2018, Vol. 39
大量的固液混合推进飞行项目[1]展示了固液混合推进内在安全性高、环境友好、成本低、推力可调、结构简单等优点，这些飞行项目提高了固液混合推进的技术成熟度，并展示了固液混合火箭应用到亚轨道飞行和太空探索任务中的可能性。固液混合火箭发动机结合了固体发动机和液体发动机的优点，将固态燃料和液态氧化剂分开储存在推进系统中[2, 3]。HTPB-LOX的固液混合火箭的比冲与RP-1-LOX液体火箭相当，明显高于固体火箭，理论比冲可达到340s，但密度比煤油高17%[4]。
固液混合推进燃料和气态氧化剂在燃烧室中扩散燃烧，燃烧发生在固体燃料汽化表面之上极薄的火焰区。固液混合推进燃料大多为高分子惰性材料，分解热高，燃料的蒸发与热解阻碍了火焰层向燃料融化表面的热量传递，导致了燃料较低的热反馈，使得传统固液混合推进燃料的退移速率低。固液混合推进燃料的低退移速率制约了混合推进技术的应用和发展[5]。Karabeyoglu等[6~8]制备了一种石蜡基固体燃料，石蜡基燃料退移速率是相同实验条件下HTPB燃料的3~4倍，但是石蜡较差的力学性能制约了其应用。Sorge等设计了轴向锥形亚声速喷注器[9, 10]，增大了氧化剂漩流，当平均氧气质量密流为126kg/（m2·s）时，聚乙烯燃料平均退移速率达到0.82mm/s，但是其轴向燃烧不均匀并且难以运用于大型固液混合火箭发动机。Deluca等[11]制备了添加11.2wt% AlH3的HTPB燃料，在低氧化剂质量密流11kg/（m2·s）下，退移速率在增长了150 %，但金属氢化物危险，难以大规模应用。Risha等[12~14]通过向固液混合推进燃料添加纳米铝粉和硼粉提高燃料退移速率，当平均氧气质量密流为112kg/（m2·s）时，分别含有13wt%平均粒径为100~150nm Alex铝粉、13wt%平均粒径为Al325铝粉、13wt%氟橡胶包覆Alex铝粉HTPB固液混合推进燃料退移速率分别增长了105%，142%，123%。表明纳米铝粉能够大大提高燃料的退移速率，但只获得了氧气质量密流低于180kg/（m2·s）时燃料的平均退移速率与平均氧气质量密流的对应关系，尚未获得高氧气质量密流下，燃料瞬时退移速率与瞬时氧气质量密流的对应关系。纳米和微米铝粉燃烧热高和能量释放率快速，纳米和微米铝粉的高比表面积可以提高传热速率，可以提高固液混合燃料燃烧边界层的扩散火焰区向燃料表面的热量传递，加快固液混合燃料中惰性高分子胶黏剂的断链与热解，提高固液混合推进燃料的退移速率。
目前我国尚未系统地开展含铝HTPB固液混合推进燃料燃烧特性和规律研究。本研究制备了分别含5wt%平均粒径为100nm，500nm和50μm含铝HTPB固液混合推进燃料，研究了铝粒子粒径对燃料退移速率的影响；制备了5wt%，10wt%和15wt%平均粒径为500nm的含铝HTPB固液混合推进燃料，研究了铝粒子质量分数对燃料退移速率的影响，获得了氧气质量密流150~375 kg/（m2·s）的含铝HTPB固液混合推进燃料的瞬时退移速率与氧气质量密流的对应曲线。
2 实验装置与燃料制备 2.1 实验装置采用高速摄影仪记录固液推进剂燃料端面的退移过程，获得固液混合推进燃料在燃烧室压力为1MPa下的瞬时退移速率。实验装置借鉴了意大利米兰理工大学SPLab实验室二维轴向燃烧室[15, 16]的工作原理。该测试方法相对于小型固液混合火箭发动机中获取燃料退移速率的方法如平均退移速率法[17, 18]、嵌入电阻法[19]、X射线成像法[20]、超声波成像法[9, 10]等方法，具有成本低、测量效率高、稳定性好、可重复性好等优点，在固液混合推进燃料高退移速率配方设计中具有指导意义。
图 1为固液混合推进透明燃烧室实验系统总体示意图，本装置在一定程度上可以评价固液混合推进燃料在燃烧室压力为1~10MPa的燃烧性能。固体燃料浇筑在长30mm，外径19mm，内径16mm的不锈钢管壳中。药柱内孔为4mm，用于在氧气入口端，安装B/KNO3（质量比40/60）点火药片，点火药直径为4.5mm，安装结果如图 1中红圈所示。本研究实验条件为1MPa，使用Bronkhorst F202质量流量计控制氧气质量流量，本实验的氧气质量为体燃料内表面，经45°平面镜反射，高速摄影记录固体燃料内燃面端面退移过程，图像如图 2所示。4通道压力控制系统包括控制仪表、压力传感器、固态继电器、电磁阀。压力传感器将燃烧室压力转化为电信号传给控制仪表。控制仪表将该电信号对应压力值与设定压力值比较，当燃烧室压力大于控制仪表的设定值时，固态继电器闭合，电源给电磁阀供电，电磁阀打开放气，燃烧室降压；反之固态继电器断开，电磁阀断路闭合，燃烧室增压。各响应时间：压力传感器≤10ms，电磁阀 < 30ms，继电器≤5ms，保证了燃烧室的压力稳定。其中空气用来节约部分氮气；氮气维持燃烧时燃烧室的压力，排出燃烧室高温废气，防止燃烧产生的水蒸气凝结在观察窗上，导致高速摄影机拍摄图像模糊。
