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  • 复合调节固冲发动机控制方法研究 免费阅读 下载全文
  • 基于复合调节固冲发动机非线性动力学模型,对发动机在气道/燃气发生器/喷管调节下的响应进行了分析。在此基础上,提出采用进气道调节提高其所保有的最佳性能,利用燃气发生器/喷管调节控制发动机推力和补燃室工作压力。控制系统设计中,采用INA方法削弱推力回路和补燃室工作压力回路间的耦合,采用频域信息融合方法构造没有非最小相位特性的反馈变量,并设计PI控制器。非线性仿真结果表明,文中所设计的控制器能对复合调节固冲发动机实现有效控制。
  • 支板火箭RBCC亚燃模态性能的影响因素 免费阅读 下载全文
  • 针对2种扩张流道的RBCC燃烧室构型,通过三维数值模拟和地面直连试验,研究了燃烧室结构参数以及火焰稳定装置等对亚燃模态性能的影响。结果表明,第二级燃烧室采用较小的扩张角,有利于燃料的进一步燃烧,减小总压损失,燃料支板和凹腔火焰稳定器的共同使用,能有效提升燃烧室内的燃烧组织效果,扩展火焰的传播范围;直连试验验证了通过构型的改进,燃烧室性能得到大幅提高,压力积分推力增大了682 N。当凹腔距离燃料支板较近时,火箭关闭之后,燃料能够实现自持燃烧,比冲性能可提高50%。通过减小主支板宽度,在来流Ma=4时,能够更容易在隔离段中建立预燃激波系,保证亚燃燃烧反应更好地进行,燃烧室内推力提高了418 N。
  • Al基粉末燃料改性方法及点火燃烧特性 免费阅读 下载全文
  • 铝粉热值高且密度大,是粉末火箭发动机及冲压发动机的理想燃料。使用CO2激光点火结合燃烧光谱诊断方法,分析了不同粒度铝粉在不同压强下的点火燃烧特性,并研究了镁铝合金和使用HTPB将1μm铝粉团聚为大颗粒2种改性方法对铝粉燃烧特性的影响。结果表明,铝粉粒度减小和压强提高都能够提高点火燃烧性能;虽然铝镁合金和团聚铝粉在常压下的点火延迟大于1μm铝粉,但其成功点火后向均相反应的转换速度与燃烧强度都远大于1μm铝粉,且其自然松装密度也分别比1μm铝粉增大46%和47%。
  • 横向加速度下固体火箭燃面推移规律 免费阅读 下载全文
  • 采用Greatrix燃速增大模型计算燃面上各点瞬时燃速,运用Fluent局部网格重构技术,通过UDF函数实现控制环形燃烧室的非均匀推移过程,对6种横向加速度条件下HTPB推进剂燃速特性进行了数值模拟计算,与文献实验结果的相对误差为8.2%。结果分析表明,最大燃速出现在加速度与燃面垂直位置上,且随加速度增大而增大,50g加速度下的最大燃速比基础燃速提高82.5%;燃面上各位置燃速和加速度敏感系数均随载荷方位角的增大而减小;引入加速度敏感系数修正因子,建立了随加速度和载荷方位角同时变化的燃速公式。上述结论可为固体火箭非对称药柱设计提供参考依据。
  • 超燃燃烧室肋片构型数值研究 免费阅读 下载全文
  • 为进一步研究不同肋片构型对后方射流的影响规律,运用数值模拟方法,研究了统一特征尺寸下不带前引导面与带前引导面等10种不同构型肋片流场特性差异。研究发现,肋片后低动压喷射的总压损失主要由壁面与横向射流产生,与传统横向喷流算例相比,带Pylon A和Pylon D的算例总压损失有所减小;肋片后缘面越大能提供的低压区越大,后缘面过大燃料组分扩散过早,羽流质量中心高度未必越大,无论后缘面前倾或后倾流场特性无明显改善;前引导面对掺混特性的影响效果大于后缘面对掺混特性的影响效果,Pylon D、Pylon I及Pylon J构型的肋片最具进一步研究价值。
  • 嵌金属丝串装双燃速药柱燃烧分析及发动机内弹道计算 免费阅读 下载全文
  • 针对嵌金属丝、串装双燃速装药燃烧过程进行了分析,得到了燃面变化的基本规律。基于PRO/E软件,实现了嵌多根金属丝、双燃速推进剂串装药柱复杂燃面的精确推移计算。为精确计算发动机复杂的内弹道,建立了内弹道微分方程组,并通过Runge-Kutta法进行了求解。结果表明,该数值计算方法计算结果与实测数据吻合度较高,计算方法精确可靠,满足工程预示要求。
