大推力氢氧发动机高模试验富氢燃气补氧燃烧仿真模型,对补氧... 为了研究液体火箭发动机试验富燃燃气安全处理方法,确保发动机试验过程的安全,通过对未来大推力氢氧发动机高模试验关键参数设计,确定富氢燃气补氧燃烧方案,并在此基础上建立大推力氢氧发动机高模试验富氢燃气补氧燃烧仿真模型,对补氧燃烧过程进行仿真研究,研究补氧流量和液氧喷注角度对燃烧过程及高模系统的影响,以验证补氧燃烧方案的可行性。仿真结果表明补氧补燃方案可以安全处理发动机燃气中的富氢,保证高模试验安全。并且补氧量越大,燃烧长度越小,热防护难度增加;补氧喷注角度增加对氢燃尽长度影响不大,但使设备热防护难度增大。 展开更多
关键词 氢氧发动机 高模试验 氢气 补氧燃烧
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新一代运载火箭50吨级氢氧发动机研制进展 被引量:10
8
作者 郑大勇 王维彬 乔桂玉 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2016年第5期11-15,22,共6页
50吨级氢氧发动机是中国为新一代运载火箭研制的首台大推力氢氧发动机。该发动机充分借鉴了中国以往的氢氧发动机研制经验,采用数字化设计手段、极具特点的研制模式以及新材料新工艺技术,突破了一系列关键技术,具有较高的可靠性和性能水... 50吨级氢氧发动机是中国为新一代运载火箭研制的首台大推力氢氧发动机。该发动机充分借鉴了中国以往的氢氧发动机研制经验,采用数字化设计手段、极具特点的研制模式以及新材料新工艺技术,突破了一系列关键技术,具有较高的可靠性和性能水平,可大幅提升中国进入空间和利用空间的能力。 展开更多
关键词 新一代运载火箭 氢氧发动机 长征五号
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国外典型大推力氢氧发动机推力室技术方案综述 被引量:17
9
作者 丁兆波 孙纪国 路晓红 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2012年第4期27-30,38,共5页
为了获取大推力氢氧发动机推力室设计的相关准则和经验,通过对比分析国外典型大推力氢氧发动机推力室的技术方案,总结了喷注器、主燃烧室和喷管延伸段等组合件关键设计参数和结构方案的选择规律,以及工艺方法和材料应用的发展趋势,可为... 为了获取大推力氢氧发动机推力室设计的相关准则和经验,通过对比分析国外典型大推力氢氧发动机推力室的技术方案,总结了喷注器、主燃烧室和喷管延伸段等组合件关键设计参数和结构方案的选择规律,以及工艺方法和材料应用的发展趋势,可为中国未来200 t级大推力氢氧发动机推力室方案的确定提供相应的设计参考。 展开更多
关键词 氢氧发动机 推力室 技术方案 对比分析
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高压补燃大推力氢氧发动机预燃室关键技术 被引量:5
10
作者 丁兆波 潘刚 +1 位作者 牛旭东 孙纪国 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2020年第4期39-44,共6页
预燃室作为220吨级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,技术提升幅度大,涉及关键技术多,难度大。通过多方案对比论证、全面数值优化仿真、关键技术冷热试试验验证等途径和方法对预燃室开展了关键技术研究和方案深化论证,主要技术... 预燃室作为220吨级高压补燃循环大推力氢氧发动机的核心部件,技术提升幅度大,涉及关键技术多,难度大。通过多方案对比论证、全面数值优化仿真、关键技术冷热试试验验证等途径和方法对预燃室开展了关键技术研究和方案深化论证,主要技术指标满足设计要求,全面突破了宽工况下的高效稳定燃烧、身部可靠热防护和燃气温度均匀性控制等三项关键子技术,为后续工程研制奠定了坚实的技术基础。 展开更多
