推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)對(duì)喉栓式變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性的影響研究

侯文國,牛 祿,周偉華,孫長宏,楊永強(qiáng)

(上海航天動(dòng)力技術(shù)研究所,上海 201109)

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推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)對(duì)喉栓式變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性的影響研究

侯文國,牛 祿,周偉華,孫長宏,楊永強(qiáng)

(上海航天動(dòng)力技術(shù)研究所,上海 201109)

為獲取推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)對(duì)喉栓式變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性的影響，用小偏差方法建立喉栓式變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型。討論了幾何法、CFD仿真(氣動(dòng))法和冷流試驗(yàn)法建立喉栓組件控制模型的適用性，根據(jù)結(jié)果選用氣動(dòng)喉部進(jìn)行計(jì)算，給出了喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型。研究了采用正、負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性，發(fā)現(xiàn)正壓力指數(shù)推進(jìn)劑會(huì)導(dǎo)致推力負(fù)調(diào)出現(xiàn)，負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑可避免推力負(fù)調(diào)產(chǎn)生。通過單喉栓推力調(diào)節(jié)試驗(yàn)驗(yàn)證了模型的正確性。仿真表明：推進(jìn)劑正壓力指數(shù)越大，壓強(qiáng)波動(dòng)就越大，推力變化越大，響應(yīng)時(shí)間越長；推進(jìn)劑負(fù)壓力指數(shù)的絕對(duì)值越大，壓強(qiáng)波動(dòng)越小，推力變化越大，響應(yīng)時(shí)間越短。分析結(jié)果對(duì)相關(guān)控制策略研究有一定的參考價(jià)值。

固體火箭； 喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)； 推力調(diào)節(jié)； 小偏差方法； 控制模型； 非最小相位系統(tǒng)； 負(fù)壓力指數(shù)； 推力負(fù)調(diào)

0 引言

根據(jù)防空作戰(zhàn)需要對(duì)導(dǎo)彈提出了推力調(diào)節(jié)，特別是推力隨機(jī)調(diào)節(jié)的要求。采用喉栓調(diào)節(jié)方式的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)通過驅(qū)動(dòng)裝置驅(qū)動(dòng)喉栓沿噴管軸線前后移動(dòng)，改變喉部通氣面積，從而實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力調(diào)節(jié)。通過這種方式可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小的無級(jí)調(diào)節(jié)，多年來一直是研究的熱點(diǎn)[1-2]。文獻(xiàn)[3]對(duì)補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)過程建模與仿真進(jìn)行了研究。但喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)在推力調(diào)節(jié)過程中會(huì)出現(xiàn)負(fù)調(diào)現(xiàn)象，嚴(yán)重影響推力輸出精度。本文定義推力負(fù)調(diào)為喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)在推力調(diào)節(jié)過程中，噴管推力變化方向與預(yù)期方向相反的狀態(tài)。針對(duì)喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力負(fù)調(diào)進(jìn)行了大量研究。文獻(xiàn)[4]指出減慢喉栓運(yùn)動(dòng)速度可緩解推力負(fù)調(diào)現(xiàn)象。文獻(xiàn)[5]指出當(dāng)喉栓運(yùn)動(dòng)速度增大到一定程度后，壓力上升速率與喉栓運(yùn)動(dòng)位置無法匹配導(dǎo)致過沖現(xiàn)象，并認(rèn)為出現(xiàn)此現(xiàn)象是因?yàn)楹硭òl(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)非最小相位系統(tǒng)，但未給出具體的推導(dǎo)過程及非最小相位系統(tǒng)的具體類型。文獻(xiàn)[6]在研究燃?xì)饬髁靠烧{(diào)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制時(shí)，用小偏差方程建立了變流量燃?xì)獍l(fā)生器的數(shù)學(xué)模型，由于燃燒室壓力變化滯后于喉部面積的變化導(dǎo)致燃?xì)饬髁砍霈F(xiàn)負(fù)調(diào)響應(yīng)，指出這是通過改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器噴管喉部面積調(diào)節(jié)燃?xì)饬髁康墓逃腥毕荨Ｎ墨I(xiàn)[7-8]僅對(duì)推進(jìn)劑壓力指數(shù)對(duì)推力調(diào)節(jié)的影響和壓強(qiáng)特性進(jìn)行了分析，對(duì)推力負(fù)調(diào)特性未展開研究。上述研究均未給出非最小相位系統(tǒng)判斷及推力負(fù)調(diào)影響消除的方法。為實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)大推力比調(diào)節(jié)，需匹配不同指數(shù)壓力的推進(jìn)劑。為獲取推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)對(duì)喉栓式變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性的影響，本文用小偏差方法建立喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)的控制模型，從控制策略角度分析系統(tǒng)所屬非最小相位系統(tǒng)的類型，并對(duì)抑制非最小相位系統(tǒng)措施進(jìn)行了研究。