  • 离子推力器放电损耗特性研究 免费阅读 下载全文
  • 为了明晰放电损耗能量分配机制,对离子推力器放电损耗特性进行了研究。基于等离子体经典理论,分析了放电室等离子体产生及输运过程,得到放电室各项能量损耗表达式,并计算了离子推力器稳态工作下放电损耗组成比例,在此基础上,进一步研究了放电损耗随工质利用率变化关系。结果表明,放电能量损耗比例中,电离损耗为17%,激发损耗为18%,电子能量损耗为25%,离子能量损耗为35%;随着工质利用率增加,电离能量损耗保持不变,激发能量损耗呈缓慢下降趋势,离子能量损耗均呈缓慢增加趋势,电子能量损耗在工质利用率超过80%之后呈快速增长趋势。应用实验结果对放电损耗随工质利用变化关系进行验证,最大误差小于3%。
  • LIPS-300离子推力器双栅极寿命的数值分析 免费阅读 下载全文
  • LIPS-300离子推力器为兰州空间技术物理研究所自主研制的双模式离子推力器。推力器在轨运行寿命是决定其是否能够满足未来航天使命需求的关键因素之一。根据未来航天任务对LIPS-300离子推力器系统寿命的要求,即采用LIPS-300离子推力器完成所有在轨任务所需要的时间为10 098 h。因此,为了准确预测LIPS-300离子推力器运行过程中其关键部组件单点失效的栅极组件寿命,文中建立了LIPS-300离子推力器栅极组件寿命模型,利用数值仿真计算的方法(PIC/MCC)预测了推力器分别单独工作在210 m N和80 m N时栅极发生失效所对应的寿命,并分析了关键失效模式,同时计算了推力器在大推力210 m N模式下工作6 000 h后,继续在小推力模式80 m N工况下栅极对应的寿命和关键失效模式。另外,分析了不同工况下LIPS-300离子推力器栅极寿命是否满足未来航天使命的寿命需求,即安全裕度。数值结果显示,LIPS-300离子推力器分别单独工作在210 m N和80 m N时,其栅极工作寿命分别为16 064.3、26 633.2 h,安全裕度分别为1.3、2.2,两种情况对应的关键失效失效模式均为电子反流失效;LIPS-300离子推力器在210 m N大推力模式下工作6 000 h后,继续在小推力80 m N下工作,此时对应的寿命约为22 064.3 h,安全裕度为1.8,关键失效模式为电子反流失效;推力器单独工作在210 m N和80 m N及双模式下工作时的安全裕度分别为1.6、2.6和2.2。
  • 散热损失对微推进器性能的影响 免费阅读 下载全文
  • 微推进器尺寸小,散热损失对微推进器性能有较大影响。本文研究微推进器阵列燃烧室壁散热情况;分析热损失对单元发动机性能的影响;试验测量微型发动机推力,并与理论计算值对比分析。研究结果表明,对于微推进器阵列,燃烧室壁面处温度最高,热应力和热变形也最大;硅材料的室壁热应力以及热变形均比钢材料的小。微推进器喷管喉部散热损失最为严重。微推进器散热损失使喷管出口温度降低,出口速度减小,推力减小11%。对不同单元发动机实测推力值分析,发现各单元实测推力有差异,但都小于绝热理论计算推力;实测推力的平均值比散热损失计算值小。
  • 组分对改性双基推进剂羽流电子密度的影响 免费阅读 下载全文
  • 为研究配方组分变化对改性双基推进剂羽流电子密度的影响,采用最小自由能原理和沙哈方程,对配方进行了计算,系统分析了不同固体填料、含能添加剂、氧系数、催化剂及金属燃料等对改性双基推进剂羽流电子密度的影响规律。结果表明,DNTF、CL-20、Al粉对羽流电子密度影响较大,其数值比基础配方高1~2个数量级;配方体系固体填料含量增加,羽流电子密度减小;氧系数增加,羽流电子密度增大;NTO-Pb含量为3%左右时,羽流电子密度出现最大值。
  • 硼对HTPB聚氨酯弹性体老化性能的影响 免费阅读 下载全文
