期刊导航
期刊开放获取
河南省图书馆
退出
期刊文献
+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
检索
高级检索
期刊导航
共找到
91
篇文章
<
1
2
…
5
>
每页显示
20
50
100
已选择
0
条
导出题录
引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
检索结果
已选文献
显示方式:
文摘
详细
列表
相关度排序
被引量排序
时效性排序
PATR发动机发展历程简介及参数特性分析
1
作者
马海波
马元
+2 位作者
南向谊
张蒙正
刘典多
《火箭推进》
CAS
2023年第6期100-109,共10页
介绍了PATR发动机的发展历程,总结了其创新优化思路。针对PATR热力循环方案进行了设计点输入参数影响分析,开展了弹道特性、高度特性和转速特性仿真计算,结果表明:热容比对于发动机性能影响最为显著,热容比k HX 2每增加1,比冲降低0.59,...
介绍了PATR发动机的发展历程,总结了其创新优化思路。针对PATR热力循环方案进行了设计点输入参数影响分析,开展了弹道特性、高度特性和转速特性仿真计算,结果表明:热容比对于发动机性能影响最为显著,热容比k HX 2每增加1,比冲降低0.59,单位推力增加0.39;空气压气机和氦涡轮等熵效率、预冷器空气侧总压恢复系数对发动机性能也有明显影响,空气压气机等熵效率每增加1比冲增加0.12,单位推力增加0.12,其余参数对发动机性能影响相对较小;随着飞行马赫数增加,PATR发动机比冲呈下降趋势,单位推力在外涵开始工作时会产生跳跃式下降,之后基本保持不变;飞行高度增加会使发动机比冲增高,单位推力降低;转速降低会使发动机比冲和单位推力降低,并且内涵和外涵流路共同工作时的降幅明显小于内涵流路单独工作时的降幅。
展开更多
关键词
PATR发动机
仿真计算
参数影响
工作特性
热容比
下载PDF
职称材料
气/液同轴离心式喷嘴流量及雾化特性实验
被引量:
16
2
作者
张蒙正
李鳌
+2 位作者
李进贤
张志涛
张泽平
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2004年第1期19-22,共4页
通过实验方法,研究气/液同轴离心式喷嘴的流量特性及气液之间的相互影响,研究压降及缩进长度对喷嘴雾化特征的影响。研究表明,液喷嘴流量受气喷嘴压降影响,流量增大或减小取决于缩进室内气喷嘴对液喷嘴产生的是引射还是堵塞作用;同一喷...
通过实验方法,研究气/液同轴离心式喷嘴的流量特性及气液之间的相互影响,研究压降及缩进长度对喷嘴雾化特征的影响。研究表明,液喷嘴流量受气喷嘴压降影响,流量增大或减小取决于缩进室内气喷嘴对液喷嘴产生的是引射还是堵塞作用;同一喷嘴,液膜破碎长度及液滴尺寸随压降增大而减小;液滴尺寸分布沿喷嘴横截面呈马鞍型分布,曲线的最高点和分布宽度随喷嘴几何特性及压降变化;提高气/液之间的相对运动速度,可提高雾化质量;随着缩进长度增大,雾化质量明显变好。
展开更多
关键词
离心喷嘴
流量
推进剂雾化
实验
下载PDF
职称材料
撞击式喷嘴凝胶推进剂雾化及表征
被引量:
23
3
作者
张蒙正
陈炜
+1 位作者
杨伟东
李军
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第1期46-51,共6页
采用激光全息和图像处理技术,研究了撞击式喷嘴撞击角和射流速度对凝胶推进剂雾化性能的影响,撞击角范围为40°~90°,射流速度范围为15~55 m/s。研究了气/液撞击对凝胶推进剂雾化性能的影响,结果表明:增大撞击角和射流速度均有...
采用激光全息和图像处理技术,研究了撞击式喷嘴撞击角和射流速度对凝胶推进剂雾化性能的影响,撞击角范围为40°~90°,射流速度范围为15~55 m/s。研究了气/液撞击对凝胶推进剂雾化性能的影响,结果表明:增大撞击角和射流速度均有助于凝胶推进剂的雾化;减小射流直径有利于凝胶推进剂雾化;凝胶推进剂的极限表观粘度是影响其雾化的主要因素。分析了撞击式喷嘴凝胶推进剂喷雾场的特征,认为在本文研究的范围内,可以将凝胶推进剂喷雾场依次分为规则扇型的液丝区域、紊乱网状的液丝区域和液丝与液滴共存区。
展开更多
关键词
凝胶推进剂+
喷嘴
雾化
特性
下载PDF
职称材料
关于RBCC动力系统的思考
被引量:
29
4
作者
张蒙正
李斌
+1 位作者
王君
吕奇伟
《火箭推进》
CAS
2013年第1期1-7,共7页
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃...
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。
展开更多
关键词
思考
RBCC
研发
应用
下载PDF
职称材料
RBCC动力系统工作模态问题
被引量:
17
5
作者
张蒙正
张玫
+1 位作者
严俊峰
吕奇伟
《火箭推进》
CAS
2015年第2期1-6,共6页
具有多种工作模态是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特性。灵活运用不同模态和发动机构型,形成不同方案的RBCC动力系统,满足特定的飞行任务,是RBCC动力系统研发的重要思路。模态间的平稳过渡是确保飞行器经济、安全工作的基本条件...