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Fig. 1 Schematic of transparent combustion chamber experimental system for hybrid propulsion |
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Fig. 2 High-speed photography of radical regression process of HTPB-based fuels containing 10wt% 500nm aluminum particles under the pressure of 1.0MPa |
图 2为含10wt%平均粒径为500nm铝粒子的HTPB固液混合推进燃料在氧气中的退移过程图。高速摄影拍摄帧数为1500帧/s。利用高速摄影记录坐标纸进行尺寸标定，尺寸标定方法详见参考文献[21, 22]。其中红圈代表了固体燃料药柱的初始内燃面大小，直径为4mm，图 2（a）为燃烧的点火药引燃固体燃料部分内表面，图 2（b）为燃烧的点火药引燃固体燃料内表面，以此计为燃烧的起始点，此时刻为t0，随着燃烧的进行，固体燃料内表面直径越来越大。火焰面清晰可见，图 2（c），（d），（e），（f）分为燃烧0.667s，1.667s，2.667s，4.129s后的图像。利用MotionCentral软件测量燃烧退移面端面直径的方法详见参考文献[21, 22]。处理得到燃烧退移端面直径随时间的变化(D(t)-D(t0))-t，其中D(t)为t时刻的燃面直径，D(t0)为药柱内燃面初始直径值4mm。固体燃料t时刻退移速率
| $ \dot r\left( t \right) = {\rm{d}}\left( {D\left( t \right) - D\left( {{t_0}} \right)} \right)/2t $ | (1) |
| $ {G_{{\rm{OX}}}}\left( t \right) = 4{m_{{\rm{OX}}}}/{\rm{ \mathsf{ π} }}D{\left( t \right)^2} $ | (2) |
| $ {{\dot m}_{\rm{f}}}\left( t \right) = {A_{\rm{b}}}\dot r\left( t \right){\rho _{\rm{f}}} $ | (3) |
实验数据处理方法的可信度说明详见参考文献[22]。
2.3 含铝HTPB固液混合推进燃料药柱制备HTPB燃料的混合一般在捏合机中进行，捏合机混合燃料药量较大（≥500g），大大超过实验室单次所需要的混合药量。本研究使用如图 3所示的含铝HTPB固液混合推进燃料混合装置，该装置在一定真空下，机械搅拌过程中同时超声波分散，使铝粒子分散的均匀，单次混合药量可以低至50g。
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Fig. 3 HTPB-based fuel mixing device with ultrasonic |
本研究使用了上海乃欧纳米科技有限公司生产的平均粒径分别为100nm，500nm和50μm的铝粉。含5wt%，10wt%，15wt%铝粒子HTPB固液混合推进燃料各组分质量占比如表 1所示，其中wt%为该物质的质量百分数，ρ为该物质密度kg/m3。含铝HTPB固液混合推进燃料制备过程如下：将相应质量的HTPB、增塑剂己二酸二辛酯（DOA）、固化催化剂二乙酸二丁基锡（TIN）依次加入到搅拌容器中，在一定真空下，搅拌30min；向上述混合物中加入相应质量和粒径的铝粉机械搅拌程中抽真空和超声波分散，30min；加入固化剂异佛尔酮二异氰酸酯（IPDI）械搅拌程中抽真空和超声分散10min；将上述混合物浇注到外径19mm内径16mm长30mm，内芯杆为4mm的不锈钢模具中，放置于烘箱中36℃固化23h，60℃固化2h。
