推进技术
2002年第23卷第4期文章目次
2002, 23(4):265-267.
摘要:
针对某型号研制提出一种级间分离设计方案 ,从三维薄层近似N S方程出发 ,对多级火箭级间分离发动机喷流与超声速外流形成的复杂流动进行了数值模拟 ,比较了栅栏构架和排焰孔两种设计方案级间段流场 ,从流动形态分析三维排焰孔模型更为稳定。研究给出不同分离距离下火箭的轴向力系数 ,发现在较近分离距离内 ,后体受到的作用力随距离不是单调减小 ,与分离喷流参数有密切关系。计算结果可作为分离段设计的参考
针对某型号研制提出一种级间分离设计方案 ,从三维薄层近似N S方程出发 ,对多级火箭级间分离发动机喷流与超声速外流形成的复杂流动进行了数值模拟 ,比较了栅栏构架和排焰孔两种设计方案级间段流场 ,从流动形态分析三维排焰孔模型更为稳定。研究给出不同分离距离下火箭的轴向力系数 ,发现在较近分离距离内 ,后体受到的作用力随距离不是单调减小 ,与分离喷流参数有密切关系。计算结果可作为分离段设计的参考
2002, 23(4):268-272.
摘要:
三组元喷嘴内混式外喷嘴与内喷嘴组合形成内混腔 ,气氢和煤油在此混合形成两相流。通过对大量模型喷嘴进行实验 ,详细研究了混合腔的结构参数对于喷射进入其内的气体和液体流量特性的影响规律 ,以及气体、液体流量特性之间的互相影响规律。实验结果表明 :气体和液体流量特性互相影响强烈 ,多数结构参数对于气体和液体的喷入流量系数影响不明显
三组元喷嘴内混式外喷嘴与内喷嘴组合形成内混腔 ,气氢和煤油在此混合形成两相流。通过对大量模型喷嘴进行实验 ,详细研究了混合腔的结构参数对于喷射进入其内的气体和液体流量特性的影响规律 ,以及气体、液体流量特性之间的互相影响规律。实验结果表明 :气体和液体流量特性互相影响强烈 ,多数结构参数对于气体和液体的喷入流量系数影响不明显
2002, 23(4):273-275,331.
摘要:
对单个主燃孔射流下游的缝槽气膜绝热温比进行的实验研究中 ,采用了CO2 传热传质类比方法测量气膜的绝热温比 ,考虑了三种气膜吹风比和两种主燃孔射流动量比。研究结果表明 :主燃孔射流的引入破坏了气膜的完整性 ,相对于正常气膜的绝热温比值 ,主燃孔射流正下游区域的气膜绝热温比大幅度下降 ,在横向偏离主燃孔射流较远的下游区域 ,气膜绝热温比有一定程度的下降 ;气膜吹风比对气膜绝热温比的下降有较大影响 ,而主燃孔射流对气膜绝热温比下降影响小
对单个主燃孔射流下游的缝槽气膜绝热温比进行的实验研究中 ,采用了CO2 传热传质类比方法测量气膜的绝热温比 ,考虑了三种气膜吹风比和两种主燃孔射流动量比。研究结果表明 :主燃孔射流的引入破坏了气膜的完整性 ,相对于正常气膜的绝热温比值 ,主燃孔射流正下游区域的气膜绝热温比大幅度下降 ,在横向偏离主燃孔射流较远的下游区域 ,气膜绝热温比有一定程度的下降 ;气膜吹风比对气膜绝热温比的下降有较大影响 ,而主燃孔射流对气膜绝热温比下降影响小
2002, 23(4):276-279.
