液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性數(shù)學(xué)模型的驗(yàn)證

用試車數(shù)據(jù)檢驗(yàn)?zāi)潮脡阂后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性非線性數(shù)學(xué)模型的準(zhǔn)確度,考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)實(shí)際測量的誤差范圍.計(jì)算結(jié)果表明:在整個(gè)過渡過程中,所有可以實(shí)際測量的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的計(jì)算值與實(shí)測值之間的偏差均在±7.1%以內(nèi).

作 者： 沈赤兵 吳建軍 陳啟智 Shen Chibing Wu Jianjun Chen Qizhi   作者單位： 國防科技大學(xué)航天技術(shù)系,長沙,410073  刊 名： 推進(jìn)技術(shù)  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY  年，卷(期)： 1998 ""(6)  分類號(hào)： V434.1  關(guān)鍵詞： 液體推進(jìn)劑火箭發(fā)動(dòng)機(jī)   動(dòng)態(tài)特性   數(shù)學(xué)模型   驗(yàn)證  

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