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火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性
被引量:
6
1
作者
王栋
余陵
武晓松
《弹道学报》
EI
CSCD
北大核心
2009年第3期23-25,47,共4页
为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传...
为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.
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关键词
火箭发动机
推力偏心
六分力试验台
误差分析
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职称材料
水下推力矢量特性试验研究
被引量:
20
2
作者
王宝寿
许晟
+2 位作者
易淑群
王元虎
朱小敏
《船舶力学》
EI
2000年第5期9-15,共7页
本文介绍了固体火箭发动机水下推力矢量特性试验。通过测量固体火箭发动机水下工作过程中的推力和侧向力 ,研究了扰流片和摆喷管两种推力矢量方式的水下推力矢量特性。对扰流片推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷...
本文介绍了固体火箭发动机水下推力矢量特性试验。通过测量固体火箭发动机水下工作过程中的推力和侧向力 ,研究了扰流片和摆喷管两种推力矢量方式的水下推力矢量特性。对扰流片推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷口堵塞面积比、水深的变化规律。对摆喷管推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷管偏角以及水深的变化规律。
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关键词
固体火箭发动机
推力矢量
水下点火
侧向力
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职称材料
火箭发动机六分力试验台系统误差分析研究
被引量:
4
3
作者
鞠玉涛
周长省
王政时
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2005年第4期63-65,共3页
文中基于静力学与动力学原理,建立了六分力测试台力学模型,研究分析了六分力测试台的静、动态误差特性,为六分力测试系统设计及提高测试精度提供了理论基础。
关键词
火箭发动机
误差
推力矢量
测试
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职称材料
低速风洞推力矢量试验技术研究
被引量:
12
4
作者
贾毅
郑芳
+2 位作者
黄浩
尹世博
郎卫东
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2014年第6期92-97,共6页
介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影...
介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。
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关键词
推力矢量
落压比
喷流影响
喷管特性
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职称材料
压电石英推力与推力矢量传感器的研制
被引量:
2
5
作者
翟怡
孙宝元
+2 位作者
钱敏
张军
王红艳
《压电与声光》
CSCD
北大核心
2007年第2期164-166,169,共4页
介绍了一种压电石英推力与推力矢量传感器,建立了传感器力系等效转换数学模型。采用有限元分析预估了推力与推力矢量传感器的固有频率,并通过实验模态分析法对传感器进行了精确测试,得出了传感器系统的前4阶固有频率、阻尼比和留数等模...
介绍了一种压电石英推力与推力矢量传感器,建立了传感器力系等效转换数学模型。采用有限元分析预估了推力与推力矢量传感器的固有频率,并通过实验模态分析法对传感器进行了精确测试,得出了传感器系统的前4阶固有频率、阻尼比和留数等模态参数;通过静态力加载实验获得了传感器的各项静态性能指标。结果表明:该压电石英推力与推力矢量传感器具有良好的静态和动态特性指标、线性度、重复性以及固有频率等参数都达到CIRP-STCC规定的测力仪使用标准。
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关键词
压电石英
推力矢量
实验模态分析
传递函数
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职称材料
塞式喷管二次喷射推力矢量控制研究
被引量:
4
6
作者
琚春光
刘宇
+2 位作者
王长辉
熊文波
林震
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第1期67-71,共5页
采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:...
采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:二次流的工作参数和环境压力对侧向力的影响比较大。在高空环境下,推力矢量控制效果比较好,但在地面条件下,产生的侧向力比较小。二次流喷射产生侧向力的同时,对轴向力也有一定的增加。
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关键词
火箭发动机
塞式喷管
推力矢量控制
二次喷射
试验
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职称材料
发动机推力矢量测试系统的设计
被引量:
4
7
作者
胡旭晓
孙宝元
+1 位作者
钱敏
沈建伟
《传感器技术》
CSCD
北大核心
2005年第11期59-61,共3页
介绍了关于发动机推力矢量的测试系统,阐述了利用传感器进行发动机推力矢量的测试。利用设计的压电式测力平台和其相应的测试软件以及测试系统,用反求法求得空间力矢量大小、推力矢量的推力偏移量、推力偏斜角。通过试验结果表明:此方...
介绍了关于发动机推力矢量的测试系统,阐述了利用传感器进行发动机推力矢量的测试。利用设计的压电式测力平台和其相应的测试软件以及测试系统,用反求法求得空间力矢量大小、推力矢量的推力偏移量、推力偏斜角。通过试验结果表明:此方案是可行的。
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关键词
发动机
推力矢量
测力平台
测试系统
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职称材料
推力矢量发动机燃气舵气动性能分析
被引量:
10
8
作者
李军
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第6期1005-1008,共4页
采用六分力试验技术对某推力矢量发动机燃气舵的气动特性进行了试验研究。试验测得燃气舵舵片上的力和绕舵片转轴的力矩等参数。结合计算流体力学方法,采用非结构化网格技术对相应的燃气舵绕流流场进行了数值分析,计算结果与试验数据符...
