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RBCC发动机纯火箭模态性能特性仿真研究
1
作者 凌文辉 韦宝禧 +2 位作者 侯金丽 姚达豪 罗飞腾 《航空动力学报》 北大核心 2025年第5期406-420,共15页
为掌握火箭基组合循环(RBCC)发动机的纯火箭模态性能特性及影响因素,设计构建了中心火箭布局的全轴对称特征RBCC发动机基准流道,以及相同设计膨胀比的半轴对称斜切喷管构型RBCC发动机、连续扩张喷管构型火箭发动机流道,开展了不同推力... 为掌握火箭基组合循环(RBCC)发动机的纯火箭模态性能特性及影响因素,设计构建了中心火箭布局的全轴对称特征RBCC发动机基准流道,以及相同设计膨胀比的半轴对称斜切喷管构型RBCC发动机、连续扩张喷管构型火箭发动机流道,开展了不同推力室室压条件下纯火箭模态三维膨胀流场仿真,获得了不同喷管构型、二次流、火箭推进剂方案下纯火箭模态内流工作特性、推力比冲性能特性。结果表明:纯火箭模态时非理想连续膨胀流动状态导致比冲性能损失,比冲效率在80%以下;大突扩膨胀后产生的强激波总压损失是性能下降的主要机制,全轴对称喷管构型相对于连续扩张喷管时比冲效率下降约8%,半轴对称斜切喷管可以减小膨胀总压损失,提高比冲效率;引入二次流可以调整膨胀-压缩波系结构以减小总压损失,提高二次流总温有利于提升整体性能。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(rbcc)发动机 纯火箭模态 斜切喷管 比冲效率 三维流场仿真
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RBCC飞行器上升段燃耗近最优轨迹快速规划
2
作者 闫循良 杨宇轩 +1 位作者 史嘉伟 王培臣 《航空学报》 北大核心 2025年第18期145-161,共17页
针对火箭基组合循环(RBCC)动力飞行器上升段轨迹快速规划问题,提出了一种基于降阶模型燃耗最优推力近似解和高度-速度剖面解析设计跟踪的燃耗近最优轨迹快速规划方法。首先,基于奇异摄动和能态近似理论对上升段动力学模型进行降阶,给出... 针对火箭基组合循环(RBCC)动力飞行器上升段轨迹快速规划问题,提出了一种基于降阶模型燃耗最优推力近似解和高度-速度剖面解析设计跟踪的燃耗近最优轨迹快速规划方法。首先,基于奇异摄动和能态近似理论对上升段动力学模型进行降阶,给出了燃耗最优模态切换方程和推力近似解。随后,基于飞行机理分析,设计了三段解析形式的高度-速度剖面并给出了过程约束施加方法;考虑轨迹最优性,将燃耗最优模态切换方程作为分段参数求解依据,设计了基于多段轨迹序贯迭代的剖面参数求解策略以满足终端高度、速度约束;最终,设计了基于二分法的剖面参数闭环迭代校正算法以满足终端弹道倾角约束,进而实现燃耗近最优的上升段多约束轨迹快速规划。以空基发射RBCC概念飞行器为例开展上升段轨迹规划仿真,验证了本方法的有效性、快速性以及多任务适用性;且与传统优化方法相比,所提方法能够保持相近的燃料消耗并具备更高的计算效率。 展开更多
关键词 rbcc飞行器 上升段轨迹规划 燃耗近最优 模态切换方程 标准剖面解析设计
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基于粒子群-伪谱凸优化的RBCC中段组合轨迹优化方法
3
作者 杨宇轩 费王华 +2 位作者 刘海礼 王培臣 闫循良 《航空兵器》 北大核心 2025年第1期115-125,共11页
针对RBCC中段组合轨迹优化设计问题,提出了一种基于粒子群-伪谱凸优化的嵌套优化方法。首先,根据飞行任务需求给出了中段飞行方案,并对组合轨迹优化问题进行了描述;其次,通过分析组合轨迹各段耦合机理,将组合轨迹优化问题转化为段间衔... 针对RBCC中段组合轨迹优化设计问题,提出了一种基于粒子群-伪谱凸优化的嵌套优化方法。首先,根据飞行任务需求给出了中段飞行方案,并对组合轨迹优化问题进行了描述;其次,通过分析组合轨迹各段耦合机理,将组合轨迹优化问题转化为段间衔接静态参数寻优与子段轨迹优化问题,并设计基于粒子群-伪谱凸优化的双层嵌套优化策略对该问题进行求解;上层通过粒子群算法确定静态参数,在此基础上,下层采用伪谱凸优化方法分段进行轨迹优化设计,通过伪谱离散和凸化技术的有机结合,将非凸、非线性优化问题转化为离散凸优化问题,并设计了基于信赖域收缩的序列凸优化求解策略,在保证各段轨迹最优性的同时,实现了中段组合轨迹优化问题的快速求解;最终,以某RBCC动力概念飞行器为例,完成了中段组合轨迹优化设计仿真,验证了所提方法的可行性和有效性。 展开更多
