固體燃?xì)忾y開關(guān)狀態(tài)內(nèi)流場分析

金蔚+黃少波

摘 要：固體燃?xì)忾y技術(shù)是姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)控制的關(guān)鍵技術(shù)之一。通過數(shù)值模擬對固體燃?xì)忾y 開關(guān)狀態(tài)進(jìn)行內(nèi)流場分析，結(jié)果表明：燃?xì)忾y兩側(cè)存在有效驅(qū)動(dòng)力，能夠?qū)崿F(xiàn)閥的開啟和關(guān)閉， 并確定了影響驅(qū)動(dòng)力的主要構(gòu)型參數(shù)；同時(shí)考慮燃?xì)忾y周向間隙影響，需設(shè)法增大閥尾腔出口面 積、減小間隙和增大ds/dr，以增大燃?xì)忾y開啟力；最后對確定閥芯移動(dòng)距離的原則予以說明。研 究結(jié)果為后期燃?xì)忾y機(jī)理分析、設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供參考和支撐。

關(guān)鍵詞：固體燃?xì)獍l(fā)生器；燃?xì)忾y；姿軌控；內(nèi)流場分析

中圖分類號：TJ763 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號：1673-5048（2014）03-0036-04

AnalysisofInternalFlowFieldofaSolidPropellant HotGasValveinItsOpenandClosed

JINWei，HUANGShaobo

（ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China）

Abstract：Thesolidpropellanthotgasvalveisthekeytechnologyofdiverattitudecontrol.Thein ternalflowfieldofsolidpropellanthotgasvalveinitsopenedandclosedconditionisanalyzedbasedon numericalsimulation.Itisshownthatthereisavailabledrivingforceonbothsidesofthehotgasvalveto openandclosethevalve，andthemainstructureparametersofchangingthedrivingforcearegotten；The largerexportandsmallergapshouldbemadetogetgreateropeningforce.Then，themethodcalculates themovingdistanceofvalve.Itproposesareferenceandsupportforthefutureanalyses，designandopti mizationofthehotgasvalve.

Keywords：solidpropellantgasgenerator；hotgasvalve；divertattitudecontrol；analysisofinter nalflowfield

0 引 言

導(dǎo)彈的發(fā)展主要著眼于機(jī)動(dòng)性、精確性和可 靠性。固體燃?xì)忾y技術(shù)作為高可靠性、高精確性、 快速響應(yīng)的動(dòng)力控制系統(tǒng)[1-3]，廣泛應(yīng)用于防空導(dǎo) 彈和反導(dǎo)導(dǎo)彈的姿軌控系統(tǒng)。國內(nèi)外對固體燃?xì)?閥進(jìn)行了研究，美國的“海神”潛地導(dǎo)彈及動(dòng)能攔 截彈中的固體KKV，都應(yīng)用到固體燃?xì)忾y技術(shù)；法國SEP于20世紀(jì)70年代啟動(dòng)燃?xì)忾y技術(shù)，前 蘇聯(lián)也開展了相關(guān)研究[4-5]；其中美國研制的一種 固體姿軌控系統(tǒng)，對姿控和軌控系統(tǒng)分別應(yīng)用針 栓和二級放大的固體燃?xì)忾y。國內(nèi)方面近幾年在 不斷研究針?biāo)ㄐ问降娜細(xì)忾y[6]；這種單獨(dú)采用針 閥形式的燃?xì)忾y需要電磁力驅(qū)動(dòng)，其驅(qū)動(dòng)力極為 有限，而要增加電磁力，則體積和質(zhì)量會(huì)大幅增 加，得不償失[7]。因而對于承受較大壓力的調(diào)控機(jī) 構(gòu)，二級放大形式的固體燃?xì)忾y是一種較優(yōu)選擇。

本文介紹一種以先導(dǎo)閥控制的固體燃?xì)忾y。 整個(gè)燃?xì)忾y通過先導(dǎo)閥控制放大的活塞體移動(dòng)，再由活塞體控制噴喉開關(guān)，它能夠以較小的控制 力實(shí)現(xiàn)對噴管的開啟和關(guān)閉。利用數(shù)值模擬對燃 氣閥的開啟和關(guān)閉典型位置狀態(tài)進(jìn)行分析，研究 燃?xì)忾y噴管開啟和關(guān)閉內(nèi)流場特性，分析影響閥 體開啟和關(guān)閉的主要問題。