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Table 1 Formulation of HTPB fuels containing 5wt%, 10wt% and 15wt% aluminum particles respectively |
利用NASA CEA软件[23]计算分别含5wt%，10wt%和15wt%铝HTPB固液混合推进燃料在气态氧气中燃烧时理论比冲IS(s)随着氧燃比O/F变化的曲线如图 4所示；其中燃烧室压力为6.89MPa，燃烧室与喷喉面积比Ae/At=5，喷管出口与喷喉面积比Ae/At=50，HTPB分子式取为C7.075H10.65O0.223N0.063，生成焓-58kJ/mol[24]。Favarò等[25]研究了压力对燃料退移速率的影响，发现在一定范围内燃料退移速率基本上与压力无关。
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Fig. 4 Theoretical Is performance of pure HTPB fuel containing aluminum in different O/F |
最佳氧燃比(O/F)opt下的特征速度(Ctheo*)opt，推力系数(Ct)opt，理论比冲(IS)opt和绝热燃烧温度(Tf)opt如表 2所示。HTPB-GO2（气态氧气）组合的固液混合推进系统具有极大比冲，理论比冲达到350s。随着铝质量分数的增加，最佳氧燃比(O/F)opt降低，绝热燃烧温度增大并且高于纯HTPB的燃烧温度，提高了燃料燃烧的反应温度。含铝HTPB固液混合推进燃料相对于纯HTPB理论比冲基本不变。
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Table 2 Internal ballistic calculation of HTPB fuel containing internal ballistic calculation |
利用美国FEI Quanta 250F场发射环境扫描电镜（SEM），对含铝HTPB燃料燃烧前后的燃料进行了表征。平均粒径为500nm的铝粒子SEM图像如图 5（a）所示，铝粒子呈现球形。图 5（b）为含5wt% 500nm铝粒子HTPB燃料断面的SEM图像，500nm铝粒子在HTPB燃料中分散均匀，有较少量团聚现象，燃料表面无裂纹、无气泡；表明在一定真空度下，使用如图 3所示的含铝HTPB燃料混合装置，可以得到密实、分散均匀的含铝HTPB燃料。图 5（c）为含15wt% 500nm铝粒子HTPB燃料终止燃烧后不同区域燃烧产物的SEM图像，图 5（c）左图样品为燃料融化层之下的燃烧产物，图 5（c）右图样品为融化层的燃烧产物。可以看出，左图中有大量铝粒子尚未反应，铝粒子镶嵌在HTPB燃料体系中，HTPB部分热解，露出部分铝颗粒；右图可以看出铝颗粒燃烧过程中，铝颗粒熔化聚集、与氧气反应生成Al2O3，Al2O3聚集在燃烧表面上，一定程度上阻碍了HTPB燃料与氧气的进一步反应。
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Fig. 5 SEM images of HTPB-based fuel containing Al particles |
图 6分别为HTPB及含5wt%平均粒径分别为100nm，500nm和50μm铝粒子HTPB固液混合推进燃料退移速率、质量消耗率、退移速率增长百分比和质量消耗率增长百分比随氧气质量密流变化的曲线。燃料燃烧的起始氧气质量密流400kg/（m2·s），本文研究了氧气质量密流从150~375kg/（m2·s）之间的燃烧过程。随着燃料内燃面的退移，内燃面直径变大，氧气质量密流降低，在反应初始阶段，氧气质量密流降低速率较快。图 6（a）中实线为含铝HTPB固液混合推进燃料退移速率随氧气质量密流变化的实验值。图 6中每个燃料的退移速率随氧气质量密流变化曲线由3~5个该配方药柱的退移速率随氧气质量密流变化曲线平均得到。竖线段为3~5个该配方药柱的退移速率随氧气质量密流变化曲线之间的误差棒。在大氧化剂质量密流下的误差棒较大。均质的纯HTPB燃料退移速率随氧气质量密流变化曲线中误差棒较低。图 6中可以看出，铝粒子提高了HTPB燃料的退移速率。当氧气质量密流为375kg/（m2·s）和150kg/（m2·s）时，含5wt%平均粒径分别为100nm，500nm和50μm铝粒子HTPB固液混合推进燃料退移速率及退移速率增长百分数如表 3所示，分别含5wt%50μm，5wt%100nm，5wt%500nm铝粒子HTPB固液混合推进燃料，在氧化剂质量密流为375kg/（m2·s）时，退移速率分别增长了13.04%，-0.57%，19.20%。