关键词 rbcc 中段组合轨迹 双层嵌套优化 粒子群 伪谱凸优化
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浅析一种二元变几何双流道RBCC进气道的设计
4
作者 丁玥 《中国设备工程》 2025年第S1期375-377,共3页
针对RBCC进气道在不同飞行条件下的性能需求,本文提出了一种双流道变几何设计方案。该方案旨在解决高马赫数工况下的压缩效率与低马赫数工况下的流通能力之间的矛盾,同时规避传统变几何结构在高速飞行时面临的密封和气动热问题。具体而... 针对RBCC进气道在不同飞行条件下的性能需求,本文提出了一种双流道变几何设计方案。该方案旨在解决高马赫数工况下的压缩效率与低马赫数工况下的流通能力之间的矛盾,同时规避传统变几何结构在高速飞行时面临的密封和气动热问题。具体而言,在低速飞行阶段,气流通过2个独立流道完成压缩过程后,在扩张段实现混合燃烧;而在高速飞行阶段,系统将自动关闭低速流道,仅保留高速流道的固定几何构型。 展开更多
关键词 rbcc进气道 双通道 数值模拟 设计方法
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燃烧室释热分布对宽速域RBCC性能影响规律研究及释热预测模型构建
5
作者 朱润童 尹竣 +3 位作者 葛保聪 安健 朱韶华 秦飞 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第2期242-252,共11页
为实现火箭基组合循环(RBCC)发动机宽域工作的稳定性和高效性,采用一维分析方法研究了宽域条件下燃烧室释热分布对RBCC发动机性能的影响规律。结果表明,在燃烧室中形成集中的释热分布有利于提升RBCC发动机的性能,但最短的释热区间长度... 为实现火箭基组合循环(RBCC)发动机宽域工作的稳定性和高效性,采用一维分析方法研究了宽域条件下燃烧室释热分布对RBCC发动机性能的影响规律。结果表明,在燃烧室中形成集中的释热分布有利于提升RBCC发动机的性能,但最短的释热区间长度受到进气道抗反压能力的制约,来流速度越高则允许的释热区间长度越短。通过地面试验对数值仿真结果进行验证,并基于瑞利概率密度函数和幂函数,建立了来流条件、发动机构型等因素与数值模拟释热率分布的关系式,验证集内预测曲线与原数据的相关系数均在0.9以上,可用于RBCC发动机性能的快速预示。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 宽速域 释热分布 释热率预测
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RBCC组合循环推进系统研究现状和进展 被引量：27
6
作者 刘洋 何国强 +2 位作者 刘佩进 李江 吕翔 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期288-293,共6页
对火箭基组合循环(RBCC)推进系统的国内外研究现状和进展进行了详细综述。着重通过美国对RBCC推进系统的研究历程和最近的进展动态进行了总结,阐述了不同时期研究计划的重点和所取得的研究成果。介绍了欧洲航天局、法国、日本和韩国等... 对火箭基组合循环(RBCC)推进系统的国内外研究现状和进展进行了详细综述。着重通过美国对RBCC推进系统的研究历程和最近的进展动态进行了总结,阐述了不同时期研究计划的重点和所取得的研究成果。介绍了欧洲航天局、法国、日本和韩国等国家的研究现状和进展,并详细论述了国内在RBCC推进系统方面的研究现状和最新进展,最后进行了总结,分析了RBCC研究过程中的难点和国外在该方面的一些经验教训,提出了需要重视和亟待解决的若干问题以及RBCC研制过程存在的关键技术,对国内在RBCC组合循环推进系统方面研究思路提出了建议。 展开更多
关键词 可重复使用航天器 吸气式发动机 火箭基组合循环(rbcc)
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关于RBCC动力系统的思考 被引量：29
7
作者 张蒙正 李斌 +1 位作者 王君 吕奇伟 《火箭推进》 CAS 2013年第1期1-7,共7页
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃... 回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。 展开更多
