某型二級發(fā)動(dòng)機(jī)混合比調(diào)節(jié)特性分析

劉　上，韓紅偉，王運(yùn)卯，王藝杰，熊莉芳，程曉輝，葉力華

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

某型二級發(fā)動(dòng)機(jī)混合比調(diào)節(jié)特性分析

劉上，韓紅偉，王運(yùn)卯，王藝杰，熊莉芳，程曉輝，葉力華

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

為了提高火箭運(yùn)載能力，常規(guī)二級發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置了混合比調(diào)節(jié)系統(tǒng)。通過建立發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)非線性靜態(tài)特性仿真模型，并結(jié)合地面試車數(shù)據(jù)，開展發(fā)動(dòng)機(jī)混合比調(diào)節(jié)特性分析。結(jié)果表明：發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比調(diào)節(jié)范圍達(dá)到-3.13%～+3.20%，完全滿足火箭推進(jìn)劑利用系統(tǒng)的要求，且有一定的余量；混合比調(diào)節(jié)系統(tǒng)既達(dá)到了調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)混合比的目的，又能保持發(fā)動(dòng)機(jī)的推力基本不變。采用靜態(tài)仿真模型可以很好地描述發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作過程中的混合比調(diào)節(jié)特性，具有較高的精度。

二級發(fā)動(dòng)機(jī)；混合比；調(diào)節(jié)特性；仿真模型

0　引言

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際工作中，不可避免地受到內(nèi)、外各種干擾因素的影響，使得推力和混合比偏離額定設(shè)計(jì)值。對于固定推力和固定混合比的發(fā)動(dòng)機(jī)，如果推力和混合比的偏差太大，不僅影響運(yùn)載能力，而且還影響飛行精度。過大的混合比偏差會(huì)使推進(jìn)劑的一種組元過早耗盡，而另一種組元出現(xiàn)大量剩余。對于二級發(fā)動(dòng)機(jī)而言，混合比的偏差對運(yùn)載能力的影響比一級發(fā)動(dòng)機(jī)更大。因此，有必要通過測量貯箱中推進(jìn)劑組元的剩余量，對發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比進(jìn)行實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)，使得兩種推進(jìn)劑接近于同時(shí)耗盡，能夠減小推進(jìn)劑的安全加注余量，最大程度上提高火箭的運(yùn)載能力［1－2］。

L.Casalino等以火箭的運(yùn)載能力最大為目的，研究了氫/氧發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比優(yōu)化控制策略，提出了在彈道初期采用高混合比，而在彈道末期采用低混合比的方式，要求發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比能夠連續(xù)調(diào)節(jié)［3－4］。李玲玲介紹了我國某型氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)在液氧主路上設(shè)置兩個(gè)旁通閥，可以實(shí)現(xiàn)三種混合比狀態(tài)的階躍式調(diào)節(jié)［5］。我國液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)生器燃料路和推力室的燃料主路分別設(shè)置流量調(diào)節(jié)器和燃料節(jié)流閥，可以實(shí)現(xiàn)推力和混合比的大范圍連續(xù)調(diào)節(jié)［6，7］。國內(nèi)學(xué)者基于非線性靜態(tài)特性仿真，對液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)節(jié)特性開展了大量的研究工作［8－10］。劉紅軍通過添加發(fā)動(dòng)機(jī)的約束條件，求解出了發(fā)動(dòng)機(jī)推力和混合比的穩(wěn)態(tài)最大可調(diào)域［8］。張小平分析了補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳推力調(diào)節(jié)方案，并分析了推力調(diào)節(jié)對發(fā)動(dòng)機(jī)其他參數(shù)的影響規(guī)律［9］。王海燕［10］開展了發(fā)動(dòng)機(jī)混合比性能的可靠性分析。

某型常規(guī)二級發(fā)動(dòng)機(jī)在原系統(tǒng)方案基礎(chǔ)上，在推力室燃料供應(yīng)系統(tǒng)中設(shè)置旁通路，通過調(diào)節(jié)旁通路的流阻和燃料流量，進(jìn)入推力室的燃料總流量隨之變化，使得發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比滿足在一定范圍內(nèi)連續(xù)調(diào)節(jié)的要求。對于載荷較高、運(yùn)載能力較為緊張的某型火箭，第二級采用推進(jìn)劑利用系統(tǒng)后，有效載荷提高了700 kg，充分發(fā)揮了火箭的運(yùn)載潛力。

