美国麻省理工学院(MIT) 微型发动机(涡喷)研究计划.
微型涡喷发动机1
一种微型涡喷发动机结构的设计研究1绪论1.1 概述近年来，随着微机电系统技术、新型半导体材料、陶瓷材料及其加工制造工艺、微型传感器、微电子控制单元等多个学科领域技术的迅速发展，各种航空器也迅速开始出现了微型化的趋势。
微型飞行器有许多优点：其噪声低、雷达反射信号小，因而隐蔽性好，可以完成多种任务，包括：战场侦察和监视目标确认、通讯传播、空中布雷、侦察大型建筑物和设施内部乃至攻击敌方重点敏感部位等。
我国国防部门在最近几年也对微型飞行器给予了很大的重视，开始了相关技术的研究。
开展微型飞行器技术研究，需要解决的最为关键的技术之一就是高能量密度的微动力装置的研究。
研究新型高能量存储密度、高功率重量比的动力装置是研制微型飞行器的当务之急。
目前各种合适微型飞行器使用的能量储存介质中，化学燃料是能量储存密度最高的，可到50KJ/g，是电池的100倍，虽然热机将化学能转变为机械能的效率低，但是使用化学燃料的推进系统的折合能量储存密度按保守估计也将是电池的10倍以上。
在普通尺寸的航空飞行领域中，正是对推进系统功率重量比的迫切要求使人们首次研制出了涡轮喷气发动机。
所以，微型涡轮喷气发动机(Micro Turbine Engine,MTE)是满足微型飞行器最有希望的方案之一。
微型涡轮喷气发动机尺寸大致是普通涡轮发动机的1/100～1/10，其推重比有显著提高。
虽然微小尺度下气动损失、传热问题以及加工制造问题的影响会制约微型涡轮喷气发动机达到理想的高性能，但是它性能方面的潜力是非常巨大的。
作为微型飞行器关键技术之一的微型涡轮喷气发动机技术得到了大力发展，并已进入学术界和产业界的合作阶段，开发面向各种应用目标的产品。
美国国防部预研计划局（DARPA）于1997年制定了一项耗资3500万美元的计划，对微型飞行器的各项关键技术如：微型飞行器平台、微型推进系统、飞行/控制系统、传感器技术等进行研究[1]。
其中小尺寸动力系统计划，重点支持开展直径介于5mm～50mm，推力在0.01～10daN之间的微型涡轮喷气发动机相关技术研究[2-5]，并计划在近一、两年内将在此范围内的各个推力级别的微型涡轮喷气发动机相关技术推进到样机实验阶段。
IHPTET计划_介绍
美国高性能涡轮发动机技术（IHPTET）研究计划简介1、综合高性能涡轮发动机技术计划1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。
计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。
也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。
可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。
俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。
计划投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。
目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施中，已进入核心机的验证机试验阶段。
下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
●第一阶段军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。
以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。
科学家欲研制微型涡轮机给笔记本供电
敏掌蠢曩共摹 莲接关键一环
现代化 的教学注重交流性和互动性 ， 首要 设． 即电子录入 问题 ； 第二是教学 资源的管理
学 的主体——教师。以后 。 汉王还将迎合学生
自主学 习这一未来教育发展趋势 ． 逐渐推出适
北科大的教师曾感 叹， 电脑 的确对教学帮 助很大 ， 但也 存在着一些 应用 的不便 ， 其是 尤
一
问题 ； 三 是 教 育 资 源 的输 出 ， 第 即利 用 问题 。 这
三部分共 同构成 了现 代化教 育手段下 的教 学
