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主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟
1
作者
兰宝刚
刘拓
颜文选
《测控技术》
2023年第3期56-64,共9页
大部分高空模拟试车台的数值模拟(不论是主动引射还是被动引射)仅模拟了发动机稳定运行的稳态流场,然而发动机启动、熄火以及在发动机运行的过程中药形的变化(药柱燃烧速率变化)都会影响发动机室压从而改变试验舱舱压。针对某大型主动...
大部分高空模拟试车台的数值模拟(不论是主动引射还是被动引射)仅模拟了发动机稳定运行的稳态流场,然而发动机启动、熄火以及在发动机运行的过程中药形的变化(药柱燃烧速率变化)都会影响发动机室压从而改变试验舱舱压。针对某大型主动引射高空模拟试车台,应用某商业软件模拟了q_(m)=20 kg/s、q_(m)=50 kg/s和q_(m)=200 kg/s这3个典型流量的发动机工作全程中某主动引射高空模拟试车台的流场。选取了几个典型工况进行分析并与试验数据进行对比,仿真数据与试验数据对比良好。通过此研究,在试验前能够较准确地预示引射舱压曲线,揭示舱压规律,指导真实试验,降低试验风险。
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关键词
主动引射
高空模拟试车台
扩压器
瞬态
数值模拟
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职称材料
主动引射高模试车台水喷雾冷却器等效热力系统模型的研究
被引量:
2
2
作者
王永浩
曲继和
张秀玲
《火箭推进》
CAS
2006年第5期56-59,共4页
水喷雾冷却器在主动引射高空模拟试车台中具有重要作用,其出口处温度的有效控制是保障试车正常运行的关键。针对某型号火箭发动机常压试验的喷雾冷却器,建立了等效热力系统模型,并在Simulink平台上建立了相应的动态仿真模型,计算结果与...
水喷雾冷却器在主动引射高空模拟试车台中具有重要作用,其出口处温度的有效控制是保障试车正常运行的关键。针对某型号火箭发动机常压试验的喷雾冷却器,建立了等效热力系统模型,并在Simulink平台上建立了相应的动态仿真模型,计算结果与试车测试结果对比证明所建等效热力系统模型正确,从而为实现其出口处温度的有效控制提供依据。
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关键词
主动引射
高空模拟试车台
水喷雾冷却器
火箭发动机
等效热力系统
SIMULINK仿真
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职称材料
主动引射高模试车台水喷雾冷却器的研究
被引量:
1
3
作者
司文荣
曲继和
张秀玲
《桂林航天工业高等专科学校学报》
2005年第2期1-4,共4页
论文通过对主动引射高模试车台中水喷雾冷却器原理的研究分析,在常压下用固体火箭发动机进行了系统试验研究。利用正交试验设计,安排试验方案并分析性能影响因素,得出了试验最佳方案。最后按最优方案设计出水喷雾冷却器,再次试验所测数...
论文通过对主动引射高模试车台中水喷雾冷却器原理的研究分析,在常压下用固体火箭发动机进行了系统试验研究。利用正交试验设计,安排试验方案并分析性能影响因素,得出了试验最佳方案。最后按最优方案设计出水喷雾冷却器,再次试验所测数据表明,冷却器燃气出口温度符合设计要求。该试验结果给主动引射高模试车台中水喷雾冷却器的研制提供依据。
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关键词
主动引射
高模试车台
固体火箭发动机
水喷雾冷却
正交试验设计
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职称材料
主动引射冷却对空气舵热环境影响的试验研究
被引量:
4
4
作者
袁野
曹占伟
+2 位作者
马伟
聂春生
付斌
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021年第6期48-51,共4页
以气体引射冷却为代表的主动式热防护系统是未来先进热防护技术的重要发展方向,对于改善飞行器重要区域的热环境有广泛应用前景,研究其对于流动和热环境的影响规律具有重要意义。针对典型的平板-舵结构,在超声速激波风洞中研究了主动引...