1 固體燃?xì)忾y原理

燃?xì)忾y結(jié)構(gòu)如圖1所示，其主要由燃?xì)忾y閥 芯、先導(dǎo)閥和噴管組成。燃?xì)忾y工作原理是以閥芯 前后壓差驅(qū)動(dòng)閥芯移動(dòng)；當(dāng)先導(dǎo)閥關(guān)閉，先導(dǎo)閥自 身受來自燃?xì)獬錃饪讱鈮憾荒鏁r(shí)針推回，燃?xì)?充入燃?xì)忾y閥芯尾腔，此時(shí)尾腔內(nèi)可視為滯止燃 氣，相比之下閥頭流速高、壓強(qiáng)低，閥芯因前后壓 差被推動(dòng)，使噴管處于關(guān)閉狀態(tài)，如圖1（a）所示； 當(dāng)先導(dǎo)閥開啟，因受外力驅(qū)動(dòng)，先導(dǎo)閥便順時(shí)針旋 轉(zhuǎn)封堵燃?xì)獬錃饪?，如圖1（b）所示，燃?xì)忾y尾腔 和大氣相通，閥頭的燃?xì)鈮毫ν苿?dòng)閥芯向尾部移 動(dòng)，最終燃?xì)忾y被完全打開，噴管完全開啟，如圖 1（c）所示。

為了進(jìn)一步對燃?xì)忾y開啟和關(guān)閉的兩個(gè)典型 狀態(tài)進(jìn)行分析，研究影響其正常開啟和關(guān)閉的問 題，借助數(shù)值模擬對開啟和關(guān)閉狀態(tài)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)內(nèi) 流場計(jì)算。

數(shù)值模擬在Fluent6.3中完成，假設(shè)流動(dòng)過程 無化學(xué)反應(yīng)，壁面為絕熱無滑移固壁，采用可壓流 N-S方程，湍流K-erealize模型。

邊界條件：燃?xì)馊肟诰捎脡毫θ肟?，總?15MPa，總溫3000K；噴管出口采用壓力出口， 總溫300K，壓強(qiáng)101325Pa。

如圖3所示，燃?xì)饪倝簽?5MPa，wall-1和 wall-2面上平均壓強(qiáng)約為13MPa。

一般情況P0Pa，所以燃?xì)忾y此時(shí)也存在有 效的開啟驅(qū)動(dòng)力。例如，燃?xì)饪倝?5MPa時(shí)，此 時(shí)開啟驅(qū)動(dòng)力約2000N。在噴管確定后，dc受到 限制，此時(shí)ds和dr成為影響開啟驅(qū)動(dòng)力兩個(gè)主要 閥體尺寸。

綜上所述，先導(dǎo)閥運(yùn)動(dòng)后，燃?xì)忾y兩側(cè)存在實(shí) 現(xiàn)其開啟和關(guān)閉所需的有效驅(qū)動(dòng)力，并能夠保持 其狀態(tài)穩(wěn)定。

3.2 周向間隙對閥芯受力影響

實(shí)際情況中，閥身周向和腔體存在間隙，燃?xì)?中含有凝相顆粒，不采取密封措施，一定的間隙可 以減小因凝相粒子堵塞引起的閥芯卡滯風(fēng)險(xiǎn)，但 同時(shí)需要分析間隙的存在對閥芯受力的影響。endprint

先導(dǎo)閥關(guān)閉瞬間，閥芯尾腔充入燃?xì)?，閥芯兩 側(cè)受力面積相等，無論是否有間隙，閥尾壓強(qiáng)總大 于閥頭壓強(qiáng)，并不影響閥正常關(guān)閉。因此以下分析 先導(dǎo)閥開啟瞬間，間隙對燃?xì)忾y開啟力的影響。

圖4為Case3工況的流場壓力分布云圖，間隙 會(huì)影響到閥尾壓強(qiáng)。表1為間隙大小對閥芯受力影 響，隨著間隙不斷減小，閥尾壓強(qiáng)不斷降低，閥尾 受力不斷減??；表2為出口直徑對閥芯受力影響，隨著出口直徑增加，閥尾腔壓強(qiáng)不斷降低，閥尾受 力不斷減小，但同時(shí)要求先導(dǎo)閥驅(qū)動(dòng)力也越大；因 此必須在先導(dǎo)閥可承壓前提下，盡可能擴(kuò)大出口 面積；同時(shí)，閥身間隙形成的環(huán)向面積小于出口面 積，閥芯更容易形成指向閥尾方向的合力。如表3 所示，ds/dr越大，閥的開啟力越大；但ds越大， 周向間隙面積會(huì)越大，不利于降低尾腔壓強(qiáng)，對于 一定的出口面積，ds存在上限，同時(shí)dr需大于dc。