关键词 补燃循环 氢氧发动机 预燃室 关键技术
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运载火箭氢氧发动机推力室内壁用铜合金材料研究进展 被引量:12
11
作者 邹鹤飞 徐坤和 +2 位作者 张芹梅 李雪飞 魏凯 《航空制造技术》 2015年第S2期50-56,共7页
阐述了氢氧发动机推力室内壁使用铜合金材料的国内外研究及应用进展。基于国内外研究工作,分析了3种合金不同的强化机制,总结了国内外3种合金的拉伸性能、疲劳性能、蠕变性能和高温抗氧化性能研究工作。
关键词 氢氧发动机 铜合金 强化机制 力学性能 氧化性能
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基于RLV飞行过程的氢氧发动机参数设计模型 被引量:1
12
作者 金平 汪小卫 +1 位作者 李茂 蔡国飙 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期384-389,共6页
为了考察氢氧发动机参数选择对可重复使用运载器性能的影响,基于氢氧发动机参数建立了可重复使用运载器入轨飞行过程的计算模型,包括运载器运动方程、飞行控制条件和质量模型,研究了发动机混合比对运载器飞行参数和运载器质量的影响规律... 为了考察氢氧发动机参数选择对可重复使用运载器性能的影响,基于氢氧发动机参数建立了可重复使用运载器入轨飞行过程的计算模型,包括运载器运动方程、飞行控制条件和质量模型,研究了发动机混合比对运载器飞行参数和运载器质量的影响规律.在运载器总质量恒定的情况下,随着发动机混合比由4增大到14,推进剂质量和发动机质量先减小后增大,储箱质量减小,三者的综合效果使得有效载荷质量先增大后减小. 展开更多
关键词 可重复使用运载器 飞行参数 有效载荷质量 氢氧发动机 混合比
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氢氧发动机真空点火及高空模拟试验 被引量:3
13
作者 郑大勇 陶瑞峰 胡骏 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第5期38-43,共6页
上面级氢氧发动机的真空点火与起动过程是一个复杂的动态过程,与地面相比,由于受真空环境的影响,发动机推进剂预冷、充填、雾化与燃烧等一系列物理和化学过程将发生很大变化,存在海平面试车无法考核的技术盲点,影响发动机工作可靠性。因... 上面级氢氧发动机的真空点火与起动过程是一个复杂的动态过程,与地面相比,由于受真空环境的影响,发动机推进剂预冷、充填、雾化与燃烧等一系列物理和化学过程将发生很大变化,存在海平面试车无法考核的技术盲点,影响发动机工作可靠性。因此,国内外对上面级氢氧发动机均进行过广泛而深入的高空模拟试验研究,以考核和验证发动机真空点火、起动的可靠性,其中以J-2发动机开展的高空模拟试验最具代表性。 展开更多
关键词 氢氧发动机 高空模拟试验 点火及瞬态特性
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氢氧发动机C/SiC复合材料喷管延伸段设计研究 被引量:2
14
作者 杨岩 王朝晖 +3 位作者 李伟 王松 王晓丽 谢恒 《载人航天》 CSCD 北大核心 2020年第3期368-373,共6页
为推动C/SiC复合材料在液体火箭发动机喷管延伸段上的应用,基于国内C/SiC复合材料抗氧化烧蚀性能及预制体成型方案,综合考虑燃气热环境、喷管效率以及结构稳定性,对喷管结构进行了详细优化设计,设计的C/SiC喷管壁厚最薄处仅1.5 mm,结构... 为推动C/SiC复合材料在液体火箭发动机喷管延伸段上的应用,基于国内C/SiC复合材料抗氧化烧蚀性能及预制体成型方案,综合考虑燃气热环境、喷管效率以及结构稳定性,对喷管结构进行了详细优化设计,设计的C/SiC喷管壁厚最薄处仅1.5 mm,结构质量仅为18 kg,相比螺旋管束式排放冷却喷管减重约55%。模态仿真结果表明:设计生产的C/SiC喷管,一阶模态频率为26.941 Hz;材料弹性模量对喷管模态频率影响较大;通过大端增厚对提升喷管模态频率效果有限,必要时可对大端出口翻边,提高其动力学稳定性。 展开更多