以气体引射冷却为代表的主动式热防护系统是未来先进热防护技术的重要发展方向,对于改善飞行器重要区域的热环境有广泛应用前景,研究其对于流动和热环境的影响规律具有重要意义。针对典型的平板-舵结构,在超声速激波风洞中研究了主动引射冷却系统在不同喷流条件下对于模型空间流场结构和典型区域热环境的影响规律。试验结果表明:随着引射喷流马赫数的增大,喷流形成的弓形激波逐渐增强,与平板表面的夹角逐渐增大。模型中舵尖下方平板、舵轴前平板、舵轴前舵底面、舵前端以及舵轴迎风面的降热效果显著高于附近其他区域。当引射喷流马赫数为4时,上述各区域的降热率约为70%~90%。
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关键词
主动引射
冷却
热防护系统
空气舵
气动热
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职称材料
主动引射高空模拟试车台试验舱舱压数值研究
5
作者
刘拓
兰宝刚
+1 位作者
李广武
李超
《固体火箭技术》
CAS
CSCD
北大核心
2021年第3期409-413,共5页
针对某大型主动引射高空模拟试验系统在不同流量固体火箭发动机稳定运行过程中的流场结构,采用二维轴对称雷诺平均方程和k-ε湍流模型进行了数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。...
针对某大型主动引射高空模拟试验系统在不同流量固体火箭发动机稳定运行过程中的流场结构,采用二维轴对称雷诺平均方程和k-ε湍流模型进行了数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,对于某大型主动引射高空模拟试验系统,在仅仅启动引射器时,试验舱舱压约为6500 Pa,随着被试验发动机流量的增加,在流量较小无法启动扩压器之前,发动机喷管出口燃气流在扩压器内形成马赫环并进入引射器内,单纯凭借引射器的抽吸作用,使喷管出口高温燃气排入到大气中,此时试验舱舱压会略高于发动机零流量时试验舱舱压。在发动机流量增大到扩压器启动之后,发动机喷管出口气流经过扩压器和引射器内的激波系进行减速增压之后排入大气,由于扩压器和引射器的抽吸作用,试验舱舱压会迅速降低至远低于无发动机试验舱舱压。随着发动机流量的增加,试验舱舱压变高。
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关键词
主动引射
高空模拟试验台
固体火箭发动机
数值模拟
试验舱
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职称材料
主动引射气体参数对平板空气舵气动热影响
6
作者
聂春生
袁野
+2 位作者
马伟
曹占伟
于明星
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第S02期173-182,共10页
针对平板空气舵模型,在激波风洞马赫数为10、单位雷诺数为2.1×10^(6)/m的来流条件下,采用纹影和热流传感器进行了主动引射气体对高超声速流场调控和降热规律的试验研究。获得了不同马赫数和压力的主动引射气体条件下,流场的激波结...
针对平板空气舵模型,在激波风洞马赫数为10、单位雷诺数为2.1×10^(6)/m的来流条件下,采用纹影和热流传感器进行了主动引射气体对高超声速流场调控和降热规律的试验研究。获得了不同马赫数和压力的主动引射气体条件下,流场的激波结构和模型表面热流通量。试验数据表明:在空气舵上游通过主动引射气体进行流场调控,能够降低平板和空气舵的干扰加热;引射气体马赫数为2时,降热效果达到45%,引射气体马赫数为4时,降热效果达到70%以上;随着引射气体马赫数和压力的增大,引射喷口下方的平板、舵尖、舵面和舵轴的降热效果越好,热流降低幅值和区域均会增大;可以通过提高引射气体的压力,在较低的引射气体马赫数下达到与高马赫数引射气体相同的流场控制效果;主动引射气体对边界层流态和厚度的改变是决定平板空气舵降热效果的主控因素;高超声速流场中,较低马赫数的引射气体就能够改变下游的流态,但只有较高马赫数或较高压力的引射气体,才能对下游产生较好的降热效果;从气体流量需求的角度出发,建议采用“高马赫数、低压力”的引射出口参数进行引射系统设计。
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关键词
主动引射
平板
空气舵
气动热
高超声速
原文传递
高空模拟试车台主被动引射方案数值研究
被引量:
9
7
作者
陈健
吴继平
+1 位作者
王振国
徐万武
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第1期126-130,共5页
采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式R...