表中閥芯受力指向閥頭為正，指向閥尾為負(fù)。 綜上所述，為降低凝相粒子引起閥芯堵塞的風(fēng)險(xiǎn)， 采取無密封形式，但必須根據(jù)先導(dǎo)閥可承受壓力， 盡可能擴(kuò)大出口面積；在工藝可實(shí)現(xiàn)下，減小間隙 大小，才能進(jìn)一步降低閥芯尾腔壓強(qiáng)，盡可能增大 ds/dr，閥芯才能形成更大的開啟力。

3.3 閥芯相對位置對噴管性能的影響

根據(jù)總體對性能和體積的要求，燃?xì)忾y閥芯 會(huì)采用不同布局方式，同時(shí)為實(shí)現(xiàn)大的驅(qū)動(dòng)力和 快速的響應(yīng)，會(huì)盡可能縮短閥芯移動(dòng)距離，但這樣 可能對噴管性能造成影響。

燃?xì)忾y閥頭和壁面形成的面積必須大于噴管入口面積，目前構(gòu)型噴管入口dc=14mm，則閥芯 行程最小移動(dòng)距離約為4.4mm，分別對不同狀態(tài) 進(jìn)行數(shù)值模擬，見表4。

從表4數(shù)據(jù)可以看到，僅考察布局方式的影 響，燃?xì)忾y閥芯軸線和發(fā)動(dòng)機(jī)軸線平行的布局相 比垂直布局，其實(shí)際喉徑減小，流量、推力、比沖 和出口總壓都更小，推力損失較大，所以在體積允 許情況下，垂直布局會(huì)較大程度減小推力損失。

從無閥到閥芯移動(dòng)距離的減小，實(shí)際喉徑逐 步減小，推力、比沖和出口總壓也會(huì)進(jìn)一步下降， 推力損失加?。婚y芯最小移動(dòng)確定是以其對應(yīng)流 道面積不小于噴管入口面積為原則，但此時(shí)計(jì)算 的實(shí)際喉徑仍然比無閥狀態(tài)有所減小，推力損失 更大，所以在設(shè)計(jì)中，應(yīng)增加約1～2mm余量作為 設(shè)計(jì)移動(dòng)距離。以實(shí)現(xiàn)盡可能小的移動(dòng)距離，足夠 的開啟力，同時(shí)減小對噴管性能損失。

4 結(jié) 論

（1）先導(dǎo)閥作動(dòng)后，閥芯兩側(cè)存在有效驅(qū)動(dòng)力。燃?xì)忾y的關(guān)閉主要受構(gòu)型參數(shù)dr和La影響。 燃?xì)忾y開啟主要受構(gòu)型參數(shù)ds和dr影響。

（2）燃?xì)忾y周向間隙的存在會(huì)影響尾腔壓強(qiáng)， 必須在先導(dǎo)閥承力限制下，盡可能擴(kuò)大出口面積， 根據(jù)工藝可實(shí)現(xiàn)性，減小間隙大小，降低閥尾壓 強(qiáng)；盡可能增大ds/dr，使閥芯形成更大的開啟力。

（3）體積允許下，垂直布局會(huì)較大程度減小 推力損失；閥芯位置，需以短的移動(dòng)距離和小的噴 管性能損失為約束；初步以閥頭流道面積不小于 噴管入口面積為基準(zhǔn)，確定閥芯最小移動(dòng)距離，增 加1～2mm余量作為設(shè)計(jì)行程。

參考文獻(xiàn)：

[1]CoonJ，YashaharaW.SolidPropulsionApproachesfor TerminalSteering[R].AIAA93-2641.

[2]李哲，魏志軍，張平.高溫燃?xì)忾y在導(dǎo)彈上的應(yīng)用[C]// 固體火箭推進(jìn)第22屆年會(huì)論文集（發(fā)動(dòng)機(jī)分冊）， 2005：209-213.

[3]雍曉軒.軌、姿控固體燃?xì)獍l(fā)生器式動(dòng)力系統(tǒng)研究 [J].現(xiàn)代防御技術(shù)，1999，27（4）：30-33.