摘要:
进行了三组元喷嘴混合腔冷态试验 ,研究了喷嘴结构参数对喷嘴混合腔中气液两相流流量特性的影响规律。结果表明 :混合腔中两相流流量系数是气液质量比的函数 ,气液比变化时 ,两相流流量系数变化不大(0 6 8<μm<0 82 )。两相流流量系数随着混合腔出口角度、内外喷嘴缩进长度、混合腔长度和混合腔进气孔位置到混合腔出口距离的增加而减小
进行了三组元喷嘴混合腔冷态试验 ,研究了喷嘴结构参数对喷嘴混合腔中气液两相流流量特性的影响规律。结果表明 :混合腔中两相流流量系数是气液质量比的函数 ,气液比变化时 ,两相流流量系数变化不大(0 6 8<μm<0 82 )。两相流流量系数随着混合腔出口角度、内外喷嘴缩进长度、混合腔长度和混合腔进气孔位置到混合腔出口距离的增加而减小
2002, 23(4):280-282.
摘要:
采用全三维粘性数值模拟手段 ,通过与按常规设计转子对比的方法 ,分析研究了大小叶片轴流压气机转子流动特性。分析结果表明 :大小叶片转子流场在叶根亚声速区的流通能力增强、在叶尖跨声速区可以产生更加有利的激波体系 ;小叶片可以有效地控制叶栅槽道中气流扩散 ;在较高负荷和相同喘振裕度的条件下 ,大小叶片转子可以比按常规设计的转子在更高的压比、效率和流量下工作
采用全三维粘性数值模拟手段 ,通过与按常规设计转子对比的方法 ,分析研究了大小叶片轴流压气机转子流动特性。分析结果表明 :大小叶片转子流场在叶根亚声速区的流通能力增强、在叶尖跨声速区可以产生更加有利的激波体系 ;小叶片可以有效地控制叶栅槽道中气流扩散 ;在较高负荷和相同喘振裕度的条件下 ,大小叶片转子可以比按常规设计的转子在更高的压比、效率和流量下工作
2002, 23(4):283-286.
摘要:
应用质量平均的Navier Stokes方程和B L代数湍流模型 ,对超燃冲压发动机尾喷管的流场进行了数值模拟研究。在计算过程中 ,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式 ,扩散项则采用了二阶中心差分离散。通过数值模拟 ,对比研究了温度非均匀性、三维效应对尾喷管的流场结构的影响。
应用质量平均的Navier Stokes方程和B L代数湍流模型 ,对超燃冲压发动机尾喷管的流场进行了数值模拟研究。在计算过程中 ,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式 ,扩散项则采用了二阶中心差分离散。通过数值模拟 ,对比研究了温度非均匀性、三维效应对尾喷管的流场结构的影响。
2002, 23(4):287-291.
摘要:
首先建立了塞式喷管角度特性的研究模型 ,并运用简化的塞锥设计方法设计塞锥型面 ,在此基础上 ,通过连续改变主喷管倾角来研究主喷管倾角对塞式喷管的推力性能的影响 ,并确定在给定设计条件下的主喷管最佳倾角 ,还分析研究了底部高度、内膨胀比、总膨胀比、总压和飞行高度与主喷管最佳倾角的关系以及变化规律。针对特定的塞式喷管实验发动机 ,进行了初步的变角度实验 ,并与计算结果进行比较和分析
首先建立了塞式喷管角度特性的研究模型 ,并运用简化的塞锥设计方法设计塞锥型面 ,在此基础上 ,通过连续改变主喷管倾角来研究主喷管倾角对塞式喷管的推力性能的影响 ,并确定在给定设计条件下的主喷管最佳倾角 ,还分析研究了底部高度、内膨胀比、总膨胀比、总压和飞行高度与主喷管最佳倾角的关系以及变化规律。针对特定的塞式喷管实验发动机 ,进行了初步的变角度实验 ,并与计算结果进行比较和分析
2002, 23(4):292-297.