采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,采用启动段主动引射、主级段被动引射的方案可满足火箭发动机从启动工况到运行工况的引射要求,但需仔细考察引射器第二喉道收缩比的选择;采用启动段引射器高工况运行、主级段引射器转为低工况运行的全程主动引射,则是综合考虑了系统性能和经济性的较为理想的方案。
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关键词
火箭发动机
高空模拟试车台
主动引射
被动
引
射
数值模拟
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职称材料
某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究
被引量:
3
8
作者
黄仕启
李锦江
孙慧娟
《火箭推进》
CAS
2017年第5期39-44,共6页
某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参...
某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参数,该型膨胀循环发动机与采用被动引射的某型燃气发生器循环发动机参数相当,这为该型膨胀循环发动机采用被动引射提供了可能,并对膨胀循环发动机采用被动引射高空模拟试验方案的可行性进行仿真研究。
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关键词
膨胀循环发动机
高空模拟
主动引射
被动
引
射
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职称材料
CAN现场总线在固体火箭发动机测试中的应用
9
作者
魏彰
翟江源
《桂林航天工业高等专科学校学报》
2006年第2期1-4,共4页
通过固体火箭发动机主动引射高空模拟试验台现场总线控制系统的设计与实现,介绍了CAN现场总线通信技术的特点,主动引射试验台控制系统的总体设计,硬件、软件设计以及现场测量得到的参数分布曲线。同时给出了一种基于CAN总线技术的控制...
通过固体火箭发动机主动引射高空模拟试验台现场总线控制系统的设计与实现,介绍了CAN现场总线通信技术的特点,主动引射试验台控制系统的总体设计,硬件、软件设计以及现场测量得到的参数分布曲线。同时给出了一种基于CAN总线技术的控制系统的设计方法。
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关键词
CAN总线
固体火箭发动机
主动引射
试验台控制
测试
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职称材料
题名
主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟
1
作者
兰宝刚
刘拓
颜文选
机构
西安航天动力测控技术研究所
北京航空航天大学宇航学院
出处
《测控技术》
2023年第3期56-64,共9页
文摘
大部分高空模拟试车台的数值模拟(不论是主动引射还是被动引射)仅模拟了发动机稳定运行的稳态流场,然而发动机启动、熄火以及在发动机运行的过程中药形的变化(药柱燃烧速率变化)都会影响发动机室压从而改变试验舱舱压。针对某大型主动引射高空模拟试车台,应用某商业软件模拟了q_(m)=20 kg/s、q_(m)=50 kg/s和q_(m)=200 kg/s这3个典型流量的发动机工作全程中某主动引射高空模拟试车台的流场。选取了几个典型工况进行分析并与试验数据进行对比,仿真数据与试验数据对比良好。通过此研究,在试验前能够较准确地预示引射舱压曲线,揭示舱压规律,指导真实试验,降低试验风险。
关键词
主动引射
高空模拟试车台
扩压器
瞬态
数值模拟
Keywords
active ejection
highaltitude simulation test bed
diffuser
transient
numerical simulation
分类号
V238 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
主动引射高模试车台水喷雾冷却器等效热力系统模型的研究
被引量:
2
2
作者
王永浩
曲继和
张秀玲
机构
中国航天第四研究院
出处
《火箭推进》
CAS
2006年第5期56-59,共4页
文摘
水喷雾冷却器在主动引射高空模拟试车台中具有重要作用,其出口处温度的有效控制是保障试车正常运行的关键。针对某型号火箭发动机常压试验的喷雾冷却器,建立了等效热力系统模型,并在Simulink平台上建立了相应的动态仿真模型,计算结果与试车测试结果对比证明所建等效热力系统模型正确,从而为实现其出口处温度的有效控制提供依据。
关键词
主动引射
高空模拟试车台
水喷雾冷却器
火箭发动机
等效热力系统
SIMULINK仿真
Keywords
active ejection altitude simulation facility
spray-cooler
solid rocket motor
equivalent thermodynamic system
simulation in Simulink
分类号