采用六分力试验技术对某推力矢量发动机燃气舵的气动特性进行了试验研究。试验测得燃气舵舵片上的力和绕舵片转轴的力矩等参数。结合计算流体力学方法,采用非结构化网格技术对相应的燃气舵绕流流场进行了数值分析,计算结果与试验数据符合较好。计算还给出了舵片所受力和力矩随舵片偏转角的变化规律。所得结论对相关领域的工程研究具有较大的指导意义。
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关键词
推力矢量
燃气舵
试验
数值模拟
六分力
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职称材料
X-31A飞机的设计特点和试飞情况
被引量:
3
9
作者
张曙光
高浩
《飞行力学》
CSCD
北大核心
1996年第3期9-13,共5页
综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的...
综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的四种过失速机动动作以及空战效能评估结果。结果表明,X-31A飞机气动布局合理,能完成过失速机动飞行。且过失速机动技术和推力矢量组合,可以大大地提高飞机近距空战的作战效能。
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关键词
战斗机
过失速机动
推力矢量
飞行试验
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职称材料
航空矢量发动机试车台推力校准技术综述
被引量:
7
10
作者
王辰辰
李新良
+3 位作者
李程
曾吾
王洪博
俞锦
《计测技术》
2015年第4期10-14,共5页
简述了航空矢量发动机试车台推力校准的必要性,介绍了现有涡扇发动机轴向试车台推力测量系统的校准方法,结合矢量推力试车台的结构特点,对矢量推力试车台校准现状、校准步骤进行了分析说明,给出了矢量推力试车台现场校准程序,最后对航...
简述了航空矢量发动机试车台推力校准的必要性,介绍了现有涡扇发动机轴向试车台推力测量系统的校准方法,结合矢量推力试车台的结构特点,对矢量推力试车台校准现状、校准步骤进行了分析说明,给出了矢量推力试车台现场校准程序,最后对航空矢量发动机试车台推力校准技术研究进行了展望。
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关键词
矢量推力
试车台
现场校准
平行加载
中心加载
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职称材料
固体火箭发动机推力向量控制系统动力学计算
11
作者
刘文芝
张春林
+1 位作者
张乃仁
赵永忠
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第3期178-182,共5页
针对某固体火箭发动机推力向量控制系统运动中接头内部受力状态复杂且试验难以测量的问题,建立了该系统动力学计算模型,计算了接触数组参数,对该发动机推力向量控制系统进行了多体动力学计算。得到了系统运动规律,接头内滚动体与阴、阳...
针对某固体火箭发动机推力向量控制系统运动中接头内部受力状态复杂且试验难以测量的问题,建立了该系统动力学计算模型,计算了接触数组参数,对该发动机推力向量控制系统进行了多体动力学计算。得到了系统运动规律,接头内滚动体与阴、阳球体间的接触力、摩擦力矩和系统作动力矩。最后通过与理论计算和冷摆试验结果的对比,验证了建模和计算的合理性,得到了更接近实际的结果。
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关键词
推力向量控制系统
动力学
接触力
冷摆试验
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职称材料
固体火箭发动机推力向量控制系统动态性能分析
被引量:
2
12
作者
刘文芝
张春林
+1 位作者
张乃仁
赵永忠
《中国机械工程》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第12期1404-1408,共5页
以某型号固体火箭发动机推力向量控制系统为研究对象,采用多体系统动力学计算方法,以作用在系统活动体上的轴向载荷为工作阻力,作动器指令位移为原动件的已知运动规律,接头内引入并联非线性弹簧阻尼器表征各构件间的接触,建立该型号推...
以某型号固体火箭发动机推力向量控制系统为研究对象,采用多体系统动力学计算方法,以作用在系统活动体上的轴向载荷为工作阻力,作动器指令位移为原动件的已知运动规律,接头内引入并联非线性弹簧阻尼器表征各构件间的接触,建立该型号推力向量控制系统动力学模型,进行多体动力学计算,得到接头内构件间的实时运动规律、接触力及力矩。理论计算与系统冷摆试验相结合,分析作动力矩与摆角、频率的关系,计算接触变形产生的力矩增量,分析接头压痕产生的主要原因,并提出改进措施。
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关键词
固体火箭发动机
推力向量控制系统
多体系统动力学
冷摆试验
接触力
力矩
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职称材料
先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术
被引量:
5
13
作者
何开锋
刘刚
+3 位作者
毛仲君
汪清
贾涛
章胜
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2020年第1期9-20,共12页
具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作...