1 喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)建模

喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)主要由燃?xì)獍l(fā)生器、喉栓組件和噴管等部件組成，結(jié)構(gòu)如圖1所示。

1.1 燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)控制模型

固體發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)存在諸多非穩(wěn)態(tài)過程的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，研究目的不同，可建立詳盡程度不盡相同的數(shù)學(xué)模型。本文主要研究整個(gè)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，對(duì)端燃裝藥和沿裝藥通道壓降較小的側(cè)燃發(fā)動(dòng)機(jī)，可認(rèn)為氣體的壓強(qiáng)和其他物理參數(shù)在整個(gè)燃燒室自由容積內(nèi)相等，即能在零維條件下求解。此法雖然簡單但可獲得較精確的結(jié)果，在工程設(shè)計(jì)中仍是首選[9]。

喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)是在燃燒室平衡壓強(qiáng)建立后進(jìn)行，其數(shù)學(xué)模型可表示為

(1)

式中：pc為燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)；At為喉栓喉部面積；Vc為燃?xì)獍l(fā)生器自由容積；n為推進(jìn)劑壓力指數(shù)；a為燃速系數(shù)；γ為比熱比k的函數(shù)；C*為推進(jìn)劑的特征速度；Ab為燃面面積；ρp為推進(jìn)劑密度；ρc為燃?xì)饷芏?。用小偏差法將?1)在平衡壓強(qiáng)附近線性化并進(jìn)行拉氏變換及無量綱化處理，得

(2)

(3)

(4)

(5)

即式(1)可改寫為

).

(6)

1.2 喉栓組件控制模型

喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行推力調(diào)節(jié)過程中，需不斷改變喉栓位置。由于喉栓幾何型面、噴管型面及兩者間相對(duì)位置的影響，在噴管和喉栓兩個(gè)型面共同約束下形成環(huán)形等效喉部面積也不斷變化。因此，需建立喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)等效喉部面積與行程間關(guān)系的計(jì)算方法。

對(duì)喉栓組件的建模，目前尚未有可靠有效的計(jì)算方法。本文用幾何法、CFD仿真方法和冷流試驗(yàn)方法建模，所得不同喉栓行程x的At如圖2所示。由圖2可知：隨著喉部面積增大，幾何法喉部面積變化嚴(yán)重偏離其余兩者的變化。CFD法喉部面積與冷流試驗(yàn)變化趨勢相同，數(shù)值略有差異。因采用冷流試驗(yàn)的數(shù)據(jù)建模耗時(shí)費(fèi)力，當(dāng)喉栓組件建模精度要求不高時(shí)，可用氣動(dòng)喉部計(jì)算。

圖2 不同喉栓行程的喉部面積Fig.2 Throat area under various pintle stroke

1.3 喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力控制模型

推力可表示為

F=CfpcAt.

(7)

式中：Cf為推力系數(shù)。近似分析時(shí)，可認(rèn)為Cf=const，故在某穩(wěn)態(tài)條件下對(duì)式(7)作線性化并進(jìn)行拉氏變換及無量綱化處理，有

(8)

(9)

，

(10)

(11)

(12)

則式(8)可改寫為

(13)

2 喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)控制特性

2.1 非最小相位系統(tǒng)