资源共享链条 ，其中第一环是最易被 忽视的 ， 这也是教学资源共 享的基础 。因为， 想保 证电 脑等现代化教育手段 能够被充分 利用 ． 必须 就 有海量的资源供 教师共享利用。 而教学资源的 数量 巨大 ． 常规的录入 工作难 以保 证教学资源
条件就是 资源的共 享。第一是教 学资源 的建 于学生 的现代化学 习工具。
科学家欲研制微型涡轮机给笔记本供电
据英国广播公 司近 日报道 ． 麻省理 工学院（ Ｔ的研究人 员宣布 了 Ｍｌ）
一
飞 机发动机都要快 １ ０倍。微型发电机产生 出 １ ０ ０瓦电力之后 ， 微型压 缩机 就开始工作 。 提高气压为燃烧做 准备。接 着将压缩气体排出燃烧室 之外即完成冷却过程。每个部件都运行正 常。 现在 的挑战是检测晶片的
此，北京科技大学作为全国 的重点高等院校 ． 率先与汉王科技合作 ， 全面 引进汉 王电子课 堂 的教学 整体解决方 案。 使教 师真正从 传统的教 学手段 中解放 出来 。 让教 师在课前 备课 、 堂 课
授课 、 后学习交流 ． 课 及教学办 公都在 电子课
堂 中 得 以 完善 解 决 。
的数 量 。
国外微型涡喷发动机应用现状及未来发展趋势_谭汉清
国外微型涡喷发动机应用现状及未来发展趋势_谭汉清一、引言
随着国际上涡喷发动机应用的不断发展，涡喷发动机的微型化已经成为一个新的研究热点。
微型涡喷发动机将提供小型、轻量级和低成本的动力解决方案给无人机、无人车、水下机器人和微型定位系统，这是它成为许多新动力解决方案中受欢迎的重要原因之一、因此，研究微型涡喷发动机将有助于提高其在多种领域的应用，为其高效率的发展奠定基础。
本文将研究国外微型涡喷发动机的应用现状，并对其未来发展趋势进行分析。
二、微型涡喷发动机的应用现状
微型涡喷发动机在全球范围内受到关注，而且在国外越来越多的应用领域中受到广泛应用。
1.无人机和无人车
2.水下机器人
水下机器人也是微型涡喷发动机应用的重要领域之一。
高推重比微型涡喷发动机关键技术分析
高推重比微型涡喷发动机关键技术分析作者：宁大军来源：《无人机》2018年第07期高推重比微型涡喷发动机是中小型高速无人机的核心部件，压气机、燃烧室、涡轮和轴承等是微型涡喷发动机的关键部件。
某微型涡喷发动机采用单级离心压气机、向心式径向涡轮以及蒸发管式环行燃烧室的总体结构方案，实现了发动机的小型化、高推重比，已经成功应用在多个型号无人机上。
目前，国内外中小型无人机广泛采用的动力装置包括活塞发动机和涡喷发动机。
相比于活塞发动机，涡喷发动机推力较大，可以实现无人机高速飞行，是中小型高速无人机动力装置的较优选择。
通常认为，发动机推力在100daN以下的喷气式发动机为微型涡喷发动机，其关键部件为压气机、燃烧室、涡轮和轴承。
微型涡喷发动机的工作原理：空气通过进气道被吸入压气机;压气机中高速旋转的叶片对空气进行压缩，以提高空气的压力;高压空气在燃烧室内和燃油混合、燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压燃气;高温高压燃气首先在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转，带动压气机;然后燃气在尾喷管内继续膨胀，并以较高的速度喷出，从而产生推力。
微型涡喷发动机设计原则及关键技术微型涡喷发动机设计原则涡喷发动机的设计受到无人机功能的约束，必须满足无人的功能需求。
小型涡喷发动机主要用于中小型高速无人机，其主要设计要求是：结构简单、迎风面积小、零件少、可靠性高、成本低。
为满足设计要求，设计过程中应遵循以下原则：最大限度利用成熟技术。
小型涡喷发动机的研制是一项十分复杂的系统工程，研制周期长，为了降低风险，提高可靠性，小型发动机的设计必须最大限度利用已有成熟技术，在满足任务需求的前提下可以在原有型号基础上通过衍生发展，得到性能更好、可靠性更高、的发动机，这样可以有效缩短研制周期，所需经费相对较少、技术风险相也较低。
要具备多种起动方式。
涡喷发动机起动是一个非稳态过程，存在诸多不确定因素，是涡喷发动机故障多发区，目前小型涡喷发动机的起动方式主要有三种。
微型引射燃烧卷吸涡轮动力系统数值模拟的开题报告
微型引射燃烧卷吸涡轮动力系统数值模拟的开题报告一、研究背景近年来，微型引射燃烧卷吸涡轮（MICV）动力系统得到越来越多的关注，主要用于小型飞行器和微型无人机，以及医疗用途等领域。
MICV系统具有结构简单、动力输出高、噪音低、维护成本低等优点，是小型飞行器中的微型动力源。
MICV系统是由微型燃烧室和涡轮组成的，燃气在微型燃烧室中燃烧产生高温高压气体，然后经过涡轮产生动力输出。
