復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機性能分析

邵明玉，王志剛，陳鳳明

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)

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復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機性能分析

邵明玉，王志剛，陳鳳明

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)

闡述了現(xiàn)行固沖發(fā)動機固定幾何簡單結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道和噴管的主要問題，提出了進(jìn)氣道和噴管的調(diào)節(jié)需求，并對進(jìn)氣道可調(diào)、噴管可調(diào)及進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機性能進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表明，單獨進(jìn)氣道調(diào)節(jié)時，因噴管喉道面積較大，大部分情況下推力和比沖性能下降；噴管調(diào)節(jié)可使進(jìn)氣道保有的最佳性能充分發(fā)揮，發(fā)動機性能提高；進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)可完善發(fā)動機高速巡航時的熱力循環(huán)，大幅提高固沖發(fā)動機的性能。

固體火箭沖壓發(fā)動機；復(fù)合調(diào)節(jié)；進(jìn)氣道；噴管

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機由于其全固體、整體式設(shè)計，因而具有結(jié)構(gòu)緊湊、燃燒過程穩(wěn)定，有利于小型化，貯存、使用和維護(hù)簡單等優(yōu)點，被認(rèn)為是中等超聲速、中遠(yuǎn)程、小尺寸戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的理想動力裝置[1]。

經(jīng)過半個世紀(jì)的發(fā)展，固體火箭沖壓發(fā)動機的設(shè)計思想和技術(shù)路線均已固化，即采用折中設(shè)計整體式技術(shù)方案，具體體現(xiàn)為：為滿足小型化、結(jié)構(gòu)簡單、使用維護(hù)方面的要求，普遍采用固定幾何簡單結(jié)構(gòu)方案。為了保證低速正常接力，進(jìn)氣道和噴管的內(nèi)流道結(jié)構(gòu)只得按照低速接力要求折中設(shè)計。高速巡航飛行時，進(jìn)氣道對來流壓縮能力不足，噴管流通能力過大，膨脹做功能力不足，致使沖壓發(fā)動機熱力循環(huán)不完善，推力損失過大，背離其作為戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈高速巡航動力裝置的設(shè)計初衷[1-3]。

從本質(zhì)上講，為適應(yīng)寬馬赫數(shù)工作范圍，固體火箭沖壓發(fā)動機理應(yīng)連續(xù)調(diào)節(jié)，方可充分發(fā)揮其應(yīng)有的高速巡航動力性能優(yōu)勢。因此，有學(xué)者提出復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機概念，即從源頭上，依托進(jìn)氣道調(diào)節(jié)技術(shù)，在全設(shè)計速度范圍內(nèi)提升進(jìn)氣道總壓恢復(fù)性能；在出口上，依托噴管調(diào)節(jié)技術(shù)，節(jié)制噴管流量，有效調(diào)節(jié)補燃室工作壓強，提升噴管膨脹做功能力；在中間環(huán)節(jié)上，恰當(dāng)控制燃?xì)獍l(fā)生器的燃?xì)饬髁?，提升沖壓發(fā)動機推力性能[1]。

本文基于復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機的概念，分析了現(xiàn)行固定幾何簡單結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道和噴管的主要問題，提出了復(fù)合調(diào)節(jié)固體火箭沖壓發(fā)動機進(jìn)氣道和噴管的調(diào)節(jié)需求，研究了進(jìn)氣道調(diào)節(jié)、噴管調(diào)節(jié)及進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)對固體火箭沖壓發(fā)動機性能的影響。

1 設(shè)計問題及調(diào)節(jié)需求分析

1.1 設(shè)計問題分析

闡述了現(xiàn)行固定幾何進(jìn)氣道與噴管的設(shè)計問題，分析了高速巡航時造成其熱力循環(huán)不完善、推力損失的原因。

1.1.1 進(jìn)氣道設(shè)計問題

按照低速接力條件設(shè)計的固定幾何進(jìn)氣道在高速巡航時，存在以下問題[1-2]：

(1)氣流折轉(zhuǎn)角不足。進(jìn)氣道氣流折轉(zhuǎn)角按照低速接力條件設(shè)計，高速巡航飛行時，氣流轉(zhuǎn)折角偏小，欠壓縮程度嚴(yán)重。