图 6（c）中rf, 5wt% 500nm Al>rf, 5wt% 50μm Al，平均粒径为500nm铝粒子比平均粒径50μm铝粒子具有更大的比表面积，反应活性更高，能量释放率更快，提高燃烧边界层的扩散火焰区向燃料表面的传热速率，所以含5wt %平均粒径为500nm铝粒子HTPB固体燃料退移速率更高。含5wt%平均粒径为100nm铝粒子HTPB燃料退移速率在高氧气质量密流下低于含5wt%平均粒径为500nm和50μm铝粒子HTPB燃料，在低氧气质量密流下高于含5wt%平均粒径为500nm和50μm铝粒子HTPB燃料。原因尚不明确，需要进一步研究，可能为100nm铝粒子反应活性更高、释放能量更快，更多的Al2O3聚集在燃烧面上，阻碍了HTPB与氧气的扩散燃烧，使得燃烧退移面退移不明显，实验所得到瞬时燃料退移速率低。含5wt% 500nm铝粒子HTPB固液混合推进燃料在氧气质量密流为375kg/（m2·s）和150kg/（m2·s）退移速率分别为0.832mm/s，0.242mm/s，rf, 375kg/(m2·s)/rf, 150kg/(m2·s)=3.44，说明氧气质量密流对含铝HTPB固液混合推进燃料退速率影响更大。
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Fig. 6 Combustion performance of HTPB-based fuel containing 5wt% 50μm, 100nm and 500nm Al particles |
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Table 3 |
含铝HTPB固液混合推进燃料的质量消耗率正比于其退移速率和密度，如式（3）所示，燃料质量消耗率随氧气质量密流的变化规律与燃料的退移速率随氧气质量密流的变化规律基本相同。
3.3 铝粒子质量分数对退移速率的影响图 7分别为含5wt%，10wt%，15wt%平均粒径为500nm铝粒子HTPB固液混合推进燃料退移速率、质量消耗率、、退移速率增长百分比、质量消耗率增长百分比随氧气质量密流变化的曲线。
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Fig. 7 Combustion performance of HTPB-based fuel containing 5wt%, 10wt% and 15wt% 500nm Al particles |
氧化剂质量密流为375kg/（m2·s）和150kg/（m2·s）时，分别含5wt%，10wt%，15wt%平均粒径为500nm铝粒子HTPB固液混合推进燃料退移速率及退移速率增长百分数如表 3所示。
表 3分别含5wt%，10wt%，15wt%平均粒径为500nm铝粒子HTPB固液混合推进燃料，在氧化剂质量密流为375kg/（m2·s）时，退移速率分别增长了19.20%，36.82%，116.62%，质量消耗率分别增长了19.24%，38.26%，123.83%；在氧化剂质量密流为150kg/（m2·s）时，退移速率分别增5.22%，23.04%，58.26%，质量消耗率分别增长了5.23%，23.94%，61.86%。低氧化剂质量密流下增长较少，在氧气质量密流时，燃烧已经发生了3s以上，如图 5（d）中所示。Al2O3聚集在燃烧表面上，阻碍了HTPB燃料与氧气的扩散燃烧。Al2O3的附着减少了燃面，降低了HTPB固液混合推进燃料融化层的流动性，使得在低氧气质量密流下退移速率的增长低于高氧气质量密流下退移速率的增长。含15wt%平均粒径为500nm铝粒子HTPB固体燃料退移速率明显高于含5wt%和10wt%铝粒子HTPB固体燃料。含铝HTPB固液混合推进燃料中铝粒子质量分数的增加，使得燃料的热值增大，燃烧温度升高，燃料的热辐射增大，火焰层向燃料熔化表面的热反馈提高，惰高分子HTPB的断链与热解加快，退移速率增大。
4 结论通过本文研究，得出以下结论：
（1）在一定真空度下，在机械搅拌同时使用超声分散装置来分散铝粉，可以得到密实、分散均匀的含铝HTPB燃料。
（2）铝粒子提高HTPB燃料燃烧时绝热火焰的温度，提高了火焰区向燃料融化表面的热反馈，提高退移速率。