具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。
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关键词
过失速机动
模型飞行试验
非定常气动力建模
非线性控制
推力矢量
气动参数辨识
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职称材料
燃气舵装置性能参数测试和分析
被引量:
3
14
作者
王国锐
杜长宝
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2011年第2期63-64,156,共3页
燃气舵装置性能参数的准确获得对导弹飞行控制性能设计非常重要。论述了燃气舵装置需要测试的性能参数、卧式六分力测试系统和燃气舵五分量天平测力系统的测试原理,介绍了两系统测试燃气舵性能参数的实现方法,分析了两系统影响测试精度...
燃气舵装置性能参数的准确获得对导弹飞行控制性能设计非常重要。论述了燃气舵装置需要测试的性能参数、卧式六分力测试系统和燃气舵五分量天平测力系统的测试原理,介绍了两系统测试燃气舵性能参数的实现方法,分析了两系统影响测试精度的因素和优缺点,通过试验数据比较,指出了适合测试燃气舵各性能参数的试验方法。文中总结的测试和分析方法是合理、可行的。
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关键词
燃气舵
推力矢量
参数测试
六分力测试
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职称材料
推力矢量测试平台及原位校准方法研究
被引量:
1
15
作者
安健
王高
+1 位作者
陈欣欣
侯文
《国外电子测量技术》
北大核心
2021年第2期39-42,共4页
对于推力可调式固体姿轨控发动机,推力矢量参数是重要的测试物理量,为了研究固体火箭发动机推力矢量测试问题,提出一种推力矢量测试装置和测试系统。设计出一种固体姿轨控发动机推力矢量测试平台,对推力矢量测试平台的基座进行了模态仿...
对于推力可调式固体姿轨控发动机,推力矢量参数是重要的测试物理量,为了研究固体火箭发动机推力矢量测试问题,提出一种推力矢量测试装置和测试系统。设计出一种固体姿轨控发动机推力矢量测试平台,对推力矢量测试平台的基座进行了模态仿真的分析,得出推力矢量测试平台基座的频率响应在390.71~417.92Hz。对所构建的固体姿轨控发动机推力矢量测试平台进行了测试。通过对推力矢量各分量的原位校准系统构建技术的研究,设计出一套满足单个喷管作用力校准的杠杆组,并进行标定,并得出了原位校准力值-砝码值对应表。对推力矢量主推力进行静态原位校准,并计算校准方程和回归方程,结果表明,该测试装置能够较为精确的测量出固体火箭发动机推力矢量,并且校准曲线的非线性与重复性良好,分别为0.45%、0.47%。
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关键词
固体姿轨控发动机
推力矢量测试
模态仿真分析
原位静态校准
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职称材料
推力矢量飞机试飞技术模拟研究
被引量:
2
16
作者
刘选民
田福礼
俞志刚
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2007年第3期1-4,共4页
为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有...
为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高。在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势。
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关键词
推力矢量
过失速机动
试飞技术
飞行模拟试验
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职称材料
流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究
被引量:
9
17
作者
曹永飞
顾蕴松
韩杰星
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第4期593-599,共7页
为验证被动二次流推力矢量技术的有效性,评估其飞行控制能力,研制了一架基于被动二次流推力矢量动力装置的验证机模型并开展了飞行试验研究。以完成筋斗机动动作的时间和半径作为流体推力矢量控制性能的评估参数。采用微型航姿传感器记...
为验证被动二次流推力矢量技术的有效性,评估其飞行控制能力,研制了一架基于被动二次流推力矢量动力装置的验证机模型并开展了飞行试验研究。以完成筋斗机动动作的时间和半径作为流体推力矢量控制性能的评估参数。采用微型航姿传感器记录了验证机模型在有无流体矢量作用时完成筋斗动作的俯仰角和俯仰角速度数据,并通过无线数据传输装置传回地面加以储存和分析。飞行试验结果显示,在使用流体矢量情况下,验证机完成筋斗机动动作的半径由单独舵面控制时的约9倍机身长度减小为2倍机身长度、平均时间由4.93s降为2.28s、最大俯仰角速度的均值由114.5°/s提高到了270.3°/s。该结果证实了被动二次流推力矢量技术在急剧飞行状态下能够发挥作用,且具有较强的姿态控制效能。
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关键词
流体推力矢量技术
验证机模型
模型飞行试验
飞行演示验证
筋斗机动
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职称材料
可调叶片推力矢量转向对气动特性影响的研究
18
作者
秦燕华
洗礼敏
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
1997年第3期276-283,共8页
为了研究可调叶片推力转向对大攻角纵横向气动特性的影响,利用某战斗机的1∶11模型对可调叶片的偏角、长宽比及纵向位置的影响进行了风洞试验研究。试验是在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的Φ3.2m低速风洞中进行的。...
