异种金属铌-钛焊缝埋深缺陷涡流检测研究

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作者 吴晨哲 任文坚 +3 位作者 赵本勇 王永红 王荣彪 宋凯 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第3期267-274,共8页

为解决液体火箭发动机铌-钛电子束对接焊缝埋深缺陷小、异种金属对接焊缝信号干扰检测、检测空间狭小等难题,研制了一款高灵敏度且检测线圈垂直于焊缝切向放置方式的新型结构涡流探头。通过异种金属焊缝有限元仿真研究,分析了切面涡流... 为解决液体火箭发动机铌-钛电子束对接焊缝埋深缺陷小、异种金属对接焊缝信号干扰检测、检测空间狭小等难题,研制了一款高灵敏度且检测线圈垂直于焊缝切向放置方式的新型结构涡流探头。通过异种金属焊缝有限元仿真研究,分析了切面涡流密度值和电压幅值等仿真数据,为新型探头结构检测提供理论基础;进行手动扫查路径偏移试验,绘制检测缺陷信号变化趋势图,验证探头灵敏度高、抗干扰信号的可行性。结果表明:该探头检测5 mm×0.1 mm×0.5 mm(长×宽×深)、埋深0.5 mm的缺陷信噪比可达10:1;偏移焊缝中心4 mm情况下,检测相同尺寸缺陷信噪比仍可达到3∶1。该新型探头结构具备高灵敏度检测能力且抑制异种金属对接焊缝干扰信号,有望应用于其他金属焊缝质量检测。 展开更多

关键词 涡流检测 异种金属焊缝 扫查偏移 埋深缺陷 液体火箭发动机

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热态壁面条件下的液膜冷却实验与仿真 被引量：2

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作者 张国栋 罗宇翔 +1 位作者 李龙飞 唐桂华 《西安交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期108-118,共11页

为了获得射流流量和射流角对液膜铺展形态、壁面温度、液膜厚度的影响规律,设计并自主搭建了基于热态壁面条件的液膜冷却实验系统,开展了射流角为25°~45°、射流流量为200~400 mL·min^(-1)的液膜冷却实验研究。研究结果表... 为了获得射流流量和射流角对液膜铺展形态、壁面温度、液膜厚度的影响规律,设计并自主搭建了基于热态壁面条件的液膜冷却实验系统,开展了射流角为25°~45°、射流流量为200~400 mL·min^(-1)的液膜冷却实验研究。研究结果表明,随着入射角的增大,铺展长度减小,铺展宽度、扩张角增加;而在射流角一定时,随着液膜流量的增加,液膜铺展的长度、宽度和扩张角都有所增加。特别地,当射流角为25°、射流流量从300 mL·min^(-1)增加至400 mL·min^(-1)时,液膜长度最大增加量为20.94 mm,且增加射流流量能够有效降低壁面温度,当入射角为35°、液膜流量为300 mL·min^(-1)时,冷却前后壁面温度最大可降低141.81℃;液膜在壁面撞击点处有厚度峰值,且液膜流量越大峰值越高,当入射角为25°、流量为400 mL·min^(-1)时,最大峰值达679.32μm。采用流体体积法(VOF)构建了液膜冷却仿真模型,计算液膜的蒸发吸热、流动铺展过程,研究结果表明,射流流量为300 mL·min^(-1)时,液膜厚度模拟结果与实验结果最大偏差为7.9%,误差控制在工程应用允许的10%范围内,从而验证了VOF方法对射流撞壁形成液膜模拟的可行性。该研究可为液体火箭发动机液膜冷却技术提供一定的参考。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 液膜冷却 热态壁面条件 流体体积法

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我国深空探测器推进技术发展 被引量：2

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作者 洪鑫 韩泉东 +3 位作者 曹伟 兰晓辉 梁军强 刘昌国 《航天器工程》 CSCD 北大核心 2024年第6期131-139,共9页

针对我国航天器深空探测技术的发展,文章对我国8次深空探测任务涉及的14套推进系统的发展进行了总结。在这8次任务的推动下,传统的双组元推进系统和单组元推进系统的技术水平取得了显著提升,产品型谱得到扩展。文章介绍了各推进系统方... 针对我国航天器深空探测技术的发展,文章对我国8次深空探测任务涉及的14套推进系统的发展进行了总结。在这8次任务的推动下,传统的双组元推进系统和单组元推进系统的技术水平取得了显著提升,产品型谱得到扩展。文章介绍了各推进系统方案、主要技术特点,梳理了技术发展脉络,阐述了主要关键技术和技术进步点,并提出了未来发展展望。 展开更多

