两级火箭RBCC发动机地面零速引射模态性能影响规律

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作者 叶进颖 林翔宇 +5 位作者 张正泽 孟彤 聂韶 刘冰 秦飞 魏祥庚 《推进技术》 北大核心 2026年第1期53-64,共12页

地面零速起飞是火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle,RBCC)发动机引射模态的关键环节。此时,飞行器质量最大,以往单级火箭的工作模式难以满足起飞阶段的推力要求。由此本文提出一种具有两级火箭的发动机构型,通过数值模拟的方... 地面零速起飞是火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle,RBCC)发动机引射模态的关键环节。此时,飞行器质量最大,以往单级火箭的工作模式难以满足起飞阶段的推力要求。由此本文提出一种具有两级火箭的发动机构型,通过数值模拟的方法研究了火箭的工作参数对RBCC发动机零速起飞阶段的影响规律。结果表明:一级火箭室压保持5 MPa,一级火箭总流量保持0.4 kg/s工作时,引射比最大,引射空气流量相比一级火箭总流量0.2 kg/s工况提升了30%;引射比随着一级火箭室压的升高而增大,一级火箭室压为20 MPa时,引射比和比冲性能分别提升19%和26%,但室压为20 MPa时相比于火箭室压为10 MPa,引射比只提高约2%,但设计制造难度大大提高;二级火箭节流比降低,导致发动机比冲降低,节流比增加,则会降低引射空气流量,增大节流比的同时增加火箭喷管的扩张比,将会大幅度提升发动机比冲性能。本文针对两级火箭的RBCC发动机构型,获得了火箭与冲压流道的匹配规律,为后续两级火箭RBCC发动机引射模态的方案设计提供帮助。 展开更多

关键词 RBCC发动机 两级火箭 零速起飞 引射比 数值模拟

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引射进气构型对引射进气与主次流相互作用特性影响实验研究

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作者 李新珂 姚达豪 +3 位作者 渠镇铭 陈文娟 罗飞腾 龙垚松 《推进技术》 北大核心 2026年第1期116-132,共17页

RBCC发动机引射模态是由一次火箭射流与二次空气流之间的主次流相互作用主导的,其对于引射进气特性、模态性能具有关键性影响。基于典型支板火箭RBCC流道特征模型,从收缩几何、流动组织角度进行了四个不同进气构型的宽工况冷喷流引射实... RBCC发动机引射模态是由一次火箭射流与二次空气流之间的主次流相互作用主导的,其对于引射进气特性、模态性能具有关键性影响。基于典型支板火箭RBCC流道特征模型,从收缩几何、流动组织角度进行了四个不同进气构型的宽工况冷喷流引射实验,获得了引射进气特性、主次流相互作用内流特性与规律。研究结果表明:随着一次流流量、总压比增加,二次流进气马赫数、流量逐渐增大至某一最大值,而引射流量比呈先增加后减小的趋势,针对本文实验最大引射比对应的主次流总压比大约在2倍左右,而最大引射流量对应的总压比在9~10倍之间;适当增加收缩比、收缩角对二次流引射进气能力具有协同提升作用,但存在一个提升幅度上限。从主次流内流过程来看,随着一次流流量、总压比增加,内流道压力分布整体上逐渐降低,马赫数分布逐渐提高,同时下游的引射增压比呈增大趋势,但主次流总压损失更大;较大收缩比、收缩半角时内流道压力更低、马赫数更高。随着总压比增加,主次流速度比、对流马赫数呈现减小趋势,而压力比、密度比则逐渐增大,较大收缩比、收缩角时主次流速度比降低、对流马赫数减小。 展开更多

关键词 火箭基组合循环发动机 主次流相互作用 引射模态 支板火箭 进气构型 实验研究

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火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究 被引量：9

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作者 吕翔 刘佩进 +1 位作者 何国强 刘洋 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期631-635,共5页