(2)喉道高度過高。進(jìn)氣道內(nèi)流道結(jié)構(gòu)同樣按照低速接力要求設(shè)計，當(dāng)飛行速度高于接力馬赫數(shù)時，內(nèi)部波系結(jié)構(gòu)不完整，喉道出口馬赫數(shù)高。

(3)外罩唇口位置不可調(diào)。亞額定狀態(tài)下，進(jìn)氣道捕獲流量小，不能滿足對加速性能的要求，且會造成額外溢流阻力；超額定狀態(tài)下，斜激波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部，造成激波/膨脹波相互干擾[4]，使進(jìn)氣道性能下降。

1.1.2 噴管設(shè)計問題

尾噴管按照低速接力條件設(shè)計，高速巡航時，喉道面積過大，產(chǎn)生以下方面影響[1，3]：

(1)噴管膨脹做功能力不足。噴管擴張比相對理想條件偏小，膨脹做功不夠充分，出口沖量偏小，發(fā)動機推力性能顯著下降。

(2)噴管流通能力過大。噴管喉道面積過大，只能通過降低噴管進(jìn)口處的總壓來滿足物理流動要求達(dá)到的流量平衡，造成嚴(yán)重的推力損失。

1.2 調(diào)節(jié)需求分析

針對應(yīng)用于中等超聲速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的固沖發(fā)動機，分析為實現(xiàn)理想熱力循環(huán)，進(jìn)氣道和噴管所應(yīng)滿足的條件，提出進(jìn)氣道和噴管的調(diào)節(jié)需求。

1.2.1 進(jìn)氣道調(diào)節(jié)需求

超聲速進(jìn)氣道的作用是捕獲發(fā)動機所需的適量空氣，并以最少的總壓損失實現(xiàn)擴壓。為了實現(xiàn)氣流的最佳壓縮，n波系進(jìn)氣道的前n-1道斜激波的氣流折角應(yīng)隨馬赫數(shù)的變化而變化，同時喉道高度相應(yīng)變化，以保證進(jìn)氣道內(nèi)部波系結(jié)構(gòu)的完整性。通常有2種方式組織波系[5]：一是按最佳波系理論組織波系；二是按照等折角組織波系。對于三波系進(jìn)氣道，最佳波系及等折角波系要求的氣流折角隨馬赫數(shù)的變化見圖1。

同時，還應(yīng)對設(shè)計速度范圍內(nèi)的捕獲流量特性進(jìn)行調(diào)節(jié)。近年來，在高超聲速進(jìn)氣道研究中，通常利用外罩唇口的轉(zhuǎn)動和水平移動來調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的波系結(jié)構(gòu)和流量特性[6-8]。因此，可通過調(diào)整唇口的水平位置，使進(jìn)氣道工作在額定狀態(tài)，即外部斜激波封口。

1.2.2 噴管調(diào)節(jié)需求

二次燃?xì)馔ㄟ^尾噴管排出，膨脹做功，產(chǎn)生推力；同時，尾噴管還等效為進(jìn)氣道出口反壓的調(diào)節(jié)器。發(fā)動機整個流道的流動速度、補燃室壓強、燃燒加熱量等都與噴管的流通能力有關(guān)，噴管的流通能力取決于噴管的喉道面積及上游的氣流參數(shù)。根據(jù)流量守恒關(guān)系：

(1)

圖1 三波系二元進(jìn)氣最佳折角Fig.1 Optimum deflection angle of three-wave 2-D inlet vs Mach number

2 設(shè)計實例

針對速度范圍為Ma=2～3.5/4+的固沖發(fā)動機，根據(jù)任務(wù)要求，結(jié)合進(jìn)氣道和噴管的調(diào)節(jié)需求，分別確定進(jìn)氣道和噴管的調(diào)節(jié)參數(shù)隨飛行條件的變化，同時設(shè)計固定幾何進(jìn)氣道和噴管的參數(shù)，以進(jìn)行性能對比。