为了研究可调叶片推力转向对大攻角纵横向气动特性的影响,利用某战斗机的1∶11模型对可调叶片的偏角、长宽比及纵向位置的影响进行了风洞试验研究。试验是在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的Φ3.2m低速风洞中进行的。试验风速为60m/s,相应的Re数为2.1×106,喷流落压比为2.11,攻角范围为-4°~48°。本文给出了主要试验结果并对结果进行了简要的讨论。
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关键词
可调叶片
大攻角气动力
风洞
气动布局
战斗机
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职称材料
综合火/飞/推控制系统试飞技术模拟研究
19
作者
刘选民
田福礼
杨建国
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2007年第4期1-4,共4页
火/飞/推综合控制是适应未来作战飞机的需求而发展起来的新技术。为了研究适应这种新技术的试飞和数据处理方法,开发了火/飞/推综合控制模拟试验系统和战效评估软件系统。通过模拟飞行试验,评估了该系统的作战效能,结果表明,火/飞/推综...
火/飞/推综合控制是适应未来作战飞机的需求而发展起来的新技术。为了研究适应这种新技术的试飞和数据处理方法,开发了火/飞/推综合控制模拟试验系统和战效评估软件系统。通过模拟飞行试验,评估了该系统的作战效能,结果表明,火/飞/推综合控制自动攻击优于人工操纵攻击。
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关键词
火/飞/推综合控制
推力矢量
试飞技术
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职称材料
矢量发动机半实物冷流仿真试验系统研究
20
作者
兰宝刚
闫磊
《金陵科技学院学报》
2016年第3期23-26,共4页
介绍了一种基于万向挠性件的矢量发动机多分力冷流试验台,并应用于某燃气舵矢量控制发动机的半实物仿真试验。冷流多分力试验台以万向挠性件为转动支点,其余3个分力采用挠性杆,降低了各分力间的耦合强度并提供了多分力测量所需的自由度...
介绍了一种基于万向挠性件的矢量发动机多分力冷流试验台,并应用于某燃气舵矢量控制发动机的半实物仿真试验。冷流多分力试验台以万向挠性件为转动支点,其余3个分力采用挠性杆,降低了各分力间的耦合强度并提供了多分力测量所需的自由度。进气结构采用水平对称进气方式,利用金属波纹管的挠性,减小进气管道对多分力测量精准度的影响。相比于热试车,冷流试验方法能够在同一工况下多次试验,并能多次验证发动机矢量控制策略,且试验成本小。通过某发动机的冷流多分力半实物仿真试验,解决了系统二次平衡干扰问题,试验数据表明该多分力试验系统提高了分力测量精度,能够满足试验要求。
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关键词
多分力
冷流试验台
耦合
矢量推力
仿真
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职称材料
题名
火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性
被引量:
6
1
作者
王栋
余陵
武晓松
机构
南京理工大学机械工程学院
出处
《弹道学报》
EI
CSCD
北大核心
2009年第3期23-25,47,共4页
文摘
为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.
关键词
火箭发动机
推力偏心
六分力试验台
误差分析
Keywords
rocket engine
thrust
misalignment
thrust vector test
system
error analysis
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
水下推力矢量特性试验研究
被引量:
20
2
作者
王宝寿
许晟
易淑群
王元虎
朱小敏
机构
中国船舶科学研究中心
出处
《船舶力学》
EI
2000年第5期9-15,共7页
文摘
本文介绍了固体火箭发动机水下推力矢量特性试验。通过测量固体火箭发动机水下工作过程中的推力和侧向力 ,研究了扰流片和摆喷管两种推力矢量方式的水下推力矢量特性。对扰流片推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷口堵塞面积比、水深的变化规律。对摆喷管推力矢量方式 ,获得了推力、侧向力、推力矢量角随发动机喷管偏角以及水深的变化规律。
关键词
固体火箭发动机
推力矢量
水下点火
侧向力
Keywords
solid rocket motor
thrust
vector
control
underwater
test
分类号
V435.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
U661.71 [交通运输工程—船舶及航道工程]
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职称材料
题名
火箭发动机六分力试验台系统误差分析研究
被引量:
4
3
作者
鞠玉涛
周长省
王政时
机构
南京理工大学
出处
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2005年第4期63-65,共3页
文摘
文中基于静力学与动力学原理,建立了六分力测试台力学模型,研究分析了六分力测试台的静、动态误差特性,为六分力测试系统设计及提高测试精度提供了理论基础。
关键词
火箭发动机
误差
推力矢量
测试
Keywords
solid rocket
error
thrust
vector
test
ing
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
低速风洞推力矢量试验技术研究
被引量:
12
4
作者
贾毅
郑芳
黄浩
尹世博
郎卫东
机构
中国航天空气动力技术研究院
出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2014年第6期92-97,共6页
文摘