具有多种工作模态是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特性。灵活运用不同模态和发动机构型,形成不同方案的RBCC动力系统,满足特定的飞行任务,是RBCC动力系统研发的重要思路。模态间的平稳过渡是确保飞行器经济、安全工作的基本条件。深入研究各模态特性、模态转换中的技术问题及解决途径是RBCC动力系统研发的重要技术基础,对指导和引领当前的关键技术攻关也有着重要作用。RBCC动力系统研发的宗旨在于发挥火箭发动机和冲压发动机的优势,弥补单一发动机功能或者性能的不足,突破点在于国家急需与当今技术成熟度的结合。
展开更多
关键词
RBCC
工作模态
模态转换
研发
下载PDF
职称材料
两股互击式喷嘴雾化研究及应用
被引量:
15
6
作者
张蒙正
傅永贵
+1 位作者
张泽平
李平
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999年第2期73-76,共4页
用激光全息及图像处理技术,研究两股互击式喷嘴的撞击状况及雾化性能,获得了喷嘴的雾化性能参数,在喷嘴的水试雾化性能、热试燃烧效率及比冲对比后,提出用水试雾化性能评估其热试效果,检验喷嘴的加工质量。此技术已用于小推力发动...
用激光全息及图像处理技术,研究两股互击式喷嘴的撞击状况及雾化性能,获得了喷嘴的雾化性能参数,在喷嘴的水试雾化性能、热试燃烧效率及比冲对比后,提出用水试雾化性能评估其热试效果,检验喷嘴的加工质量。此技术已用于小推力发动机喷嘴的筛选。
展开更多
关键词
撞击式喷嘴
推进剂
雾化
全息摄影
液体火箭
下载PDF
职称材料
互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验
被引量:
10
7
作者
张蒙正
李军
+1 位作者
陈炜
郝智超
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第1期54-57,共4页
为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停...
为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。
展开更多
关键词
互击式喷嘴
特征长度
孔径
燃烧效率
下载PDF
职称材料
组合循环动力系统面临的挑战及前景
被引量:
23
8
作者
张蒙正
李平
陈祖奎
《火箭推进》
CAS
2009年第1期1-8,15,共9页
介绍了组合循环动力系统的基本原理和类型,分析了其关键技术和潜在用途,提出了关键技术突破的途径。TBCC(涡轮基组合循环)动力系统是未来两级入轨运载器第一级最有希望的动力系统,并在高速飞机和巡航导弹上有良好的应用前景,RBCC(火箭...
介绍了组合循环动力系统的基本原理和类型,分析了其关键技术和潜在用途,提出了关键技术突破的途径。TBCC(涡轮基组合循环)动力系统是未来两级入轨运载器第一级最有希望的动力系统,并在高速飞机和巡航导弹上有良好的应用前景,RBCC(火箭基组合循环)动力系统有可能在临近空间高速飞行器中得到应用。
展开更多
关键词
TBCC
ATR
RBCC
关键技术
应用
下载PDF
职称材料
凝胶推进剂直圆管流动特性探讨
被引量:
13
9
作者
张蒙正
杨伟东
+1 位作者
孙彦堂
王玫
《火箭推进》
CAS
2007年第5期1-5,17,共6页
分析了非牛顿流体的类型,认为在液体火箭发动机中有应用前景的凝胶推进剂类型应是有屈服应力的牛顿流体或者幂律流体,关键在于胶凝剂。研究了直圆管中凝胶推进剂的流动特性,依据剪切速率可以将凝胶推进剂在直圆管中的流动分为三个区域...
分析了非牛顿流体的类型,认为在液体火箭发动机中有应用前景的凝胶推进剂类型应是有屈服应力的牛顿流体或者幂律流体,关键在于胶凝剂。研究了直圆管中凝胶推进剂的流动特性,依据剪切速率可以将凝胶推进剂在直圆管中的流动分为三个区域。在第二流动区中,可以用幂律流体推导的流阻方程计算管路流阻;在第三流动区,可以近似用牛顿流体流阻方程计算流阻。
展开更多
关键词
凝胶推进剂
流动模型
流动特性
直圆管
下载PDF
职称材料
液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现
被引量:
9
10
作者
张蒙正
张志涛
+1 位作者
郁锋
汪亮
《声学技术》
CSCD
北大核心
2007年第2期268-272,共5页
依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。结果表明:模拟实验技术可行,实验方法...
依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。结果表明:模拟实验技术可行,实验方法正确,模拟实验结果为发动机设计提供了依据。
展开更多
关键词
液体火箭发动机
燃烧室
声学特性
模拟实验
下载PDF
职称材料
两股互击式喷嘴雾化性能实验研究
被引量:
19
11
作者
张蒙正
张泽平
+1 位作者
李鳌
王玫
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2000年第1期57-59,共3页
用激光全息及图像处理技术,研究了双股互击式喷嘴的雾化性能。实验发现,喷嘴的撞击夹角增大、孔径比减小、两射流的动量比减小均会使喷雾的破碎长度和液滴直径减小。在初始雾化区域,液膜和液丝的速度与射流的速度基本相同,液滴的运动速...