关键词 推进系统 液体火箭发动机 月球探测器 火星探测器 深空探测

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重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展 被引量：3

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作者 张凭 李斌 +2 位作者 高玉闪 霍世慧 王振 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第1期12-27,I0002,共17页

再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕... 再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。 展开更多

关键词 重复使用 液体火箭发动机 再生冷却推力室 热-机械失效 疲劳寿命预测

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气氧/煤油发动机水冷推力室壁热分析 被引量：5

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作者 刘伟强 姜春林 +2 位作者 周进 王振国 陈启智 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 1999年第2期13-16,共4页

针对气氧／煤油地面试验发动机的热防护问题，采用非定常三维壁温分布模型为主体的分析模型，对槽道式水冷推力室壁温特性进行了计算分析。燃气流与冷却水流采用一维流动模型计算。应用有限差分方法确定了燃气与室壁的换热热流、推力室... 针对气氧／煤油地面试验发动机的热防护问题，采用非定常三维壁温分布模型为主体的分析模型，对槽道式水冷推力室壁温特性进行了计算分析。燃气流与冷却水流采用一维流动模型计算。应用有限差分方法确定了燃气与室壁的换热热流、推力室壁温分布，给出了壁温随时间变化的规律，讨论了冷却水流量对壁温的影响。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 冷却 推力室壁 热分析 温度分布

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高宽比和粗糙度对再生冷却通道流动的影响 被引量：14

6

作者 牛禄 程惠尔 李明辉 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第11期1612-1615,共4页

在三维贴体坐标系中求解椭圆型 N- S方程 ,采用完全压力校正方法解决在同位网格上遇到的压力波动问题 ,对液体火箭发动机 S形再生冷却通道内的三维紊流进行数值模拟 .在壁面函数中引入无量纲壁面粗糙度以考虑粗糙壁面的影响 .研究了高... 在三维贴体坐标系中求解椭圆型 N- S方程 ,采用完全压力校正方法解决在同位网格上遇到的压力波动问题 ,对液体火箭发动机 S形再生冷却通道内的三维紊流进行数值模拟 .在壁面函数中引入无量纲壁面粗糙度以考虑粗糙壁面的影响 .研究了高宽比和壁面粗糙度对压力损失、二次流动和紊流强度的影响 . 展开更多

关键词 高宽比 壁面粗糙度 再生冷却 液体火箭发动机

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液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算 被引量：9

7

作者 吴峰 王秋旺 +2 位作者 罗来勤 曾敏 孙纪国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期197-200,共4页

采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保... 采用标准k-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变,通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比,方案二为保持通道数目不变,通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性,并进行了优化分析。计算结果表明:存在着一个最佳冷却通道个数,使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳;在相同质量流量下,降低通道高度能够强化推力室传热,但同时增加了进出口压差。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 湍流模型 推力室 再生冷却 通道 优化分析

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液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制 被引量：10

8

作者 刘伟强 陈启智 吴宝元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第5期10-14,共5页

讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Ｂａｒｔｌｅ－Ｌｅａｄｏｎ修正方法来完成，室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对... 讨论了富氧预燃室液氧发汗冷却的分析计算方法。发汗流对燃气热流的阻隔分析采用Ｂａｒｔｌｅ－Ｌｅａｄｏｎ修正方法来完成，室壁温度分布和热穿透深度应用结构层板与发汗流存在温差的传热模型获得。讨论了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 预燃室 发汗冷却 热控制

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典型结构的层板发汗冷却推力室传热特性的推算方法 被引量：6

9

作者 刘伟强 陈启智 吴宝元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第6期15-19,共5页

针对典型的层板发汗冷却结构，提出了利用一个推力室的实验数据来计算另一推力室所需发汗流强的方法。在一种发动机推力室壁面发汗冷却实验数据测出以后，对同一发动机或另一发动机推力室壁采用不同的冷却剂、不同的壁面材料时的受热壁... 针对典型的层板发汗冷却结构，提出了利用一个推力室的实验数据来计算另一推力室所需发汗流强的方法。在一种发动机推力室壁面发汗冷却实验数据测出以后，对同一发动机或另一发动机推力室壁采用不同的冷却剂、不同的壁面材料时的受热壁面工作温度与发汗流强的关系，由迭代计算完成。作为分析实例，利用氦气发汗冷却的试验数据对氢气发汗冷却流强进行了计算，其结果得到了实验的验证。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 发汗冷却 传热 数值计算 推力室