根據(jù)控制理論，非最小相位系統(tǒng)可分為以下四類[10-11]。

a)第一類：被控對(duì)象本身有時(shí)滯環(huán)節(jié)和右半復(fù)平面極點(diǎn)，但無右半復(fù)平面零點(diǎn)。

b)第二類：被控對(duì)象本身有大時(shí)滯環(huán)節(jié)。

c)第三類：被控對(duì)象本身有右半復(fù)平面零點(diǎn)，但無右半復(fù)平面極點(diǎn)。

d)第四類：被控對(duì)象本身有時(shí)滯環(huán)節(jié)及右半復(fù)平面極點(diǎn)，同時(shí)又有右半復(fù)平面零點(diǎn)。此為第一類與第三類的綜合，在實(shí)際控制中少見。解決方法是先按第一類處理，再按第三類處理。

2.2 采用正壓力指數(shù)推進(jìn)劑的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性

基于上述推導(dǎo)的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)傳遞函數(shù)，設(shè)n=0.5，ρc=1.498 g/cm3，Ab=40 840 mm2，Vc=0.97 L，C*=1 228.5 m/s，a=1.242 510-3，pc=9.36 MPa，用MATLAB軟件仿真可得采用正壓力指數(shù)推進(jìn)劑的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)壓強(qiáng)及推力的零極點(diǎn)分布如圖3所示。

圖3 傳遞函數(shù)零極點(diǎn)分布Fig.3 Zero-pole distribution map of transfer function

由圖3可知：壓力動(dòng)態(tài)模型僅在左半復(fù)平面存在極點(diǎn)1個(gè)，由此可判斷該系統(tǒng)為最小相位系統(tǒng)；推力動(dòng)態(tài)模型在左半復(fù)平面存在極點(diǎn)1個(gè)，右半復(fù)平面存在零點(diǎn)1個(gè)，可判斷該系統(tǒng)為非最小相位系統(tǒng)中的第三種類型。給定喉部階躍變化條件下推力響應(yīng)如圖4所示。

圖4 階躍響應(yīng)下推力Fig.4 Thrust of step response

由圖4可知：推力響應(yīng)先產(chǎn)生負(fù)調(diào)后才趨近于輸入曲線，與上述分析的結(jié)果一致。針對(duì)推力負(fù)調(diào)現(xiàn)象即右半平面存在零點(diǎn)的非最小相位系統(tǒng)，用傳統(tǒng)線性控制技術(shù)仍很難消除推力負(fù)調(diào)的影響，用智能控制理論可實(shí)現(xiàn)較好的控制效果，但目前的研究也僅限于仿真而無法實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用。因此，目前工程上仍無法用控制策略消除推力負(fù)調(diào)的影響。

2.3 采用負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性

在相同燃速條件下，設(shè)n=-1，其余參數(shù)不變，用MATLAB軟件仿真所得喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)零極點(diǎn)分布如圖5所示。

圖5 負(fù)壓力指數(shù)控制模型的零極點(diǎn)分布Fig.5 Zero-pole distribution map of control model on negative pressure exponent propellant

由圖5可知：壓力動(dòng)態(tài)模型僅在左半復(fù)平面存在極點(diǎn)1個(gè)，推力動(dòng)態(tài)模型在左半復(fù)平面存在極點(diǎn)和零點(diǎn)各1個(gè)，壓力控制模型和推力控制模型均為最小相位系統(tǒng)，因此在發(fā)動(dòng)機(jī)推力動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)過程中不會(huì)出現(xiàn)負(fù)調(diào)。

3 喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真及試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

3.1 仿真與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

為校驗(yàn)上述模型的正確性，對(duì)用正壓力指數(shù)推進(jìn)劑的單喉栓推力調(diào)節(jié)進(jìn)行試驗(yàn)。試驗(yàn)中喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間7.6 s，共實(shí)現(xiàn)了3次調(diào)節(jié)，最大工作壓強(qiáng)14.47 MPa。其中：喉栓行程與喉部面積滿足關(guān)系A(chǔ)t=0.058 77x，仿真參數(shù)與2.2中相同。試驗(yàn)和仿真結(jié)果如圖6所示。由圖6(a)可知：通過喉栓調(diào)節(jié)燃燒室壓力共產(chǎn)生了壓力脈沖4個(gè)，但存在燃燒室壓力變化緩慢的現(xiàn)象；由圖6(b)可知：在喉栓作動(dòng)瞬間，喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力出現(xiàn)了負(fù)調(diào)，且推力響應(yīng)時(shí)間緩慢。