用激光全息及图像处理技术,研究了双股互击式喷嘴的雾化性能。实验发现,喷嘴的撞击夹角增大、孔径比减小、两射流的动量比减小均会使喷雾的破碎长度和液滴直径减小。在初始雾化区域,液膜和液丝的速度与射流的速度基本相同,液滴的运动速度略小于射流速度。通过实验数据的分析整理,获得了喷雾的索特尔平均直径的经验公式。
展开更多
关键词
液体火箭发动机
双股互击式喷嘴
雾化性
下载PDF
职称材料
燃烧室声学特性模拟实验及应用
被引量:
8
12
作者
张蒙正
张志涛
+1 位作者
杨国华
汪亮
《实验技术与管理》
CAS
2007年第8期39-42,共4页
介绍了补燃循环液体火箭发动机燃烧室声学特性模拟实验原理、方法和在发动机高频燃烧不稳定性研究中的应用。模拟实验系统包括激励源、模拟燃烧室和声学特性测量系统等。激励源为扬声器或者喷嘴气流。模拟燃烧室是依据高频燃烧不稳定性...
介绍了补燃循环液体火箭发动机燃烧室声学特性模拟实验原理、方法和在发动机高频燃烧不稳定性研究中的应用。模拟实验系统包括激励源、模拟燃烧室和声学特性测量系统等。激励源为扬声器或者喷嘴气流。模拟燃烧室是依据高频燃烧不稳定性特征设计、与实际燃烧室有相同固有频率的缩尺件。声学特性测量系统包括麦克风、频谱分析仪和示波器等。模拟实验主要用于研究特定燃烧室的声学特性,研究给定燃烧室结构下喷嘴和隔板的优化设计,研究高频燃烧不稳定性的机理。
展开更多
关键词
补燃循环
液体火箭发动机
高频燃烧不稳定性
声学特性
模拟实验
下载PDF
职称材料
双股互击式喷嘴凝胶水雾化特性试验
被引量:
16
13
作者
张蒙正
杨伟东
王玫
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第1期22-24,61,共4页
采用激光全息技术,研究了双股互击式喷嘴的撞击角、射流速度、射流初始状态和在液流中预混入气体对凝胶水雾化性能的影响,并与水进行了对比。研究表明:相同条件下,与水相比,凝胶水难以雾化;增加喷嘴撞击角和射流速度有利于凝胶水的雾化...
采用激光全息技术,研究了双股互击式喷嘴的撞击角、射流速度、射流初始状态和在液流中预混入气体对凝胶水雾化性能的影响,并与水进行了对比。研究表明:相同条件下,与水相比,凝胶水难以雾化;增加喷嘴撞击角和射流速度有利于凝胶水的雾化;表面粗糙孔喷嘴和液流中预混入气体有助于凝胶水的雾化。
展开更多
关键词
凝胶水
双股互击式喷嘴
雾化
下载PDF
职称材料
PATR发动机关键技术与性能提升途径初探
被引量:
11
14
作者
张蒙正
刘典多
+2 位作者
马海波
李光熙
南向谊
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第9期1921-1927,共7页
PATR发动机是针对临近空间高速投放平台、水平起降两级入轨重复使用航天运输器之一级而提出的一种组合发动机。此发动机具有工作速域宽、模态简捷、推质比高及性能优等优点,是组合发动机发展方向之一。介绍了PATR发动机及其特点,分析了...
PATR发动机是针对临近空间高速投放平台、水平起降两级入轨重复使用航天运输器之一级而提出的一种组合发动机。此发动机具有工作速域宽、模态简捷、推质比高及性能优等优点,是组合发动机发展方向之一。介绍了PATR发动机及其特点,分析了影响系统研发的系统设计、高效换热、高效涡轮机、材料及工艺等关键技术。在此基础上,提出了优化系统方案和部件参数等提高发动机性能的途径。
展开更多
关键词
预冷空气涡轮火箭
关键技术
性能
途径
下载PDF
职称材料
一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
被引量:
6
15
作者
张蒙正
张忠利
+1 位作者
葛李虎
仲伟聪
《火箭推进》
CAS
2005年第1期14-20,共7页
以总压恢复系数最大为目标,采用等激波强度和等激波角设计方法建立进气道模型;采用Ikawa“面积扩张因子”建立燃烧室模型;依据Edward方法初估尾喷管型面。在此基础上建立了一体化超燃冲压发动机进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管计算模型...
以总压恢复系数最大为目标,采用等激波强度和等激波角设计方法建立进气道模型;采用Ikawa“面积扩张因子”建立燃烧室模型;依据Edward方法初估尾喷管型面。在此基础上建立了一体化超燃冲压发动机进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管计算模型,并对一体化设计的超燃冲压发动机模型进行了初步计算。
展开更多
关键词
超燃冲压发动机
计算模型
设计方法
进气道
燃烧室
下载PDF
职称材料
高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究
被引量:
6
16
作者
张蒙正
张志涛
+1 位作者
李鳌
汪亮
《实验技术与管理》
CAS
2008年第3期28-32,共5页
高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室常压燃烧的模拟实验依据相似理论在大气环境下进行。模拟燃烧室采用与实际燃烧室有相同声学频率的模拟件,喷注器采用实际尺寸喷注器,实验介质为高温富氧空气和蒸气煤油。Ⅱ2=(P。/PF)^0.5(QVo/qvf...