[4]楊威，王宏偉，牛祿.燃?xì)忾y技術(shù)在固體發(fā)動(dòng)機(jī)推力控 制中的應(yīng)用和發(fā)展[C]//第24屆學(xué)術(shù)會(huì)議論文集：43 -49.

[5]劉真.動(dòng)能殺傷攔截器KKV[J].地面防空武器，2004

（3）：10-12.

[6]李娟，李江，王毅林，等.喉栓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究 [J].固體火箭技術(shù)，2007，30（6）：505-509.

[7]李世鵬，張平.固體燃?xì)饪刂崎y內(nèi)流場參數(shù)計(jì)算[J]. 固體火箭技術(shù)，2003，26（3）：25-27.endprint

先導(dǎo)閥關(guān)閉瞬間，閥芯尾腔充入燃?xì)猓y芯兩 側(cè)受力面積相等，無論是否有間隙，閥尾壓強(qiáng)總大 于閥頭壓強(qiáng)，并不影響閥正常關(guān)閉。因此以下分析 先導(dǎo)閥開啟瞬間，間隙對燃?xì)忾y開啟力的影響。

圖4為Case3工況的流場壓力分布云圖，間隙 會(huì)影響到閥尾壓強(qiáng)。表1為間隙大小對閥芯受力影 響，隨著間隙不斷減小，閥尾壓強(qiáng)不斷降低，閥尾 受力不斷減??；表2為出口直徑對閥芯受力影響，隨著出口直徑增加，閥尾腔壓強(qiáng)不斷降低，閥尾受 力不斷減小，但同時(shí)要求先導(dǎo)閥驅(qū)動(dòng)力也越大；因 此必須在先導(dǎo)閥可承壓前提下，盡可能擴(kuò)大出口 面積；同時(shí)，閥身間隙形成的環(huán)向面積小于出口面 積，閥芯更容易形成指向閥尾方向的合力。如表3 所示，ds/dr越大，閥的開啟力越大；但ds越大， 周向間隙面積會(huì)越大，不利于降低尾腔壓強(qiáng)，對于 一定的出口面積，ds存在上限，同時(shí)dr需大于dc。

表中閥芯受力指向閥頭為正，指向閥尾為負(fù)。 綜上所述，為降低凝相粒子引起閥芯堵塞的風(fēng)險(xiǎn)， 采取無密封形式，但必須根據(jù)先導(dǎo)閥可承受壓力， 盡可能擴(kuò)大出口面積；在工藝可實(shí)現(xiàn)下，減小間隙 大小，才能進(jìn)一步降低閥芯尾腔壓強(qiáng)，盡可能增大 ds/dr，閥芯才能形成更大的開啟力。

3.3 閥芯相對位置對噴管性能的影響

根據(jù)總體對性能和體積的要求，燃?xì)忾y閥芯 會(huì)采用不同布局方式，同時(shí)為實(shí)現(xiàn)大的驅(qū)動(dòng)力和 快速的響應(yīng)，會(huì)盡可能縮短閥芯移動(dòng)距離，但這樣 可能對噴管性能造成影響。

燃?xì)忾y閥頭和壁面形成的面積必須大于噴管入口面積，目前構(gòu)型噴管入口dc=14mm，則閥芯 行程最小移動(dòng)距離約為4.4mm，分別對不同狀態(tài) 進(jìn)行數(shù)值模擬，見表4。

從表4數(shù)據(jù)可以看到，僅考察布局方式的影 響，燃?xì)忾y閥芯軸線和發(fā)動(dòng)機(jī)軸線平行的布局相 比垂直布局，其實(shí)際喉徑減小，流量、推力、比沖 和出口總壓都更小，推力損失較大，所以在體積允 許情況下，垂直布局會(huì)較大程度減小推力損失。

從無閥到閥芯移動(dòng)距離的減小，實(shí)際喉徑逐 步減小，推力、比沖和出口總壓也會(huì)進(jìn)一步下降， 推力損失加??；閥芯最小移動(dòng)確定是以其對應(yīng)流 道面積不小于噴管入口面積為原則，但此時(shí)計(jì)算 的實(shí)際喉徑仍然比無閥狀態(tài)有所減小，推力損失 更大，所以在設(shè)計(jì)中，應(yīng)增加約1～2mm余量作為 設(shè)計(jì)移動(dòng)距離。以實(shí)現(xiàn)盡可能小的移動(dòng)距離，足夠 的開啟力，同時(shí)減小對噴管性能損失。