关键词 思考 rbcc 研发 应用
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RBCC发动机多源环境载荷特性与潜在应用综述
8
作者 张智栋 刘勇 《航天器环境工程》 2025年第4期445-456,共12页
火箭基组合循环(RBCC)发动机因其宽速域适应性和可重复使用潜力,已成为新一代航天飞行器的关键动力方案之一。文章围绕其复合热力循环机制,系统分析在引射、亚燃、超燃和纯火箭等多模态特征下RBCC发动机所面临的多源环境载荷耦合问题,... 火箭基组合循环(RBCC)发动机因其宽速域适应性和可重复使用潜力,已成为新一代航天飞行器的关键动力方案之一。文章围绕其复合热力循环机制,系统分析在引射、亚燃、超燃和纯火箭等多模态特征下RBCC发动机所面临的多源环境载荷耦合问题,明确其在两级入轨系统、空射平台及高机动巡航导弹等应用场景中的适应性优势。为实现低成本目标,文章进一步探讨了包括结构一体化设计、材料体系优化、整机强度评估、模态转换策略及推进剂创新等关键技术路径,旨在为RBCC发动机的环境适应性设计、工程化实现及批产部署提供理论参考。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 多模态特征 环境载荷 低成本 航天应用
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RBCC动力系统工作模态问题 被引量：21
9
作者 张蒙正 张玫 +1 位作者 严俊峰 吕奇伟 《火箭推进》 CAS 2015年第2期1-6,共6页
具有多种工作模态是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特性。灵活运用不同模态和发动机构型,形成不同方案的RBCC动力系统,满足特定的飞行任务,是RBCC动力系统研发的重要思路。模态间的平稳过渡是确保飞行器经济、安全工作的基本条件... 具有多种工作模态是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特性。灵活运用不同模态和发动机构型,形成不同方案的RBCC动力系统,满足特定的飞行任务,是RBCC动力系统研发的重要思路。模态间的平稳过渡是确保飞行器经济、安全工作的基本条件。深入研究各模态特性、模态转换中的技术问题及解决途径是RBCC动力系统研发的重要技术基础,对指导和引领当前的关键技术攻关也有着重要作用。RBCC动力系统研发的宗旨在于发挥火箭发动机和冲压发动机的优势,弥补单一发动机功能或者性能的不足,突破点在于国家急需与当今技术成熟度的结合。 展开更多
关键词 rbcc 工作模态 模态转换 研发
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RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验 被引量：12
10
作者 徐朝启 何国强 +2 位作者 刘佩进 秦飞 潘科玮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第3期567-572,共6页
针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩... 针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现"热力壅塞",从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究. 展开更多
关键词 火箭基组合动力循环(rbcc) 亚燃模态 引导燃烧 一次火箭 发动机性能
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以RBCC为动力的巡航飞行器轨迹与质量分析 被引量：8
11
作者 王厚庆 何国强 +1 位作者 刘佩进 吕翔 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期774-777,共4页
