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高超音速飞行器及其关键技术简论 被引量:43
1
作者 杨亚政 李松年 杨嘉陵 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2007年第4期537-550,共14页
简要评述了高超音速飞行器及其关键技术,包括:高超音速飞行的定义、高超音速流动的特征、高超飞行覆盖范围、高超飞行器蒙皮温度、以及高超飞行设计特点;高超飞行器的背景;高超飞行器研制的发展简史,及经验与思考;吸气式高超飞行器典型... 简要评述了高超音速飞行器及其关键技术,包括:高超音速飞行的定义、高超音速流动的特征、高超飞行覆盖范围、高超飞行器蒙皮温度、以及高超飞行设计特点;高超飞行器的背景;高超飞行器研制的发展简史,及经验与思考;吸气式高超飞行器典型设计过程、发展战略、技术规划、和关键技术领域. 展开更多
关键词 高超音速流动 吸气式高超飞行器 涡轮发动机冲压喷气发动机 涡轮基组合循环 火箭基组合循环 热防护系统
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硅基材料烧蚀模型研究 被引量:31
2
作者 孙冰 林小树 +1 位作者 刘小勇 蔡国飙 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期282-286,308,共6页
对冲压发动机燃烧室所使用的硅基热防护材料 ,用以往的单纯因二氧化硅液态层被气动吹除减薄的模型进行烧蚀计算 ,计算结果和实际偏差很大。我们根据硅基热防护材料的实际特性 ,在原有的液态层模型的基础上 ,考虑了夹杂碳化层对熔融态硅... 对冲压发动机燃烧室所使用的硅基热防护材料 ,用以往的单纯因二氧化硅液态层被气动吹除减薄的模型进行烧蚀计算 ,计算结果和实际偏差很大。我们根据硅基热防护材料的实际特性 ,在原有的液态层模型的基础上 ,考虑了夹杂碳化层对熔融态硅基的补强作用 ,提出了既有液态层吹除也有化学反应烧蚀的新模型 ,即考虑了热解、熔融和碳化、气动吹除结合化学反应烧蚀的多因素过程。并根据硅基热防护材料的烧蚀特点 ,根据发动机模型的试验结果 ,初步总结出了液态层粘附力的经验公式。从物理概念上分析可以看出该模型基本符合实际情况 ;从多种工况计算结果可看出 ,新模型和经验公式是比较合理的。 展开更多
关键词 烧蚀 模型 计算 冲压发动机 硅基材料
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碳氢燃料超燃冲压发动机点火技术试验 被引量:24
3
作者 丁猛 余勇 +2 位作者 梁剑寒 刘卫东 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第6期566-569,共4页
在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着... 在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着火和持续稳定燃烧,煤油当量比范围约为0 87~1 72。在氢气引导火焰点火方式中,通过增加支板和改变氢气喷注位置,可将最小氢气当量比由0 34降为0 068。通过氢气引导火焰点火和火炬点火对比试验表明在相同的燃料喷注方式和当量比下,发动机工况基本与点火方式无关。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 超音速燃烧 燃料 点火 点火器
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火箭基组合循环(RBCC)推进系统概念设计模型 被引量:21
4
作者 黄生洪 何洪庆 +3 位作者 何国强 刘佩进 秦飞 王国辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期1-5,共5页
简述了火箭基组合循环 (RBCC)推进系统及相应概念设计模型的发展与不足 ,并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型。该模型耦合了有限化学反应速率模型 ,考虑了包括变几何截面积、引射流动、燃料喷注... 简述了火箭基组合循环 (RBCC)推进系统及相应概念设计模型的发展与不足 ,并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型。该模型耦合了有限化学反应速率模型 ,考虑了包括变几何截面积、引射流动、燃料喷注、混合、燃烧及摩擦损失等多种影响流动的因素 ,并采用变步长半隐式多步龙格 库塔方法进行了数值求解。 展开更多
关键词 推进系统 概念设计 火箭发动机 引射式冲击发动机 复合式发动机 性能预测 概念模型
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冲压增程弹丸进气道特性分析 被引量:12
5
作者 陈雄 鞠玉涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期265-269,共5页