高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室常压燃烧的模拟实验依据相似理论在大气环境下进行。模拟燃烧室采用与实际燃烧室有相同声学频率的模拟件,喷注器采用实际尺寸喷注器,实验介质为高温富氧空气和蒸气煤油。Ⅱ2=(P。/PF)^0.5(QVo/qvf)作为确定性相似准则,Ⅱ1=v/(Lf)为被确定性相似准则。改变富氧空气流量,调节燃烧室声学振荡和燃烧脉动的相位关系,激励起燃烧室高频不稳定性燃烧。用同轴湍流射流混合流场的经验公式估算燃烧区的特征长度,通过相似准则和燃烧室热力学参数将实验结果换算到实际发动机工况。整套模拟实验系统包括煤油、空气和氧气供应系统,流量控制和测量系统,空气甲烷燃烧器,富氧空气和煤油换热器,模拟燃烧室和喷注器,实验参数采集和处理系统,冷却水供应及控制系统等。发动机实验表明,模拟实验系统和方法是可行的。
展开更多
关键词
高频燃烧不稳定性
单喷注器
燃烧室
模拟实验
下载PDF
职称材料
幂律型凝胶推进剂管路中的流动特性
被引量:
14
17
作者
张蒙正
左博
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第2期246-250,共5页
为研究幂律型凝胶推进剂在管路中的流动特性,对直径4~14mm,长度0.5~2.0m的一组直圆管和直径6mm,弯角20°~90°,弯曲半径比1—5的一组弯管,在1~30m/s的流速下,用3种模拟液进行了实验和仿真。对收缩角10°~50...
为研究幂律型凝胶推进剂在管路中的流动特性,对直径4~14mm,长度0.5~2.0m的一组直圆管和直径6mm,弯角20°~90°,弯曲半径比1—5的一组弯管,在1~30m/s的流速下,用3种模拟液进行了实验和仿真。对收缩角10°~50°,收缩比3~1.5的收缩和扩张管,在流速1~30m/s的范围内,用模拟液进行了仿真。结果表明,其它条件相同时,管长、弯角、流速和收缩比增加,流动损失增加;凝胶推进剂在管路中呈“柱塞”形流动,其特性取决于流速、流变指数和稠度系数;管壁附近的剪切速率最大,表观粘度最小;弯管内侧剪切速率小于外侧剪切速率;收缩型截面中,剪切速率逐步增大,粘度逐步降低;突缩和突扩截面存在低速回流区。
展开更多
关键词
胶凝推进剂
管路
流阻
流动特性
下载PDF
职称材料
同轴离心式喷注器火焰特性实验研究
被引量:
4
18
作者
张蒙正
汪亮
+1 位作者
张志涛
杨国华
《燃烧科学与技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第1期1-5,共5页
为了研究高压补燃循环液氧/煤油发动机燃烧室同轴离心式喷注器的火焰特性,分别用富氧空气和煤油蒸气以及空气和甲烷在大气环境下进行了喷注器的燃烧实验,前者采用红外热像仪测量了火焰温度场,后者采用激光诱导荧光技术测量了火焰中CO2...
为了研究高压补燃循环液氧/煤油发动机燃烧室同轴离心式喷注器的火焰特性,分别用富氧空气和煤油蒸气以及空气和甲烷在大气环境下进行了喷注器的燃烧实验,前者采用红外热像仪测量了火焰温度场,后者采用激光诱导荧光技术测量了火焰中CO2和OH的分子浓度分布.结果表明,该型喷注器的火焰形状和燃烧产物组分随氧化剂和燃料的混合比而变化;火焰稳定在喷注器出口处,剧烈的燃烧发生在火焰中心;平面激光诱导荧光技术用于燃烧过程研究,可以提供燃烧场组分分子浓度的信息.
展开更多
关键词
火焰特性
同轴离心式喷注器
火焰
下载PDF
职称材料
预冷空气涡轮火箭组合动力系统原理与实现途径
被引量:
19
19
作者
张蒙正
南向谊
刘典多
《火箭推进》
CAS
2016年第1期6-12,共7页
针对重复使用航天运输系统及临近空间快速投放平台动力需求,提出了一种预冷空气涡轮火箭组合动力系统方案,分析了此动力系统的技术特点及与其他组合循环动力的差异,进行了系统初步性能分析。研究表明:通过调节系统参数,此动力系统参数闭...
针对重复使用航天运输系统及临近空间快速投放平台动力需求,提出了一种预冷空气涡轮火箭组合动力系统方案,分析了此动力系统的技术特点及与其他组合循环动力的差异,进行了系统初步性能分析。研究表明:通过调节系统参数,此动力系统参数闭合,性能较佳,方案可行;进一步分析了动力系统涉及的核心技术及技术基础,认为预冷空气涡轮火箭组合动力系统具有可实现性。
展开更多
关键词
预冷空气涡轮火箭
关键技术
实现途径
下载PDF
职称材料
美国典型高超飞行器项目研发及启示
被引量:
19
20
作者
张蒙正
邹宇
《火箭推进》
CAS
2012年第2期1-8,37,共9页
简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风...