介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。
关键词
推力矢量
落压比
喷流影响
喷管特性
Keywords
vector
ing
thrust
test
system
nozzle pressure ratio
jet flow influence
nozzle performance
分类号
V211.74 [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
压电石英推力与推力矢量传感器的研制
被引量:
2
5
作者
翟怡
孙宝元
钱敏
张军
王红艳
机构
大连理工大学精密与特种加工教育部重点实验室
出处
《压电与声光》
CSCD
北大核心
2007年第2期164-166,169,共4页
基金
国家自然科学基金资助项目(5047515250675026)
文摘
介绍了一种压电石英推力与推力矢量传感器,建立了传感器力系等效转换数学模型。采用有限元分析预估了推力与推力矢量传感器的固有频率,并通过实验模态分析法对传感器进行了精确测试,得出了传感器系统的前4阶固有频率、阻尼比和留数等模态参数;通过静态力加载实验获得了传感器的各项静态性能指标。结果表明:该压电石英推力与推力矢量传感器具有良好的静态和动态特性指标、线性度、重复性以及固有频率等参数都达到CIRP-STCC规定的测力仪使用标准。
关键词
压电石英
推力矢量
实验模态分析
传递函数
Keywords
piezoelectricity quartz
thrust
vector
model-
test
ing
transfer function
分类号
TH823 [机械工程—精密仪器及机械]
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职称材料
题名
塞式喷管二次喷射推力矢量控制研究
被引量:
4
6
作者
琚春光
刘宇
王长辉
熊文波
林震
机构
北京系统工程研究所
北京航空航天大学宇航学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第1期67-71,共5页
基金
国家自然科学基金(50476002)
文摘
采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:二次流的工作参数和环境压力对侧向力的影响比较大。在高空环境下,推力矢量控制效果比较好,但在地面条件下,产生的侧向力比较小。二次流喷射产生侧向力的同时,对轴向力也有一定的增加。
关键词
火箭发动机
塞式喷管
推力矢量控制
二次喷射
试验
Keywords
Rocket engine
Aerospike nozzle
thrust
vector
control
Secondary injection
test
分类号
V234 [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
发动机推力矢量测试系统的设计
被引量:
4
7
作者
胡旭晓
孙宝元
钱敏
沈建伟
机构
大连理工大学精密与特种加工教育部重点实验室
出处
《传感器技术》
CSCD
北大核心
2005年第11期59-61,共3页
基金
国家自然科学基金资助项目(50475152)
文摘
介绍了关于发动机推力矢量的测试系统,阐述了利用传感器进行发动机推力矢量的测试。利用设计的压电式测力平台和其相应的测试软件以及测试系统,用反求法求得空间力矢量大小、推力矢量的推力偏移量、推力偏斜角。通过试验结果表明:此方案是可行的。
关键词
发动机
推力矢量
测力平台
测试系统
Keywords
engine
thrust
vector
force-measuring platform
test
system
分类号
TP274 [自动化与计算机技术—检测技术与自动化装置]
V271.41 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
推力矢量发动机燃气舵气动性能分析
被引量:
10
8
作者
李军
机构
南京理工大学机械工程学院
出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第6期1005-1008,共4页
文摘
采用六分力试验技术对某推力矢量发动机燃气舵的气动特性进行了试验研究。试验测得燃气舵舵片上的力和绕舵片转轴的力矩等参数。结合计算流体力学方法,采用非结构化网格技术对相应的燃气舵绕流流场进行了数值分析,计算结果与试验数据符合较好。计算还给出了舵片所受力和力矩随舵片偏转角的变化规律。所得结论对相关领域的工程研究具有较大的指导意义。
关键词
推力矢量
燃气舵
试验
数值模拟
六分力
Keywords
thrust
-
vector
et vane
test
s
numerical simulation
six-component forces
分类号
V433 [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
X-31A飞机的设计特点和试飞情况
被引量:
3
9
作者
张曙光
高浩
机构
北京航空航天大学
西北工业大学
出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
1996年第3期9-13,共5页
文摘
综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的四种过失速机动动作以及空战效能评估结果。结果表明,X-31A飞机气动布局合理,能完成过失速机动飞行。且过失速机动技术和推力矢量组合,可以大大地提高飞机近距空战的作战效能。
关键词
战斗机
过失速机动
推力矢量
飞行试验
Keywords
X - 31A aircraft Post stall technology (PST)
thrust
vector
ing(TV) Flight
test
分类号
V271.41 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
V217.3 [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
航空矢量发动机试车台推力校准技术综述
被引量:
7
10
作者
王辰辰
李新良
李程
曾吾
王洪博
俞锦
机构
中航工业北京长城计量测试技术研究所
出处
《计测技术》