对火箭基组合循环(RBCC)发动机火箭引射模态下一次火箭流量优化方法开展了研究,并对飞行条件下一次火箭流量的变化规律进行了分析。提出了采用有效比冲作为优化目标的一次火箭流量单目标优化模型;建立了求解与一次火箭流量相匹配的二次... 对火箭基组合循环(RBCC)发动机火箭引射模态下一次火箭流量优化方法开展了研究,并对飞行条件下一次火箭流量的变化规律进行了分析。提出了采用有效比冲作为优化目标的一次火箭流量单目标优化模型;建立了求解与一次火箭流量相匹配的二次燃料流量的比例控制方法;在考虑发动机性能优化与弹道分析耦合作用的基础上,采用试验设计和遗传算法,建立了火箭引射模态下一次火箭流量优化方法。针对空中载机发射的RBCC发动机,开展了火箭引射模态下一次火箭流量优化,并根据弹道分析结果,给出了飞行条件下一次火箭流量变化规律。结果表明,为了克服飞行过程中声障阻力,一次火箭流量在Ma=1.0附近达到最大,此时对发动机提出较高的推力设计要求;在Ma=1.5附近,来流空气的冲压作用占主导地位,一次火箭流量出现较大程度的节流,此时对发动机提出较高的比冲设计要求;超过Ma=1.5后,一次火箭以较小的流量状态维持稳定工作;火箭引射模态下一次火箭流量调节比达到了5.0。 展开更多

关键词 火箭基组合循环 火箭引射模态 一次火箭 优化 遗传算法

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RBCC火箭引射模态热力壅塞研究 被引量：11

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作者 吕翔 何国强 +1 位作者 刘佩进 李宇飞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期563-568,共6页

运用理论分析和实验研究相结合的方法对火箭引射模态下实现热力壅塞进行了研究.建立了用于实现热力壅塞可行性分析的理论模型,分析了燃烧室通道面积变化规律、加热方案、一次火箭与二次流掺混后的气流参数等对实现热力壅塞的影响,提出... 运用理论分析和实验研究相结合的方法对火箭引射模态下实现热力壅塞进行了研究.建立了用于实现热力壅塞可行性分析的理论模型,分析了燃烧室通道面积变化规律、加热方案、一次火箭与二次流掺混后的气流参数等对实现热力壅塞的影响,提出了判别能否实现热力壅塞的临界马赫数准则.理论计算和实验研究结果表明,碳氢燃料发动机在地面静止状态下难以实现热力壅塞,在一定飞行状态下可以实现热力壅塞.通过地面直连实验实现了来流马赫数为1.2条件下的热力壅塞及其主动控制,壅塞位置的调节范围达到了燃烧室长度的1/4. 展开更多

关键词 航空 航天推进系统 火箭基组合循环 火箭引射模态 热力雍塞

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火箭基组合循环发动机引射模态流动分析 被引量：10

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作者 王国辉 蔡体敏 +3 位作者 何国强 刘佩进 黄生洪 秦飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第4期298-302,共5页

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... 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。 展开更多

关键词 流动分析 火箭发动机 引射式冲压发动机 复合式发动机 引射模态 数值仿真

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低速条件下引射火箭实验研究 被引量：5

6

作者 刘佩进 何国强 +2 位作者 陈剑 黄生洪 王国辉 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第1期69-72,共4页

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计。实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机、自由射流气路系统、燃料喷注系统和压强推力数据采集系统。以固体火箭发动机作为燃气发生器 ,成功的进行了静态海平面零马... 开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计。实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机、自由射流气路系统、燃料喷注系统和压强推力数据采集系统。以固体火箭发动机作为燃气发生器 ,成功的进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验 ,获得了相关实验数据。同时 ,对相应的几何结构做了数值模拟 ,数值计算结果与实验结果基本吻合。 展开更多

关键词 火箭基组合循环推进 空间运输动力系统 引射 实验

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火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性 被引量：5

7

作者 吕翔 郑思行 +1 位作者 何国强 刘佩进 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期179-184,197,共7页