简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风险,采取了多方案并行的研发模式。高超声速技术的研发应充分重视顶层设计,注重技术的继承性,发挥不同单位的技术优势,加强基础研究、关键技术攻关和实验设施建设。
展开更多
关键词
高超声速飞行器
超燃冲压发动机
火箭基组合循环发动机
下载PDF
职称材料
题名
PATR发动机发展历程简介及参数特性分析
1
作者
马海波
马元
南向谊
张蒙正
刘典多
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2023年第6期100-109,共10页
文摘
介绍了PATR发动机的发展历程,总结了其创新优化思路。针对PATR热力循环方案进行了设计点输入参数影响分析,开展了弹道特性、高度特性和转速特性仿真计算,结果表明:热容比对于发动机性能影响最为显著,热容比k HX 2每增加1,比冲降低0.59,单位推力增加0.39;空气压气机和氦涡轮等熵效率、预冷器空气侧总压恢复系数对发动机性能也有明显影响,空气压气机等熵效率每增加1比冲增加0.12,单位推力增加0.12,其余参数对发动机性能影响相对较小;随着飞行马赫数增加,PATR发动机比冲呈下降趋势,单位推力在外涵开始工作时会产生跳跃式下降,之后基本保持不变;飞行高度增加会使发动机比冲增高,单位推力降低;转速降低会使发动机比冲和单位推力降低,并且内涵和外涵流路共同工作时的降幅明显小于内涵流路单独工作时的降幅。
关键词
PATR发动机
仿真计算
参数影响
工作特性
热容比
Keywords
PATR engine
simulation calculation
parameter influence
operating characteristics
heat capacity ratio
分类号
V434 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
气/液同轴离心式喷嘴流量及雾化特性实验
被引量:
16
2
作者
张蒙正
李鳌
李进贤
张志涛
张泽平
机构
陕西动力机械设计研究所
西北工业大学航天工程学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2004年第1期19-22,共4页
基金
国防科技重点实验室基金项目 (98JS60 2 4 HT1 1 0 1 )
文摘
通过实验方法,研究气/液同轴离心式喷嘴的流量特性及气液之间的相互影响,研究压降及缩进长度对喷嘴雾化特征的影响。研究表明,液喷嘴流量受气喷嘴压降影响,流量增大或减小取决于缩进室内气喷嘴对液喷嘴产生的是引射还是堵塞作用;同一喷嘴,液膜破碎长度及液滴尺寸随压降增大而减小;液滴尺寸分布沿喷嘴横截面呈马鞍型分布,曲线的最高点和分布宽度随喷嘴几何特性及压降变化;提高气/液之间的相对运动速度,可提高雾化质量;随着缩进长度增大,雾化质量明显变好。
关键词
离心喷嘴
流量
推进剂雾化
实验
Keywords
Centrifugal injector
Flow rate
Propellant spray
Experimentation
分类号
V434.13 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
撞击式喷嘴凝胶推进剂雾化及表征
被引量:
23
3
作者
张蒙正
陈炜
杨伟东
李军
机构
西安航天动力研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第1期46-51,共6页
基金
国防基础科研项目(A0320060745)
文摘
采用激光全息和图像处理技术,研究了撞击式喷嘴撞击角和射流速度对凝胶推进剂雾化性能的影响,撞击角范围为40°~90°,射流速度范围为15~55 m/s。研究了气/液撞击对凝胶推进剂雾化性能的影响,结果表明:增大撞击角和射流速度均有助于凝胶推进剂的雾化;减小射流直径有利于凝胶推进剂雾化;凝胶推进剂的极限表观粘度是影响其雾化的主要因素。分析了撞击式喷嘴凝胶推进剂喷雾场的特征,认为在本文研究的范围内,可以将凝胶推进剂喷雾场依次分为规则扇型的液丝区域、紊乱网状的液丝区域和液丝与液滴共存区。
关键词
凝胶推进剂+
喷嘴
雾化
特性
Keywords
Gelled propellant+
Injector
Atomization
Characteristics
分类号
V511 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
关于RBCC动力系统的思考
被引量:
29
4
作者
张蒙正
李斌
王君
吕奇伟
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2013年第1期1-7,共7页
文摘
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。
关键词
思考
RBCC
研发
应用
Keywords
thinking
RBCC
development
application
分类号
V434-34 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
RBCC动力系统工作模态问题
被引量:
17
5
作者
张蒙正
张玫
严俊峰
吕奇伟
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2015年第2期1-6,共6页
文摘
具有多种工作模态是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特性。灵活运用不同模态和发动机构型,形成不同方案的RBCC动力系统,满足特定的飞行任务,是RBCC动力系统研发的重要思路。模态间的平稳过渡是确保飞行器经济、安全工作的基本条件。深入研究各模态特性、模态转换中的技术问题及解决途径是RBCC动力系统研发的重要技术基础,对指导和引领当前的关键技术攻关也有着重要作用。RBCC动力系统研发的宗旨在于发挥火箭发动机和冲压发动机的优势,弥补单一发动机功能或者性能的不足,突破点在于国家急需与当今技术成熟度的结合。
关键词
RBCC
工作模态
模态转换
研发
Keywords
RBCC
work modal
modal conversion
development
分类号
V434-34 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
两股互击式喷嘴雾化研究及应用
被引量:
15
6
作者
张蒙正
傅永贵
张泽平
李平
机构
陕西动力机械设计研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999年第2期73-76,共4页
文摘
