一、燃气涡轮用碳碳复合材料部件（论文文献综述）
高远[1]（2021）在《硼化物陶瓷颗粒增强铌钛基复合材料的室温与高温特性研究》文中研究说明随着能源电力行业的迅速发展,对耐高温、高强韧、抗氧化结构材料提出了更高的要求。传统的高温合金使用温度上限约1000℃-1200℃,即使是高温性能优异的碳化硅陶瓷的长时使用温度也只有1650℃。因此,开发新型超高温材料对电力行业的发展意义重大。本文首先热压烧结了Nb-xTi（x=10wt.%,20wt.%,30wt.%,40wt.%）合金,研究了Ti含量对Nb-Ti合金强韧性的影响规律。然后以Nb-20wt.%Ti合金为基体,以二硼化锆ZrB2陶瓷为增强相,热压烧结（1600℃/30MPa）制备了致密度不低于97%的xZrB2-NbTi（x=15wt.%,30wt.%,45wt.%,60wt.%）复合材料。利用扫描电镜、透射电镜、X射线衍射仪、万能试验机等对复合材料微观结构相组成、室温及高温力学性能、高温氧化性能进行了检测,分析了微观组织结构对宏观性能的影响规律,获得了复合材料室温及高温强韧化机理及抗氧化机制。在不同Ti含量的Nb-xTi合金中,断裂韧性随Ti含量的提高先升高后降低,Nb-30wt.%Ti室温断裂韧性最高,为24.5MPa·m1/2;室温屈服强度随Ti含量线性增加,Nb-40wt.%Ti室温强度最高,为1548.9MPa;800℃高温屈服强度随Ti含量线性降低,Nb-40wt.%Ti高温屈服强度最低,为414.8MPa。xZrB2-NbTi复合材料的相组成包括（Ti,Nb,Zr）ss固溶体基体相、等轴状富Ti的（Nb,Ti）B相及针状富Nb的（Ti,Nb）B相。随着ZrB2陶瓷含量增加,复合材料中硼化物相含量也增加。当ZrB2含量超过45wt.%时,出现残余ZrB2团聚体及（Ti,Nb）B团簇。各相的数量和形态直接影响复合材料的强度和韧性。室温力学性能实验结果表明,30wt.%ZrB2-NbTi的室温断裂韧性最高,为12.0MPa·m1/2。（Ti,Nb）B相带来的裂纹偏转、裂纹桥连和拔出机制是其主要的增韧因素。xZrB2-NbTi的强度则取决于（Nb,Ti）B相的位错强化机制及（Ti,Nb）B相和残余ZrB2颗粒因应力集中引起的弱化效果的共同作用。当材料中残余ZrB2颗粒较多时,材料在外力作用下沿剪切带脆性断裂,强度明显下降。室温强度最高为1785.6MPa,在ZrB2含量为15wt.%时获得。高温力学性能实验结果表明,当ZrB2含量一定时,xZrB2-NbTi的屈服强度和断裂韧性随实验温度的升高而线性下降。当实验温度一定时,屈服强度在ZrB2含量为45wt.%时达到最大,断裂韧性在ZrB2含量为30wt.%时达到最大。颗粒强化、细晶强化和残余应力场强化是主要高温增强机制。基体韧性的保留和（Ti,Nb）B的增韧则保证了材料的高温韧性。当实验温度高于1200℃时,60wt.%ZrB2-NbTi材料出现了韧性大幅增加现象,主要归因于氧化锆的马氏体相变增韧。高温氧化实验结果表明,xZrB2-NbTi在高温下氧化产物包括TiNb207、Ti2Nb10O29、Nb2O5、Nb2Zr6017、TiO2和ZrO2相6种。Nb2Zr6O17和TiO2有利于氧化层的完整性,能提高抗氧化性。板条状Nb2O5和疏松的Ti2Nb10O29及TiNb207对氧化层破坏能力排序为:Nb2O5>Ti2Nb10O29>TiNb2O7。800℃-1000℃时,ZrB2含量越高,氧化产物中膜状Nb2Zr6O17越多,板条状Nb2O5减少,膜状Nb2Zr6O17能愈合由Nb2O5生长内应力过大引起的氧化层开裂,抗氧化性越好。1200℃时,ZrB2含量越高,ZrO2马氏体相变体积效应造成的氧化层内应力越大,同时B2O3挥发造成Nb2Zr6017膜破裂,抗氧化性越差。
中华人民共和国商务部,中华人民共和国海关总署[2]（2021）在《中华人民共和国商务部 中华人民共和国海关总署公告 2020年 第75号》文中认为根据《中华人民共和国出口管制法》《两用物项和技术进出口许可证管理办法》（商务部海关总署令2005年第29号）和2021年《中华人民共和国进出口税则》,商务部和海关总署对《两用物项和技术进出口许可证管理目录》进行了调整,现将调整后的《两用物项和技术进出口许可证管理目录》（见附件）予以公布。进口放射性同位素按《放射性同位素与射线装置安全和防护条例》和《两用物项和技术进出口许可证管理办法》有关规定,报生态环境部审批后,在商务部配额许可证事务局申领两用物项和技术进口许可证。进口经营者凭两用物项和技术进口许可证向海关办理进口手续。
赵陈伟,毛军逵,屠泽灿,邱鹏霖[3]（2021）在《纤维增韧陶瓷基复合材料热端部件的热分析方法现状和展望》文中研究说明以陶瓷基复合材料（CMC）为代表的纤维增韧复合材料具有耐高温、高强度、低密度等特点,在航空燃气涡轮发动机、火箭发动机等动力装置中逐步得到工程应用。CMC材料因其自身特殊的结构特点,使得其导热系数呈现出明显的各向异性,进而导致传统基于均质金属材料的热分析方法将不再适用于CMC热端部件。总结了单向纤维、2/2.5维编织纤维、3维编织纤维等典型纤维增韧CMC材料导热系数预测方法的研究进展和CMC热端部件热分析方法的研究现状。综合来看,如何在热分析中高效引入CMC材料微观尺度信息,建立起精度高且工程可应用的CMC热端部件跨尺度热分析方法是目前亟需突破的技术难题。面向未来CMC热端部件的工程应用,基于三维微观结构特征重构的热分析模型是建立CMC热端部件高精度热分析方法的关键,同时热分析还需要同制造工艺、力学行为分析等进一步紧密结合。
付青峰,杨细莲,刘克明[4]（2018）在《航空发动机高温材料的研究现状及展望》文中研究说明综述了航空发动机高温材料的研究现状,重点介绍了陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料、金属基复合材料、金属间化合物和高温涂层材料在航空发动机上的研究与应用,并对航空发动机高温材料的发展趋势进行了展望。