2.1 進(jìn)氣道設(shè)計

針對上述速度范圍，本文選用結(jié)構(gòu)緊湊、外阻小的二元三波系等折角反折式進(jìn)氣道，分別確定固定幾何進(jìn)氣道和幾何可調(diào)進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)參數(shù)。

2.1.1 固定幾何進(jìn)氣道

固定幾何進(jìn)氣的設(shè)計馬赫數(shù)通常取在設(shè)計馬赫數(shù)范圍的中間，取Mad=2.8。根據(jù)空氣動力學(xué)理論，接力狀態(tài)下氣流的最大折角為26°，考慮5°攻角裕度，則進(jìn)氣道楔板折角δ為10°；外罩唇口位置按照設(shè)計狀態(tài)下斜激波封口確定；喉道高度按照接力條件下反射斜激波打在進(jìn)氣道肩部確定。

2.1.2 幾何可調(diào)進(jìn)氣道

根據(jù)進(jìn)氣道折角的調(diào)節(jié)需求，同時考慮5°的攻角裕度，則在設(shè)計馬赫數(shù)范圍內(nèi)，進(jìn)氣道楔板折角隨馬赫數(shù)的變化如圖2所示。同時，外罩唇口按照當(dāng)前飛行馬赫數(shù)下斜激波封口進(jìn)行調(diào)節(jié)，其水平相對位置隨馬赫數(shù)的變化如圖3所示。圖3中，xc為唇口橫坐標(biāo)，H為進(jìn)氣道高度。

圖2 幾何可調(diào)進(jìn)氣道楔板折角Fig.2 Ramp angle of variable-geometry inletvs Mach number

圖3 進(jìn)氣道唇口水平相對位置(xc/H)Fig.3 Relative horizontal position of cowl lip vsMach number(xc/H)

2.2 噴管設(shè)計

噴管設(shè)計主要是分別確定固定幾何噴管和幾何可調(diào)噴管的喉道面積。

2.2.1 固定幾何噴管

噴管的喉道面積按照式(1)確定。入口流量取決于來流條件；噴管喉道總壓臨界值取決于進(jìn)氣道臨界總壓以及燃燒室總壓損失，進(jìn)氣道的臨界總壓恢復(fù)可由超聲速擴壓斷的非粘性總壓恢復(fù)乘以0.9得到[9]，燃燒室的總壓恢復(fù)依經(jīng)驗取為0.9；燃燒加熱量通過查表得出。在接力速度Ma=2.0，攻角裕度5°，最大空燃比6∶1的情況下，采用固定幾何進(jìn)氣道時，噴管喉道面積與進(jìn)氣道入口面積之比A5/AC=2.045；當(dāng)采用可調(diào)進(jìn)氣道時，A5/AC=2.351。

2.2.2 幾何可調(diào)噴管

幾何可調(diào)噴管通過調(diào)節(jié)噴管喉道面積優(yōu)化固沖發(fā)動機的性能。隨著飛行條件的變化，進(jìn)氣道捕獲流量、噴管喉道臨界總壓以及燃燒加熱量均發(fā)生變化。分別考慮固定幾何和幾何可調(diào)進(jìn)氣道，攻角裕度5°，最大空燃比6∶1，噴管喉道面積隨飛行馬赫數(shù)的變化見圖4。