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液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究 被引量：10

10

作者 吴峰 王秋旺 +1 位作者 罗来勤 孙纪国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第5期389-393,共5页

采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数... 采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。 展开更多

关键词 气固耦合算法 液体推进剂火箭发动机 推力燃烧室 再生冷却 通道 湍流模型

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推力室涡流冷却技术试验研究 被引量：7

11

作者 李家文 唐飞 俞南嘉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期956-960,共5页

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试... 涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。在理论分析和数值计算的基础上,设计了采用气氢/气氧作为推进剂的试验用涡流冷却推力室,进行了多次冷流试验和点火试验。在不采用其它冷却措施的情况下,完成了工作时间为20s的点火试验。试验结果表明,涡流冷却推力室工作稳定,气氧形成了有效的冷涡流,圆筒段外壁面温升为5K,部分气氧形成的气膜也对喷管形成了有效的保护。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡流冷却推力室 点火试验

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液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果 被引量：16

12

作者 姜培学 任泽霈 +1 位作者 陈旭扬 张左匆 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第4期17-21,共5页

对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面... 对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标），并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大；固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大；推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度；随着冷却剂流量的增大，推力室壁中的最高温度明显下降；若设计合理，发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的２％左右。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 推力燃烧室 发汗冷却 传热

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深冷涡喷-火箭组合循环发动机初步分析 被引量：3

13

作者 邢秀清 赵晓路 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第6期10-13,共4页

为了对国外近年来提出的KLIN循环发动机 (深冷涡喷发动机DCTJ +火箭发动机LRE)的可实现性进行分析验证 ,估算了深冷涡喷 /火箭组合循环发动机的特性 ,结合国外文献的研究 ,认为KLIN循环发动机有效载荷系数高、循环效率高、发展风险小、... 为了对国外近年来提出的KLIN循环发动机 (深冷涡喷发动机DCTJ +火箭发动机LRE)的可实现性进行分析验证 ,估算了深冷涡喷 /火箭组合循环发动机的特性 ,结合国外文献的研究 ,认为KLIN循环发动机有效载荷系数高、循环效率高、发展风险小、技术上可近期实现 ,极具开发和应用前景。 展开更多

关键词 运载器 深冷涡喷火箭组合发动机 低温推进剂火箭发动机 发动机性能计算

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涡流冷却推力室燃烧效率分析 被引量：5

14

作者 李家文 王化余 +1 位作者 叶汉玉 俞南嘉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第11期1507-1512,共6页

为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力... 为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5%半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡流冷却推力室 热试车 燃烧效率

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大型液体火箭发动机喷管数字化铣槽加工系统 被引量：3

15

作者 王永青 刘海波 +1 位作者 李护林 贾振元 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第9期1327-1333,共7页

针对大型液体火箭发动机喷管几何尺寸大、廓形复杂、结构刚度低致使其冷却通道加工质量难以保证的难题,提出一种集"测量-数据处理-铣槽"于一体的喷管冷却通道数字化加工新方法,并在开放式数控平台上开发出喷管专用数字化铣槽... 针对大型液体火箭发动机喷管几何尺寸大、廓形复杂、结构刚度低致使其冷却通道加工质量难以保证的难题,提出一种集"测量-数据处理-铣槽"于一体的喷管冷却通道数字化加工新方法,并在开放式数控平台上开发出喷管专用数字化铣槽加工系统。该方法利用喷管几何外廓的实际测量信息再设计出槽底曲面,进而实现高次曲线或参数曲线廓形、变壁厚变槽深喷管冷却通道的数字化加工。通过某型号火箭发动喷管的实际加工,表明所研制的双通道立式铣槽加工专用装备与系统可满足我国新一代大推力液体火箭发动机喷管冷却通道高质量、高效、高可靠的制造要求。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 喷管 冷却通道 数字化加工系统

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液体火箭发动机推力室壁瞬态加载三维热结构分析 被引量：8