  • 通过力学性能及微观结构对比,研究了空白HTPB胶片和含硼HTPB胶片的老化。结果表明,含硼HTPB胶片老化性能优于空白胶片;硼与—NHCOO—基团的C—O—C中的O存在配位作用,使得硼/HTPB基体具有良好的界面性能;硼在老化过程中可与氧作用,抑制了氨基甲酸酯段的老化降解。
  • 改性双基推进剂中化学安定剂作用机制的理论研究 免费阅读 下载全文
  • 利用Gaussian 98计算软件,模拟了不同化学安定剂的安定机理,分析比较了二苯胺(DPA)、二苯脲(DPU)、N-甲基对硝基苯胺(MNA)吸收氮氧化物的反应活化能,以及它们在不同温度下热力学和动力学参数的变化。结果表明,标准温度下,3种化学安定剂安定作用由强到弱依次为MNA〉DPA〉DPU,且温度升高会抑制DPA对氮氧化物的吸收。因此,高温条件下,MNA和DPU更具有热力学优势。
  • 纳米Fe_2O_3的批量制备及其对高氯酸铵催化的粒径选择特性 免费阅读 下载全文
  • 采用HLG-5型纳米化粉碎机批量制备了纳米Fe2O3。通过X射线衍射仪(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)、透射电子显微镜(TEM)对Fe2O3颗粒的结构、大小及形貌进行了表征,并采用差示扫描量热仪(DSC)研究了纳米Fe2O3对不同粒度高氯酸铵(AP)的热分解性能的影响。结果表明,制备的Fe2O3颗粒大小约13 nm,为α-Fe2O3,呈类球形。2%含量的纳米Fe2O3对6μm AP具有更好的催化性能,可使其高、低温分解峰分别降至392.1、298.2℃;表观分解热增加至1 519 J/g;反应速度常数明显提高。
  • 改性双基推进剂的热安全性研究 免费阅读 下载全文
  • 为有效评价改性双基推进剂的热安全性,采用差示扫描量热仪和热自燃实验装置,研究了一种新型改性双基推进剂GHT推进剂的热分解和热自燃过程,得到了不同老化时间下GHT推进剂的热分解特性和热自燃特性。通过数据计算和分析,得到了GHT推进剂的热分解动力学参数、热安全性参数和热自燃动力学参数。研究结果表明,环境温度升高或老化时间的增长,都会导致GHT推进剂热安全性变差。
  • 纳米铜粉团聚物在微尺度下的点火及燃烧特性 免费阅读 下载全文
  • 金属燃料降为纳米尺度,燃烧室降至微米尺度,其点火和燃烧将呈现不同的特性。选用非挥发性金属纳米铜为研究对象,分析其氧化过程和燃烧路线,并结合相变分析其燃烧过程中的分裂和微爆炸现象。在微尺度下,常温常压静止空气流中,纳米铜粉的最低点火功率为27.4 m W,最短点火延迟时间低于6 ms。点火延迟时间受点火功率、圆形度和等效粒径等综合因素的影响。纳米铜粉的典型燃烧过程包括燃烧启动、扩散燃烧、弱火焰和淬熄4个阶段。纳米铜粉受激光预热,发生氧化变为熔融铜后发生非均相着火及表面燃烧。铜氧化物部分溶于熔融铜而变成内含物,氮气等溶于熔融铜后,导致纳米铜粉分裂和微爆炸。激光功率高于最低点火功率时,纳米铜粉发生有焰燃烧,火焰面呈圆形,火焰锋面和亮度发生波动,燃烧不稳定。微尺度下,纳米铜粉的燃烧存在弱火焰形式,进而发生淬熄,淬熄后的燃烧产物保持圆形。
  • 对流式主动冷却结构影响参数分析 免费阅读 下载全文
  • 设计了双蜂窝夹芯对流冷却结构及实验方案,采用流固耦合传热数值算法对双蜂窝夹芯简化模型进行传热分析。通过实验表明双蜂窝夹芯对流冷却结构有效阻隔了热量向结构内层传递,具有良好的防热性能,且数值计算结果与实验测量结果高度吻合,数值算法准确有效。以热流管为模型,通过控制变量的方法,研究不同影响参数对对流冷却结构防热性能影响,得到不同结构参数及冷却工况条件下对流冷却面板防热性能的变化规律。
  • 制备工艺对三维针刺C/SiC层向动态压缩性能的影响 免费阅读 下载全文