（3）含5wt%平均粒径为500nm铝粒子HTPB固体燃料的退移速率高于含5wt%平均粒径分别为50μm和100nm铝粒子HTPB固体燃料。当铝粒子粒径一定时，含铝HTPB燃料的退移速率随着铝粒子含量的增加而增加，含15wt%平均粒径为500nm铝粒子HTPB固体燃料退移速率明显高于含5wt%和10wt%铝粒子HTPB固体燃料。
（4）未来可使用HTPB在一定条件下对纳米铝粒子包覆，进一步提升铝粒子在HTPB这种高粘度药浆中分散性及燃烧性能。
| [1] |
Chiaverini M J. Fundamentals of Hybrid Rocket Combustion and Propulsion[M]. USA: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2000.
(  0) |
| [2] |
蔡国飙. 固液混合火箭发动机技术综述与展望[J]. 推进技术, 2012, 33(6): 831-839. (CAI Guo-biao. Development and Application of Hybrid Rocket Motor Technology: Overview and Prospect[J]. Journal of Propulsion Technology, 2012, 33(6): 831-839.)
( 0) |
| [3] |
田辉, 吴俊峰, 俞南嘉, 等. 采用N2O与含金属HTPB燃料固液火箭发动机燃速试验研究[J]. 推进技术, 2014, 35(3): 413-421. (TIAN Hui, WU Jun-feng, YU Nan-jia, et al. Experimental Research of Regression Rate of N2O and Metalized HTPB Hybrid Rocket Motor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(3): 413-421.)
( 0) |
| [4] |
Cantwell B, Karabeyoglu A, Altman D. Recent Advances in Hybrid Propulsion[J]. International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion, 2010, 9(4): 305-326. DOI:10.1615/IntJEnergeticMaterialsChemProp.v9.i4
( 0) |
| [5] |
Paravan C, Reina A, Sossi A, et al. Time-Resolved Regression Rate of Innovative Hybrid Solid Fuel Formulations[C]. Munich: the European Conference for Aero-Space Sciences, 2013.
( 0) |
| [6] |
Karabeyoglu A, Zilliac G, Cantwell B J, et al. Scale-Up Tests of High Regression Rate Paraffin-Based Hybrid Rocket Fuels[J]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 20(6): 1037-45. DOI:10.2514/1.3340
( 0) |
| [7] |
Karabeyoglu A, Zilliac G, Castellucci P, et al. Development of High-Burning-Rate Hybrid-Rocket -Fuel Flight Demonstrators[R]. AIAA 2003-5196.
( 0) |
| [8] |
Karabeyoglu A, Stevens J, Geyzel D, et al. High Performance Hybrid Upper Stage Motor[R]. AIAA 2011-6025.
( 0) |
| [9] |
Carmicino C, Sorge A R. The Effects of Oxidizer Injector Design on Hybrid Rockets Combustion Stability[R]. AIAA 2006-4677.