圖6 試驗(yàn)與仿真結(jié)果Fig.6 Results of simulation and test

在n=-2條件下進(jìn)行單喉栓推力調(diào)節(jié)的動(dòng)態(tài)特性仿真，結(jié)果如圖7所示。由圖7可知：在喉栓作動(dòng)瞬間，喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力未出現(xiàn)負(fù)調(diào)，僅出現(xiàn)了初始推力峰，推力響應(yīng)時(shí)間較采用正壓值的推進(jìn)劑有較大改善。

圖7 采用負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fig.7 Thrust of pintle motor using the negative pressure exponent propellant

3.2 正壓力指數(shù)推進(jìn)劑對(duì)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的影響

分析不同正壓力指數(shù)推進(jìn)劑對(duì)喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響。在相同燃速條件下，燃?xì)獍l(fā)生器在相同平衡壓強(qiáng)下，噴管喉部面積在階躍響應(yīng)條件下增加5%，n分別為0.2，0.4，0.6，0.8時(shí)的系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性如圖8所示。

圖8 不同正壓力指數(shù)推進(jìn)劑的系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性Fig.8 System dynamic characteristics under various positive pressure exponent propellant

由圖8(a)可知：n越高，燃燒室壓力波動(dòng)就越大，壓強(qiáng)響應(yīng)時(shí)間越長，系統(tǒng)的穩(wěn)定性越差，但可實(shí)現(xiàn)大的壓強(qiáng)比。由圖8(b)可知：n越高，推力變化范圍就越大，越易實(shí)現(xiàn)大的推力調(diào)節(jié)范圍，但推力響應(yīng)時(shí)間也隨之增加。采用高壓強(qiáng)指數(shù)推進(jìn)劑，燃?xì)獍l(fā)生器壓強(qiáng)幅值變化范圍大，可實(shí)現(xiàn)大的推力調(diào)節(jié)范圍，但對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器的殼體設(shè)計(jì)要求較高，增加了系統(tǒng)消極質(zhì)量，且推力響應(yīng)時(shí)間較長，若要縮短推力響應(yīng)時(shí)間則需增加壓力閉環(huán)反饋控制。

3.3 負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑對(duì)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的影響

分析不同負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑對(duì)喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響。在相同燃速條件下，燃?xì)獍l(fā)生器在相同的平衡壓強(qiáng)下，噴管喉部面積在階躍響應(yīng)條件下增加5%，n分別為-0.2，-0.4，-0.6，-0.8，-1.0，-2.0時(shí)的系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性如圖9所示。

圖9 不同負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑的系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性Fig.9 System dynamic characteristics under various negative pressure exponent propellant

由圖9(a)可知：負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑的絕對(duì)值越大，燃燒室壓力波動(dòng)就越小，壓強(qiáng)響應(yīng)時(shí)間越短，系統(tǒng)的穩(wěn)定性越好。由圖9(b)可知：負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑的絕對(duì)值越大，推力變化范圍就越大，且推力響應(yīng)時(shí)間也隨之減小。由此可認(rèn)為負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑可抑制推力負(fù)調(diào)現(xiàn)象。

4 結(jié)論

本文針對(duì)推進(jìn)劑壓強(qiáng)指數(shù)對(duì)喉栓式變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性的影響進(jìn)行研究。分析了喉栓組件的三種建模方式，結(jié)果表明：用幾何法建立的模型仿真精度最差，CFD仿真方法與冷流試驗(yàn)方法兩者變化趨勢相同，數(shù)值大小略有差異。因采用冷流試驗(yàn)數(shù)據(jù)建模耗時(shí)費(fèi)力，在項(xiàng)目研制初期進(jìn)行性能預(yù)估時(shí)可采用CFD仿真方法。用單喉栓推力調(diào)節(jié)試驗(yàn)驗(yàn)證了系統(tǒng)模型的正確性，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。用小偏差方法建立喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)控制模型，繪制其零極點(diǎn)分布圖，從控制策略的角度分析系統(tǒng)所屬非最小相位系統(tǒng)的具體類型，發(fā)現(xiàn)采用正壓力指數(shù)推進(jìn)劑的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)屬于非最小相位系統(tǒng)中的第三種類型，會(huì)出現(xiàn)推力負(fù)調(diào)；采用負(fù)壓力指數(shù)推進(jìn)劑的喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)屬于最小相位系統(tǒng)，不會(huì)出現(xiàn)負(fù)調(diào)。目前國內(nèi)主要通過流場分析軟件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行分析，本文通過建立變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的控制模型，從控制理論的角度分析了壓強(qiáng)指數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力負(fù)調(diào)特性的影響，指出系統(tǒng)所屬非最小相位系統(tǒng)的類型，并對(duì)抑制非最小相位系統(tǒng)措施進(jìn)行了研究。后續(xù)將針對(duì)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)所屬最小相位系統(tǒng)的類型，開展相關(guān)控制策略研究，提升變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的控制品質(zhì)。