  • 为了研究制备工艺对三维针刺C/Si C复合材料(3N-C/Si C)层向压缩力学性能的影响,对分别采用反应熔体浸渍(RMI)和化学气相浸渍(CVI)2种工艺制备的3N-C/Si C进行了不同应变率下压缩性能研究,并对比了2种工艺试样在破坏前后的显微结构。结果表明,在高应变率下2种工艺试样的破坏强度分布均遵循Weibull分布,且RMI工艺试样的性能稳定性明显高于CVI工艺试样。2种工艺试样的压缩强度均具有明显的应变率强化效应,且与对数应变率近似呈线性关系。观察断口形貌发现,在静态压缩载荷作用下,2种工艺试样的破坏方式为剪切破坏和分层破坏的叠加,而在动态压缩条件下试样的破坏方式为劈裂破坏。研究发现,CVI工艺试样纤维束断口不平整;RMI工艺试样断口相对平整,纤维束多发生整束剪断,且动态条件下纤维束的束内脱粘现象得到明显的抑制。
  • SiC涂层制备工艺对C/C复合材料微观结构及性能的影响 免费阅读 下载全文
  • 分别采用包埋法和化学气相沉积法(CVD),在C/C复合材料表面制备了Si C涂层。利用X射线衍射仪、扫描电镜和能谱分析仪等测试手段,对C/C复合材料的微观结构进行分析,考察对比了涂层复合材料的力学性能、涂层与基体的结合强度以及抗热震性能。结果表明,包埋-Si C涂层试样与C/C复合材料具有相似的脆性断裂行为,弯曲强度提高了26.98%,而CVD-Si C涂层试样则表现为假塑性断裂,弯曲强度提高了17.46%;与CVD-Si C涂层相比,包埋-Si C涂层与C/C基体之间具有较高的结合强度,并具有较好的抗热震性能,经25次室温~1 500℃热震后,氧化失重仅为1.3%,力学性能保持率高达75.9%。
  • 一种基于神经网络与粒子群算法辨识针刺炭/炭复合材料弹性常数的方法 免费阅读 下载全文
  • 针对传统方法测量炭/炭复合材料弹性常数精度差的问题,提出了一种利用神经网络与粒子群算法结合模态试验辨识材料弹性常数的新方法。针对板件材料,利用模态与弹性常数的关系,确定材料弹性常数范围,进而采用神经网络建立两者之间的关系,最后以试验振动频率为目标函数,利用粒子群算法寻找弹性常数的最优解。分别利用各向同性薄壁板件及正交各向异性薄壁板件对此方法进行验证,获得了理想结果。最后,将其应用于针刺炭/炭复合材料,获得其弹性常数。仿真及试验结果均表明,该方法较传统方法效率大为提高,且结果更具准确性。另外,针对板件的模态试验及优化计算解决了传统方法数据结果离散度大、局部特性明显的问题,使结果更具全局性。
  • 硼改性硅炔杂链聚合物的合成及其耐热氧化稳定性 免费阅读 下载全文
  • 先以乙炔基溴化镁、甲基氢二氯硅烷通过格式试剂法合成有机硅结构,再以三氯化硼为硼源,制备出一种硼改性的硅炔杂链树脂基体(HPBS)。通过GPC、FT-IR和NMR表征了其结构,利用DSC、FT-IR和流变研究了其固化行为,采用TGA、XRD研究了其固化物的耐热性和氧化稳定性。结果表明,HPBS聚合物热固化后,在氮气和空气中失重5%的温度(Td5)分别为621、556℃,1 000℃的质量保留率分别为85.9%和72.6%,结构中的硅硼无机元素在高温下可转化为B2O3、Si O2、B4C、Si C等耐热抗氧化物质。HBPS树脂表现出优异的耐热性和氧化稳定性。
  • 预浸带铺放过程温度场动态仿真与实验研究 免费阅读 下载全文
  • 为了测量铺放过程中粘合点温度峰值和复合材料的温度场分布,构建了基于LabVIEW的温度场在线测量系统。实验中预浸带铺放5层,热风枪稳定温度为200℃。实验结果表明,随着铺放过程的进行,每一层预浸带的温度曲线都出现多个峰值,且峰值逐渐降低,其中第1个峰值即为粘合点温度,平均分别为80.1、91.4、101.3、113、108.3℃。由比较可知,各层预浸带粘合点温度逐渐升高。同时,建立了预浸带铺放温度场有限元模型,利用ANSYS中的生死单元以及循环加载技术,模拟了预浸带动态铺放过程。有限元模拟结果中的粘合点温度分别为71.8、96.2、104.3、107.9、105.3℃,与实验结果相比,误差可控制在10%以内,且粘合点温度越高,其准确性越好。