( 0) |
| [10] |
Sorge A R. Influence of a Conical Axial Injector on Hybrid Rocket Performance[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22(5): 984-95. DOI:10.2514/1.19528
( 0) |
| [11] |
Deluca L T, Rossettini L, Kappenstein C, et al. Ballistic Characterization of ALH3-Based Propellants for Solid and Hybrid Rocket Propulsion[R]. AIAA 2009-4874.
( 0) |
| [12] |
Risha G, Ulas A, Boyer E, et al. Combustion of HTPB-Based Solid Fuels Containing Nano-Sized Energetic Powder in a Hybrid Rocket Motor[R]. AIAA 2001-3535.
( 0) |
| [13] |
Risha G A, Boywe E, Wehrman R B. Performance Comparison of HTPB-Based Solid Fuels Containing Nano-Sized Energetic Powder in a Cylindrical Hybrid Rocket Motor[R]. AIAA 2002-3576.
( 0) |
| [14] |
Risha G, Boywe E, Wehrman R, et al. Nano-Sized Aluminum and Boron-Based Solid Fuel Characterization in a Hybrid Rocket Engine[R]. AIAA 2003-4593.
( 0) |
| [15] |
Deluca L, Galfetti L, Colombo G, et al. Time-Resolved burning of Solid Fuels for Hybrid Rocket Propulsion[C]. Saint Petersburg: the European Conference for Aero-space Sciences, 2011.
( 0) |
| [16] |
Deluca L, Galfetti L, Maggi F, et al. Characterization of HTPB-Based Solid Fuel Formulations: Performance, Mechanical Properties, and Pollution[J]. Acta Astronautica, 2013, 92(2): 150-62. DOI:10.1016/j.actaastro.2012.05.002
( 0) |
| [17] |
Shark S C, Zaseck C R, Pourpoint T L, et al. Performance and Flame Visualization of Dicyclopentadiene Rocket Propellants with Metal Hydride Additives[J]. Journal of Propulsion and Power, 2016, 32(4): 869-81. DOI:10.2514/1.B35853
( 0) |
| [18] |
Karabeyoglu M A, Cantwell B J, Zilliac G. Development of Scalable Space-Time Averaged Regression Rate Expressions for Hybrid Rockets[J]. Journal of Propulsion & Power, 2015, 23(4): 737-47.
( 0) |
| [19] |
Gramer D, Taagen T. Low Cost Surface Regression Sensor for Hybrid Fuels, Solid Propellants, and Ablatives[R]. AIAA 2001-3529.
( 0) |
| [20] |
Chiaverini M J, Serin N, Johnson D K, et al. Regression Rate Behavior of Hybrid Rocket Solid Fuels[J]. Journal of Propulsion and Power, 2000, 16(1): 125-32. DOI:10.2514/2.5541
( 0) |
| [21] |
秦钊. 固体燃料燃烧性能测试系统与HTPB基燃料的点火/燃烧特性研究[D]. 南京: 南京理工大学, 2015. http://www.wanfangdata.com.cn/details/detail.do?_type=degree&id=Y2976608
( 0) |
| [22] |
唐乐, 许志伟, 陈苏杭, 等. 固液混合推进石蜡燃料的性质及燃烧性能研究[J]. 推进技术, 2017, 38(9): 2138-2145. (TANG Yue, XU Zhi-wei, CHEN Su-hang, et al. Study on Properties and Combustion Performance of Paraffin Fuels for Hybrid Rocket Propulsion[J]. Journal of Propulsion Technology, 2017, 38(9): 2138-2145.)
( 0) |
| [23] |
Gordon S, Mcbride B J. Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions and Applications[M]. USA: NASA Reference Publication, 1994.
( 0) |
| [24] |
Kubota N. Propellants and Explosives: Thermochemical Aspects of Combustion[M]. Manhattan: John Wiley & Sons, 2015.
( 0) |
| [25] |
Favarò F M, Sirignano W A, Manzoni M, et al. Regression Rate Modeling for Hybrid Rocket Combustion[C]. Munich: the European Conference for Aero-Space Sciences, 2013.
( 0) |