任金翠[5]（2018）在《化学气相沉积HfC纳米线增韧HfC基抗烧蚀涂层研究》文中提出碳/碳（C/C）复合材料在高温下具有一系列优异的性能,是航空航天领域高温热结构、热防护部件的理想材料。但该材料在高温有氧环境下的快速氧化和烧蚀是其实际应用中最难突破的瓶颈,涂层技术是解决该问题的最有效手段。HfC具有超高的熔点、高硬度、高模量、高的热稳定性和优异的抗烧蚀性能,是抗烧蚀涂层的理想材料。但是,HfC涂层本身固有的脆性及其与C/C基体间的热膨胀失配会使得涂层在制备和烧蚀过程中开裂和剥落,导致涂层失效。本论文以提高C/C复合材料抗烧蚀性能为研究目的,提出将HfC纳米线引入到HfC基涂层中以期提高涂层的韧性和抗烧蚀性能。本论文着重研究了C/C复合材料表面HfC纳米线和HfC基涂层的制备工艺,并将HfC纳米线引入到HfC基涂层中,表征了HfC纳米线及HfC基涂层的物相组成和微观形貌,探索了HfC纳米线的引入对HfC基涂层生长过程、微观形貌、力学性能、热学性能及抗烧蚀性能的影响规律,揭示了HfC纳米线的生长机理、HfC基涂层的烧蚀机理和失效机制以及HfC纳米线的增韧机制,论文的主要研究内容与结果如下:以HfCl4-CH4-H2-Ar为反应体系,Ni（NO3）2为催化剂,采用催化辅助化学气相沉积（CVD）工艺在C/C复合材料表面制备HfC纳米线,系统研究了沉积温度、CH4流量、H2浓度和沉积时间对HfC纳米线物相组成和微观形貌的影响,并分析了HfC纳米线的生长机理。结果表明:在1050-1150℃之间,随着沉积温度的升高,HfC纳米线的直径和产量逐渐增大;过量的CH4会导致HfC的各向同性生长,抑制HfC纳米线的生成;随着H2浓度的增加（25-100%）,HfC纳米线的直径逐渐减小;在0.5-2h之间,随着沉积时间的延长,HfC纳米线层的致密度和厚度都逐渐增加;HfC纳米线的生长过程受底部型气-液-固（VLS）机制控制。采用CVD工艺在C/C复合材料表面制备HfC涂层,系统研究了沉积温度、CH4流量、H2浓度和沉积时间对HfC涂层沉积效率、物相组成和微观形貌的影响,并分析了HfC涂层的烧蚀机理及失效机制。结果表明:随着沉积温度的升高（1200-1350℃）,HfC涂层的沉积效率、致密度和均匀度都有所提高,涂层晶粒尺寸逐渐增大;在300-600mL/min之间,HfC涂层的沉积效率和致密度随着CH4流量的增加而逐渐增加,涂层晶粒尺寸逐渐变小;随着H2浓度的增加（25-100%）,HfC涂层的沉积效率、致密度和涂层晶粒尺寸都有所增大;随着沉积时间的延长（2-8h）,HfC涂层的沉积速率逐渐降低,涂层的致密度、均匀性及厚度逐渐增加;烧蚀120s后,HfC涂层已经剥落,涂层试样的质量烧蚀率和线烧蚀率分别是1.24mg/s和1.97μm/s,HfC涂层与基体间的热膨胀失配以及涂层中的层间间隙会使得涂层在烧蚀过程中开裂、逐层剥落或整体剥落,最终导致涂层失效。采用两步CVD工艺在C/C复合材料表面制备HfC纳米线增韧HfC涂层,研究了HfC纳米线的引入对HfC涂层生长过程、微观形貌、力学性能和抗烧蚀性能的影响,并分析了涂层的烧蚀机理及HfC纳米线的增韧机制。结果表明:引入HfC纳米线以后,HfC涂层的沉积效率有所增加,涂层结构由柱状晶转变为等轴晶;HfC纳米线的引入提高了HfC涂层的硬度、弹性模量、断裂韧性及弯曲性能,HfC涂层与C/C基体间的结合强度也有所增加;HfC纳米线的引入可以降低HfC涂层的热膨胀系数、提高HfC涂层的热导率;HfC纳米线的引入显着提高了HfC涂层的长时间抗烧蚀性能,氧乙炔烧蚀120s后,HfC纳米线增韧HfC涂层试样的质量烧蚀率和线烧蚀率仅为0.57mg/s和-0.35μm/s。采用CVD工艺在C/C复合材料表面制备HfC-TaC和HfC-ZrC复相涂层,研究了两种复相涂层的物相组成、微观形貌和抗烧蚀性能,并分析了两种复相涂层的烧蚀机理。采用两步CVD工艺在C/C复合材料表面制备HfC纳米线增韧HfC-ZrC复相涂层,研究了HfC纳米线的引入对复相涂层微观形貌和抗烧蚀性能的影响。结果表明:HfC-TaC和HfC-ZrC复相涂层均具有等轴晶结构,涂层结构致密且与基体结合良好;HfC-TaC复相涂层在烧蚀过程中形成的稳定相Hf6Ta2O17可以在一定程度上提高其抗烧蚀性能,氧乙炔烧蚀120s后,涂层试样的质量烧蚀率和线烧蚀率分别是0.87mg/s和1.32μm/s;ZrC氧化形成的ZrO2可以促进HfO2的烧结和致密氧化物层的形成,进而提高涂层的抗烧蚀性能,氧乙炔烧蚀120s后,HfC-ZrC涂层试样的质量烧蚀率和线烧蚀率分别是0.63mg/s和0.21μm/s;在HfC-ZrC复相涂层中引入HfC纳米线以后,复相涂层的韧性和抗烧蚀性能都有所增加,氧乙炔烧蚀120s后,涂层试样的质量烧蚀率和线烧蚀率仅为0.24mg/s和-0.46μm/s。
中华人民共和国商务部,中华人民共和国工业和信息化部,国家原子能机构,中华人民共和国海关总署,国家国防科技工业局[6]（2018）在《中华人民共和国商务部 中华人民共和国工业和信息化部 国家原子能机构 中华人民共和国海关总署 国家国防科技工业局公告2018年 第36号》文中研究指明为执行联合国安理会第2375号决议,根据《中华人民共和国对外贸易法》第十六条和第十八条规定,禁止向朝鲜出口本公告所公布的与大规模杀伤性武器及其运载工具相关的两用物项和技术、常规武器两用品。本公告自公布之日起执行。2018年4月8日