采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对固体火箭冲压发动机增程弹丸超声速进气道特性进行了深入研究。通过数值模拟得到了对应于不同来流马赫数和攻角情况下,临界工况时,超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,详细分析了来流... 采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对固体火箭冲压发动机增程弹丸超声速进气道特性进行了深入研究。通过数值模拟得到了对应于不同来流马赫数和攻角情况下,临界工况时,超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,详细分析了来流马赫数和攻角对进气道性能的影响。结果显示,随着来流马赫数的增大,总压恢复系数显著降低,流量系数增大,同时随着来流攻角的增大,总压恢复系数及流量系数逐渐降低,而流场畸变指数则明显增大。 展开更多
关键词 冲压发动机 弹丸 进气道 流场仿真
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高超声速串联式组合动力装置方案 被引量:13
6
作者 陈敏 唐海龙 +1 位作者 朱大明 朱之丽 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期265-268,共4页
为保证高超声速运输机在宽广的飞行包线内(Ma=0—5,H=0—30km)稳定可靠工作,对涡轮/冲压组合动力装置串联方案展开研究.首先建立了经试验数据校核的适于高超声速飞行的组合动力装置部件级变循环详细非线性性能计算模型;在此基础... 为保证高超声速运输机在宽广的飞行包线内(Ma=0—5,H=0—30km)稳定可靠工作,对涡轮/冲压组合动力装置串联方案展开研究.首先建立了经试验数据校核的适于高超声速飞行的组合动力装置部件级变循环详细非线性性能计算模型;在此基础上,利用发动机设计点热力循环分析和非设计点性能分析方法对串联方案的综合特性进行评估,最终给出一种经过优化的串联布局涡扇/冲压组合动力装置总体性能设计方案.研究结果表明,优化方案可有效地缩小组合发动机的结构尺寸与重量,有利于进气道,喷管的调节以及冲压燃烧室燃烧的组织.通过综合调整发动机5个可调几何部位以及涡轮发动机燃油流量和冲压燃烧室燃油流量,可以实现涡扇/冲压模式的平稳转换. 展开更多
关键词 高超声速 组合动力 涡扇发动机 冲压发动机 系统综合
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非均匀超声来流矩形隔离段内流场实验 被引量:11
7
作者 王成鹏 张堃元 +1 位作者 金志光 李念 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期349-353,共5页
针对超燃冲压发动机隔离段的非均匀进口条件设计了隔离段实验风洞,通过测量隔离段壁面压力和拍摄流场纹影照片研究了矩形隔离段内激波/紊流附面层相干流场。研究发现,隔离段进口的非均匀流使隔离段流场压升特征与附面层发展规律与均匀... 针对超燃冲压发动机隔离段的非均匀进口条件设计了隔离段实验风洞,通过测量隔离段壁面压力和拍摄流场纹影照片研究了矩形隔离段内激波/紊流附面层相干流场。研究发现,隔离段进口的非均匀流使隔离段流场压升特征与附面层发展规律与均匀进口的隔离段流动有显著差异。用截面当量直径取代Waltrup公式中的圆管直径可以取得较好的吻合效果。在进口马赫数小于2时,升高同样的压力,非均匀进口隔离段产生的激波串长度比Waltrup公式预测的长度要长。纹影仪观察发现隔离段内激波存在严重的振荡现象。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 超音速燃烧 非均匀流 隔离器 内流空气动力学 激波
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飞航导弹基于响应面近似技术的并行子空间优化设计 被引量:9
8
作者 龚春林 谷良贤 袁建平 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期392-395,共4页
分析了基于响应面近似模型的并行子空间方法CSSO/RSA的执行步骤和特点,并介绍了逐步逼近响应面近似模型的构建方法。给出了包含气动、弹道、发动机3个耦合学科的整体式冲压发动机飞航导弹的学科分析模型和系统优化模型,分别采用CSSO/RS... 分析了基于响应面近似模型的并行子空间方法CSSO/RSA的执行步骤和特点,并介绍了逐步逼近响应面近似模型的构建方法。给出了包含气动、弹道、发动机3个耦合学科的整体式冲压发动机飞航导弹的学科分析模型和系统优化模型,分别采用CSSO/RSA方法和单级多学科优化方法对飞航导弹进行优化设计。结果表明CSSO/RSA方法的性能要优于单级多学科优化方法。 展开更多
关键词 飞航导弹 并行子空间优化 响应面近似