4 結(jié) 論

（1）先導(dǎo)閥作動(dòng)后，閥芯兩側(cè)存在有效驅(qū)動(dòng)力。燃?xì)忾y的關(guān)閉主要受構(gòu)型參數(shù)dr和La影響。 燃?xì)忾y開啟主要受構(gòu)型參數(shù)ds和dr影響。

（2）燃?xì)忾y周向間隙的存在會(huì)影響尾腔壓強(qiáng)， 必須在先導(dǎo)閥承力限制下，盡可能擴(kuò)大出口面積， 根據(jù)工藝可實(shí)現(xiàn)性，減小間隙大小，降低閥尾壓 強(qiáng)；盡可能增大ds/dr，使閥芯形成更大的開啟力。

（3）體積允許下，垂直布局會(huì)較大程度減小 推力損失；閥芯位置，需以短的移動(dòng)距離和小的噴 管性能損失為約束；初步以閥頭流道面積不小于 噴管入口面積為基準(zhǔn)，確定閥芯最小移動(dòng)距離，增 加1～2mm余量作為設(shè)計(jì)行程。

參考文獻(xiàn)：

[1]CoonJ，YashaharaW.SolidPropulsionApproachesfor TerminalSteering[R].AIAA93-2641.

[2]李哲，魏志軍，張平.高溫燃?xì)忾y在導(dǎo)彈上的應(yīng)用[C]// 固體火箭推進(jìn)第22屆年會(huì)論文集（發(fā)動(dòng)機(jī)分冊）， 2005：209-213.

[3]雍曉軒.軌、姿控固體燃?xì)獍l(fā)生器式動(dòng)力系統(tǒng)研究 [J].現(xiàn)代防御技術(shù)，1999，27（4）：30-33.

[4]楊威，王宏偉，牛祿.燃?xì)忾y技術(shù)在固體發(fā)動(dòng)機(jī)推力控 制中的應(yīng)用和發(fā)展[C]//第24屆學(xué)術(shù)會(huì)議論文集：43 -49.

[5]劉真.動(dòng)能殺傷攔截器KKV[J].地面防空武器，2004

（3）：10-12.

[6]李娟，李江，王毅林，等.喉栓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究 [J].固體火箭技術(shù)，2007，30（6）：505-509.

[7]李世鵬，張平.固體燃?xì)饪刂崎y內(nèi)流場參數(shù)計(jì)算[J]. 固體火箭技術(shù)，2003，26（3）：25-27.endprint

先導(dǎo)閥關(guān)閉瞬間，閥芯尾腔充入燃?xì)?，閥芯兩 側(cè)受力面積相等，無論是否有間隙，閥尾壓強(qiáng)總大 于閥頭壓強(qiáng)，并不影響閥正常關(guān)閉。因此以下分析 先導(dǎo)閥開啟瞬間，間隙對燃?xì)忾y開啟力的影響。

圖4為Case3工況的流場壓力分布云圖，間隙 會(huì)影響到閥尾壓強(qiáng)。表1為間隙大小對閥芯受力影 響，隨著間隙不斷減小，閥尾壓強(qiáng)不斷降低，閥尾 受力不斷減??；表2為出口直徑對閥芯受力影響，隨著出口直徑增加，閥尾腔壓強(qiáng)不斷降低，閥尾受 力不斷減小，但同時(shí)要求先導(dǎo)閥驅(qū)動(dòng)力也越大；因 此必須在先導(dǎo)閥可承壓前提下，盡可能擴(kuò)大出口 面積；同時(shí)，閥身間隙形成的環(huán)向面積小于出口面 積，閥芯更容易形成指向閥尾方向的合力。如表3 所示，ds/dr越大，閥的開啟力越大；但ds越大， 周向間隙面積會(huì)越大，不利于降低尾腔壓強(qiáng)，對于 一定的出口面積，ds存在上限，同時(shí)dr需大于dc。

表中閥芯受力指向閥頭為正，指向閥尾為負(fù)。 綜上所述，為降低凝相粒子引起閥芯堵塞的風(fēng)險(xiǎn)， 采取無密封形式，但必須根據(jù)先導(dǎo)閥可承受壓力， 盡可能擴(kuò)大出口面積；在工藝可實(shí)現(xiàn)下，減小間隙 大小，才能進(jìn)一步降低閥芯尾腔壓強(qiáng)，盡可能增大 ds/dr，閥芯才能形成更大的開啟力。