关键词 氢氧发动机 C/SIC复合材料 喷管延伸段 结构模态
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氢氧发动机地面摇摆试验技术研究 被引量:2
15
作者 夏伟 陈世哲 +1 位作者 王占林 朱子勇 《火箭推进》 CAS 2015年第1期105-111,共7页
为有效考核氢氧火箭发动机的在轨飞行状态,需要在地面环境模拟发动机的摇摆工作情况。水平试验台承担氢氧发动机地面摇摆试验时,涉及地面热防护、推力测量系统防护、摇摆测控系统指令实时循环发送与更新、测控系统远程控制等4项关键技... 为有效考核氢氧火箭发动机的在轨飞行状态,需要在地面环境模拟发动机的摇摆工作情况。水平试验台承担氢氧发动机地面摇摆试验时,涉及地面热防护、推力测量系统防护、摇摆测控系统指令实时循环发送与更新、测控系统远程控制等4项关键技术。围绕上述4个方面,对氢氧发动机地面摇摆试验技术展开研究。采用数值仿真计算、经验公式、流程图设计、硬件搭建、软件程序编制等多元化的手段,结合实际情况确定输入输出条件,推导出相关结论。试验验证结果证明:摇摆试验地面热防护、推力测量系统防护具有简单易行、防护效果良好的特点,具有较好的工程实用价值。该技术在国内尚属首次应用,已成功申报一项国防专利。 展开更多
关键词 氢氧发动机 水平试验台 地面摇摆试验
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氢氧发动机真空羽流干扰试验研究 被引量:3
16
作者 吴靖 蔡国飙 贺碧蛟 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期44-49,共6页
为了研究航天器发动机多股羽流产生的羽流干扰对流场结构及参数的影响,在北京航空航天大学真空羽流效应试验系统(PES)中,采用总压皮托管阵列对60 N氢氧模拟发动机单机羽流和双机干扰羽流的压力场进行了测量。试验结果表明:单机羽流流场... 为了研究航天器发动机多股羽流产生的羽流干扰对流场结构及参数的影响,在北京航空航天大学真空羽流效应试验系统(PES)中,采用总压皮托管阵列对60 N氢氧模拟发动机单机羽流和双机干扰羽流的压力场进行了测量。试验结果表明:单机羽流流场压力随着轴向距离的增大而迅速降低;受到钟形喷管产生的压缩波束影响,同一轴向距离上的压力最大值逐渐偏离喷管轴线;双机羽流干扰发生于两股发动机羽流主流之间的区域,干扰流的作用范围和强度随着轴向距离的增大而增大,干扰流压力最高可以达到单机羽流相同位置处压力的5倍以上;受到干扰流压缩波束边界的影响,同一轴向距离上的压力最大值逐渐偏离双发动机对称面。 展开更多
关键词 真空羽流 羽流干扰 氢氧发动机 压力场 压缩波束
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220 tf补燃循环氢氧发动机研制进展 被引量:5
17
作者 孙纪国 郑孟伟 +1 位作者 龚杰峰 陶瑞峰 《火箭推进》 CAS 2022年第2期11-20,共10页
220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项... 220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项核心关键技术。开展了从缩尺到全尺、从组件到分系统的大量攻关试验研究,并最终成功实现了发动机半系统试验。试验结果初步验证了发动机系统方案的正确性和核心分系统的工作协调性,初步获得了主要组件的性能特性,为后续发动机工程研制奠定了重要基础。发动机设计真空比冲453 s,具备60~100推力调节和多次点火、故障诊断等先进功能,将在航天运输领域具有广泛用途。 展开更多