受早期計(jì)算能力的限制，歷史上對二級發(fā)動(dòng)機(jī)混合比的調(diào)節(jié)特性分析主要基于小偏差計(jì)算，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際混合比的變化與調(diào)整計(jì)算值存在一定的差異。本文針對二級發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)特點(diǎn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)非線性靜態(tài)特性仿真的基礎(chǔ)上，結(jié)合試車數(shù)據(jù)，分析發(fā)動(dòng)機(jī)在混合比調(diào)節(jié)過程中的實(shí)際特性。

1　發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)及混合比調(diào)節(jié)器特點(diǎn)

某型二級發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)簡圖如圖1所示。為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)在額定工作點(diǎn)的參數(shù)精度，推力室供應(yīng)系統(tǒng)、燃?xì)獍l(fā)生器供應(yīng)系統(tǒng)和隔板冷卻路均設(shè)置有汽蝕管，即采用了“全汽蝕管”系統(tǒng)方案。在汽蝕管汽蝕工作條件下，通過汽蝕管的流量完全由汽蝕管前的壓力決定，而汽蝕管下游流阻和壓力的變化不影響發(fā)動(dòng)機(jī)的流量，可以提高發(fā)動(dòng)機(jī)額定工作點(diǎn)下性能參數(shù)的精度。

圖1　二級發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)簡圖Fig.1　Schematic of the second-stage liquid rocket engine

為了滿足飛行過程中發(fā)動(dòng)機(jī)混合比實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)的需要，在原固定混合比發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，在燃料主閥出口至推力室頭腔之間增加一個(gè)旁通管路，安裝混合比調(diào)節(jié)器。調(diào)節(jié)器由閥門、步進(jìn)電機(jī)和傳感器組成。飛行中，通過測量貯箱剩余液位，箭載計(jì)算機(jī)經(jīng)過計(jì)算，發(fā)出脈沖信號。步進(jìn)電機(jī)收到脈動(dòng)信號后，帶動(dòng)閥門直線運(yùn)動(dòng)，改變調(diào)節(jié)器的開度和流阻，從而改變該旁通路的燃料流量，最終使得推力室的混合比隨之變化，達(dá)到精確調(diào)節(jié)的目的。

相比在推力室燃料主路中設(shè)置調(diào)節(jié)裝置，混合比調(diào)節(jié)器安裝在旁通管路中優(yōu)點(diǎn)是：流過調(diào)節(jié)器的流量小，所需的控制力矩也小，調(diào)節(jié)器的體積和重量也?。蝗秉c(diǎn)是：混合比的最大調(diào)節(jié)范圍受限。但對于火箭的推進(jìn)劑利用系統(tǒng)，混合比變化范圍要求不大，調(diào)節(jié)能力可以滿足需要。對調(diào)節(jié)器還采取了故障防護(hù)措施，具有斷電自動(dòng)回零位的能力，一旦某一環(huán)節(jié)發(fā)生故障，調(diào)節(jié)器自動(dòng)恢復(fù)到中間開度，其流阻固定在額定值。

在額定點(diǎn)處，通過發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)調(diào)整計(jì)算，首先獲得在額定流量下調(diào)節(jié)器需要的壓降，再通過小偏差計(jì)算獲得在不同混合比下的調(diào)節(jié)器流量和調(diào)節(jié)器壓降?；旌媳日{(diào)節(jié)器根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)調(diào)整計(jì)算結(jié)果，通過液流試驗(yàn)，尋找同時(shí)滿足調(diào)節(jié)器流量和壓降條件下對應(yīng)的步進(jìn)電機(jī)脈沖數(shù)（表征調(diào)節(jié)器的開度）。最終將液流試驗(yàn)的流量和電機(jī)脈沖數(shù)提供給火箭控制系統(tǒng)，用于火箭飛行中的混合比反饋控制。

2　發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)非線性靜態(tài)數(shù)學(xué)模型

根據(jù)二級發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)特點(diǎn)和穩(wěn)態(tài)工作過程，建立各組件的靜態(tài)方程如下。

2.1離心泵模型

描述泵特性的主要參數(shù)包括流量、揚(yáng)程、轉(zhuǎn)速、功率和效率。一般采用水試確定泵的揚(yáng)程、功率和效率特性。

2.2沖擊式渦輪模型

2.3燃?xì)獍l(fā)生器模型

由于燃?xì)獍l(fā)生器的混合比設(shè)計(jì)值和調(diào)整目標(biāo)值均為0.205，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中發(fā)生器的混合比變化很小，可以認(rèn)為發(fā)生器的室壓只與發(fā)生器內(nèi)燃?xì)饬髁砍烧取?/p>