2015年第4期10-14,共5页
文摘
简述了航空矢量发动机试车台推力校准的必要性,介绍了现有涡扇发动机轴向试车台推力测量系统的校准方法,结合矢量推力试车台的结构特点,对矢量推力试车台校准现状、校准步骤进行了分析说明,给出了矢量推力试车台现场校准程序,最后对航空矢量发动机试车台推力校准技术研究进行了展望。
关键词
矢量推力
试车台
现场校准
平行加载
中心加载
Keywords
vector
thrust
test
cell
field calibration
parallel loading
axial loading
分类号
TB931 [机械工程—测试计量技术及仪器]
V263.47 [航空宇航科学与技术—航空宇航制造工程]
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职称材料
题名
固体火箭发动机推力向量控制系统动力学计算
11
作者
刘文芝
张春林
张乃仁
赵永忠
机构
北京理工大学机械与车辆工程学院
中国航天科工集团公司六院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006年第3期178-182,共5页
文摘
针对某固体火箭发动机推力向量控制系统运动中接头内部受力状态复杂且试验难以测量的问题,建立了该系统动力学计算模型,计算了接触数组参数,对该发动机推力向量控制系统进行了多体动力学计算。得到了系统运动规律,接头内滚动体与阴、阳球体间的接触力、摩擦力矩和系统作动力矩。最后通过与理论计算和冷摆试验结果的对比,验证了建模和计算的合理性,得到了更接近实际的结果。
关键词
推力向量控制系统
动力学
接触力
冷摆试验
Keywords
thrust
vector
control system
dynamics
contact force
pendulous
test
分类号
V435.23 [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
固体火箭发动机推力向量控制系统动态性能分析
被引量:
2
12
作者
刘文芝
张春林
张乃仁
赵永忠
机构
内蒙古工业大学
北京理工大学
中国航天科工集团公司第六研究院
出处
《中国机械工程》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007年第12期1404-1408,共5页
基金
内蒙古自治区高等学校科学研究资助项目(NJ06061)
文摘
以某型号固体火箭发动机推力向量控制系统为研究对象,采用多体系统动力学计算方法,以作用在系统活动体上的轴向载荷为工作阻力,作动器指令位移为原动件的已知运动规律,接头内引入并联非线性弹簧阻尼器表征各构件间的接触,建立该型号推力向量控制系统动力学模型,进行多体动力学计算,得到接头内构件间的实时运动规律、接触力及力矩。理论计算与系统冷摆试验相结合,分析作动力矩与摆角、频率的关系,计算接触变形产生的力矩增量,分析接头压痕产生的主要原因,并提出改进措施。
关键词
固体火箭发动机
推力向量控制系统
多体系统动力学
冷摆试验
接触力
力矩
Keywords
solid propellant rocket motor
thrust
vector
control system
dynamics of mulit--body system
pendulous
test
contact force
torque
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
先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术
被引量:
5
13
作者
何开锋
刘刚
毛仲君
汪清
贾涛
章胜
机构
空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2020年第1期9-20,共12页
文摘
具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。
关键词
过失速机动
模型飞行试验
非定常气动力建模
非线性控制
推力矢量
气动参数辨识
Keywords
post-stall maneuver
model flight
test
modeling of unsteady aerodynamics
non-linear control
thrust
-
vector
ing
aerodynamic parameter identification
分类号
V249 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
燃气舵装置性能参数测试和分析
被引量:
3
14
作者
王国锐
杜长宝
机构
中国空空导弹研究院
出处
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2011年第2期63-64,156,共3页
文摘
燃气舵装置性能参数的准确获得对导弹飞行控制性能设计非常重要。论述了燃气舵装置需要测试的性能参数、卧式六分力测试系统和燃气舵五分量天平测力系统的测试原理,介绍了两系统测试燃气舵性能参数的实现方法,分析了两系统影响测试精度的因素和优缺点,通过试验数据比较,指出了适合测试燃气舵各性能参数的试验方法。文中总结的测试和分析方法是合理、可行的。
关键词
燃气舵
推力矢量
参数测试
六分力测试
Keywords
jet vane
thrust
vector
parameter
test
six-component
test
分类号
TJ760.352 [兵器科学与技术—武器系统与运用工程]
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职称材料
题名
推力矢量测试平台及原位校准方法研究
被引量:
1
15
作者
安健
王高
陈欣欣
侯文
机构
中北大学
航天科工六院
出处
《国外电子测量技术》
北大核心
2021年第2期39-42,共4页
文摘
对于推力可调式固体姿轨控发动机,推力矢量参数是重要的测试物理量,为了研究固体火箭发动机推力矢量测试问题,提出一种推力矢量测试装置和测试系统。设计出一种固体姿轨控发动机推力矢量测试平台,对推力矢量测试平台的基座进行了模态仿真的分析,得出推力矢量测试平台基座的频率响应在390.71~417.92Hz。对所构建的固体姿轨控发动机推力矢量测试平台进行了测试。通过对推力矢量各分量的原位校准系统构建技术的研究,设计出一套满足单个喷管作用力校准的杠杆组,并进行标定,并得出了原位校准力值-砝码值对应表。对推力矢量主推力进行静态原位校准,并计算校准方程和回归方程,结果表明,该测试装置能够较为精确的测量出固体火箭发动机推力矢量,并且校准曲线的非线性与重复性良好,分别为0.45%、0.47%。