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基于流量连续准则的小型涡轮冲压组合发动机模态转换过程分析 被引量:6
9
作者 黄红超 王占学 +1 位作者 刘增文 蔡元虎 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期234-239,共6页
文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出... 文章基于某小型涡喷发动机,开展了小型涡轮冲压组合发动机性能计算与匹配性分析。给出了涡轮冲压组合发动机详细的性能计算流程、设计点参数确定准则和涡轮冲压组合发动机模态转换过程参数计算方法。根据涡喷发动机压气机进口、涡轮出口的总静压参数沿飞行轨迹的变化规律,确定了涡轮模态向冲压模态转换的合理区间。根据冲压发动机燃烧室进口参数和静压平衡等约束条件,确定了小型涡轮冲压组合发动机关键截面几何参数。分析了不同的流量调节阀开度对模态转换过程参数变化规律的影响。按照模态转换过程保持流量连续的准则,确定了模态转换过程流量调节阀开度随马赫数的变化规律。最后给出了沿飞行轨迹的涡轮冲压组合发动机推力、比冲和喷管喉道面积的变化。 展开更多
关键词 涡喷发动机 冲压发动机 涡轮冲压组合发动机 模态转换
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含硼贫氧燃气补燃室反应流场研究 被引量:5
10
作者 武渊 田维平 +1 位作者 乐发仁 余贞勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期294-297,共4页
以King模型模化硼粒子燃烧,以几率密度模型模化湍流燃烧,对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室流场进行数值研究,并与试验结果进行了对比。计算表明:环向燃料喷口布局可增加贫氧燃气气相组分与空气的混合、反应效率;突扩形的几何... 以King模型模化硼粒子燃烧,以几率密度模型模化湍流燃烧,对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机补燃室流场进行数值研究,并与试验结果进行了对比。计算表明:环向燃料喷口布局可增加贫氧燃气气相组分与空气的混合、反应效率;突扩形的几何结构有利于燃气产生大涡运动。 展开更多
关键词 固体燃料冲压发动机 硼化物推进剂 二相流 流动分布
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低压下镁铝富燃料固体推进剂燃烧性能研究 被引量:7
11
作者 肖秀友 李葆萱 +3 位作者 王玉玲 王英红 胡松启 刘宏成 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期49-52,78,共5页
通过调节氧化剂含量、粒度级配,或加入KP、用硼粉替换部分镁铝及改变催化剂含量,研究了镁铝富燃料固体推进剂燃速和压强指数的变化规律。研究结果表明,燃速随着AP、KP粒度的减小而增加;随AP含量的增加而增加;随催化剂含量的增加而增加;... 通过调节氧化剂含量、粒度级配,或加入KP、用硼粉替换部分镁铝及改变催化剂含量,研究了镁铝富燃料固体推进剂燃速和压强指数的变化规律。研究结果表明,燃速随着AP、KP粒度的减小而增加;随AP含量的增加而增加;随催化剂含量的增加而增加;随KP含量的降低而增加。压强指数随AP粒度减小呈先升高后降低再升高的趋势;粒度不同的配方随AP含量增加,压强指数变化趋势不同;催化剂含量对压强指数的影响规律也同AP粒度有关;KP的粒度变化对压强指数几乎无影响。硼粉替换部分镁铝对燃速和压强指数的影响规律与氧化剂的粒度有关。 展开更多
关键词 富燃料 推进剂燃烧 性能研究 固体 压强指数 压下 AP粒度 影响规律 推进剂燃速 催化剂 粒度级配 变化规律 研究结果 变化趋势 粒度变化 氧化剂 含量 硼粉 减小
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基于凹槽火焰稳定器的煤油超声速燃烧试验 被引量:6
12
作者 王辽 韦宝禧 +1 位作者 章成亮 徐旭 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第8期907-910,共4页
在直联式超声速燃烧试验台上进行了煤油的超声速燃烧试验,使用了4种不同结构的凹槽火焰稳定器和多种直径的煤油喷嘴,煤油当量比0.24~1.32,引导氢当量比0.53,在多种工况下均实现了煤油的成功点火和稳定燃烧.通过测量燃烧室壁面... 在直联式超声速燃烧试验台上进行了煤油的超声速燃烧试验,使用了4种不同结构的凹槽火焰稳定器和多种直径的煤油喷嘴,煤油当量比0.24~1.32,引导氢当量比0.53,在多种工况下均实现了煤油的成功点火和稳定燃烧.通过测量燃烧室壁面静压分布比较不同工况下煤油燃烧性能.研究发现:凹槽结构对煤油的点火性能影响较大,较大的凹槽长深比更有利于煤油的点火,部分凹槽能在无引导氢条件下实现煤油自燃点火;试验中使用的4种凹槽均有较好的火焰稳定效果,煤油燃烧时燃烧室壁面压力平稳;煤油当量比是影响煤油燃烧性能的最主要因素.在煤油当量比相同的条件下,较高的喷注压力能够提高煤油的燃烧性能. 展开更多