巡航飞行器正向着远程、高超声速巡航、高弹道的方向发展,RBCC(火箭基组合循环)推进系统是此类巡航飞行器的潜在动力。文中建立了以RBCC为动力的巡航飞行器的飞行轨迹和质量分析数学模型,并针对特定技术参数要求的巡航飞行器进行了求解... 巡航飞行器正向着远程、高超声速巡航、高弹道的方向发展,RBCC(火箭基组合循环)推进系统是此类巡航飞行器的潜在动力。文中建立了以RBCC为动力的巡航飞行器的飞行轨迹和质量分析数学模型,并针对特定技术参数要求的巡航飞行器进行了求解,考虑了飞行动压和过载的限制。结果表明,当惰性质量系数有效地控制在一定范围之内时,RBCC发动机作为巡航飞行器推进系统是可行的,且飞行器具有良好的总体性能,同时有效载荷会随着惰性质量系数的减小而增加。 展开更多
关键词 rbcc 轨迹分析 质量分析 情性质量系数
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RBCC引射/亚燃模态过渡点选择 被引量：8
12
作者 刘洋 何国强 +1 位作者 刘佩进 吕翔 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期500-505,共6页
以RBCC推进系统为动力的飞行器设计流程出发，建立了考虑发动机工作的限制条件的引射和亚燃模态性能评估方法，研究了不同燃料条件下发动机引射和亚燃模态下比冲和推力系数随飞行弹道的变化规律，提出了基于比冲最优、推力变化最小的模... 以RBCC推进系统为动力的飞行器设计流程出发，建立了考虑发动机工作的限制条件的引射和亚燃模态性能评估方法，研究了不同燃料条件下发动机引射和亚燃模态下比冲和推力系数随飞行弹道的变化规律，提出了基于比冲最优、推力变化最小的模态过渡点选择方法；结合某一具体飞行任务的典型弹道，获得了在飞行马赫数为2．6±0．1、飞行高度为11．7—12．9km范围内进行引射／亚燃模态过渡最佳的结论。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(rbcc) 引射模态 亚燃模态 模态过渡
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RBCC发动机燃料喷注位置变化对混合燃烧模式燃烧的影响 被引量：5
13
作者 潘科玮 何国强 +2 位作者 刘佩进 秦飞 杨斌 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第8期1900-1906,共7页
为了研究混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧的影响,通过数值模拟的方法,研究了喷注位置变化时,流道组分质量分数分布、高温放热区域及流道压强分布的变化规律.结果表明,混合燃烧模式中,喷注位置变化对燃烧流场影响很大.在燃烧室中,燃料... 为了研究混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧的影响,通过数值模拟的方法,研究了喷注位置变化时,流道组分质量分数分布、高温放热区域及流道压强分布的变化规律.结果表明,混合燃烧模式中,喷注位置变化对燃烧流场影响很大.在燃烧室中,燃料喷注位置靠前能给燃烧带来帮助,提高燃料与二次来流的掺混能力,并且由于燃料与一次火箭高温羽流相互掺混等影响提前,加快燃料的雾化蒸发,促进燃烧流场的火焰传播,减少煤油点火延迟时间,提高了燃烧效率.因此为了提高混合燃烧模式下的燃烧性能,应尽可能选择燃烧室前端位置进行燃料喷注. 展开更多
关键词 火箭基组合动力循环(rbcc)发动机 喷注位置 燃烧 煤油 数值模拟
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RBCC推进系统总体设计要求评估方法研究 被引量：6
14
作者 吕翔 何国强 +2 位作者 刘佩进 李江 刘洋 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期1583-1588,共6页
为了适应以RBCC为动力的飞行器的总体发展需求,对RBCC推进系统总体设计要求评估方法进行了研究。分别提出了RBCC飞行器总体设计和推进系统总体设计结构矩阵,并分析了其应用范围以及对RBCC推进系统总体设计的指导作用。建立了发动机推力... 为了适应以RBCC为动力的飞行器的总体发展需求,对RBCC推进系统总体设计要求评估方法进行了研究。分别提出了RBCC飞行器总体设计和推进系统总体设计结构矩阵,并分析了其应用范围以及对RBCC推进系统总体设计的指导作用。建立了发动机推力性能设计要求、推进剂质量需求和推进剂冷却性能需求的理论分析方法,实现了RBCC推进系统总体设计要求评估模型,并对空中载机发射的RBCC巡航飞行器进行了推进系统总体设计要求分析。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(rbcc) 总体设计 高超声速飞行器