关键词
固体姿轨控发动机
推力矢量测试
模态仿真分析
原位静态校准
Keywords
solid attitude and orbit control motor
thrust vector test
modal simulation analysis
in-situ static calibration
分类号
TJ0 [兵器科学与技术—兵器发射理论与技术]
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职称材料
题名
推力矢量飞机试飞技术模拟研究
被引量:
2
16
作者
刘选民
田福礼
俞志刚
机构
西北工业大学航空学院
中国飞行试验研究院总工办
中国飞行试验研究院飞机所
出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2007年第3期1-4,共4页
文摘
为研究推力矢量飞机的试飞技术,建立了推力矢量飞机的动力学模型,用动态逆方法设计了4种过失速机动控制律,并在地面飞行模拟器上参考标准评估机动动作集(STEMS)进行了飞行模拟试验研究。试验结果表明,使用的4种过失速机动控制模式没有不可接受的操纵响应,飞机采用推力矢量控制后敏捷性明显提高。在模拟导弹攻击目标时,采用过失速机动控制模式具有明显的优势。
关键词
推力矢量
过失速机动
试飞技术
飞行模拟试验
Keywords
thrust
vector
post stall maneuver
flight
test
technique
flight simulation
分类号
V212.1 [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
流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究
被引量:
9
17
作者
曹永飞
顾蕴松
韩杰星
机构
中国航空工业空气动力研究院
南京航空航天大学航空宇航学院
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第4期593-599,共7页
文摘
为验证被动二次流推力矢量技术的有效性,评估其飞行控制能力,研制了一架基于被动二次流推力矢量动力装置的验证机模型并开展了飞行试验研究。以完成筋斗机动动作的时间和半径作为流体推力矢量控制性能的评估参数。采用微型航姿传感器记录了验证机模型在有无流体矢量作用时完成筋斗动作的俯仰角和俯仰角速度数据,并通过无线数据传输装置传回地面加以储存和分析。飞行试验结果显示,在使用流体矢量情况下,验证机完成筋斗机动动作的半径由单独舵面控制时的约9倍机身长度减小为2倍机身长度、平均时间由4.93s降为2.28s、最大俯仰角速度的均值由114.5°/s提高到了270.3°/s。该结果证实了被动二次流推力矢量技术在急剧飞行状态下能够发挥作用,且具有较强的姿态控制效能。
关键词
流体推力矢量技术
验证机模型
模型飞行试验
飞行演示验证
筋斗机动
Keywords
fluidic
thrust
vector
ing technique
demonstrator model
model flight
test
ing
flight demonstration
loop maneuver
分类号
V211.7 [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
可调叶片推力矢量转向对气动特性影响的研究
18
作者
秦燕华
洗礼敏
机构
北京航空航天大学
中国空气动力研究与发展中心
出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
1997年第3期276-283,共8页
文摘
为了研究可调叶片推力转向对大攻角纵横向气动特性的影响,利用某战斗机的1∶11模型对可调叶片的偏角、长宽比及纵向位置的影响进行了风洞试验研究。试验是在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的Φ3.2m低速风洞中进行的。试验风速为60m/s,相应的Re数为2.1×106,喷流落压比为2.11,攻角范围为-4°~48°。本文给出了主要试验结果并对结果进行了简要的讨论。
关键词
可调叶片
大攻角气动力
风洞
气动布局
战斗机
Keywords
thrust
vector
ing
turning vane
high angle of attack aerodynamics
wind tunnel
test
ing
分类号
V212.11 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V274.41 [航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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职称材料
题名
综合火/飞/推控制系统试飞技术模拟研究
19
作者
刘选民
田福礼
杨建国
机构
西北工业大学航空学院
中国飞行试验研究院总工办
中国飞行试验研究院飞机所
出处
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2007年第4期1-4,共4页
文摘
火/飞/推综合控制是适应未来作战飞机的需求而发展起来的新技术。为了研究适应这种新技术的试飞和数据处理方法,开发了火/飞/推综合控制模拟试验系统和战效评估软件系统。通过模拟飞行试验,评估了该系统的作战效能,结果表明,火/飞/推综合控制自动攻击优于人工操纵攻击。
关键词
火/飞/推综合控制
推力矢量
试飞技术
Keywords
integrated fire/flight/propulsion control
thrust
vector
flight
test
technique
分类号
V216.7 [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
矢量发动机半实物冷流仿真试验系统研究
20
作者
兰宝刚
闫磊
机构