其中，根據(jù)試車統(tǒng)計(jì)室壓比值系數(shù)Kf=1.030 MPa·s/kg。

2.4燃燒室模型

推力室各參數(shù)的主要因素是發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比和推力室壓力。推力室的特征速度隨混合比和室壓存在一定的變化。由于推力室壓力在工作中變化較小，混合比變化范圍也不大，為了簡化起見，根據(jù)統(tǒng)計(jì)值，室壓簡化為只與進(jìn)入推力室的推進(jìn)劑總流量成正比：

式中：根據(jù)試車統(tǒng)計(jì)室壓比值系數(shù)Kc=0.02736 MPa·s/kg；qmcf為推力室燃料主路流量；qmgbf為隔板冷卻路流量；qmtjf為混合比調(diào)節(jié)器路流量；qmco為推力室氧化劑主路流量。

2.5汽蝕管模型

在穩(wěn)態(tài)工況下，發(fā)動(dòng)機(jī)各汽蝕管均滿足汽蝕工作條件，通過汽蝕管的流量只取決于汽蝕管的入口壓力和汽蝕管自身的流阻系數(shù)。汽蝕管的流量方程：

式中：piv為汽蝕管的入口壓力；ps為推進(jìn)劑在當(dāng)前溫度下的飽和蒸汽壓；A為當(dāng)前汽蝕管的流阻系數(shù)。

2.6節(jié)流組件模型

對于噴注器、冷卻通道、主閥、節(jié)流圈等固定節(jié)流組件，可以根據(jù)液流數(shù)據(jù)獲得流阻系數(shù)。對于混合比調(diào)節(jié)器，在每一個(gè)開度位置下，也是固定節(jié)流組件，不同的開度下，流阻系數(shù)不同。節(jié)流組件的方程如下：

2.7系統(tǒng)平衡方程

節(jié)點(diǎn)壓力平衡方程：pin=pout+Δp

2.8求解方法

根據(jù)上述各組件的靜態(tài)方程建立發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)靜態(tài)數(shù)學(xué)模型，在本文中一共有27個(gè)非線性方程組，它描述了組件特性參數(shù)、入口參數(shù)和調(diào)節(jié)參數(shù)與發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)之間的關(guān)系：

首先給出系統(tǒng)變量初始值X0，經(jīng)過擬牛頓法隱式迭代求解達(dá)到收斂要求（方程誤差ε＜10-4）后，即求出當(dāng)前條件下系統(tǒng)靜態(tài)工況參數(shù)。

3　仿真結(jié)果與分析

3.1仿真結(jié)果與試車數(shù)據(jù)對比

根據(jù)二級發(fā)動(dòng)機(jī)某次試車情況，按照上節(jié)靜態(tài)仿真模型，在相同的啟動(dòng)閥入口壓力條件下開展靜態(tài)計(jì)算，將計(jì)算結(jié)果與該次試車平穩(wěn)段20～50 s之間平均值進(jìn)行對比，如表1所示。

表1　靜態(tài)仿真與試車實(shí)測值Tab.1　Results of steady simulation and engine test

由表1可得，渦輪泵轉(zhuǎn)速仿真計(jì)算值略高于實(shí)測值，而推力室噴前壓力和推進(jìn)劑流量略低于實(shí)測值，可能的原因是仿真模型中離心泵效率略低于實(shí)際工作，或者仿真模型中泵后流阻值略高于實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)工作。靜態(tài)仿真計(jì)算結(jié)果與試車平均值之間最大的誤差在1.3%以內(nèi)，混合比的偏差在0.5%以內(nèi)，表明靜態(tài)仿真模型可以較準(zhǔn)確地反映發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)參數(shù)和混合比。下文基于此仿真模型和該次試車數(shù)據(jù)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)混合比調(diào)節(jié)特性分析。

3.2發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)調(diào)節(jié)特性

根據(jù)二級發(fā)動(dòng)機(jī)該次試車用調(diào)節(jié)器的液流試驗(yàn)，不同步進(jìn)電機(jī)脈沖數(shù)下的調(diào)節(jié)器流量和壓降變化如圖2所示。圖2中不同的步進(jìn)電機(jī)脈沖數(shù)對應(yīng)不同的調(diào)節(jié)器開度，隨電機(jī)脈沖數(shù)的增大，通過調(diào)節(jié)器的流量增大，調(diào)節(jié)器的壓降降低，即調(diào)節(jié)器的流阻系數(shù)降低。