由于系统结构小巧，因此对其内部流动的研究十分重要。
二、研究内容本文将对MICV系统的内部流动进行数值模拟，主要包括以下内容：1.建立MICV系统的数学模型，包括微型燃烧室、进出口管道和涡轮等组成部分，建立起数学模型。
2.采用计算流体力学（CFD）方法对MICV系统内部流动进行数值模拟，研究其流场特性。
3.分析MICV系统内部流动对系统性能的影响，探索优化系统参数的方法。
三、研究意义本文的研究意义主要有以下几点：1.深入了解MICV系统内部流动规律，为其性能优化和使用提供科学依据。
2.数值模拟方法和结果对实验验证提供了指导和支持。
3.为微型引射燃烧卷吸涡轮动力系统的发展提供理论基础。
四、研究方法本文主要采用计算流体力学方法对MICV系统进行数值模拟，分析其内部流场的特性。
1.建立数学模型：基于试验数据和已有研究，建立MICV系统的数学模型，包括微型燃烧室、进出口管道和涡轮等组成部分，并进行数学上的简化和预处理。
2.数据获取和预处理：获取实验数据和试验参数，并进行数据预处理，消除噪声和干扰。
3.流体力学模拟：采用计算流体力学方法对MICV系统内部流场进行数值模拟，使用ANSYS Fluent等软件进行计算，分析其内部流动特征和性能。
4.结果分析：对计算结果进行分析和比较，探究流动对系统性能的影响，优化系统参数，提高MICV系统的性能。
五、研究计划时间节点：2022年12月-2023年6月1.完成MICV系统数学模型的建立（2022年12月-2023年3月）2.获取实验数据和试验参数，并进行数据预处理（2023年1月-2023年4月）3.采用CFD方法进行数值模拟，分析MICV系统流场特性（2023年2月-2023年5月）4.分析流动对系统性能的影响，优化系统参数（2023年3月-2023年6月）六、预期成果1.建立MICV系统数学模型。
国外微型涡喷发动机应用现状及未来发展趋势_谭汉清
本文 2012-11-07 收到，作者系海军驻中国航天科工集团三院军代表室高级工程师
1． 36 52 000 5． 3∶1
20 305 3． 8
AT-1500 美国
Accurate Auto． 66． 7 1． 25 80 000 5． 0∶1 8． 4 218 7． 9
FXR100 英国
Microjet 42 1． 5
89 000 3． 45∶1 4． 75
154 8． 8
FXR150 英国
2） 巡飞弹 巡飞弹是一种能在目标区上 方进行“巡 弋 飞 行”、“待 机 ”执 行多种作战任务的新概念弹药。 这种新概念弹药是无人机技术和 弹药技术有机结合的产物，可实 现侦察 与 毁 伤 评 估、精 确 打 击、 目标 指 示、空 中 警 戒 等 作 战 功 能。其“巡飞”能力在对战时打击 敏感 目 标，以 及 机 场、港 口、航 母战 斗 群 等 目 标 具 有 重 大 作 用［4］。其主要特点有： ·每次杀伤成本低 ·不用回收 ·多军种和联合使用［5］
恐行动） 中，小型精确制导弹药 由于在对小型点目标的打击中具 有独特的优势，将成为传统重型 近程空地武器的有效补充。新一 代质量更轻、体积更小、成本更 低的 精 确 制 导 弹 药，将 使 更 廉 价、更轻巧的战术无人机变为有 效的、经 济 上 可 承 受 的 武 器 平 台。美国、以色列等国均将机载 小型精确制导弹药作为重点发展 的武器装备之一。
射程 / km 70
IHPTET计划_介绍
美国高性能涡轮发动机技术（IHPTET）研究计划简介1、综合高性能涡轮发动机技术计划1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。
计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。
也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。
可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。
俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。
计划投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。
目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施中，已进入核心机的验证机试验阶段。