关键词 冲压发动机 超声速燃烧 煤油 凹槽火焰稳定器
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双下侧定几何二元混压式超声速进气道的风洞试验 被引量:4
13
作者 谢旅荣 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期1000-1006,共7页
针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总... 针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高,但流量系数略有降低;随着来流马赫数的增大,进气道总压恢复系数下降,流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高,激波贴口后流量系数基本不变;随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数随之提高,在Ma=2.5,侧滑角β=0°,迎角α增大到6°时进气道出现流量堵塞现象,性能降低;随着侧滑角的增大,两个进气道的性能均下降,迎风侧进气道相对背风侧进气道下降更厉害,在Ma=2.5,α=2°,β=2°时背风侧进气道出现流量堵塞,性能降低;小角度滚转对进气道性能影响不大。 展开更多
关键词 航空航天推进系统 冲压发动机 双下侧布局 二元超声速进气道 风洞试验
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轴对称结构RBCC燃烧室超燃模态燃烧性能研究 被引量:3
14
作者 汤祥 何国强 秦飞 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第1期29-34,共6页
针对以支板火箭作为点火和火焰稳定源,燃料支板喷射燃料的轴对称结构RBCC燃烧室,采用数值模拟和直连试验的方法研究了不同燃烧室构型下燃料喷射方案的变化对超燃模态燃烧性能的影响。结果表明:在燃料支板结合壁面喷射方式下,随着燃料支... 针对以支板火箭作为点火和火焰稳定源,燃料支板喷射燃料的轴对称结构RBCC燃烧室,采用数值模拟和直连试验的方法研究了不同燃烧室构型下燃料喷射方案的变化对超燃模态燃烧性能的影响。结果表明:在燃料支板结合壁面喷射方式下,随着燃料支板喷射量的增加,燃烧室的性能逐渐提升;燃料支板结合中心支板喷射方式下的燃烧性能要优于燃料支板结合壁面喷射的性能;凹腔的加入能在一定程度上促进燃料的燃烧,提升燃烧性能,其内推力是燃料支板结合后向台阶作用下的1.1倍;燃料支板高度的增加可增强燃料与空气的燃烧组织效果,燃烧室产生的推力能完全抵消支板高度增加带来的阻力损失。 展开更多
关键词 轴对称 RBCC 超燃模态 燃烧性能
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甲烷/空气超声速燃烧流动数值模拟 被引量:2
15
作者 刘君 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期296-299,共4页
用流动项与化学反应生成源项解耦处理的化学非平衡流动计算方法,从薄层近似三维N S方程出发,采用ENO差分格式数值模拟了超声速冲压加速器简化模型中,高速甲烷气流从后体多个喷口射入高超声速空气流形成流场,研究了高温异质气体效应和19... 用流动项与化学反应生成源项解耦处理的化学非平衡流动计算方法,从薄层近似三维N S方程出发,采用ENO差分格式数值模拟了超声速冲压加速器简化模型中,高速甲烷气流从后体多个喷口射入高超声速空气流形成流场,研究了高温异质气体效应和19组分65反应模型的非平衡效应对冲压加速器表面压力分布的影响。计算表明新型解耦方法适合反应机理复杂的碳氢燃料超燃冲压发动机内部流动模拟,为开发应用软件系统打下基础。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 非平衡流 反应动力学 烃类燃料 超音速燃烧 计算流体动力学
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喷水位置和喷水量对铝水冲压发动机燃烧分析 被引量:1
16
作者 冯喜平 陈显河 李进贤 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2014年第9期1423-1427,共5页
针对水冲压发动机燃烧过程中不同喷水位置和喷水量两种主要影响因素,以金属/水冲压发动机为物理模型,以N-S方程为数学模型,以数值模拟方法为研究手段,湍流采用重整化的k-ε湍流模型,燃烧采用Eddy-Dissipation模型,模拟了不同条件下补燃... 针对水冲压发动机燃烧过程中不同喷水位置和喷水量两种主要影响因素,以金属/水冲压发动机为物理模型,以N-S方程为数学模型,以数值模拟方法为研究手段,湍流采用重整化的k-ε湍流模型,燃烧采用Eddy-Dissipation模型,模拟了不同条件下补燃室内燃烧两相湍流流动,以燃烧效率为评价准则计算了不同条件下补燃室燃烧效率,得到了优化的二次进水位置和一次进水分配比。 展开更多