圖2　調(diào)節(jié)器液流特性Fig.2　Characteristics of the regulator in liquid flow test

根據(jù)圖2中調(diào)節(jié)器的液流特性，在發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)入口壓力條件下，求解發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)參數(shù)隨調(diào)節(jié)器電機(jī)脈沖數(shù)的變化特性如圖3所示。由圖3（a）可知，在調(diào)節(jié)器的調(diào)節(jié)范圍內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比相對變化范圍為-3.13%～+3.20%，超過了火箭推進(jìn)劑利用系統(tǒng)±2.75%的需求范圍，混合比調(diào)節(jié)能力完全滿足要求，且有一定的余量。圖3（a）中發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力的相對變化范圍只有-0.113%～+ 0.11%，真空推力的變化范圍遠(yuǎn)小于混合比的變化，即發(fā)動(dòng)機(jī)推力對混合比調(diào)節(jié)器的敏感性很低。說明該調(diào)節(jié)系統(tǒng)既達(dá)到了調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)混合比的目的，又能保持發(fā)動(dòng)機(jī)的推力基本不變。

圖3　發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)參數(shù)隨調(diào)節(jié)器電機(jī)脈沖數(shù)的變化關(guān)系Fig.3　Variation of static parameters with pulse number of regulator electrical motor

由圖2和圖3可以獲得在混合比調(diào)節(jié)過程中發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)參數(shù)的變化規(guī)律：隨著調(diào)節(jié)器電機(jī)脈沖數(shù)的增加，調(diào)節(jié)器流阻降低，經(jīng)過調(diào)節(jié)器的燃料流量增大，發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料總流量也增大，燃料泵消耗的功率增大，導(dǎo)致渦輪泵轉(zhuǎn)速降低，使得發(fā)動(dòng)機(jī)的氧化劑流量也降低，一方面進(jìn)入推力室的燃料流量增加，另一方面進(jìn)入推力室的氧化劑流量減小，從而進(jìn)入推力室的推進(jìn)劑總流量基本不變，因此發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和推力室噴前壓力均變化很小。

3.3發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)特性

地面試車中通過控制程序?qū)崟r(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)的脈沖數(shù)，使得通過調(diào)節(jié)器的流量成臺(tái)階形變化，以驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)在工作過程中的混合比實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)特性。試車中300～600 s之間調(diào)節(jié)器流量的試前控制時(shí)序如圖4中實(shí)線所示。在該次發(fā)動(dòng)機(jī)試車入口壓力條件下，根據(jù)控制時(shí)序所對應(yīng)的調(diào)節(jié)器液流數(shù)據(jù)，通過靜態(tài)仿真程序計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)過程中調(diào)節(jié)器實(shí)際的流量變化，如圖4中虛線所示。圖4表明仿真計(jì)算出的調(diào)節(jié)器流量與試前控制時(shí)序吻合很好。在調(diào)節(jié)器開度較大的時(shí)間段內(nèi)，計(jì)算值略大于圖4中的試前調(diào)整值，原因是在靜態(tài)程序中發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)進(jìn)行了重新平衡，調(diào)解器壓差不同于采用小偏差法獲得的試前調(diào)整值。

將發(fā)動(dòng)機(jī)試車混合比實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)過程（300～600 s）的測量數(shù)據(jù)與靜態(tài)仿真結(jié)果進(jìn)行對比，如圖5所示。其中圖5（a）～圖5（c）中各參數(shù)以表1中20～50 s試車時(shí)均值為基準(zhǔn)進(jìn)行無量綱化。試車中300～600 s相對20～50 s外界條件的不同主要是模擬過載，氧化劑入口壓力增大了0.3 MPa。

圖4　調(diào)節(jié)器流量控制理論值與仿真計(jì)算值對比Fig.4　Comparison between theoretical value and simulation results for the flow control of the regulator