屠泽灿[7]（2018）在《陶瓷基复合材料导热机理及其在气冷涡轮叶片热分析中的应用研究》文中研究说明以陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composite,CMC材料）为代表的纤维增韧复合材料由于其耐高温、高强度、低密度特点,在航空发动机高温部件中逐步得到工程实际应用。本文针对几种典型的纤维增韧复合材料,分析了微观代表性单元特征和材料宏观热特性的对应关系,建立了不同类型复合材料等效导热系数的预估模型,阐明了导热系数各向异性特征在CMC材料涡轮叶片热分析中的引入方式,分析了各向异性材料典型构件的气膜冷却效果,探究了典型气膜冷却结构在CMC材料涡轮叶片中的应用模式和实施效果。研究中首先针对典型单向纤维增韧复合材料,应用蒙特卡洛模拟和概率统计分析,发展了基于RVE（Representative Volume Element,代表性体积单胞）的热分析方法,建立了包括等效导热系数、热流密度场和温度梯度场等不同物理信息的RVE最小尺寸多重判据,提高了典型纤维增韧复合材料热物性的预估精度,掌握了材料内部温度梯度和热流密度等热物理场的分散特性。研究结果表明,仅仅根据等效导热系数确定的RVE尺寸,将会在复合材料内部热流密度场和温度梯度场的预估中带来较大的误差。本文研究的单向长纤维增韧复合材料热分析中RVE最小无量纲尺寸应为80。在此基础上,针对2.5维编织纤维增韧复合材料,建立了具有严格周期性的RVE模型以及基于涡轮叶片实际壁厚的全尺寸模型,分析了复合材料构件真实厚度对材料等效导热系数预估精度的影响,建立了对应的等效导热系数预估方法,并通过试验验证了其预估精度。研究中发现在涡轮叶片等薄壁结构的热分析中,由于不能严格满足RVE模型的周期性假设,RVE模型计算得到的厚度方向等效导热系数具有较大的偏差,计算和试验对比结果表明,基于传统RVE模型计算获得的等效导热系数与试验结果的相对误差为10.93%,而基于全尺寸模型计算获得的等效导热系数与试验结果的相对误差仅为3.53%。随后开展了复合材料平板单排及多排孔气膜冷却的数值模拟和试验研究,阐明了复合材料平板气膜冷却结构的内部热量传输机制,获得了不同吹风比下,复合材料导热系数的各向异性特征及其空间分布变化对气膜冷却综合冷却效果的影响规律。研究结果表明,导热系数各向异性对气膜综合冷却效果的影响比较复杂,当导热主方向与计算坐标系之间的夹角发生变化时,平板气膜综合冷却效率及其均匀性均发生变化。流向夹角α和展向夹角β对平均综合冷却效率的影响规律并不单调。对于单排孔气膜冷却,吹风比为0.5时,气膜孔下游0-10D区域（D为气膜孔直径）的最高平均冷却效率对应的夹角α和β分别为35°和60°。当吹风比不同时,上述两夹角对气膜综合冷却效果的影响规律也不尽相同。吹风比增加为1.5时,0-10D区域最高平均冷却效率对应的夹角α和β分别变为60°和0°。在获得了典型增韧复合材料的导热系数预估模型、热分析方法以及材料导热各向异性对气膜综合冷却效果的影响规律后,本文以涡轮叶片为对象,创新发展了基于导热系数预估全尺寸模型,并且考虑各向异性导热系数空间分布随叶片型面变化的热分析方法,较好地模拟了复合材料涡轮叶片的综合冷却效果。同时进行了典型CMC材料涡轮叶片的综合冷却效率试验,试验中分析了典型CMC材料涡轮叶片的冷却效率分布特征,获得了不同冷却方案的综合冷却效果,并进一步验证了本文建立的热分析模型和计算方法的精度。对比结果表明,对于叶片前缘、部分压力面和部分吸力面三个特征区域的平均综合冷却效率,计算和试验结果的相对误差分别为8.48%、7.75%和2.11%。
李艳[8]（2018）在《无纬布针剌C/C喉衬材料的制备及其烧蚀机制研究》文中指出无纬布针刺预制体克服了2D炭布叠层材料层间缺乏纤维连接的弱点,具有成本低廉、易于工业化、适合于各种尺寸、各种形状并且具有良好力学性能等优点,已被广泛应用于扩张段、延伸锥、刹车盘等领域。为了将该类型预制体应用于较为厚壁的固体火箭发动机喷管喉衬上,本文进行了无纬布针刺C/C喉衬复合材料制备方法的研究,表征了所得材料的微观结构和热力学性能。采用小型发动机试车和全尺寸发动机试车两种方式研究了服役工况下无纬布针刺喉衬材料的烧蚀行为和烧蚀机制,为其使用可靠性提供理论依据。论文的主要研究内容和结果如下:预制体内部合适的温度场是热梯度化学气相渗透有效致密的前提,对热梯度炉内的温度场进行了数值模拟与分析,获得了沉积开始阶段和终止阶段针刺预制体内部的温度分布规律,在此基础上,结合热梯度致密化模型,设计了厚壁预制体分区致密的方案。通过温度控制方式可实现分区致密,通过对比外壁恒温控温和内壁恒温控温两种方式下的材料的致密化行为,结果发现,内壁恒温控温方式下针刺材料内部具有较高的温度和合适的温度梯度,致密化行为符合分区致密方案,能够实现厚壁C/C复合材料密度由内至外的正向增长,致密均匀,致密效率相比现有整体CVI工艺提高了73.8%。在内壁恒温控温方式下,研究了热梯度CVI致密无纬布针刺预制体的致密化行为,结果发现,无纬布针刺预制体内部Z向存在平直的孔隙,更有利于碳源气体的深入渗透,500h内密度达到了1.27g/cm3,内部密度分布比较均匀。采用CVI+树脂联合增密、CVI+沥青联合增密、纯沥青增密三种致密化方式制备了无纬布针刺C/C喉衬材料,热力学性能测试结果表明,前两种技术制备的材料性能达到了喉衬材料的指标要求,且第二种技术制备的材料具有较好综合性能,该材料的Z向室温拉伸强度和2800℃高温拉伸强度分别达到了24.7MPa和52.9MPa,明显高于广泛使用的针刺整体毡喉衬材料,同时热稳定性好,1000℃Z向热膨胀系数为1.4×10-6/℃,800℃Z向导热系数为81.9 W/（m·K）。材料的性能受预制体性能和最终热处理温度影响较大,当预制体Z向拉伸强度从0.0194MPa升至0.0628MPa,最终材料Z向拉伸强度从16.1MPa提高至31.5MPa,Z向压缩强度略有上升。经过不同温度的最终热处理,材料的力学性能均有下降趋势,并且随着处理温度的升高,性能降低越明显,但材料的热稳定性提高。通过小型发动机和全尺寸发动机表征了无纬布针刺喉衬材料在服役工况下的抗烧蚀性能。结果发现,无纬布针刺喉衬的平均线烧蚀率较低,烧蚀均匀,型面光滑。CVI+沥青联合增密的材料的平均烧蚀率仅为0.056mm/s,比CVI+树脂联合增密的材料低21%,试车后结构完整。CVI+树脂联合增密的材料氧化活性点多,烧蚀面粗糙,有细小的裂纹,抗热应力因子较低,但仍高于广泛使用的整体毡C/C喉衬材料,且制备工艺简单,生产成本低。