3.3 閥芯相對位置對噴管性能的影響

根據(jù)總體對性能和體積的要求，燃?xì)忾y閥芯 會(huì)采用不同布局方式，同時(shí)為實(shí)現(xiàn)大的驅(qū)動(dòng)力和 快速的響應(yīng)，會(huì)盡可能縮短閥芯移動(dòng)距離，但這樣 可能對噴管性能造成影響。

燃?xì)忾y閥頭和壁面形成的面積必須大于噴管入口面積，目前構(gòu)型噴管入口dc=14mm，則閥芯 行程最小移動(dòng)距離約為4.4mm，分別對不同狀態(tài) 進(jìn)行數(shù)值模擬，見表4。

從表4數(shù)據(jù)可以看到，僅考察布局方式的影 響，燃?xì)忾y閥芯軸線和發(fā)動(dòng)機(jī)軸線平行的布局相 比垂直布局，其實(shí)際喉徑減小，流量、推力、比沖 和出口總壓都更小，推力損失較大，所以在體積允 許情況下，垂直布局會(huì)較大程度減小推力損失。

從無閥到閥芯移動(dòng)距離的減小，實(shí)際喉徑逐 步減小，推力、比沖和出口總壓也會(huì)進(jìn)一步下降， 推力損失加??；閥芯最小移動(dòng)確定是以其對應(yīng)流 道面積不小于噴管入口面積為原則，但此時(shí)計(jì)算 的實(shí)際喉徑仍然比無閥狀態(tài)有所減小，推力損失 更大，所以在設(shè)計(jì)中，應(yīng)增加約1～2mm余量作為 設(shè)計(jì)移動(dòng)距離。以實(shí)現(xiàn)盡可能小的移動(dòng)距離，足夠 的開啟力，同時(shí)減小對噴管性能損失。

4 結(jié) 論

（1）先導(dǎo)閥作動(dòng)后，閥芯兩側(cè)存在有效驅(qū)動(dòng)力。燃?xì)忾y的關(guān)閉主要受構(gòu)型參數(shù)dr和La影響。 燃?xì)忾y開啟主要受構(gòu)型參數(shù)ds和dr影響。

（2）燃?xì)忾y周向間隙的存在會(huì)影響尾腔壓強(qiáng)， 必須在先導(dǎo)閥承力限制下，盡可能擴(kuò)大出口面積， 根據(jù)工藝可實(shí)現(xiàn)性，減小間隙大小，降低閥尾壓 強(qiáng)；盡可能增大ds/dr，使閥芯形成更大的開啟力。

（3）體積允許下，垂直布局會(huì)較大程度減小 推力損失；閥芯位置，需以短的移動(dòng)距離和小的噴 管性能損失為約束；初步以閥頭流道面積不小于 噴管入口面積為基準(zhǔn)，確定閥芯最小移動(dòng)距離，增 加1～2mm余量作為設(shè)計(jì)行程。

參考文獻(xiàn)：

[1]CoonJ，YashaharaW.SolidPropulsionApproachesfor TerminalSteering[R].AIAA93-2641.

[2]李哲，魏志軍，張平.高溫燃?xì)忾y在導(dǎo)彈上的應(yīng)用[C]// 固體火箭推進(jìn)第22屆年會(huì)論文集（發(fā)動(dòng)機(jī)分冊）， 2005：209-213.

[3]雍曉軒.軌、姿控固體燃?xì)獍l(fā)生器式動(dòng)力系統(tǒng)研究 [J].現(xiàn)代防御技術(shù)，1999，27（4）：30-33.

[4]楊威，王宏偉，牛祿.燃?xì)忾y技術(shù)在固體發(fā)動(dòng)機(jī)推力控 制中的應(yīng)用和發(fā)展[C]//第24屆學(xué)術(shù)會(huì)議論文集：43 -49.

[5]劉真.動(dòng)能殺傷攔截器KKV[J].地面防空武器，2004

（3）：10-12.

[6]李娟，李江，王毅林，等.喉栓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究 [J].固體火箭技術(shù)，2007，30（6）：505-509.

[7]李世鵬，張平.固體燃?xì)饪刂崎y內(nèi)流場參數(shù)計(jì)算[J]. 固體火箭技術(shù)，2003，26（3）：25-27.endprint