关键词 220 tf 补燃循环氢氧发动机 单富氢预燃室 并联涡轮泵 半系统试验
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氢氧发动机中激波与爆轰波热力参数计算分析 被引量:2
18
作者 姜凯 何允钦 梁国柱 《火箭推进》 CAS 2017年第6期14-25,共12页
大扩张比氢氧发动机在地面试车时喷管中可能会出现激波,而在起动时刻燃烧室或燃气发生器中则很容易产生爆轰波,其对发动机的结构与工作状态会产生较大的影响。为准确地分析激波与爆轰波对氢氧发动机的影响,从热力参数层面进行计算分析,... 大扩张比氢氧发动机在地面试车时喷管中可能会出现激波,而在起动时刻燃烧室或燃气发生器中则很容易产生爆轰波,其对发动机的结构与工作状态会产生较大的影响。为准确地分析激波与爆轰波对氢氧发动机的影响,从热力参数层面进行计算分析,所有的计算都考虑热化学反应的影响。首先,在传统一维管流模型基础上引入化学平衡模型来计算和分析推进剂混合比和燃烧室压力对喷管扩张段中激波位置及热力参数影响的一般规律;然后,采用基于热化学平衡模型的C-J爆轰理论,计算和分析推进剂混合比、初温及初压对爆轰波的影响规律。计算分析表明:喷管扩张段中的激波位置与燃烧室压力呈线性关系,激波处的温度比相对于不考虑热化学反应时要低28%~38%,而压力比无明显区别,压力比与温度比在化学当量混合比时最小;爆轰波强度随着初压的升高、初温的降低而增强,在化学当量混合比时最强,初温30 K,初压1 MPa时爆轰压力最高可达220 MPa,温度可达4 500 K,波速超过3 000 m/s。得到的这两种波的规律和特点可以为发动机工程设计人员提供一定的参考。 展开更多
关键词 氢氧发动机 激波 爆轰波 热力参数 压比
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大推力氢氧发动机关键制造技术 被引量:10
19
作者 孙纪国 何学青 +2 位作者 阳代军 郑孟伟 徐坤和 《火箭推进》 CAS 2022年第2期117-126,共10页
为了满足大推力、大尺寸220 tf补燃循环氢氧发动机的研制需求,针对补燃氢氧发动机推力室、预燃室、涡轮泵、阀门、管路等组合件,开展大推力氢氧发动机的工艺技术攻关,采用旋压成形、扩散钎焊、惯性摩擦焊、增材制造、粉末冶金、精密铸... 为了满足大推力、大尺寸220 tf补燃循环氢氧发动机的研制需求,针对补燃氢氧发动机推力室、预燃室、涡轮泵、阀门、管路等组合件,开展大推力氢氧发动机的工艺技术攻关,采用旋压成形、扩散钎焊、惯性摩擦焊、增材制造、粉末冶金、精密铸造等工艺技术,实现了220 tf补燃循环氢氧发动机复杂构件的制造;针对220 tf补燃循环氢氧发动机超大、超重零部组件,开展高精密装配技术研究,采用自动化装配、数字化装配及自动测量与定位等工艺技术,实现了超大超重零部组件的精密装配。通过工艺技术研究,研制出首台220 tf补燃循环氢氧发动机工程样机,提高了我国氢氧发动机整体制造水平,满足了我国新一代运载火箭的研制需求。 展开更多
关键词 新一代运载火箭 氢氧发动机 关键制造技术 精密装配 工程样机
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长征三号甲运载火箭三级氢氧发动机系统 被引量:3
20
作者 袁耀章 《低温工程》 CAS CSCD 北大核心 1998年第2期18-21,共4页
长征三号甲运载火箭三级氢氧发动机是我国研制的第二台液氢液氧火箭发动机,该发动机由两台单机并联组成。发动机系统采用了一些新技术。
关键词 长征三号甲 运载火箭 氢氧发动机系统 涡轮泵 能源 液氢系统 冷却
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