中华人民共和国商务部,中华人民共和国海关总署[9]（2018）在《中华人民共和国商务部 中华人民共和国海关总署公告 2017年第93号》文中研究指明根据《两用物项和技术进出口许可证管理办法》（商务部海关总署令2005年第29号）和2017年《中华人民共和国进出口税则》,商务部和海关总署对《两用物项和技术进出口许可证管理目录》进行了调整,现将调整后的《两用物项和技术进出口许可证管理目录》（见附件）予以公布。进口放射性同位素需按《放射性同位素与射线装置安全和防护条例》和《两用物项和技术进出口许可证
张韬[10]（2017）在《预冷压缩吸气式发动机系统方案设计与分析》文中研究说明由于目前航空发动机受到压气机温度限制等影响,很难实现零马赫数起飞至高超声速飞行状态。为满足高超声速飞行器宽速域飞行要求,本文提出一种预冷压缩吸气式发动机方案,通过在进气道与压气机之前加装预冷器以解决航空发动机在高马赫数飞行下工作状态不佳、效率低下等问题。本文首先建立预冷压缩吸气式发动机系统方案并介绍其工作原理,对发动机部件参数及总体性能参数提出设计要求。发动机工作在马赫数05,高度025km范围内。发动机设计巡航点流量为20kg/s,巡航状态为马赫5、25km高度飞行。发动机采用低温氦气作为冷却剂,液氢作为燃料。其次,本文建立了包括进气道、预冷器、压气机、涡轮、燃烧室、喷管等主要部件的设计模型与性能计算模型,通过非线性规划求解共同工作方程来确定各部件工作状态参数。在此基础上设计出发动机部件几何结构,分析了各部件工作性能,包括:采用CFD计算进气道在不同反压下流场规律;压气机转速和级数对压气机性能影响;燃烧室再生冷却壁面温度变化规律等。再次,本文进行了发动机热力循环分析,验证了选择氦气作为冷却剂的合理性,对发动机巡航点性能参数进行了分析,包括冷却剂流量、压气机转速、燃烧室压力对发动机比冲、推力、效率性能的影响。最后,建立了发动机非巡航工作点模型。设计了二元可调进气道,满足不同飞行条件下发动机流量需求,进行了压气机特性曲线计算分析,并对沿等动压飞行轨迹下发动机性能进行了计算。结果表明发动机可稳定工作在马赫数25条件下,验证了发动机系统方案可行性。
二、燃气涡轮用碳碳复合材料部件（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、燃气涡轮用碳碳复合材料部件（论文提纲范文）
（1）硼化物陶瓷颗粒增强铌钛基复合材料的室温与高温特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 选题背景及研究意义 |
| 1.2 高温材料在电力行业的应用前景 |
| 1.2.1 燃气轮机热端部件用材 |
| 1.2.2 发电机组测温热电偶保护管用材 |
| 1.2.3 煤粉炉燃烧器喷嘴用材 |
| 1.3 高温材料研究现状 |
| 1.3.1 高温金属及合金 |
| 1.3.1.1 超合金 |
| 1.3.1.2 铂族金属 |
| 1.3.1.3 难熔金属及其合金 |
| 1.3.1.4 金属间化合物 |
| 1.3.2 高温陶瓷 |
| 1.3.3 高温复合材料 |
| 1.3.3.1 碳/碳复合材料 |
| 1.3.3.2 陶瓷基复合材料 |
| 1.3.3.3 金属基复合材料 |
| 1.3.4 超高温陶瓷颗粒增强难熔金属基复合材料研究现状 |
| 1.3.4.1 颗粒增强Al、Mg、 Ti、Cu、Ni基复合材料 |
| 1.3.4.2 颗粒增强难熔金属基复合材料 |
| 1.4 高温材料制备方法 |
| 1.5 本文实验材料的选择及其性质 |
| 1.5.1 难熔金属基体的选择及可行性分析 |
| 1.5.2 超高温陶瓷颗粒的选择及可行性分析 |
| 1.6 本文主要研究内容 |
| 第2章 实验材料与研究方法 |
| 2.1 原材料与制备工艺 |
| 2.1.1 Nb-xTi基体合金材料的制备 |
| 2.1.2 xZrB_2-NbTi陶瓷颗粒增强难熔金属基复合材料的制备 |
| 2.2 组织结构分析 |
| 2.2.1 XRD相组成 |
| 2.2.2 SEM微观形貌 |
| 2.2.3 TEM点阵 |
| 2.2.4 EDS元素分布 |
| 2.2.5 致密度 |
| 2.3 力学性能分析 |
| 2.3.1 显微硬度 |
| 2.3.2 常温断裂韧性 |
| 2.3.3 高温断裂韧性 |
| 2.3.4 常温压缩 |
| 2.3.5 高温压缩 |
| 2.4 高温抗氧化性能分析 |
| 第3章 Nb-xTi合金材料组织结构及力学性能分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 Nb-Ti合金的相组成及微观形貌 |
| 3.2.1 XRD物相分析 |
| 3.2.2 SEM形貌及EDS元素分布分析 |
| 3.2.3 TEM点阵分析 |
| 3.3 Nb-Ti合金的韧化机制及断口形貌 |
| 3.4 Nb-Ti合金的强化机制及压缩特性 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 xZrB_2-NbTi复合材料组织结构及室温力学性能分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 xZrB_2-NbTi材料相组成及微观形貌 |
| 4.2.1 XRD物相分析 |