用激光全息及图像处理技术,研究两股互击式喷嘴的撞击状况及雾化性能,获得了喷嘴的雾化性能参数,在喷嘴的水试雾化性能、热试燃烧效率及比冲对比后,提出用水试雾化性能评估其热试效果,检验喷嘴的加工质量。此技术已用于小推力发动机喷嘴的筛选。
关键词
撞击式喷嘴
推进剂
雾化
全息摄影
液体火箭
Keywords
Impinging injector,Propellant spray,Holography
分类号
V434.23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验
被引量:
10
7
作者
张蒙正
李军
陈炜
郝智超
机构
西安航天动力研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第1期54-57,共4页
基金
国防基础科研项目(A0320060745)
文摘
为了获得凝胶推进剂火箭发动机高效燃烧室的设计参数,依据推进剂特性,设计了7种不同结构的燃烧室,通过实验手段,研究了燃烧室特征长度、喷嘴孔径和推进剂物性等参数对燃烧效率的影响。结果表明:增大燃烧室的特征长度,增加了推进剂的停留时间,有利于推进剂充分雾化和燃烧。减小撞击孔径,提高了射流的剪切速率,降低了推进剂的粘性,可以改善雾化和燃烧效率。为了提高含碳凝胶推进剂的燃烧效率,需减小碳粒粒度或者增加燃烧室特征长度。
关键词
互击式喷嘴
特征长度
孔径
燃烧效率
Keywords
Unlike double impinging injector
Characteristic length
Orifice diameter
Combustion efficiency
分类号
V434.13 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
组合循环动力系统面临的挑战及前景
被引量:
23
8
作者
张蒙正
李平
陈祖奎
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2009年第1期1-8,15,共9页
文摘
介绍了组合循环动力系统的基本原理和类型,分析了其关键技术和潜在用途,提出了关键技术突破的途径。TBCC(涡轮基组合循环)动力系统是未来两级入轨运载器第一级最有希望的动力系统,并在高速飞机和巡航导弹上有良好的应用前景,RBCC(火箭基组合循环)动力系统有可能在临近空间高速飞行器中得到应用。
关键词
TBCC
ATR
RBCC
关键技术
应用
Keywords
TBCC
ATR
RBCC
key technologies
applications
分类号
V43 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
凝胶推进剂直圆管流动特性探讨
被引量:
13
9
作者
张蒙正
杨伟东
孙彦堂
王玫
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2007年第5期1-5,17,共6页
基金
国防基础科技项目
文摘
分析了非牛顿流体的类型,认为在液体火箭发动机中有应用前景的凝胶推进剂类型应是有屈服应力的牛顿流体或者幂律流体,关键在于胶凝剂。研究了直圆管中凝胶推进剂的流动特性,依据剪切速率可以将凝胶推进剂在直圆管中的流动分为三个区域。在第二流动区中,可以用幂律流体推导的流阻方程计算管路流阻;在第三流动区,可以近似用牛顿流体流阻方程计算流阻。
关键词
凝胶推进剂
流动模型
流动特性
直圆管
Keywords
gelled propellant
fluid model
fluid characteristic
straight round pipe
分类号
V439 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现
被引量:
9
10
作者
张蒙正
张志涛
郁锋
汪亮
机构
西北工业大学
西安航天动力研究所
出处
《声学技术》
CSCD
北大核心
2007年第2期268-272,共5页
文摘
依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。结果表明:模拟实验技术可行,实验方法正确,模拟实验结果为发动机设计提供了依据。
关键词
液体火箭发动机
燃烧室
声学特性
模拟实验
Keywords
liquid rocket engine
chamber
acoustic characteristics
simulation test
分类号
TB556 [理学—声学]
下载PDF
职称材料
题名
两股互击式喷嘴雾化性能实验研究
被引量:
19
11
作者
张蒙正
张泽平
李鳌
王玫
机构
陕西动力机械设计研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2000年第1期57-59,共3页
文摘
用激光全息及图像处理技术,研究了双股互击式喷嘴的雾化性能。实验发现,喷嘴的撞击夹角增大、孔径比减小、两射流的动量比减小均会使喷雾的破碎长度和液滴直径减小。在初始雾化区域,液膜和液丝的速度与射流的速度基本相同,液滴的运动速度略小于射流速度。通过实验数据的分析整理,获得了喷雾的索特尔平均直径的经验公式。
关键词
液体火箭发动机
双股互击式喷嘴
雾化性
Keywords
Impinging injector
Propellant Spray
Holography
分类号
V434.23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
燃烧室声学特性模拟实验及应用
被引量:
8
12
作者
张蒙正
张志涛
杨国华
汪亮
机构
西北工业大学航天学院
西安航天动力研究所
出处
《实验技术与管理》
CAS
2007年第8期39-42,共4页
文摘
介绍了补燃循环液体火箭发动机燃烧室声学特性模拟实验原理、方法和在发动机高频燃烧不稳定性研究中的应用。模拟实验系统包括激励源、模拟燃烧室和声学特性测量系统等。激励源为扬声器或者喷嘴气流。模拟燃烧室是依据高频燃烧不稳定性特征设计、与实际燃烧室有相同固有频率的缩尺件。声学特性测量系统包括麦克风、频谱分析仪和示波器等。模拟实验主要用于研究特定燃烧室的声学特性,研究给定燃烧室结构下喷嘴和隔板的优化设计,研究高频燃烧不稳定性的机理。
关键词
补燃循环
液体火箭发动机
高频燃烧不稳定性
声学特性
模拟实验
Keywords
stage combustion
liquid rocket engine
instability of high frequency burning
acoustic characteristics
simulation test
分类号
G642.423 [文化科学—高等教育学]
V43 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
双股互击式喷嘴凝胶水雾化特性试验
被引量:
16