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RBCC直扩燃烧室煤油喷雾燃烧火焰稳定与放热规律的数值模拟 被引量：8
15
作者 张漫 何国强 刘佩进 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期1570-1576,共7页
扩张构型燃烧室的燃烧流动细节与放热规律是RBCC发动机设计中的核心技术。采用湍流流动的分离涡(DES)计算方法,数值计算了RBCC燃烧室以凹腔作为火焰稳定器的液态煤油喷雾燃烧三维两相流动。针对逐级扩张的RBCC燃烧室构型,详细研究了不... 扩张构型燃烧室的燃烧流动细节与放热规律是RBCC发动机设计中的核心技术。采用湍流流动的分离涡(DES)计算方法,数值计算了RBCC燃烧室以凹腔作为火焰稳定器的液态煤油喷雾燃烧三维两相流动。针对逐级扩张的RBCC燃烧室构型,详细研究了不同来流状态下的喷雾燃烧流动特征以及液态煤油分级喷注的放热规律。研究表明,高来流总温条件下,凹腔火焰稳定器可起到驻留火焰的作用,在相对较低来流总温条件下,凹腔并非是实现火焰稳定的充分条件,必须采用其他方式补偿液态燃料蒸发吸热所损失的热量。考虑到扩张构型的几何通道承受的压力提升范围有限,燃料喷注位置不宜安置在燃烧室上游流场;为了实现最大的燃烧效率以及发动机推力,采用前后级辅助喷注的方式是目前可行的解决措施。 展开更多
关键词 火焰稳定 放热规律 rbcc 煤油喷雾燃烧 分离涡模拟
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RBCC发动机性能分析方法研究 被引量：11
16
作者 吕翔 刘佩进 何国强 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期120-123,共4页
通过进行前体的边界层效应修正、采用有限化学反应速率模型和中心差分形式的Mac Cormack格式,求解燃烧室性能分析模型方程,以及采用灵活的发动机性能计算方法等,建立了较为完善的RBCC发动机性能分析模型及软件,并进行了软件应用研究。... 通过进行前体的边界层效应修正、采用有限化学反应速率模型和中心差分形式的Mac Cormack格式,求解燃烧室性能分析模型方程,以及采用灵活的发动机性能计算方法等,建立了较为完善的RBCC发动机性能分析模型及软件,并进行了软件应用研究。分别采用二维CFD计算和试验结果对该模型进行了校验,其相对误差小于10%。结果表明,该软件适用于RBCC发动机性能分析。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(rbcc) 性能分析 高超音速飞行器
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轴对称结构RBCC发动机超燃模态性能分析 被引量：3
17
作者 李鹏飞 何国强 +2 位作者 秦飞 刘佩进 潘科玮 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期728-733,共6页
为了改善RBCC发动机超燃模态的性能,设计了轴对称结构燃烧室结合小支板组进行燃料喷注的发动机构型。通过煤油的3步简化动力学模型,对不同燃料喷注方式下的发动机性能进行计算分析。结果表明,基于本设计的发动机,让支板火箭工作于小流... 为了改善RBCC发动机超燃模态的性能,设计了轴对称结构燃烧室结合小支板组进行燃料喷注的发动机构型。通过煤油的3步简化动力学模型,对不同燃料喷注方式下的发动机性能进行计算分析。结果表明,基于本设计的发动机,让支板火箭工作于小流量富燃状态,可实现超燃模态的可靠点火和稳定燃烧;采用一级支板结合二级壁喷的燃料喷注方式,可获得相对最优的性能;随着燃料当量比的增加,燃烧室压强和推力增加,但燃烧效率降低,比冲也随之下降;在低马赫数条件下,发动机可实现正常工作,但燃烧效率将有所下降。计算结果可为未来RBCC发动机的结构设计和燃烧组织提供参考数据。 展开更多
关键词 rbcc 超燃模态 支板火箭 喷注方式 数值模拟
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轴对称结构RBCC发动机超燃模态试验和数值模拟 被引量：3
18