圖4 可調(diào)噴管喉道面積Fig.4 Throat area of adjustable nozzle vs Mach number

3 性能分析

從部件(進(jìn)氣道、噴管)性能、發(fā)動機性能及以其為動力裝置的導(dǎo)彈彈道性能等方面，分析固定幾何、進(jìn)氣道可調(diào)、噴管可調(diào)以及復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機的性能。以流星導(dǎo)彈為參考，導(dǎo)彈直徑為178 mm，彈長3 650 mm，采用腹部進(jìn)氣布局，進(jìn)氣道尺寸為125 mm×80 mm。固定幾何與噴管可調(diào)固沖發(fā)動機的進(jìn)氣道不可調(diào)，進(jìn)氣道楔板折角為10°，外罩唇口位置按照設(shè)計狀態(tài)斜激波封口確定；進(jìn)氣道可調(diào)和復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機的進(jìn)氣道楔板折角和外罩唇口位置分別按照圖2和圖3中的規(guī)律進(jìn)行調(diào)節(jié)。進(jìn)氣道捕獲流量通過預(yù)先建立的數(shù)學(xué)模型根據(jù)飛行條件計算。固定幾何與進(jìn)氣道可調(diào)固沖發(fā)動機的噴管喉道面積在設(shè)計馬赫數(shù)范圍內(nèi)保持不變，分別為0.020 45 m2和0.023 51 m2；噴管可調(diào)與復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機的噴管喉道面積按照圖4中的規(guī)律進(jìn)行調(diào)節(jié)。

3.1 部件性能分析

3.1.1 進(jìn)氣道性能分析

分別從臨界總壓恢復(fù)和捕獲流量兩方面，分析固定幾何和幾何可調(diào)進(jìn)氣道的性能。

進(jìn)氣道臨界總壓恢復(fù)系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化見圖5。隨著馬赫數(shù)的增加，固定幾何進(jìn)氣道的臨界總壓恢復(fù)系數(shù)與最佳波系的差距越來越大。而對于幾何可調(diào)進(jìn)氣道，由于折角和喉道高度可調(diào)，氣流接近理想壓縮，臨界總壓恢復(fù)系數(shù)只是由于預(yù)留一定攻角裕度而略低于最佳波系。相對固定幾何進(jìn)氣道，Ma=3.5時，臨界總壓恢復(fù)提高64.34%。

圖6給出了捕獲流量系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化。對于固定幾何進(jìn)氣道，當(dāng)MaMad時，進(jìn)氣道工作在超額定狀態(tài)，Φ=1，但有攻角存在時，會出現(xiàn)激波/膨脹波之間的相互干擾。幾何可調(diào)進(jìn)氣道通過唇口調(diào)節(jié)，使進(jìn)氣道工作在額定狀態(tài)，Φ=1，且避免進(jìn)氣道內(nèi)出現(xiàn)激波/膨脹波相互干擾。

圖5 進(jìn)氣道臨界總壓恢復(fù)系數(shù)Fig.5 Critical total pressure recovery coefficient of inlet vs Mach number

圖6 進(jìn)氣道捕獲流量系數(shù)Fig.6 Captured flow coefficient vs Mach number

3.1.2 噴管性能分析

噴管的膨脹做功能力取決于噴管擴張比。根據(jù)噴管出口面積以及不同設(shè)計條件得出的噴管擴張比如圖7所示。在設(shè)計速度范圍內(nèi)，固定幾何噴管擴張比保持不變，但可調(diào)進(jìn)氣道對應(yīng)的固定幾何噴管擴張比小于固定幾何進(jìn)氣道對應(yīng)的值，原因是接力狀態(tài)下，可調(diào)進(jìn)氣道捕獲流量大，需要更大的噴管喉道面積；對于幾何可調(diào)噴管，隨著馬赫數(shù)增加，喉道面積不斷減小，擴張比增大；而當(dāng)進(jìn)氣道也可調(diào)節(jié)時，幾何可調(diào)噴管的擴張比可進(jìn)一步增大，使噴管在高速巡航時的膨脹做功能力大幅提升。

此外，噴管等效為進(jìn)氣道的反壓調(diào)節(jié)器，但進(jìn)氣道的實際總壓恢復(fù)還與發(fā)動機其他參數(shù)相關(guān)，將在發(fā)動機性能中再進(jìn)行討論。