摘要:
为了寻求高性能和更接近工程应用的发动机 ,提出了一种内喷管为轴对称喷管、塞锥为凹面的“瓦”状塞式喷管 ,分析了这种塞式喷管的优缺点 ,并针对一研究模型进行了数值模拟和实验比较。数值模拟采用NND格式求解曲线坐标下的三维平均雷诺的N S方程 ,并用k ε两方程湍流模型封闭方程组 ;实验研究采用酒精和氧气作为推进剂进行了热试车 ;研究模型的内喷管面积比为 3 2 4 ,总膨胀比为 2 2 15 ,设计压力比为 2 2 0。结果显示“瓦”状塞锥改善了塞锥的流场 ,并且当压力比在 16 8～ 2 2 0的范围内变化时 ,其相对理想喷管的喷管效率在 0 90～ 0 96内变化。对发动机设计作进一步改进 ,其性能有望进一步提高
为了寻求高性能和更接近工程应用的发动机 ,提出了一种内喷管为轴对称喷管、塞锥为凹面的“瓦”状塞式喷管 ,分析了这种塞式喷管的优缺点 ,并针对一研究模型进行了数值模拟和实验比较。数值模拟采用NND格式求解曲线坐标下的三维平均雷诺的N S方程 ,并用k ε两方程湍流模型封闭方程组 ;实验研究采用酒精和氧气作为推进剂进行了热试车 ;研究模型的内喷管面积比为 3 2 4 ,总膨胀比为 2 2 15 ,设计压力比为 2 2 0。结果显示“瓦”状塞锥改善了塞锥的流场 ,并且当压力比在 16 8～ 2 2 0的范围内变化时 ,其相对理想喷管的喷管效率在 0 90～ 0 96内变化。对发动机设计作进一步改进 ,其性能有望进一步提高
2002, 23(4):298-302.
摘要:
应用迎风格式有限体积方法求解N S方程的基础上 ,数值模拟了火箭基组合循环 (RBCC)发动机引射模态进气道 /混合段 /燃烧室 /尾喷管 /引射火箭内的流动过程 ,分析了引射模态流道中的复杂流动结构 ,从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理 ,讨论了RBCC实验模型的混合性能 ,最后与实验结果进行了比较 ,二者吻合较好。这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据
应用迎风格式有限体积方法求解N S方程的基础上 ,数值模拟了火箭基组合循环 (RBCC)发动机引射模态进气道 /混合段 /燃烧室 /尾喷管 /引射火箭内的流动过程 ,分析了引射模态流道中的复杂流动结构 ,从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理 ,讨论了RBCC实验模型的混合性能 ,最后与实验结果进行了比较 ,二者吻合较好。这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据
2002, 23(4):303-306.
摘要:
为了探索微波等离子推力器谐振腔内电介质隔板对腔内电磁场及谐振频率的影响规律 ,用时域有限差分法 (FDTD)和离散Fourier变换 (DFT)法 ,对内有隔板、谐振模式为TM0 11模的谐振腔电磁场及谐振频率进行了数值分析。计算结果表明 ,隔板的存在不但使腔内轴向电场强度减小 ,而且使腔的谐振频率向低频方向偏移。隔板厚度愈厚 ,引起的轴向电场强度的减小和频偏愈大。这些结论为谐振腔隔板的设计、选材 ,以及谐振腔的设计和调谐提供了理论依据
为了探索微波等离子推力器谐振腔内电介质隔板对腔内电磁场及谐振频率的影响规律 ,用时域有限差分法 (FDTD)和离散Fourier变换 (DFT)法 ,对内有隔板、谐振模式为TM0 11模的谐振腔电磁场及谐振频率进行了数值分析。计算结果表明 ,隔板的存在不但使腔内轴向电场强度减小 ,而且使腔的谐振频率向低频方向偏移。隔板厚度愈厚 ,引起的轴向电场强度的减小和频偏愈大。这些结论为谐振腔隔板的设计、选材 ,以及谐振腔的设计和调谐提供了理论依据
2002, 23(4):307-310.