13
作者
张蒙正
杨伟东
王玫
机构
西北工业大学航天学院
西安航天动力研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第1期22-24,61,共4页
基金
国防基础科研项目
文摘
采用激光全息技术,研究了双股互击式喷嘴的撞击角、射流速度、射流初始状态和在液流中预混入气体对凝胶水雾化性能的影响,并与水进行了对比。研究表明:相同条件下,与水相比,凝胶水难以雾化;增加喷嘴撞击角和射流速度有利于凝胶水的雾化;表面粗糙孔喷嘴和液流中预混入气体有助于凝胶水的雾化。
关键词
凝胶水
双股互击式喷嘴
雾化
Keywords
Gelled water
Unlike impinging injector
Atomization
分类号
V434.13 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
PATR发动机关键技术与性能提升途径初探
被引量:
11
14
作者
张蒙正
刘典多
马海波
李光熙
南向谊
机构
西安航天动力研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第9期1921-1927,共7页
文摘
PATR发动机是针对临近空间高速投放平台、水平起降两级入轨重复使用航天运输器之一级而提出的一种组合发动机。此发动机具有工作速域宽、模态简捷、推质比高及性能优等优点,是组合发动机发展方向之一。介绍了PATR发动机及其特点,分析了影响系统研发的系统设计、高效换热、高效涡轮机、材料及工艺等关键技术。在此基础上,提出了优化系统方案和部件参数等提高发动机性能的途径。
关键词
预冷空气涡轮火箭
关键技术
性能
途径
Keywords
Pre-cooling air turbo rocket
Critical technology
Performance
Approach
分类号
V438.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
被引量:
6
15
作者
张蒙正
张忠利
葛李虎
仲伟聪
机构
陕西动力机械设计研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2005年第1期14-20,共7页
文摘
以总压恢复系数最大为目标,采用等激波强度和等激波角设计方法建立进气道模型;采用Ikawa“面积扩张因子”建立燃烧室模型;依据Edward方法初估尾喷管型面。在此基础上建立了一体化超燃冲压发动机进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管计算模型,并对一体化设计的超燃冲压发动机模型进行了初步计算。
关键词
超燃冲压发动机
计算模型
设计方法
进气道
燃烧室
Keywords
scramjet engine
design calculating model
分类号
V430 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究
被引量:
6
16
作者
张蒙正
张志涛
李鳌
汪亮
机构
西北工业大学航天学院
西安航天动力研究所
出处
《实验技术与管理》
CAS
2008年第3期28-32,共5页
文摘
高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室常压燃烧的模拟实验依据相似理论在大气环境下进行。模拟燃烧室采用与实际燃烧室有相同声学频率的模拟件,喷注器采用实际尺寸喷注器,实验介质为高温富氧空气和蒸气煤油。Ⅱ2=(P。/PF)^0.5(QVo/qvf)作为确定性相似准则,Ⅱ1=v/(Lf)为被确定性相似准则。改变富氧空气流量,调节燃烧室声学振荡和燃烧脉动的相位关系,激励起燃烧室高频不稳定性燃烧。用同轴湍流射流混合流场的经验公式估算燃烧区的特征长度,通过相似准则和燃烧室热力学参数将实验结果换算到实际发动机工况。整套模拟实验系统包括煤油、空气和氧气供应系统,流量控制和测量系统,空气甲烷燃烧器,富氧空气和煤油换热器,模拟燃烧室和喷注器,实验参数采集和处理系统,冷却水供应及控制系统等。发动机实验表明,模拟实验系统和方法是可行的。
关键词
高频燃烧不稳定性
单喷注器
燃烧室
模拟实验
Keywords
high-frequency combustion instability
single injector
chamber
simulation test
分类号
V433.9 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
幂律型凝胶推进剂管路中的流动特性
被引量:
14
17
作者
张蒙正
左博
机构
西安航天动力研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第2期246-250,共5页
基金
国防基础科研项目(A0320060745)
文摘
为研究幂律型凝胶推进剂在管路中的流动特性,对直径4~14mm,长度0.5~2.0m的一组直圆管和直径6mm,弯角20°~90°,弯曲半径比1—5的一组弯管,在1~30m/s的流速下,用3种模拟液进行了实验和仿真。对收缩角10°~50°,收缩比3~1.5的收缩和扩张管,在流速1~30m/s的范围内,用模拟液进行了仿真。结果表明,其它条件相同时,管长、弯角、流速和收缩比增加,流动损失增加;凝胶推进剂在管路中呈“柱塞”形流动,其特性取决于流速、流变指数和稠度系数;管壁附近的剪切速率最大,表观粘度最小;弯管内侧剪切速率小于外侧剪切速率;收缩型截面中,剪切速率逐步增大,粘度逐步降低;突缩和突扩截面存在低速回流区。
关键词
胶凝推进剂
管路
流阻
流动特性
Keywords
Gelled propellant
Pipe line
Flow resistance
Flow characteristic
分类号
V511 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
同轴离心式喷注器火焰特性实验研究
被引量:
4
18
作者
张蒙正
汪亮
张志涛
杨国华
机构
西北工业大学航天学院
西安航天动力研究所
出处
《燃烧科学与技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第1期1-5,共5页
文摘
为了研究高压补燃循环液氧/煤油发动机燃烧室同轴离心式喷注器的火焰特性,分别用富氧空气和煤油蒸气以及空气和甲烷在大气环境下进行了喷注器的燃烧实验,前者采用红外热像仪测量了火焰温度场,后者采用激光诱导荧光技术测量了火焰中CO2和OH的分子浓度分布.结果表明,该型喷注器的火焰形状和燃烧产物组分随氧化剂和燃料的混合比而变化;火焰稳定在喷注器出口处,剧烈的燃烧发生在火焰中心;平面激光诱导荧光技术用于燃烧过程研究,可以提供燃烧场组分分子浓度的信息.