V435 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
主动引射高模试车台水喷雾冷却器的研究
被引量:
1
3
作者
司文荣
曲继和
张秀玲
机构
中国航天第四研究院
出处
《桂林航天工业高等专科学校学报》
2005年第2期1-4,共4页
文摘
论文通过对主动引射高模试车台中水喷雾冷却器原理的研究分析,在常压下用固体火箭发动机进行了系统试验研究。利用正交试验设计,安排试验方案并分析性能影响因素,得出了试验最佳方案。最后按最优方案设计出水喷雾冷却器,再次试验所测数据表明,冷却器燃气出口温度符合设计要求。该试验结果给主动引射高模试车台中水喷雾冷却器的研制提供依据。
关键词
主动引射
高模试车台
固体火箭发动机
水喷雾冷却
正交试验设计
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
主动引射冷却对空气舵热环境影响的试验研究
被引量:
4
4
作者
袁野
曹占伟
马伟
聂春生
付斌
机构
空间物理重点实验室
出处
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021年第6期48-51,共4页
文摘
以气体引射冷却为代表的主动式热防护系统是未来先进热防护技术的重要发展方向,对于改善飞行器重要区域的热环境有广泛应用前景,研究其对于流动和热环境的影响规律具有重要意义。针对典型的平板-舵结构,在超声速激波风洞中研究了主动引射冷却系统在不同喷流条件下对于模型空间流场结构和典型区域热环境的影响规律。试验结果表明:随着引射喷流马赫数的增大,喷流形成的弓形激波逐渐增强,与平板表面的夹角逐渐增大。模型中舵尖下方平板、舵轴前平板、舵轴前舵底面、舵前端以及舵轴迎风面的降热效果显著高于附近其他区域。当引射喷流马赫数为4时,上述各区域的降热率约为70%~90%。
关键词
主动引射
冷却
热防护系统
空气舵
气动热
Keywords
active ejection cooling
thermal protection system
air rudder
aeroheating
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
主动引射高空模拟试车台试验舱舱压数值研究
5
作者
刘拓
兰宝刚
李广武
李超
机构
航天动力技术研究院航天动力测控技术研究所
出处
《固体火箭技术》
CAS
CSCD
北大核心
2021年第3期409-413,共5页
文摘
针对某大型主动引射高空模拟试验系统在不同流量固体火箭发动机稳定运行过程中的流场结构,采用二维轴对称雷诺平均方程和k-ε湍流模型进行了数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,对于某大型主动引射高空模拟试验系统,在仅仅启动引射器时,试验舱舱压约为6500 Pa,随着被试验发动机流量的增加,在流量较小无法启动扩压器之前,发动机喷管出口燃气流在扩压器内形成马赫环并进入引射器内,单纯凭借引射器的抽吸作用,使喷管出口高温燃气排入到大气中,此时试验舱舱压会略高于发动机零流量时试验舱舱压。在发动机流量增大到扩压器启动之后,发动机喷管出口气流经过扩压器和引射器内的激波系进行减速增压之后排入大气,由于扩压器和引射器的抽吸作用,试验舱舱压会迅速降低至远低于无发动机试验舱舱压。随着发动机流量的增加,试验舱舱压变高。
关键词
主动引射
高空模拟试验台
固体火箭发动机
数值模拟
试验舱
Keywords
active ejection
simulated altitude test stand
solid rocket motor
numerical simulation
test cabin
分类号
V435 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
主动引射气体参数对平板空气舵气动热影响
6
作者
聂春生
袁野
马伟
曹占伟
于明星
机构
中国运载火箭技术研究院空间物理重点试验室
出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第S02期173-182,共10页
文摘
针对平板空气舵模型,在激波风洞马赫数为10、单位雷诺数为2.1×10^(6)/m的来流条件下,采用纹影和热流传感器进行了主动引射气体对高超声速流场调控和降热规律的试验研究。获得了不同马赫数和压力的主动引射气体条件下,流场的激波结构和模型表面热流通量。试验数据表明:在空气舵上游通过主动引射气体进行流场调控,能够降低平板和空气舵的干扰加热;引射气体马赫数为2时,降热效果达到45%,引射气体马赫数为4时,降热效果达到70%以上;随着引射气体马赫数和压力的增大,引射喷口下方的平板、舵尖、舵面和舵轴的降热效果越好,热流降低幅值和区域均会增大;可以通过提高引射气体的压力,在较低的引射气体马赫数下达到与高马赫数引射气体相同的流场控制效果;主动引射气体对边界层流态和厚度的改变是决定平板空气舵降热效果的主控因素;高超声速流场中,较低马赫数的引射气体就能够改变下游的流态,但只有较高马赫数或较高压力的引射气体,才能对下游产生较好的降热效果;从气体流量需求的角度出发,建议采用“高马赫数、低压力”的引射出口参数进行引射系统设计。
关键词
主动引射
平板
空气舵
气动热
高超声速