摘要:
基于Favre平均的N S方程和B/L代数湍流模型 ,采用Jameson格式和矩阵人工粘性 ,对“X”布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟。研究解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气道的启动问题 ;得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布 ;讨论了绕弹体非均匀来流条件下 ,进气道的位置、附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹体气动力的影响。结果表明 ,对混压式进气道必须进行附面层抽吸 ,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响 ,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响
基于Favre平均的N S方程和B/L代数湍流模型 ,采用Jameson格式和矩阵人工粘性 ,对“X”布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟。研究解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气道的启动问题 ;得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布 ;讨论了绕弹体非均匀来流条件下 ,进气道的位置、附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹体气动力的影响。结果表明 ,对混压式进气道必须进行附面层抽吸 ,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响 ,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响
2002, 23(4):311-314.
摘要:
用Ma =5 3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的隔离段流动特性。隔离段的长高比为 8。实验结果表明 ,位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化 ,造成隔离段内上下的流态显著不同。研究发现 ,隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同。用Waltrup的经验公式作等直隔离段初步设计是合适的
用Ma =5 3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的隔离段流动特性。隔离段的长高比为 8。实验结果表明 ,位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化 ,造成隔离段内上下的流态显著不同。研究发现 ,隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同。用Waltrup的经验公式作等直隔离段初步设计是合适的
2002, 23(4):315-317.
摘要:
为探讨涡轮叶片尾缘对开缝喷气对叶栅性能的影响 ,发展了可与主流场求解有机耦合 ,且能准确反应射流与主流相互干扰过程的喷气模型 ,结合涡轮叶片流场数值模拟 ,得到了不同喷气量下涡轮叶栅性能参数。计算与实验结果有较好的一致性 ,表明所采用的喷气模型能够较准确地模拟射流与主流的掺混过程 ,预测掺混效应
为探讨涡轮叶片尾缘对开缝喷气对叶栅性能的影响 ,发展了可与主流场求解有机耦合 ,且能准确反应射流与主流相互干扰过程的喷气模型 ,结合涡轮叶片流场数值模拟 ,得到了不同喷气量下涡轮叶栅性能参数。计算与实验结果有较好的一致性 ,表明所采用的喷气模型能够较准确地模拟射流与主流的掺混过程 ,预测掺混效应
2002, 23(4):318-320.
摘要:
火箭燃气射流噪声特性是武器系统集成化所考虑的重要因素之一。通过对单室双推力实验发动机近场射流噪声的测量与分析 ,得到噪声峰值频率的变化范围。联合时频分析结果表明 ,同一测量位置处射流噪声的峰值频率与燃烧室压力的变化无关 ,而噪声幅值则依赖于燃烧室压力。实验结果对火箭燃气射流噪声场的预测提供了实验依据
火箭燃气射流噪声特性是武器系统集成化所考虑的重要因素之一。通过对单室双推力实验发动机近场射流噪声的测量与分析 ,得到噪声峰值频率的变化范围。联合时频分析结果表明 ,同一测量位置处射流噪声的峰值频率与燃烧室压力的变化无关 ,而噪声幅值则依赖于燃烧室压力。实验结果对火箭燃气射流噪声场的预测提供了实验依据
2002, 23(4):321-324.
摘要:
为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强
为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强
2002, 23(4):325-328.
摘要:
为了在设计层板发汗冷却推力室时选择合适的一次调节通道 ,对不同曲率半径、不同几何尺寸的一次调节通道进行了流阻试验 ,得出了不同几何尺寸的一次调节通道的流动特性。试验结果与经典的层流理论计算结果之间存在较大的差异。试验表明 ,一次调节通道的临界雷诺数随曲率半径的减小而减小 ,摩阻系数随曲率半径的减小而增加 ,并得出了相应条件下的一次调节通道摩阻系数的修正关系式 ,在层流范围内能较好地反映一次调节通道的流阻特性
为了在设计层板发汗冷却推力室时选择合适的一次调节通道 ,对不同曲率半径、不同几何尺寸的一次调节通道进行了流阻试验 ,得出了不同几何尺寸的一次调节通道的流动特性。试验结果与经典的层流理论计算结果之间存在较大的差异。试验表明 ,一次调节通道的临界雷诺数随曲率半径的减小而减小 ,摩阻系数随曲率半径的减小而增加 ,并得出了相应条件下的一次调节通道摩阻系数的修正关系式 ,在层流范围内能较好地反映一次调节通道的流阻特性
2002, 23(4):329-331.