下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
●第一阶段军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。
以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。
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第3期微型热机、燃气涡轮、火箭发动机一美国麻省理工学院(MIT微型发动机研究计划47
图265W微涡轮
2.5涡轮机与流体力学
高效、高速涡轮机是微热机的心脏。
在非常小的尺度上采用与目前微加工工艺局限性相兼容的方法研制高效微流体机械对流体力学提出了新的挑战。
当长度尺寸未小到非连续流体力学的范畴时,雷诺数比常规涡轮机中的小若干个数量级。
目前加工的难点就是要解决大量构造三维结构的方法。
因此,微型涡轮机不能通过按比例缩小常规涡轮机而实现。
微热机的这些约束为流体机械设计者提出了一些新的挑战。
首先,高效燃气涡轮每级所需的相对较高的压比意味着圆周马赫数必须在超声速范围之内。
即使在如此高的速度下,冷组件的雷诺数仅为千分之十,而热机涡轮的雷诺数仅为几千,在该工
况下流体是层流的,流体动能转化为静态压力是困难的。
这种雷诺数低、马赫数高的设计命题既无设计经验、经验数据又无合适的流体设计和分析工具可参考。
第二个挑战是目前微机械工艺还不具备加工非平面、类似“冲压”件的结构。
因此,根壁轮廓线和气流螺旋运动不能用于控制流体动能与静态压力的转化以及减小流体边界层的分离。
第三个挑战是使推进剂流动方向偏离加工面方向(如图1中的火焰稳定器,从而不会造成压力损失和堵塞。
通常用于完成该项功能的旋转叶片和轮廓线不易微加工。
微领域的一个特点是在宏观界公认的相对较高强度的材料可获得每单位压升较高的圆周速度。
因此,在这种情况下,与其它因素相比,对流体动能转化为静态压力的要求就可降低。
该项研究计划要求设计和研制四台不同的涡轮机:压比为4:1的压缩机和“热”燃气入口燃气涡轮机,“冷”入口涡轮发生器,压比为2:1的电动压缩机。
四种设计方案有一个共同的设计意图,就是采用叶片型面来控制通道面积分布状态,因此扩散速率均在恒定的通道高度上。
四种涡轮机组件设计均采用二维数字层叠码完成,并用三维有限容积N—s方程解来评估其性能。
设计结果为独特型面的叶片和可使流体高速旋流的转子。
数字分析预测:压缩机级间效率为60~65%,“冷”涡轮在转子效率为75%时产生的功率为65W。
在所有工况下,用三维法预测的效率损失均比用二维法预测的大一倍,这一结果可与大尺寸涡轮机的相比较。
压力损失与尺寸(雷诺数关系如图3所示。
数据计算结果表明:影响该涡轮机效率的主要因素并非是低雷诺数下工作的固有物理过程造成的,而是由二维微加工产生的局限性造成的。
总之,预测的这些性能参数是令人鼓舞的,因为对一个可行的微热机来说,这些性能参数是充足的。
这些是首次设计的迭代结果,而且通过再次设计有可能实现性能更高的微热机设计。
图3图2所示涡轮的压力损失(△|P一1/2p扩
与雷诺数的函数关系
当模拟计算结果较好时,在热机中仅需考虑硬件试验结果。
作为研究手段,研制出了比微热机大75倍的涡轮机试验台。
按比例放大的试验台允许使用常规金属制
仪器仪表进行快速测量。
当保持圆周速度为常量,通过流量将压力缩小75倍来匹配雷诺数和马赫数。
设计的试验台适用于压缩机和涡轮试验。
因为压缩机的气动设计比涡轮
的困难,所以该试验台只进行压缩机试验。
万方数据
万方数据
万方数据
万方数据
万方数据
５２火箭推进２００４年第３０卷心。
如果微热机的性能更加优越，那么它们将会十分有用。
微型双组元火箭发动机与目前装置相比，单一晶片上的整个发动机（包括燃烧室、泵和控制器）每单元成本很低。
对用户来讲，在该技术领域内双组元发动机在复杂性或成本方面仅比单组元系统稍微复杂或稍高一些。
加工工艺一旦成熟，采用半导体生产工艺控制缺陷的标准，则意味着将会取得很高的可靠性。
另一个优点是微型发动机的推重比很大。
通过提高比冲和减小由单组元压力开关供给变为双组元泵供给而带来的贮箱和供给系统重量，减小了整个系统的重量。
因为发动机重量和成本非常低，所以冗余发动机带来的损失就非常小。
单台发动机可用于航天器姿态控制和轨道保持。