圖7 噴管擴張比隨馬赫數(shù)的變化Fig.7 Nozzle expansion ratio vs Mach number

3.2 發(fā)動機性能分析

分析飛行高度10 km、空燃比6∶1、攻角0°情況下，發(fā)動機的主要性能參數(shù)——比沖和推力系數(shù)，以及對燃燒室壓強與噴管出口沖量有重要影響的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，對比不同發(fā)動機性能。

進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化見圖8。進(jìn)氣道實際總壓恢復(fù)隨馬赫數(shù)增加迅速下降。當(dāng)進(jìn)氣道可調(diào)時，由于噴管喉道面積較大，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)除接力狀態(tài)外，在設(shè)計馬赫數(shù)范圍內(nèi)均低于固定幾何進(jìn)氣道，在Ma=3.5的巡航馬赫數(shù)下，總壓恢復(fù)下降13.01%。當(dāng)噴管可調(diào)時，可充分發(fā)揮進(jìn)氣道所有的最佳性能，總壓恢復(fù)增大；而當(dāng)采用進(jìn)氣道和噴管復(fù)合調(diào)節(jié)時，性能得到進(jìn)一步提升，尤其在高速巡航段，總壓恢復(fù)大幅提高。Ma=3.5時，相對固定幾何固沖發(fā)動機，噴管調(diào)節(jié)和復(fù)合調(diào)節(jié)可分別將進(jìn)氣道的實際總壓恢復(fù)提升73.89%和177.10%。

圖9給出了不同發(fā)動機的推力系數(shù)，均隨馬赫數(shù)增大而減小。進(jìn)氣道可調(diào)時，低馬赫數(shù)下，由于捕獲流量較大，推力系數(shù)相對固定幾何發(fā)動機稍大，隨著馬赫數(shù)增大，噴管喉道面積的影響占主導(dǎo)地位，推力系數(shù)減小，Ma=3.5時，減小9.09%。隨著馬赫數(shù)的增加，噴管調(diào)節(jié)帶來的推力增益越來越大，Ma=3.5時，推力系數(shù)相對固定幾何發(fā)動機提升25.33%。而復(fù)合調(diào)節(jié)則能在全設(shè)計馬赫數(shù)進(jìn)一步提升發(fā)動機的性能，Ma=3.5時，推力系數(shù)增大39.98%。

發(fā)動機的比沖隨馬赫數(shù)的變化如圖10所示。固定幾何與進(jìn)氣道可調(diào)固沖發(fā)動機的比沖隨馬赫數(shù)的增大而下降，但可調(diào)進(jìn)氣道對應(yīng)的噴管喉道面積較大，擴張比小，比沖低，Ma=3.5時，比沖相對固定幾何固沖發(fā)動機下降9.08%。噴管可調(diào)，可充分發(fā)揮進(jìn)氣道的最佳性能，隨著馬赫數(shù)的增加，其比沖性能增益逐漸增加，Ma=3.5的巡航馬赫數(shù)下，相對固定幾何的比沖增益為25.34%。復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機在低馬赫數(shù)時，由于噴管喉道面積稍大，其比沖稍低，而隨著馬赫數(shù)增加，其性能逐漸優(yōu)于其他發(fā)動機，Ma=3.5時，相對固定幾何比沖增益為40%。

圖8 進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)Fig.8 Total pressure recovery coefficient of inletvs Mach number

圖9 發(fā)動機推力系數(shù)Fig.9 Thrust coefficient of ramjet vs Mach number

圖10 發(fā)動機比沖Fig.10 Specific impulse of ramjet vs Mach number

3.3 彈道性能分析

對采用不同類型固沖發(fā)動機的導(dǎo)彈進(jìn)行彈道仿真，從射程等總體參數(shù)層面分析復(fù)合調(diào)節(jié)的性能優(yōu)勢。彈道仿真的飛行方案和初始條件如下：