摘要:
用室温湿固相反应制备了纳米氧化镧 ,并进行了表征。用DSC研究了纳米氧化镧对环三次甲基三硝胺 (黑索今 ,RDX)热分解反应的催化作用 ,并提出了该催化反应机理。实验结果表明 ,纳米氧化镧能有效地催化RDX的热分解 ,使RDX的二次分解肩峰消失 ,使RDX分解放热峰的后半峰变得陡直 ,并极大地增大了RDX的表观分解热
用室温湿固相反应制备了纳米氧化镧 ,并进行了表征。用DSC研究了纳米氧化镧对环三次甲基三硝胺 (黑索今 ,RDX)热分解反应的催化作用 ,并提出了该催化反应机理。实验结果表明 ,纳米氧化镧能有效地催化RDX的热分解 ,使RDX的二次分解肩峰消失 ,使RDX分解放热峰的后半峰变得陡直 ,并极大地增大了RDX的表观分解热
2002, 23(4):332-334.
摘要:
为了获得固体推进剂混合质量的精确信息 ,利用图像分析技术结合混合优度的统计学原理 ,开发了固体推进剂混合优度图像分析系统。介绍了这一系统的组成和工作原理。利用该系统 ,可以测定固体推进剂体系中固体组分的统计平均粒径、统计平均面积浓度和颗粒数 ,从而可以计算得出总体均匀度、分离强度、分离尺度等混合优度的定量表征参数
为了获得固体推进剂混合质量的精确信息 ,利用图像分析技术结合混合优度的统计学原理 ,开发了固体推进剂混合优度图像分析系统。介绍了这一系统的组成和工作原理。利用该系统 ,可以测定固体推进剂体系中固体组分的统计平均粒径、统计平均面积浓度和颗粒数 ,从而可以计算得出总体均匀度、分离强度、分离尺度等混合优度的定量表征参数
2002, 23(4):335-338.
摘要:
为了确定固体发动机药柱内表面裂纹在内压与轴向过载联合作用下的稳定性及最大允许裂纹深度 ,以翼锥药形的固体发动机为例 ,在危险截面上沿危险方向预设裂纹 ,采用有限元方法 ,于裂纹尖端构建奇异二维裂纹元 ,模拟裂纹扩展 ,分别计算随着裂纹扩展所对应裂纹深度的应力强度因子 ,由此判断在内压与轴向过载作用下 ,裂纹只能以滑开方式失稳 ,最大允许裂纹深度可由临界应力强设因子确定
为了确定固体发动机药柱内表面裂纹在内压与轴向过载联合作用下的稳定性及最大允许裂纹深度 ,以翼锥药形的固体发动机为例 ,在危险截面上沿危险方向预设裂纹 ,采用有限元方法 ,于裂纹尖端构建奇异二维裂纹元 ,模拟裂纹扩展 ,分别计算随着裂纹扩展所对应裂纹深度的应力强度因子 ,由此判断在内压与轴向过载作用下 ,裂纹只能以滑开方式失稳 ,最大允许裂纹深度可由临界应力强设因子确定
2002, 23(4):339-341.
摘要:
用差示扫描量热实验和高压差热分析法 ,分析、研究了GAP模拟富燃料推进剂的常压和高压热分解特性 ,同时考察了过渡金属氧化物 (TMO)催化剂对GAP模拟富燃料推进剂热分解特性的影响。实验结果表明 ,TMO催化剂对GAP ,AP和KP的催化作用不同 ,同一催化剂在不同压强下的催化作用也不同
用差示扫描量热实验和高压差热分析法 ,分析、研究了GAP模拟富燃料推进剂的常压和高压热分解特性 ,同时考察了过渡金属氧化物 (TMO)催化剂对GAP模拟富燃料推进剂热分解特性的影响。实验结果表明 ,TMO催化剂对GAP ,AP和KP的催化作用不同 ,同一催化剂在不同压强下的催化作用也不同
2002, 23(4):342-345.