| 4.2.2 SEM形貌及EDS元素分布分析 |
| 4.3 xZrB_2-NbTi材料的烧结及致密化过程 |
| 4.4 xZrB_2-NbTi材料室温断裂韧性及韧化机制 |
| 4.5 xZrB_2-NbTi材料室温压缩性能及强化机制 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 xZrB_2-NbTi复合材料高温力学性能分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 复合材料高温压缩应力-应变曲线 |
| 5.2.1 实验温度对复合材料高温压缩性能的影响 |
| 5.2.2 陶瓷相含量对复合材料高温压缩性能的影响规律 |
| 5.3 复合材料高温断裂韧性 |
| 5.4 复合材料高温压缩断口形貌 |
| 5.5 复合材料高温断裂韧性断口形貌 |
| 5.6 复合材料高温强化机制及失效模式分析 |
| 5.7 复合材料高温增韧机制及断裂机理分析 |
| 5.8 本章小结 |
| 第6章 xZrB_2-NbTi复合材料高温氧化行为 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 xZrB_2-NbTi复合材料氧化动力学曲线分析 |
| 6.3 氧化产物相组成及微观形貌分析 |
| 6.4 xZrB_2-NbTi复合材料高温氧化机理分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第7章 结论与展望 |
| 7.1 结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 攻读博士学位期间参加的科研工作 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（3）纤维增韧陶瓷基复合材料热端部件的热分析方法现状和展望（论文提纲范文）
| 1 CMC材料各向异性导热系数的预估方法 |
| 1.1 UFRC单向长纤维增韧复合材料 |
| 1.1.1 界面热阻的引入和修正 |
| 1.1.2 裂纹和孔隙特征的引入和修正 |
| 1.1.3 随机分布特征的引入和修正 |
| 1.2 TDWC 2/2.5维纤维编织复合材料 |
| 1.3 TDBC 3维纤维编织复合材料 |
| 2 CMC热端部件的热分析方法 |
| 2.1 CMC热端部件试验测试 |
| 2.2 CMC热端部件热分析仿真方法 |
| 2.2.1 不考虑CMC材料导热各向异性的整体均匀化计算方法 |
| 2.2.2 考虑CMC材料导热各向异性的整体均匀化计算方法 |
| 2.2.3 细观尺度计算方法 |
| 2.3 CMC热端部件冷却结构设计及分析 |
| 2.4 先进增材制造技术对CMC热端部件冷却设计的影响 |
| 3 结论 |
（4）航空发动机高温材料的研究现状及展望（论文提纲范文）
| 1 传统高温合金材料 |
| 1.1 变形高温合金 |
| 1.2 铸造高温合金 |
| 1.3 粉末冶金高温合金 |
| 2 新型高温材料 |
| 2.1 陶瓷基复合材料 |
| 2.2 碳/碳复合材料 |
| 2.3 金属基复合材料 |
| 2.4 金属间化合物 |
| 2.5 高温涂层材料 |
| 3 总结与展望 |
（5）化学气相沉积HfC纳米线增韧HfC基抗烧蚀涂层研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 论文的主要创新与贡献 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 C/C复合材料的发展和应用 |
| 1.2.1 C/C复合材料的发展 |
| 1.2.2 C/C复合材料的应用 |
| 1.3 C/C复合材料的烧蚀 |
| 1.3.1 C/C复合材料的热化学烧蚀 |
| 1.3.2 C/C复合材料的机械剥蚀 |
| 1.4 C/C复合材料的抗烧蚀技术及研究现状 |
| 1.4.1 基体改性技术 |
| 1.4.2 涂层技术 |
| 1.5 HfC涂层 |
| 1.5.1 HfC的基本性质 |
| 1.5.2 HfC涂层的研究进展 |
| 1.6 HfC纳米线的制备及其应用 |
| 1.6.1 HfC纳米线的制备 |
| 1.6.2 HfC纳米线的应用 |
| 1.7 选题意义及研究内容 |
| 1.7.1 选题意义 |
| 1.7.2 研究内容 |
| 第2章 实验方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 实验原材料 |
| 2.3 实验设备 |
| 2.4 实验方法 |
| 2.4.1 CVD工艺制备HfC纳米线 |
| 2.4.2 CVD工艺制备HfC基涂层 |
| 2.5 HfC纳米线及HfC基涂层的物相组成与微观形貌表征 |
| 2.6 涂层试样的性能测试 |
| 2.6.1 涂层硬度、弹性模量和断裂韧性的测试 |
| 2.6.2 涂层与基体结合强度的测试 |
| 2.6.3 涂层试样弯曲性能的测试 |
| 2.6.4 涂层试样热膨胀性能的测试 |
| 2.6.5 涂层试样导热性能的测试 |
| 2.6.6 涂层试样抗烧蚀性能的测试 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 CVD工艺原位合成HfC纳米线研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 工艺参数对HfC纳米线物相组成和微观形貌的影响 |
| 3.2.1 沉积温度对HfC纳米线的影响 |
| 3.2.2 CH4流量对HfC纳米线的影响 |
| 3.2.3 H2浓度对HfC纳米线的影响 |
| 3.2.4 沉积时间对HfC纳米线的影响 |