  • 高超声速飞行器的离线双模预测控制方法 免费阅读 下载全文
  • 针对预测控制在高超声速飞行器控制中面临的在线计算时间问题,提出了离线双模预测控制方法。首先采用LQR方法设计无约束反馈控制增益,然后根据计算得到的控制增益和高超声速飞行器的约束条件计算多面体不变集,根据多参数二次规划解的性质将多面体不变集进行区域划分并计算相应区域的自由控制变量。在线时只需要搜索当前时刻状态所处的分区,极大地减小了在线计算时间,为高超声速飞行器的实时控制提供了保证。仿真试验表明,提出的方法在保持在线算法的控制性能的同时,极大减少了仿真运行时间,实现了高超声速飞行器的实时控制。
  • 带有攻角约束的高超声速飞行器航迹倾角跟踪控制方法 免费阅读 下载全文
  • 针对高超声速飞行器高速飞行过程中受攻角的限制的控制问题,研究了一种基于障碍Lyapunov函数的状态约束航迹倾角跟踪控制方法。首先对飞行器航迹倾角模型进行部分线性化,得到符合严反馈的条件的参数化方程。采用BLF反步法,设计了对攻角具有约束的航迹倾角跟踪控制器,证明了控制器的稳定性并给出攻角响应范围和控制器参数的关系。仿真中使用反步法和BLF方法进行对比。结果表明,采用BLF方法设计的控制能在满足高超声速飞行器攻角约束条件下,实现对飞行器航迹倾角的无差跟踪。
  • 主动冷却系统侧壁出流孔内流动特性研究 免费阅读 下载全文
  • 基于冲击冷却的复合冷却方法在高温部件热防护中应用广泛,冲击后的气流可通过连接孔进入下游通道,形成新的射流、旋流或气膜出流,了解连接孔内的流动特性和流量系数分布规律,对建立合理的内冷结构非常重要。建立了梯形内冷通道的简化放大模型,综合考虑射流角度、通道横流和气膜孔出流对侧壁出流孔流动特性的影响。使用直头五孔针对孔内流场进行测量,获得孔内流动结构和侧壁出流孔流量系数的变化规律。结果表明,侧壁出流孔内流动很不均匀,气流普遍在迎风面一侧形成局部高速区,出口截面存在较大低速分离区;横流对侧壁出流孔流动特性具有显著影响,随横流强度增加,下游孔分离区扩大并出现回流,流量系数迅速减小,孔出流量降低;当通道内没有横流时,射流角度变化对侧壁出流孔流动特性影响较小,而存在横流时,较大的射流角度会增加流动损失,加剧回流;气膜孔出流对侧壁出流孔流动结构和流量系没有明显影响。
  • 不同场坪面层对适应性底座附加载荷影响 免费阅读 下载全文
  • 为得到适应性底座附加载荷在不同场坪面层下的变化,采用Hongnestad方程和改进后的Saenz单轴方程,构建了沥青混凝土受压应力-应变关系;结合Sidiroff能量等价原理并引入损伤因子,建立了导弹无依托发射场坪不同面层塑性损伤动态本构;进一步建立了适应性底座与不同场坪面层耦合数值模型,并从附加载荷积分表达式出发,对不同场坪面层下适应性底座附加载荷的变化进行了分析研究。研究结果表明,发射载荷作用下,附加载荷大小与适应性底座膨胀触地面积有关;场坪面层为沥青混凝土时的底座触地面积小于场坪面层为水泥混凝土时的底座触地面积;面层为沥青混凝土时场坪表现为局部下沉,面层为水泥混凝土时场坪表现为整体沉降;场坪面层为沥青混凝土时的附加载荷值大于场坪面层为水泥混凝土时的附加载荷值;场坪面层为不同类型的水泥混凝土时的附加载荷值相差不大。
  • 提拉式弹射内弹道特性的影响因素分析 免费阅读 下载全文
  • 基于经典内弹道理论和Craige-Bampton方法,以MATLAB/SIMULINK、ADAMS耦合仿真模式构建了弹射发射动力学仿真平台,仿真结果对比表明其精度优于单纯内弹道模型;在考虑弹射装置的低压室初容变化、高低压室间的喷喉大小、装药偏心及不同轴的条件下修正了弹射发射动力学模型,仿真再现了弹射器高压室压力初期变化不平稳和后期下降延迟的异常状态,与实验数据吻合较好,定位了引起实验内弹道参数异常的原因;提出了增大初容大小、减小喷喉面积及控制装药加工精度等改善内弹道特性的途径,并仿真验证了其可行性。仿真方法及结果对类似弹射器的研制、优化具有重要的参考价值。