(1)導(dǎo)彈初始高度10 km，按給定彈道傾角的飛行方案爬升到15 km，進(jìn)行巡航飛行。

(2)助推段結(jié)束后，導(dǎo)彈質(zhì)量為140 kg，速度為Ma=2.0；燃?xì)獍l(fā)生器裝藥40 kg。

(3)加速段，保持空燃比為6∶1；巡航段，保持飛行速度為Ma=3.5。

根據(jù)上述條件進(jìn)行彈道仿真，可得采用不同類型沖壓發(fā)動機時，導(dǎo)彈的彈道參數(shù)如表1所示。

表1 導(dǎo)彈彈道性能參數(shù)Table1 Trajectory performance parameters

相對固定幾何固沖發(fā)動機，采用進(jìn)氣道調(diào)節(jié)時，大部分條件下發(fā)動機性能變差，加速性能和射程都稍有下降；當(dāng)采用噴管調(diào)節(jié)時，可隨著馬赫數(shù)的增加，逐步提升發(fā)動機的推力和比沖性能，故加速時間較少，射程增加。而復(fù)合調(diào)節(jié)固沖發(fā)動機可全程提高沖壓發(fā)動機性能，加速時間進(jìn)一步減小，射程也更遠(yuǎn)。相對固定幾何固沖發(fā)動機，單獨進(jìn)氣道調(diào)節(jié)使射程下降12.12%，噴管調(diào)節(jié)和復(fù)合調(diào)節(jié)可分別使射程增加33.14%和61.01%。

4 結(jié)論

(1)單獨進(jìn)氣道調(diào)節(jié)時，由于接力狀態(tài)要求的噴管喉道面積較大，大多數(shù)情況下推力和比沖性能較差，相對固定幾何固沖發(fā)動機，巡航狀態(tài)推力系數(shù)和比沖分別提高9.09%和9.08%，典型彈道射程下降12.12%。

(2)噴管調(diào)節(jié)可充分發(fā)揮進(jìn)氣道保有的最佳性能。相比固定幾何固沖發(fā)動機，巡航狀態(tài)推力系數(shù)和比沖分別提高25.33%和25.34%，典型彈道射程增加33.14%。

(3)進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)可完善高速巡航時發(fā)動機的熱力循環(huán)，大幅提高發(fā)動機的性能。相比固定幾何固沖發(fā)動機，巡航狀態(tài)推力系數(shù)和比沖分別提高39.98%和40%，典型彈道射程增加61.01%。

(4)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)所帶來的性能增益，需要以噴管調(diào)節(jié)作為依托才能發(fā)揮。因此，在工程應(yīng)用中，首先應(yīng)突破噴管調(diào)節(jié)技術(shù)，提高現(xiàn)行固定幾何固沖發(fā)動機的性能，同時為進(jìn)氣道調(diào)節(jié)技術(shù)的突破和應(yīng)用提供技術(shù)保障；此后，再發(fā)展進(jìn)氣道調(diào)節(jié)技術(shù)，最終實現(xiàn)進(jìn)氣道/噴管復(fù)合調(diào)節(jié)。

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(編輯：崔賢彬)

Performance study of compound-adjustable ducted rockets

SHAO Ming-yu，WANG Zhi-gang，CHEN Feng-ming

(School of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The major problems of current ducted rockets with fixed-geometry inlet/nozzle are summarized,and the adjustment demand of variable-geometry inlet/nozzle for ramjet thermodynamic cycle is listed as well.Next,the performances of ducted rockets with fixed-geometry,adjustable inlet,adjustable nozzle and compound-adjustable inlet/nozzle are compared and analyzed.Results show that:inlet adjustment decreases the engine performance in most case due to the larger nozzle throat;nozzle adjustment gives a full play to optimum performance of inlet,therefore enhances engine performance;the inlet/nozzle compound-adjustment improves the ramjet thermodynamic cycle during high speed cruising,which greatly increases the performance of ducted rocket.

ducted rocket；compound-adjustment；inlet；nozzle

2014-09-13；

：2014-10-08。

邵明玉(1988—)，男，博士生，研究方向為沖壓發(fā)動機設(shè)計。E-mail：mingyupiaoxue@126.com

V438

A

1006-2793(2015)04-0481-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.04.006