Keywords
active ejection
plate
air rudder
aeroheating
hypersonic
分类号
V231.2 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
高空模拟试车台主被动引射方案数值研究
被引量:
9
7
作者
陈健
吴继平
王振国
徐万武
机构
国防科技大学航天与材料工程学院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第1期126-130,共5页
文摘
采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,采用启动段主动引射、主级段被动引射的方案可满足火箭发动机从启动工况到运行工况的引射要求,但需仔细考察引射器第二喉道收缩比的选择;采用启动段引射器高工况运行、主级段引射器转为低工况运行的全程主动引射,则是综合考虑了系统性能和经济性的较为理想的方案。
关键词
火箭发动机
高空模拟试车台
主动引射
被动
引
射
数值模拟
Keywords
rocket motor
altitude simulation test facility
positive ejection
passive ejection
numerical simulation
分类号
V416.8 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究
被引量:
3
8
作者
黄仕启
李锦江
孙慧娟
机构
北京航天动力研究所
出处
《火箭推进》
CAS
2017年第5期39-44,共6页
文摘
某型膨胀循环发动机在研制初期基于环境压力可能对膨胀循环发动机起动加速性有较大影响的考虑,采用了全程主动引射高空模拟试验方案,试验结果显示环境压力对发动机起动加速性的影响较小。发动机室压和喷管面积比是影响引射方式的主要参数,该型膨胀循环发动机与采用被动引射的某型燃气发生器循环发动机参数相当,这为该型膨胀循环发动机采用被动引射提供了可能,并对膨胀循环发动机采用被动引射高空模拟试验方案的可行性进行仿真研究。
关键词
膨胀循环发动机
高空模拟
主动引射
被动
引
射
Keywords
expand cycle engine
altitude simulation
positive ejection
passive ejection
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]
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职称材料
题名
CAN现场总线在固体火箭发动机测试中的应用
9
作者
魏彰
翟江源
机构
中国航天科技集团公司第四研究院
出处
《桂林航天工业高等专科学校学报》
2006年第2期1-4,共4页
文摘
通过固体火箭发动机主动引射高空模拟试验台现场总线控制系统的设计与实现,介绍了CAN现场总线通信技术的特点,主动引射试验台控制系统的总体设计,硬件、软件设计以及现场测量得到的参数分布曲线。同时给出了一种基于CAN总线技术的控制系统的设计方法。
关键词
CAN总线
固体火箭发动机
主动引射
试验台控制
测试
分类号
V435 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
主动引射高空模拟试车台流场瞬态数值模拟
兰宝刚
刘拓
颜文选
《测控技术》
2023
0
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职称材料
2
主动引射高模试车台水喷雾冷却器等效热力系统模型的研究
王永浩
曲继和
张秀玲
《火箭推进》
CAS
2006
2
下载PDF
职称材料
3
主动引射高模试车台水喷雾冷却器的研究
司文荣
曲继和
张秀玲
《桂林航天工业高等专科学校学报》
2005
1
下载PDF
职称材料
4
主动引射冷却对空气舵热环境影响的试验研究
袁野
曹占伟
马伟
聂春生
付斌
《导弹与航天运载技术》
CSCD
北大核心
2021
4
下载PDF
职称材料
5
主动引射高空模拟试车台试验舱舱压数值研究
刘拓
兰宝刚
李广武
李超
《固体火箭技术》
CAS
CSCD
北大核心
2021
0
下载PDF
职称材料
6
主动引射气体参数对平板空气舵气动热影响
聂春生
袁野
马伟
曹占伟
于明星
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022
0
原文传递
7
高空模拟试车台主被动引射方案数值研究
陈健
吴继平
王振国
徐万武
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011
9
下载PDF
职称材料
8
某型膨胀循环发动机高空模拟试验方案研究
黄仕启
李锦江
孙慧娟
《火箭推进》
CAS
2017
3
下载PDF
职称材料
9
CAN现场总线在固体火箭发动机测试中的应用
魏彰
翟江源
《桂林航天工业高等专科学校学报》
2006
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职称材料
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