圖5表明在發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比調(diào)節(jié)過程中，仿真計(jì)算出的參數(shù)變化規(guī)律與測量值完全一致?；旌险{(diào)節(jié)過程中渦輪泵轉(zhuǎn)速、氧化劑和燃料總流量變化比較明顯。渦輪泵轉(zhuǎn)速的變化方向與氧化劑流量的變化方向相同，而與燃料流量的變化方向相反，該規(guī)律與圖3（b）中各參數(shù)隨調(diào)節(jié)器脈沖數(shù)的相對變化規(guī)律相同。圖5（d）中混合比的變化方向與圖5（a）中渦輪泵轉(zhuǎn)速的變化方向相同。飛行中可以通過測量渦輪泵轉(zhuǎn)速的變化，直觀地反映發(fā)動(dòng)機(jī)混合比的實(shí)時(shí)變化。

另外，圖5（a）～圖5（c）中各參數(shù)的測量值均高于仿真計(jì)算值，其誤差大于表1中20～50 s之間的計(jì)算誤差。這是由于該發(fā)動(dòng)機(jī)存在隨試車時(shí)間增加而工況緩慢增加的固有特性，導(dǎo)致在300～600 s之間發(fā)動(dòng)機(jī)工況增大，轉(zhuǎn)速和流量的測量值比仿真值整體上都偏高。而圖5（d）中發(fā)動(dòng)機(jī)混合比的測量值與仿真值吻合很好，其中300～330 s之間的計(jì)算誤差為+0.354%，與表1中的誤差相當(dāng)。說明雖然隨著工作時(shí)間的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)工況有所爬升，由于氧化劑流量和燃料流量都是整體增大，對混合比的影響很小。

由圖5（d）可得，在300～600 s之間，發(fā)動(dòng)機(jī)混合比測量時(shí)均值的變化范圍為2.130 6～2.269 5，調(diào)節(jié)能力達(dá)到-0.068 8～+0.070 1，仿真計(jì)算的混合比調(diào)節(jié)范圍為-0.068 7～+0.069 7。因此，穩(wěn)態(tài)仿真計(jì)算模型能夠很好地描述發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)穩(wěn)態(tài)工作過程中的混合比調(diào)節(jié)特性，具有較高的精度。

圖5　發(fā)動(dòng)機(jī)混合比實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)過程試車數(shù)據(jù)與仿真計(jì)算對比Fig.5　Comparison between hot-test data and simulation results during mixture ratio regulation of the engine

4　結(jié)論

針對某型二級發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比調(diào)節(jié)過程，結(jié)合非線性靜態(tài)仿真計(jì)算和地面試車數(shù)據(jù)，開展分析，獲得結(jié)論如下：

1）在調(diào)節(jié)器的工作范圍內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比范圍達(dá)到-3.13%～+3.20%，完全滿足火箭推進(jìn)劑利用系統(tǒng)的要求，且有一定的余量；

2） 在調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)混合比調(diào)節(jié)過程中，渦輪泵轉(zhuǎn)速、氧化劑流量和燃料流量變化比較明顯，但發(fā)動(dòng)機(jī)推力和推力室噴前壓力的變化相對較??；

3） 發(fā)動(dòng)機(jī)混合比實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)過程中，混合比的變化方向與渦輪泵轉(zhuǎn)速的變化方向一致，可以在飛行中用于判斷發(fā)動(dòng)機(jī)混合比的調(diào)節(jié)過程。

采用靜態(tài)仿真模型可以較準(zhǔn)確地求解發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)參數(shù)和混合比，也能很好地描述發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)穩(wěn)態(tài)工作過程中的混合比實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)特性，具有較高的精度。

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（編輯：陳紅霞）

Analysis on characteristics of mixture ratio regulating system in a second-stage rocket engine

LIU Shang，HAN Hongwei，WANG Yunmao，WANG Yijie，XIONG Lifang，CHENG Xiaohui，YE Lihua
（Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

A mixture ratio regulating system is added to the second-stage liquid rocket engine to improve its payload.The mixture ratio regulating characteristics of the engine are analyzed by the non-linear steady simulation model and the hot-test data of the engine system.The analysis results show that the mixture ratio regulating range covers from-3.13%to 3.20%，which completely agrees with the requirement of the rocket propellant utilization system and has a certain margin.With the mixture ratio regulating system，the regulating target of the mixture ratio is satisfied，while the engine thrust is kept.The model in this paper can simulate the mixture ratio regulating characteristics and has high precision in the steadyoperation process ofthe engine.

second-stage rocket engine；mixture ratio；regulating characteristic；simulation model

V434-34

A

1672-9374（2016）02-0006-07

2016-02-21；

2016-03-08

國家863項(xiàng)目（2012AA702302）

劉上（1984—），博士，工程師，主要研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)