基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步... 基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步提高空气流量;在地面静止状态下,随主火箭总压增加,空气流量逐步增大,等压面上形成Fabri壅塞后,进一步增加主火箭总压,反而会降低空气流量;在火箭引射模态下,RBCC发动机的工作状态可细分为引射作用占主导地位的进气道亚临界状态和临界状态、冲压作用占主导地位的进气道超临界状态,其分界马赫数分别约为0.7和1.5。 展开更多

关键词 火箭基组合循环 高超声速飞行器 火箭引射模态 主火箭 隔离段

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SMC燃烧模式下引射火箭性能影响因素的实验研究 被引量：6

8

作者 李宇飞 何国强 刘佩进 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期97-100,共4页

采用富燃的气氧/酒精燃气发生器以及可变结构的引射器后体,研究了引射器后体结构以及一次火箭工作压强对于SMC燃烧模式下引射火箭性能的影响。实验结果表明,引射器后体结构对于提高SMC二级燃烧模式下引射火箭的相对推力非常关键,而一次... 采用富燃的气氧/酒精燃气发生器以及可变结构的引射器后体,研究了引射器后体结构以及一次火箭工作压强对于SMC燃烧模式下引射火箭性能的影响。实验结果表明,引射器后体结构对于提高SMC二级燃烧模式下引射火箭的相对推力非常关键,而一次火箭工作压强的作用相对较小。通过优化引射器后体结构,在SMC二级燃烧模式下工作的引射火箭可以产生较大的推力增强。 展开更多

关键词 引射火箭^+ 二级燃烧 推力增强

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多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究 被引量：7

9

作者 潘宏亮 林彬彬 +3 位作者 何国强 秦飞 魏祥庚 石磊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期1108-1114,共7页

为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,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... 为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,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,研究了主火箭室压对RBCC亚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:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。 展开更多

关键词 火箭冲压组合动力循环 引射模态 主火箭 引射比

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RBCC引射模态准一维性能分析模型 被引量：6

10

作者 吕翔 何国强 刘佩进 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期529-531,541,共4页

基于准一维非稳态流动方程建立了RBCC引射模态性能分析模型，充分考虑壁面摩擦、有限速率化学反应和质量添加等因素。模型采用MacCormack格式求解，很好的解决了计算引射比、考虑环境压强等问题。与实验结果的对比表明，本模型计算结果... 基于准一维非稳态流动方程建立了RBCC引射模态性能分析模型，充分考虑壁面摩擦、有限速率化学反应和质量添加等因素。模型采用MacCormack格式求解，很好的解决了计算引射比、考虑环境压强等问题。与实验结果的对比表明，本模型计算结果的相对误差为5％～9％，发动机内的压强分布与实验结果基本一致，本模型可用于RBCC引射模态性能分析。 展开更多

关键词 火箭基组合循环发动机 引射模态 性能分析

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二次喷管对引射火箭性能影响研究 被引量：2

11

作者 刘佩进 何国强 +1 位作者 李宇飞 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期108-110,共3页

利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器,就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和数值模拟研究。模拟计算和试验结果表明,二次喷管降低了发动机的引射系数,但改变了燃烧室的压强分布,使其推力特性得以改善。在... 利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器,就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和数值模拟研究。模拟计算和试验结果表明,二次喷管降低了发动机的引射系数,但改变了燃烧室的压强分布,使其推力特性得以改善。在文中所研究的引射燃烧室结构条件下,存在一个最佳二次喷管出口面积,它能使引射火箭的推力达到最大。 展开更多

关键词 引射火箭 二次喷管 推力比 引射系数 出口面积 数值模拟

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火箭射流对RBCC进气道性能的影响 被引量：6

12

作者 刘大 李博 黄国平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期153-160,共8页

火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压... 火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。 展开更多

关键词 火箭基组合循环 进气道 火箭射流 引射 数值仿真

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RBCC用变工况气氧/煤油引射火箭发动机设计和试验研究 被引量：2

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作者 魏祥庚 秦飞 +2 位作者 石磊 张保庆 何国强 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期558-564,共7页