16

作者 孙冰 宋佳文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1328-1333,共6页

为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬... 为了预测再生冷却液体火箭发动机推力室壁的应变分布,研究内壁失效机理,使用有限元法对推力室壁进行了三维瞬态热分析,在瞬态热分析结果的基础上采用多线性随动硬化模型对推力室壁进行了三维弹塑性结构分析。计算结果表明,多线性随动硬化模型能够准确地模拟推力室内壁材料的应力-应变关系;内壁温度达到稳态的时间相比外壁要短得多,在预冷、试车和后冷开始约0.1s后内壁温度便已经接近稳态;瞬态加载三维热结构分析能够确定推力室内壁最先失效的危险点的位置在喉部上游冷却通道中心;推力室壁瞬态加载三维热结构分析得到的最大残余应变比稳态加载大15.7%。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 再生冷却 推力室 瞬态导热 热应力 结构分析 流固耦合

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层板推力室再生冷却通道的传热特性分析 被引量：3

17

作者 牛禄 程惠尔 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第4期290-294,共5页

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题 ,计算采用LVEL紊流模型 ,并考虑冷却剂 (氢 )的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随... 提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题 ,计算采用LVEL紊流模型 ,并考虑冷却剂 (氢 )的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明 ,采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计 ,可显著提高再生冷却能力 ,降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。 展开更多

关键词 液体推进剂 火箭发动机 层板再生冷却推力室 冷却通道 传热特性 数理模型 流通高宽比 气壁厚度

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三维数值模拟再生冷却喷管的换热 被引量：14

18

作者 李军伟 刘宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第2期111-115,共5页

为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点, 采用数值模拟的方法, 对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程, 进行流动和传热的耦合计算。在计算中, 假定喷管流动为冻结流动, 考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热; 采用二... 为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点, 采用数值模拟的方法, 对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程, 进行流动和传热的耦合计算。在计算中, 假定喷管流动为冻结流动, 考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热; 采用二阶迎风格式离散控制方程, 采用DO模型离散求解辐射换热方程, 水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。计算模型采用缩比热试车发动机, 数值计算结果与实验结果吻合较好, 较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度, 得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场, 对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 喷管 再生冷却 温度分布

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四机并联全辐射冷却推力室的传热分析 被引量：2

19

作者 程惠尔 牛禄 +1 位作者 邓澍 黄瑞生 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第8期974-978,共5页

分析了四机并联全辐射冷却推力室的热特点．忽略径向导热，考虑推力室外向的相互及自身辐射交换、内壁经喷口的辐射泄漏以及周向和轴向的传导热量，建立了推力室壁的能量方程．计算表明，推力室之间的辐射传热引起的周向温度畸变，主要... 分析了四机并联全辐射冷却推力室的热特点．忽略径向导热，考虑推力室外向的相互及自身辐射交换、内壁经喷口的辐射泄漏以及周向和轴向的传导热量，建立了推力室壁的能量方程．计算表明，推力室之间的辐射传热引起的周向温度畸变，主要取决于推力室间的相对间距Ｌ／Ｄ，而与原壁温水平无关．对仅有两对角推力室工作、另一对推力室不工作时的温度分布特点也作了分析．经地面模拟和实验验证，数值分析结果是正确的． 展开更多

关键词 传热 推力室 液体火箭发动机 辐射冷却 数值分析

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中国重型运载火箭动力系统研究 被引量：34

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作者 谭永华 《火箭推进》 CAS 2011年第1期1-6,共6页

分析了未来航天发展趋势,指出为实现载人登月和深空探测,发展重型运载火箭,研制大推力火箭发动机势在必行。提出了中国重型运载火箭主动力——600吨级液氧煤油发动机和200吨级液氧液氢发动机的总体方案,确定了发动机的主要参数,明确了... 分析了未来航天发展趋势,指出为实现载人登月和深空探测,发展重型运载火箭,研制大推力火箭发动机势在必行。提出了中国重型运载火箭主动力——600吨级液氧煤油发动机和200吨级液氧液氢发动机的总体方案,确定了发动机的主要参数,明确了发动机的关键技术,考虑了发动机的研制条件,进行了发动机研制策划。根据中国的技术水平和经济实力,有望在2020年前后完成两种发动机研制。 展开更多

关键词 载人登月 深空探测 重型运载火箭 液体火箭发动机 液氧煤油发动机 液氧液氢发动机

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