２０～５０台发动机阵列可用于远地点起动，较大阵列可用于非常小火箭的主推进，通过阵列中的各种调节可提供推力矢量控制，可以相信，许多民用和军事用户能够认识到具有该量级推重比、尺寸和成本的发动机。
５４微型双组元火箭发动机高速、高能量密度的微型
涡轮机也是微型液体火箭发动机的技术基础。
上述小尺寸涡轮机的液体高压泵流量为２０～５０∥ｓ。
将泵与再生冷却燃烧室、喷管、阀、控制器以及管路相结合就构成了全“晶片火箭发动机”。
设计中的概念性二维发动机，当液氧和酒精消耗率为５∥ｓ时，可产生１５Ｎ推力。
该发动机由再生冷却燃烧室、喷管、泵、控制器和管路组成。
与高性能微加工材料相结合的微机械技术能力和局限性使得设计非同寻常。
发动机结构是与目前加工工艺相兼容的二维柱状结构，这就要求全部喷管必须在平面内膨胀，所以除了推进剂泵效率外喷管出口面积制约了晶片发动机的功率。
有一些提高推力的方法，它们是：发动机层叠（用该方法生产出了０．５５Ｎ／ｍｍ２推力的发动机叠层）；在晶片上仅安装泵、控制器以及燃烧室并将一个或更多的晶片安装在常规加工的大的喷管上；或仅将泵和控制器安装在晶片上并与传统燃烧室和喷管相连接。
因为设计精细几乎达到了理论比冲，所以在如此小的尺寸量级上，燃烧室压力必须很高，达到１００～２００ａｔｍ。
需要高的燃烧室压力有三个原因。
第一个原因是质量流与压力成线性正比关系，所以对给定尺寸的发动机，较高的压力意味着推力较大。
第二个原因是对于再生冷却设计方案，随着燃烧室压力升高质量流也增大，推进剂的冷却效能将会比室壁热负荷上升得快。
该能量平衡了为保持室壁冷却所需建立的最小燃烧室压力，对于硅材料燃烧室壁该压力大约为１２０ａｔＩｎ。
振动弛豫时间的建立需要高室压，这是第三个需要高室压的原因。
如果喷管流在反应产物振动弛豫时间的量级，那么大部分内能不能用于推进而产生低的比冲，因为在１ａｔｍ下振动弛豫时间与喷管流时间一样，均为ｌ郴量级，所以室压必须远远大于１ａｔｍ。
初步微型火箭发动机设计泵出口压力为３００ａｔｍ，燃烧室压力为１５０ａｔＩＩｌ。
结论从设计、分析和实验可知，该微型热机是可行的。
对微型热机开展研究代表了对所包含的所有学科的一种挑战，所以该项目取得阶段性成果是必然的和令人鼓舞的。
此外，制造ＭＥＭｓ基高速旋转机械的能力也开辟了一个包括热力机械在内的新天地。
ＭＥＭＳ基高能量密度概念性热机非常具有吸引力而且在物理上是可行的。
在该领域的知识投入是十分正确的。
参考文献：ＢｒｙｚｅｋＪ，ＰｅｔｅｒｓｅｎＫ，ＭｃＣｕｌｌｅｙＷ．ＭｉｃｒｏｍａｃｌｌｉｎｅｓｔｌｌｅＭａｒｃｈ．ｍＥＥ［１】ｏｎＳｐｅｃ咖ｍ，ＭａｙＣｈｅｎ
ＫＳ．１９９４，ｐｐ．２０－３１．［２】ＳｐｅａｒｉｎｇＳＭ，Ｍｉｃｒｏ－ＧａｓＴｕｒｂｉｎｅａｔＥｎｇｉｎｅＭａｔｅｒｉａｌａ１１ｄＳｔｍｃｔｕｒｅｓ．ＰｒｅｓｅｎｔｅｄＣｏｃｏａＢｅａｃｈＣ０ｎｆｂｒｅｎｃｅＡｄＶａＩｌｃｅｄａＩｌｄｍｅ２１ｓｔＡｎｎｕａｌＥｘｐｏｓｉｔｉｏｎＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓ，Ｃｅｒ锄ｉｃｓ，Ｍａｔ甜ａｌＳｔｍｃｔｕｒｅｓ，ＪａＩｌｕａｒｙ１９９７．万方数据
微型热机、烯气涡轮、火箭发动机--美国麻省理工学院(MIT 微型发动机研究计划作者：作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期：被引用次数：宁建华中国航天科技集团公司第六研究院十一所火箭推进 JOURNAL OF ROCKET PROPULSION 2004,30(3 2次参考文献(2条 1.Spearing S M;Chen K S Micro-Gas Turbine Engine Material and Structures.Presented at the 21st Annual Cocoa Beach Conference and Exposition on Composites, Advanced Ceramics 1997 2.Bryzek
J;Petersen K;McCulley W Micromachines on the March[外文期刊] 1994 引证文献(2条1.谢展强厘米级整体构件数控电解加工的技术研究[期刊论文]-科技创新导报
2008(33 2.李聪.方蜀州.张平微型涡喷发动机燃烧室数值模拟[期刊论文]-推进技术2008(5 本文链接：/Periodical_hjtj200403009.aspx。