关键词 水冲压发动机 燃烧 两相流 数值模拟
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固液火箭冲压发动机内两相反应流场数值计算(英文) 被引量:1
17
作者 马智博 朱建士 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期10-14,共5页
为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内的三维反应流场 ,用块隐式法求解气相Navier Stokes方程组 ,用连续介质模型和k ε Ap 模型计算颗粒相的湍流流动与蒸发过程 ,用修正的k ε g模型描述燃料的燃烧。为了分析发动机设计参数对反... 为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内的三维反应流场 ,用块隐式法求解气相Navier Stokes方程组 ,用连续介质模型和k ε Ap 模型计算颗粒相的湍流流动与蒸发过程 ,用修正的k ε g模型描述燃料的燃烧。为了分析发动机设计参数对反应流场的影响 ,用不同的条件进行计算 ,并由此分析了补燃室几何结构和液体燃料初始颗粒直径对燃烧效率的影响。算例表明 ,计算方法有效可行 ,数值结果能够反映流场结构、液体燃料的蒸发和两种燃料的燃烧过程。 展开更多
关键词 固液混合式火箭冲压发动机 补燃室 两相流 三维反应流场 数值仿真
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轴对称DCR进气分流流场数值模拟
18
作者 马继华 吴斌 张帆 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第3期11-15,共5页
用矢通量分裂法,采用MacCormack一步格式,对DCR(DualCombus-torRamjet,简称DCR)进气分流流场进行了数值模拟,提供了全场清晰的波系结构和物理信息.计算结果表明:通过改变反压,可以有效地... 用矢通量分裂法,采用MacCormack一步格式,对DCR(DualCombus-torRamjet,简称DCR)进气分流流场进行了数值模拟,提供了全场清晰的波系结构和物理信息.计算结果表明:通过改变反压,可以有效地控制结尾激波的位置,从而改变亚燃室内回流区的大小,对组织亚燃室燃烧和火焰稳定创造良好的条件. 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 燃烧系统 进气道 流场
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带双凹槽燃烧室中超声速流场的数值模拟
19
作者 陈坚强 司徒明 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第4期395-398,共4页
针对新近提出的双凹槽和预燃室结构的燃烧室概念,采用混合通量分离法及NND格式,对其中的冷态流场进行了数值模拟。结果表明:在没有喷流条件下,该结构是典型的开式流动,有利于混合,在工程应用范围内,可以用二维结果粗略地估算三维情况;... 针对新近提出的双凹槽和预燃室结构的燃烧室概念,采用混合通量分离法及NND格式,对其中的冷态流场进行了数值模拟。结果表明:在没有喷流条件下,该结构是典型的开式流动,有利于混合,在工程应用范围内,可以用二维结果粗略地估算三维情况;但在有喷情况下,开式结构被打破,必须对三维流动作真实模拟。 展开更多
关键词 超声速流 NND格式 燃烧室 预燃室 凹槽 冷态流场 数值模拟 开式 三维流动 喷流
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固冲发动机高空模拟引射器设计与试验研究 被引量:7
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作者 李纲 《南京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期181-184,204,共5页
该文针对固冲发动机排气压强低、流量小的特点,利用流体力学相关理论与方法,通过分析高空试验环境,探讨了主被动引射器的工程设计和性能计算方法,确立了最优的高空模拟试验方案。依据该方案建立了固冲发动机高空模拟主被动引射器试验装... 该文针对固冲发动机排气压强低、流量小的特点,利用流体力学相关理论与方法,通过分析高空试验环境,探讨了主被动引射器的工程设计和性能计算方法,确立了最优的高空模拟试验方案。依据该方案建立了固冲发动机高空模拟主被动引射器试验装置。对某发动机的试验测试表明,该试验装置达到了预期的20 km高空模拟的要求,验证了设计和计算方法的正确性。 展开更多
关键词 固体冲压发动机 高空模拟 主被动引射器
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