关键词
火焰特性
同轴离心式喷注器
火焰
Keywords
flame characteristic
coaxial-swirl injector
flame
分类号
TK16 [动力工程及工程热物理—热能工程]
X513 [环境科学与工程—环境工程]
下载PDF
职称材料
题名
预冷空气涡轮火箭组合动力系统原理与实现途径
被引量:
19
19
作者
张蒙正
南向谊
刘典多
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2016年第1期6-12,共7页
基金
国家863项目(2015AA7023092)
文摘
针对重复使用航天运输系统及临近空间快速投放平台动力需求,提出了一种预冷空气涡轮火箭组合动力系统方案,分析了此动力系统的技术特点及与其他组合循环动力的差异,进行了系统初步性能分析。研究表明:通过调节系统参数,此动力系统参数闭合,性能较佳,方案可行;进一步分析了动力系统涉及的核心技术及技术基础,认为预冷空气涡轮火箭组合动力系统具有可实现性。
关键词
预冷空气涡轮火箭
关键技术
实现途径
Keywords
pre-cooling air turbo rocket
key technology
realizing way
分类号
V434-34 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
美国典型高超飞行器项目研发及启示
被引量:
19
20
作者
张蒙正
邹宇
机构
西安航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2012年第2期1-8,37,共9页
文摘
简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风险,采取了多方案并行的研发模式。高超声速技术的研发应充分重视顶层设计,注重技术的继承性,发挥不同单位的技术优势,加强基础研究、关键技术攻关和实验设施建设。
关键词
高超声速飞行器
超燃冲压发动机
火箭基组合循环发动机
Keywords
hypersonic flight vehicle
scramjet
RBCC
分类号
V43 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
下载PDF
职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
PATR发动机发展历程简介及参数特性分析
马海波
马元
南向谊
张蒙正
刘典多
《火箭推进》
CAS
2023
0
下载PDF
职称材料
2
气/液同轴离心式喷嘴流量及雾化特性实验
张蒙正
李鳌
李进贤
张志涛
张泽平
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2004
16
下载PDF
职称材料
3
撞击式喷嘴凝胶推进剂雾化及表征
张蒙正
陈炜
杨伟东
李军
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009
23
下载PDF
职称材料
4
关于RBCC动力系统的思考
张蒙正
李斌
王君
吕奇伟
《火箭推进》
CAS
2013
29
下载PDF
职称材料
5
RBCC动力系统工作模态问题
张蒙正
张玫
严俊峰
吕奇伟
《火箭推进》
CAS
2015
17
下载PDF
职称材料
6
两股互击式喷嘴雾化研究及应用
张蒙正
傅永贵
张泽平
李平
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1999
15
下载PDF
职称材料
7
互击式喷嘴燃烧室燃烧效率实验
张蒙正
李军
陈炜
郝智超
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012
10
下载PDF
职称材料
8
组合循环动力系统面临的挑战及前景
张蒙正
李平
陈祖奎
《火箭推进》
CAS
2009
23
下载PDF
职称材料
9
凝胶推进剂直圆管流动特性探讨
张蒙正
杨伟东
孙彦堂
王玫
《火箭推进》
CAS
2007
13
下载PDF
职称材料
10
液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现
张蒙正
张志涛
郁锋
汪亮
《声学技术》
CSCD
北大核心
2007
9
下载PDF
职称材料
11
两股互击式喷嘴雾化性能实验研究
张蒙正
张泽平
李鳌
王玫
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2000
19
下载PDF
职称材料
12
燃烧室声学特性模拟实验及应用
张蒙正
张志涛
杨国华
汪亮
《实验技术与管理》
CAS
2007
8
下载PDF
职称材料
13
双股互击式喷嘴凝胶水雾化特性试验
张蒙正
杨伟东
王玫
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008
16
下载PDF
职称材料
14
PATR发动机关键技术与性能提升途径初探
张蒙正
刘典多
马海波
李光熙
南向谊
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018
11
下载PDF
职称材料
15
一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
张蒙正
张忠利
葛李虎
仲伟聪
《火箭推进》
CAS
2005
6
下载PDF
职称材料
16
高频燃烧不稳定性单喷注器燃烧室模拟实验的研究
张蒙正
张志涛
李鳌
汪亮
《实验技术与管理》
CAS
2008
6
下载PDF
职称材料
17
幂律型凝胶推进剂管路中的流动特性
张蒙正
左博
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009
14
下载PDF
职称材料
18
同轴离心式喷注器火焰特性实验研究
张蒙正
汪亮
张志涛
杨国华
《燃烧科学与技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008
4
下载PDF
职称材料
19
预冷空气涡轮火箭组合动力系统原理与实现途径
张蒙正
南向谊
刘典多
《火箭推进》
CAS
2016
19
下载PDF
职称材料
20
美国典型高超飞行器项目研发及启示
张蒙正
邹宇
《火箭推进》
CAS
2012
19
下载PDF
职称材料
已选择
0
条
导出题录
引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
检索结果
已选文献
上一页
1
2
…
5
下一页
到第
页
确定
用户登录
登录
IP登录
使用帮助
返回顶部