作者 汤祥 何国强 +2 位作者 秦飞 刘佩进 潘科玮 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期166-170,共5页
为研究轴对称结构RBCC发动机超燃模态下的点火和燃烧性能,进行了地面直连试验。采用中心支板火箭与小支板组喷注相结合的方式作为点火和火焰稳定方式,并对燃料喷注方案进行了研究。试验与数值模拟结果表明,采用这种点火方式能实现轴对... 为研究轴对称结构RBCC发动机超燃模态下的点火和燃烧性能,进行了地面直连试验。采用中心支板火箭与小支板组喷注相结合的方式作为点火和火焰稳定方式,并对燃料喷注方案进行了研究。试验与数值模拟结果表明,采用这种点火方式能实现轴对称结构RBCC发动机的可靠点火和稳定燃烧。二次燃料采取多级喷注的方式能充分利用流道中的氧气,实现较充分的燃烧,但应控制燃料喷注比例。双支板组的加入,能促进燃料与中心空气流的充分掺混,提升燃烧效率,获得较优的燃烧性能。 展开更多
关键词 轴对称rbcc 超燃模态 试验与数值模拟 小支板 喷注方案
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火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析 被引量：6
19
作者 黄伟 罗世彬 王振国 《火箭推进》 CAS 2007年第5期6-10,共5页
介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数... 介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数和比冲)的影响,认为:1)燃料经过加热后,推力和推力增益都上升了69.97%,比冲增加了180.18%;2)随着二次燃烧过程中燃烧室温度的上升,发动机的推力、推力增益和比冲得到了很大的提高,火箭发动机的性能得到了很好的改善;3)随着RBCC发动机系统出口截面直径的增加,尾气对发动机的反推力、推力增益以及比冲急剧下降,不利于其性能的改善。 展开更多
关键词 rbcc 引射火箭模式 推力 推力增益 比冲
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多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响 被引量：6
20
作者 林彬彬 潘宏亮 +2 位作者 叶进颖 邹祥瑞 王超月 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期804-810,共7页
针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭混合比对RBCC引射模态超声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明,主火箭混合比为2.4无二次燃料喷注时,燃烧... 针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭混合比对RBCC引射模态超声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明,主火箭混合比为2.4无二次燃料喷注时,燃烧室出口气流平均总温最高,恰当比和贫燃主火箭可通过二次燃烧组织获得高于主火箭富燃工作情况下的总温,主火箭混合比影响主火箭射流温度,并通过与引射空气的掺混燃烧,与二次燃烧共同决定着燃烧室内的释热区间和压强分布情况,进而影响引射比及发动机性能;引射比随混合比的增大而增大,Ma=1.5、2时,引射比最大相差比例可达77.3%和109.0%,二次燃烧组织使得燃烧室下游压强迅速升高并前传,导致引射比迅速降低,主火箭混合比仍对引射比产生重要影响;在以亚燃和超燃模态为设计重点的受限流道内,主火箭恰当比工作可兼顾主火箭推力及燃烧室推力,进而获得更高的发动机性能,Ma=1.5、2时,推力增益分别达到22.0%和36.6%,发动机比冲分别为3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg,主火箭混合比对提升引射模态超声速段引射比及发动机性能具有重要影响。 展开更多
关键词 火箭冲压组合动力循环(rbcc) 引射模态 主火箭 混合比 引射比
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