摘要:
在改进的氮气充压多功能燃烧器中 ,应用数字高速运动分析及计算机处理技术 ,对系列Al Mg富燃推进剂的低压燃烧特性进行了实验研究。总结并讨论了此类推进剂在低于 3MPa贫氧环境下的点火特性、燃烧过程 ,以及燃速特性与主要成份及燃速催化剂的关系。观测一次燃烧的点火过程、燃面和火焰形貌 ,以及结渣情况。初步分析了结渣成份、成因及影响因素
在改进的氮气充压多功能燃烧器中 ,应用数字高速运动分析及计算机处理技术 ,对系列Al Mg富燃推进剂的低压燃烧特性进行了实验研究。总结并讨论了此类推进剂在低于 3MPa贫氧环境下的点火特性、燃烧过程 ,以及燃速特性与主要成份及燃速催化剂的关系。观测一次燃烧的点火过程、燃面和火焰形貌 ,以及结渣情况。初步分析了结渣成份、成因及影响因素
2002, 23(4):346-351.
摘要:
回顾了航空发动机特性仿真技术的产生背景 ,综合叙述了从稳态特性计算到瞬态特性计算 ,从特性仿真到综合仿真 ,从零维仿真到多维仿真的发展历程 ,介绍和评述了我国航空发动机特性仿真的研究概况及美国“数值推进系统仿真”计划和发展趋势 ,说明了发动机数值仿真技术及仿真试验台的应用与发展 ,在很大的程度上提高了推进系统设计的可信度 ,降低了实验与研制成本 ,缩短了研制周期
回顾了航空发动机特性仿真技术的产生背景 ,综合叙述了从稳态特性计算到瞬态特性计算 ,从特性仿真到综合仿真 ,从零维仿真到多维仿真的发展历程 ,介绍和评述了我国航空发动机特性仿真的研究概况及美国“数值推进系统仿真”计划和发展趋势 ,说明了发动机数值仿真技术及仿真试验台的应用与发展 ,在很大的程度上提高了推进系统设计的可信度 ,降低了实验与研制成本 ,缩短了研制周期
2002, 23(4):352-352.
摘要:
ＣＤＭＤ由中国学术期刊 (光盘版 )电子杂志社与清华同方光盘股份有限公司共同研制 ,得到了国务院学位办与全国近 30 0家博士培养单位的大力支持与协助。ＣＤＭＤ具有覆盖学科广、文献量大、收录质量高、全文收录、每日更新、使用方式灵活等特点 ,是我国最具权威的优秀博硕士学位论文全文数据库。1、简介ＣＤＭＤ覆盖理工、农林、医卫、社会科学各学科 ,精选收录全国近 30 0家博士授予单位 ,2 0 0 0 2 0 0 1年的论文全文近 30 0 0 0册 ,其中“2 11工程”高校的收录率达 80 %。ＣＤＭＤ按学科划分为 9大专辑出版 ,今后 ,每年增加论文全文 2 0 0 0 0册。2、专职清单代
ＣＤＭＤ由中国学术期刊 (光盘版 )电子杂志社与清华同方光盘股份有限公司共同研制 ,得到了国务院学位办与全国近 30 0家博士培养单位的大力支持与协助。ＣＤＭＤ具有覆盖学科广、文献量大、收录质量高、全文收录、每日更新、使用方式灵活等特点 ,是我国最具权威的优秀博硕士学位论文全文数据库。1、简介ＣＤＭＤ覆盖理工、农林、医卫、社会科学各学科 ,精选收录全国近 30 0家博士授予单位 ,2 0 0 0 2 0 0 1年的论文全文近 30 0 0 0册 ,其中“2 11工程”高校的收录率达 80 %。ＣＤＭＤ按学科划分为 9大专辑出版 ,今后 ,每年增加论文全文 2 0 0 0 0册。2、专职清单代
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