| 3.3 HfC纳米线的微观结构表征及生长机理分析 |
| 3.3.1 HfC纳米线的微观结构表征 |
| 3.3.2 HfC纳米线的生长机理分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 CVD工艺制备HfC涂层研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 工艺参数对HfC涂层物相组成和微观形貌的影响 |
| 4.2.1 沉积温度对HfC涂层的影响 |
| 4.2.2 CH4流量对HfC涂层的影响 |
| 4.2.3 H2浓度对HfC涂层的影响 |
| 4.2.4 沉积时间对HfC涂层的影响 |
| 4.3 HfC涂层的抗烧蚀性能及烧蚀机理 |
| 4.3.1 HfC涂层的抗烧蚀性能 |
| 4.3.2 HfC涂层的烧蚀机理及失效机制 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 CVD工艺制备HfC纳米线增韧HfC涂层研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 HfC纳米线增韧HfC涂层的制备 |
| 5.3 HfC纳米线增韧HfC涂层的微观结构及沉积过程分析 |
| 5.4 HfC纳米线增韧HfC涂层的性能研究 |
| 5.4.1 HfC纳米线增韧HfC涂层的硬度、弹性模量和断裂韧性 |
| 5.4.2 HfC纳米线增韧HfC涂层与C/C基体的结合强度 |
| 5.4.3 HfC纳米线增韧HfC涂层试样的弯曲性能 |
| 5.4.4 HfC纳米线增韧HfC涂层试样的热膨胀性能 |
| 5.4.5 HfC纳米线增韧HfC涂层试样的导热性能 |
| 5.4.6 HfC纳米线增韧HfC涂层的抗烧蚀性能 |
| 5.5 HfC纳米线增韧HfC涂层的增韧机制 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 CVD工艺制备HfC-TaC和 HfC-ZrC复相涂层研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 CVD工艺制备HfC-TaC复相涂层研究 |
| 6.2.1 HfC-TaC复相涂层的制备 |
| 6.2.2 HfC-TaC复相涂层的物相组成和微观形貌 |
| 6.2.3 HfC-TaC复相涂层的抗烧蚀性能 |
| 6.2.4 HfC-TaC复相涂层的烧蚀机理 |
| 6.3 CVD工艺制备HfC-ZrC复相涂层研究 |
| 6.3.1 HfC-ZrC复相涂层的制备 |
| 6.3.2 HfC-ZrC复相涂层的物相组成和微观形貌 |
| 6.3.3 HfC-ZrC复相涂层的抗烧蚀性能 |
| 6.3.4 HfC-ZrC复相涂层的烧蚀机理 |
| 6.4 CVD工艺制备HfC纳米线增韧HfC-ZrC复相涂层研究 |
| 6.4.1 HfC纳米线增韧HfC-ZrC复相涂层的制备 |
| 6.4.2 HfC纳米线增韧HfC-ZrC复相涂层的物相组成和微观形貌 |
| 6.4.3 HfC纳米线增韧HfC-ZrC复相涂层的抗烧蚀性能 |
| 6.4.4 HfC纳米线增韧HfC-ZrC复相涂层的烧蚀机理 |
| 6.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士期间发表的学术论文和专利 |
| 致谢 |
（7）陶瓷基复合材料导热机理及其在气冷涡轮叶片热分析中的应用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 下标 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 CMC材料等效导热系数预估模型研究 |
| 1.2.2 导热各向异性材料热分析模型研究 |
| 1.2.3 CMC材料涡轮叶片气膜冷却和热分析方法研究 |
| 1.2.4 国内外研究现状小结 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 1.3.1 研究目的 |
| 1.3.2 研究内容 |
| 1.3.3 论文组织结构 |
| 第二章 单向长纤维增韧复合材料等效导热系数预估及热分析 |
| 2.1 单向长纤维增韧复合材料等效导热系数及RVE最小尺寸研究 |
| 2.1.1 物理模型和RVE建立 |
| 2.1.2 计算分析流程 |
| 2.1.3 计算结果分析 |
| 2.1.4 r_c和 V_f对RVE最小尺寸的影响 |
| 2.2 单向长纤维增韧复合材料等效导热系数计算方法的试验验证 |
| 2.3 单向长纤维增韧复合材料典型构件热分析模型 |
| 2.3.1 数值模拟模型和方法 |
| 2.3.2 试验验证 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 编织结构复合材料等效导热系数预估研究 |
| 3.1 基于RVE模型的等效导热系数预估 |
| 3.1.1 物理模型 |
| 3.1.2 计算模型 |
| 3.1.3 计算方法 |
| 3.1.4 计算结果 |
| 3.2 基于全尺寸模型的等效导热系数预估 |
| 3.2.1 计算模型 |
| 3.2.2 计算方法 |
| 3.2.3 计算结果 |
| 3.3 2.5维编织复合材料等效导热系数的试验验证 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 复合材料平板气膜冷却的综合冷却效果数值研究 |
| 4.1 复合材料平板的单排孔气膜冷却 |
| 4.1.1 物理模型和计算域 |
| 4.1.2 控制方程 |
| 4.1.3 边界条件 |