中国航天科技集团公司第四研究院
出处
《金陵科技学院学报》
2016年第3期23-26,共4页
文摘
介绍了一种基于万向挠性件的矢量发动机多分力冷流试验台,并应用于某燃气舵矢量控制发动机的半实物仿真试验。冷流多分力试验台以万向挠性件为转动支点,其余3个分力采用挠性杆,降低了各分力间的耦合强度并提供了多分力测量所需的自由度。进气结构采用水平对称进气方式,利用金属波纹管的挠性,减小进气管道对多分力测量精准度的影响。相比于热试车,冷流试验方法能够在同一工况下多次试验,并能多次验证发动机矢量控制策略,且试验成本小。通过某发动机的冷流多分力半实物仿真试验,解决了系统二次平衡干扰问题,试验数据表明该多分力试验系统提高了分力测量精度,能够满足试验要求。
关键词
多分力
冷流试验台
耦合
矢量推力
仿真
Keywords
multi-component force
cold flow
test
couple
vector
thrust
simulation
分类号
V43 [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
火箭发动机六分力试验系统力学和误差特性
王栋
余陵
武晓松
《弹道学报》
EI
CSCD
北大核心
2009
6
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职称材料
2
水下推力矢量特性试验研究
王宝寿
许晟
易淑群
王元虎
朱小敏
《船舶力学》
EI
2000
20
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职称材料
3
火箭发动机六分力试验台系统误差分析研究
鞠玉涛
周长省
王政时
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2005
4
下载PDF
职称材料
4
低速风洞推力矢量试验技术研究
贾毅
郑芳
黄浩
尹世博
郎卫东
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2014
12
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职称材料
5
压电石英推力与推力矢量传感器的研制
翟怡
孙宝元
钱敏
张军
王红艳
《压电与声光》
CSCD
北大核心
2007
2
下载PDF
职称材料
6
塞式喷管二次喷射推力矢量控制研究
琚春光
刘宇
王长辉
熊文波
林震
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009
4
下载PDF
职称材料
7
发动机推力矢量测试系统的设计
胡旭晓
孙宝元
钱敏
沈建伟
《传感器技术》
CSCD
北大核心
2005
4
下载PDF
职称材料
8
推力矢量发动机燃气舵气动性能分析
李军
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006
10
下载PDF
职称材料
9
X-31A飞机的设计特点和试飞情况
张曙光
高浩
《飞行力学》
CSCD
北大核心
1996
3
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职称材料
10
航空矢量发动机试车台推力校准技术综述
王辰辰
李新良
李程
曾吾
王洪博
俞锦
《计测技术》
2015
7
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职称材料
11
固体火箭发动机推力向量控制系统动力学计算
刘文芝
张春林
张乃仁
赵永忠
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2006
0
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职称材料
12
固体火箭发动机推力向量控制系统动态性能分析
刘文芝
张春林
张乃仁
赵永忠
《中国机械工程》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2007
2
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职称材料
13
先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术
何开锋
刘刚
毛仲君
汪清
贾涛
章胜
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2020
5
下载PDF
职称材料
14
燃气舵装置性能参数测试和分析
王国锐
杜长宝
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2011
3
下载PDF
职称材料
15
推力矢量测试平台及原位校准方法研究
安健
王高
陈欣欣
侯文
《国外电子测量技术》
北大核心
2021
1
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职称材料
16
推力矢量飞机试飞技术模拟研究
刘选民
田福礼
俞志刚
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2007
2
下载PDF
职称材料
17
流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究
曹永飞
顾蕴松
韩杰星
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019
9
下载PDF
职称材料
18
可调叶片推力矢量转向对气动特性影响的研究
秦燕华
洗礼敏
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
1997
0
下载PDF
职称材料
19
综合火/飞/推控制系统试飞技术模拟研究
刘选民
田福礼
杨建国
《飞行力学》
CSCD
北大核心
2007
0
下载PDF
职称材料
20
矢量发动机半实物冷流仿真试验系统研究
兰宝刚
闫磊
《金陵科技学院学报》
2016
0
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职称材料
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