[1] DAVIS C. Variable thrust solid propulsion control using Labview[R]. AIAA, 2003-5241， 2003.

[2] NAPIOR J, GARMY V. Controllable solid propulsion for launch vehicle and spacecraft application[R]. AIAA, 2006-492， 2006.

[3] 陳宏玉， 劉紅軍. 補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)過程建模與仿真研究[J]. 火箭推進(jìn)， 2014， 40(1)： 18-24.

[4] OSTRANDER M J, BERGMANSJ L,THOMAS M E, et al. Pintle motor challenges for tactical missiles[R].AIAA, 2000-3310， 2000.

[5] 李娟. 喉栓發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)特性研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2007.

[6] 牛文玉. 燃?xì)饬髁靠煽氐墓腆w火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器動(dòng)態(tài)特性[J]. 固體火箭技術(shù), 2008, 31(2): 145-148.

[7] 孫立剛， 張鐸. 壓力指數(shù)對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)影響分析[J]. 科學(xué)技術(shù)與工程, 2012, 12(14)： 3415-3423.

[8] 成沉， 鮑福廷， 劉旸， 等. 喉栓式變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壓強(qiáng)控制模型分析[J]. 固體火箭技術(shù), 2013, 36(6): 748-752.

[9] 曹泰岳. 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力學(xué)[M]. 長沙: 國防科技大學(xué)出版社, 2004.

[10] 王達(dá). 針對(duì)時(shí)滯及非最小相位系統(tǒng)的智能內(nèi)?？刂蒲芯縖D]. 成都: 四川大學(xué), 2004.

[11] 何真, 陸宇平, 鄭成軍. 一種新的非最小相位系統(tǒng)的控制方法[J]. 信息與控制, 2006, 35(5): 560-563.

Effect of Pressure Exponent on Thrust Regulation Property of Variable Thrust Pintle SRM

HOU Wen-guo, NIU Lu, ZHOU Wei-hua, SUN Chang-hong, YANG Yong-qiang

(Shanghai Space Propulsion Technology Research Institute, Shanghai 201109, China)

In order to understand the effect of pressure exponent on thrust regulation property of variable thrust pintle SAM, the control model of variable thrust pintle SAM was established with the small deviation method in this paper. The adaptabilities of establishing the control model of the pintle assembly by geometry method, CFD method and cold flux experiment method were discussed. The CFD method was selected according to the results and the thrust model of the pintle motor was given out. The thrust regulation characteristics of the pintle motor using positive and negative pressure exponent were studied. It was found that the positive pressure exponent would result in the transient thrust negative spike but the negative pressure exponent would not. The model correctness was proved by the test. The simulation showed that the bigger of the positive pressure exponent, the bigger of the pressure fluctuation, the bigger of the variation of the thrust and the longer of the response time; the bigger of the absolute value of the negative pressure exponent, the smaller of the pressure fluctuation, the bigger of the thrust and the shorter of the response time. The result is valuable to the control strategy study.

Solid rocket; Pintle motor; Thrust regulation; Small deviation method; Control model; Non-minimum phase system: Negative pressure exponent; Thrust negative spike

1006-1630(2016)04-0102-06

2015-12-08；

2016-01-23

上海市科委優(yōu)秀技術(shù)帶頭人計(jì)劃(BXD1423700)

侯文國(1984—)，男，碩士，主要從事變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、仿真及控制技術(shù)研究。

V435.1

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10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.017