| 4.1.4 参数定义及计算工况 |
| 4.1.5 网格划分 |
| 4.1.6 结果分析 |
| 4.2 复合材料平板的多排孔气膜冷却 |
| 4.2.1 物理模型和计算域 |
| 4.2.2 边界条件及网格划分 |
| 4.2.3 参数定义及计算工况 |
| 4.2.4 结果分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 复合材料平板气膜冷却的综合冷却效果试验研究 |
| 5.1 复合材料平板的单排孔气膜冷却 |
| 5.1.1 试验模型 |
| 5.1.2 试验系统 |
| 5.1.3 参数定义及试验工况 |
| 5.1.4 红外测试校准 |
| 5.1.5 试验误差分析 |
| 5.1.6 试验精度验证 |
| 5.1.7 试验结果分析 |
| 5.2 复合材料平板的多排孔气膜冷却 |
| 5.2.1 试验模型 |
| 5.2.2 试验工况及参数定义 |
| 5.2.3 试验结果分析 |
| 5.3 典型工况下的计算结果 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 CMC材料涡轮叶片综合冷却效率试验及热分析方法 |
| 6.1 气膜冷却CMC材料涡轮叶片综合冷却效率试验 |
| 6.1.1 试验模型 |
| 6.1.2 试验系统 |
| 6.1.3 红外数据处理 |
| 6.1.4 参数定义及试验工况 |
| 6.1.5 结果分析和讨论 |
| 6.2 CMC材料涡轮叶片热分析方法 |
| 6.2.1 物理模型 |
| 6.2.2 计算方法 |
| 6.3 典型试验工况下数值模拟 |
| 6.3.1 计算模型及网格划分 |
| 6.3.2 边界条件设置 |
| 6.3.3 导热系数设置工况 |
| 6.3.4 试验结果与数值模拟结果对比 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 总结 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（8）无纬布针剌C/C喉衬材料的制备及其烧蚀机制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 论文的主要创新与贡献 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 C/C复合材料概论 |
| 1.1.1 C/C复合材料的热物理特性 |
| 1.1.2 C/C复合材料的应用领域 |
| 1.2 C/C复合材料预制体研究现状 |
| 1.2.1 炭纤维预制体发展历程 |
| 1.2.2 针刺预制体制备技术 |
| 1.2.3 国外针刺预制体的发展与应用 |
| 1.2.4 国内针刺预制体的发展与应用 |
| 1.3 C/C复合材料致密化技术 |
| 1.3.1 CVI工艺 |
| 1.3.2 液相浸渍-炭化工艺 |
| 1.3.3 石墨化工艺 |
| 1.4 固体火箭发动机喷管C/C喉衬材料研究现状 |
| 1.4.1 C/C喉衬材料的发展历程 |
| 1.4.2 国外C/C喉衬材料研究现状 |
| 1.4.3 国内C/C喉衬材料研究现状 |
| 1.5 论文的选题背景与意义 |
| 1.6 本文的研究内容 |
| 第2章 材料制备与试验方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 原材料 |
| 2.2.1 碳源前驱体 |
| 2.2.2 纤维 |
| 2.2.3 预制体 |
| 2.3 无纬布针刺C/C喉衬材料制备 |
| 2.4 性能测试方法 |
| 2.4.1 体积密度 |
| 2.4.2 孔隙分布 |
| 2.4.3 微观形貌分析 |
| 2.4.4 力学性能测试 |
| 2.4.5 热物理性能表征 |
| 2.4.6 密度分布情况 |
| 2.4.7 高温拉伸性能测试 |
| 2.4.8 抗烧蚀性能评价 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 CVI致密无纬布针刺C/C喉衬材料工艺研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 CVI工艺原理 |
| 3.3 CVI温度场数值模拟 |
| 3.3.1 边界条件设计输入 |
| 3.3.2 数学模型建立 |
| 3.3.3 计算结果 |
| 3.4 分区致密方案设计 |
| 3.5 试验验证情况 |
| 3.5.1 温度控制方式 |
| 3.5.2 致密效率对比 |
| 3.5.3 微观形貌对比 |
| 3.5.4 密度分布情况 |
| 3.6 无纬布针刺预制体的CVI致密化行为 |
| 3.6.1 预制体密度演变 |
| 3.6.2 微观形貌分析 |
| 3.6.3 密度分布情况 |
| 3.7 本章小结 |
| 第4章 无纬布针刺C/C喉衬材料的致密化及性能 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 无纬布针刺C/C喉衬材料的致密化 |
| 4.2.1 致密化方式对无纬布针刺C/C喉衬材料基本性能的影响 |
| 4.2.2 不同致密化方式下材料的微观结构 |
| 4.2.3 不同致密化方式下材料的常温力学性能 |
| 4.2.4 不同致密化方式下材料的破坏行为 |
| 4.2.5 不同致密化方式下材料的Z向热性能 |
| 4.2.6 无纬布针刺C/C喉衬材料的高温拉伸行为 |
| 4.3 无纬布针刺C/C喉衬材料的孔隙特性 |
| 4.3.1 孔隙的光学图像 |