  • 固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场 国防科技重点实验室 免费阅读 下载全文
  • 固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室,是我国固体火箭推进领域唯一的国家级重点实验室,由航天科技集团公司第四研究院第四十一所和西北工业大学联合建设。自1995年建立以来,经过十几年的发展,形成了5个具有鲜明特色的研究方向,同时研发T30套(台)国内一流的实验研究系统,成为固体动力技术自主创新、人才培养、学术交流与合作、科学实验的开放式研究平台。
  • [发动机]
    复合调节固冲发动机控制方法研究(邵明玉;王志刚)
    支板火箭RBCC亚燃模态性能的影响因素(王亚军;李江;何国强;秦飞)
    Al基粉末燃料改性方法及点火燃烧特性(邓哲;胡春波;刘林林;朱小飞;魏祥庚)
    横向加速度下固体火箭燃面推移规律(包轶颖[1,3];赵瑜;丁逸夫;王平阳)
    超燃燃烧室肋片构型数值研究(王应洋;李旭昌;王宏宇;王旭东)
    嵌金属丝串装双燃速药柱燃烧分析及发动机内弹道计算(张明;熊波;涂四华;曹晓利)
    离子推力器放电损耗特性研究(龙建飞;张天平;孙明明;吴先明)
    LIPS-300离子推力器双栅极寿命的数值分析(陈娟娟;张天平;贾艳辉;耿海)
    散热损失对微推进器性能的影响(胡松启;刘欢;武冠杰;陈静;高胜灵)
    [推进剂]
    组分对改性双基推进剂羽流电子密度的影响(李猛;罗阳;赵凤起;孙美;王长健)
    硼对HTPB聚氨酯弹性体老化性能的影响(赵程远;马新刚;池旭辉;苏晶)
    改性双基推进剂中化学安定剂作用机制的理论研究(唐秋凡;樊学忠;李吉祯;付小龙;毕福强)
    纳米Fe_2O_3的批量制备及其对高氯酸铵催化的粒径选择特性(郝嘎子;刘杰;高寒;肖磊;柯香;乔羽;姜炜;赵凤起)
    改性双基推进剂的热安全性研究(陈晨[1,2];路桂娥[2,3];江劲勇[2,3];葛强[2,3];王韶光[2,3];贾昊楠)
    纳米铜粉团聚物在微尺度下的点火及燃烧特性(黄雪峰;周东辉;李盛姬;徐江荣)
    [结构、材料与工艺]
    对流式主动冷却结构影响参数分析(侯宜朋;侯赤;万小朋;江红星)
    制备工艺对三维针刺C/SiC层向动态压缩性能的影响(高晓菊[1,2];成来飞;燕东明;李良军;方志坚)
    SiC涂层制备工艺对C/C复合材料微观结构及性能的影响(孙国栋[1,2];李辉;邓娟利)
    一种基于神经网络与粒子群算法辨识针刺炭/炭复合材料弹性常数的方法(严博燕;生志斐;李耿;刘芹)
    硼改性硅炔杂链聚合物的合成及其耐热氧化稳定性(周华;陈麒;周权;倪礼忠)
    预浸带铺放过程温度场动态仿真与实验研究(杨涛[1,2];申艳娇[1,2];杨素君;李志猛;牛雪娟)
    [火箭研究及应用]
    高超声速飞行器的离线双模预测控制方法(高海燕;蔡远利;马宇)
    带有攻角约束的高超声速飞行器航迹倾角跟踪控制方法(王易南;陈康;符文星;闫杰)
    主动冷却系统侧壁出流孔内流动特性研究(刘海涌[1,2];刘朝阳;刘存良)
    不同场坪面层对适应性底座附加载荷影响(周晓和;任杰;高原;马大为;朱忠领)
    提拉式弹射内弹道特性的影响因素分析(谢伟;王汉平)
    固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场 国防科技重点实验室
    《固体火箭技术》封面

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