| 4.3.2 孔结构特性 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 无纬布针刺C/C喉衬材料性能调控研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 预制体性能调控对针刺C/C材料力学性能的影响 |
| 5.3 最终热处理温度调控对无纬布针刺材料热力学性能的影响 |
| 5.3.1 最终热处理温度对基本性能的影响 |
| 5.3.2 最终热处理温度对力学性能的影响 |
| 5.3.3 最终热处理温度对热膨胀系数的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 无纬布针刺C/C喉衬材料的烧蚀机制研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 小型发动机下无纬布针刺C/C喉衬的抗烧蚀行为 |
| 6.3 全尺寸发动机下针刺C/C喉衬的烧蚀机制 |
| 6.3.1 喉衬材料的表观烧蚀行为 |
| 6.3.2 烧蚀型面微观形貌分析 |
| 6.3.3 无纬布针刺喉衬烧蚀机制研究 |
| 6.3.4 IR-C/C喉衬材料烧蚀可靠性评价 |
| 6.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文 |
| 致谢 |
（10）预冷压缩吸气式发动机系统方案设计与分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号说明 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 预冷组合循环发动机研究进展 |
| 1.2.1 日本ATREX研究进展 |
| 1.2.2 日本PCTJ研究进展 |
| 1.2.3 英国SABRE研究进展 |
| 1.2.4 国内研究现状 |
| 1.3 本文主要工作 |
| 第二章 预冷压缩吸气式发动机系统方案与部件设计模型 |
| 2.1 预冷压缩吸气式发动机系统 |
| 2.2 预冷压缩吸气式发动机设计参数 |
| 2.3 预冷压缩吸气式发动机部件设计模型 |
| 2.3.1 进气道 |
| 2.3.2 预冷器 |
| 2.3.3 压气机 |
| 2.3.4 涡轮 |
| 2.3.5 燃烧室 |
| 2.3.6 氢氦换热器 |
| 2.3.7 喷管 |
| 2.3.8 氦压气机模型 |
| 2.3.9 泵模型 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 预冷压缩吸气式发动机方案设计与巡航点性能分析 |
| 3.1 发动机设计点方案与结果 |
| 3.1.1 部件法求解共同工作方程 |
| 3.1.2 进气道 |
| 3.1.3 预冷器 |
| 3.1.4 压气机 |
| 3.1.5 燃烧室 |
| 3.1.6 涡轮 |
| 3.1.7 氦压气机 |
| 3.1.8 氢氦换热器 |
| 3.2 系统热力循环分析 |
| 3.3 发动机巡航点性能计算与分析 |
| 3.3.1 冷却剂流量与压气机压比对发动机性能参数的影响 |
| 3.3.2 压气机效率与涡轮效率对发动机影响 |
| 3.3.3 喷管扩张比对发动机性能影响 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 预冷压缩吸气式发动机非巡航点性能分析 |
| 4.1 发动机非设计点模型与计算方法 |
| 4.2 可调进气道设计与分析 |
| 4.3 压气机特性曲线计算 |
| 4.3.1 统计法计算非设计点性能 |
| 4.3.2 基于相似定律外推压气机特性曲线 |
| 4.4 发动机性能参数计算分析 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 结论与展望 |
| 5.1 本文工作总结 |
| 5.2 论文研究的创新点 |
| 5.3 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 |
四、燃气涡轮用碳碳复合材料部件（论文参考文献）
- [1]硼化物陶瓷颗粒增强铌钛基复合材料的室温与高温特性研究[D]. 高远. 华北电力大学(北京), 2021(01)
- [2]中华人民共和国商务部 中华人民共和国海关总署公告 2020年 第75号[J]. 中华人民共和国商务部,中华人民共和国海关总署. 中国对外经济贸易文告, 2021(01)
- [3]纤维增韧陶瓷基复合材料热端部件的热分析方法现状和展望[J]. 赵陈伟,毛军逵,屠泽灿,邱鹏霖. 航空学报, 2021(06)
- [4]航空发动机高温材料的研究现状及展望[J]. 付青峰,杨细莲,刘克明. 热处理技术与装备, 2018(03)
- [5]化学气相沉积HfC纳米线增韧HfC基抗烧蚀涂层研究[D]. 任金翠. 西北工业大学, 2018
- [6]中华人民共和国商务部 中华人民共和国工业和信息化部 国家原子能机构 中华人民共和国海关总署 国家国防科技工业局公告2018年 第36号[J]. 中华人民共和国商务部,中华人民共和国工业和信息化部,国家原子能机构,中华人民共和国海关总署,国家国防科技工业局. 中国对外经济贸易文告, 2018(22)
- [7]陶瓷基复合材料导热机理及其在气冷涡轮叶片热分析中的应用研究[D]. 屠泽灿. 南京航空航天大学, 2018(01)
- [8]无纬布针剌C/C喉衬材料的制备及其烧蚀机制研究[D]. 李艳. 西北工业大学, 2018(02)
- [9]中华人民共和国商务部 中华人民共和国海关总署公告 2017年第93号[J]. 中华人民共和国商务部,中华人民共和国海关总署. 中国对外经济贸易文告, 2018(02)
- [10]预冷压缩吸气式发动机系统方案设计与分析[D]. 张韬. 国防科技大学, 2017(02)