引射火箭是火箭冲压组合发动机的核心部件之一,须具有变工况工作能力。针对RBCC发动机用引射火箭的技术要求,基于挤压式推进剂供应系统,设计了变工况工作气氧/煤油引射火箭系统,完成了4种工作状态下的点火试验验证。试验研究结果表明,... 引射火箭是火箭冲压组合发动机的核心部件之一,须具有变工况工作能力。针对RBCC发动机用引射火箭的技术要求,基于挤压式推进剂供应系统,设计了变工况工作气氧/煤油引射火箭系统,完成了4种工作状态下的点火试验验证。试验研究结果表明,设计的变工况工作引射火箭发动机稳定可靠工作,工作参数满足设计要求,可实现快速调节。为开展火箭冲压组合发动机试验及大调节比引射火箭技术研究奠定了基础。 展开更多

关键词 火箭冲压组合发动机 液体火箭发动机 引射火箭 流量调节 试验

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高空模拟试车台超声速引射器数值研究 被引量：23

14

作者 徐万武 谭建国 王振国 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期71-74,共4页

利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统,在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值,文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场,比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射... 利用火箭发动机自身的超声速喷流作为引射气流的超声速引射器系统,在上面级火箭发动机高空试车台的研制中有着重要的应用价值,文中采用数值方法模拟求解了火箭发动机超声速引射器流场,比较了直管超声速引射器和有第二喉道的超声速引射器的性能、探讨了超声速引射器设计的影响因素。计算结果与实验结果符合较好,这表明该数值方法是研究超声速引射器的一种重要研究手段。 展开更多

关键词 高空模拟试车台 火箭发动机 超声速喷流 引射器 数值研究

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一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究 被引量：10

15

作者 刘洋 何国强 +2 位作者 刘佩进 李强 李宇飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期439-444,共6页

利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流... 利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。 展开更多

关键词 火箭苍组合动力循环 引射模态 一次火箭 流量

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支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅰ)瞬时掺混燃烧流场的数值模拟 被引量：6

16

作者 黄生洪 何国强 何洪庆 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期160-165,共6页

针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型,Ma在0～1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征,并对其Ma在0～1范围的性能进行了分析,结果Ma在大于等于0.... 针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型,Ma在0～1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征,并对其Ma在0～1范围的性能进行了分析,结果Ma在大于等于0.7范围内获得了推力增强。结论认为该种构型的组合发动机适用于作为机载导弹的动力装置,而更低马赫数范围(包括Ma=0)内的推力增强取决于多种因素的优化匹配。 展开更多

关键词 火箭基组合动力循环 冲压火箭发动机 引射式冲压发动机 燃烧 数值仿真

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脉冲爆震火箭发动机引射模态的起爆实验研究 被引量：4

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作者 王永佳 范玮 +1 位作者 高瞻 熊姹 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1147-1152,共6页

为实现脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态下主爆震室的起爆,采用航空煤油和氧气作为推进剂,设计了PDRE引射模态的模型机,采用压电传感器测量主爆震室中爆震波的压力和速度。在主爆震室中成功实现了5～8Hz稳定连续的爆震,爆震波的峰值压... 为实现脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态下主爆震室的起爆,采用航空煤油和氧气作为推进剂,设计了PDRE引射模态的模型机,采用压电传感器测量主爆震室中爆震波的压力和速度。在主爆震室中成功实现了5～8Hz稳定连续的爆震,爆震波的峰值压力能够达到3MPa,爆震波以1600～2000m/s左右的速度在主爆震室中传播。实验结果表明:PDRE引射模态下主爆震室的DDT距离,远低于常规高能电喷起爆下的两相PDRE的DDT距离;高频PDRE引射模态下主爆震室的起爆难度加大;加长主爆震室、末端增加收敛段可以提高引射模态的爆震性能。 展开更多

关键词 脉冲爆震火箭发动机 引射模态 主爆震室 实验研究 峰值压力

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超声速自引射装置的工作过程研究 被引量：2

18

作者 张民庆 张忠利 +1 位作者 周立新 张蒙正 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期218-224,共7页

应用湍流κ-ε双方程模型,分析了液体火箭发动机自引射工作过程所用的超声速自引射装置(简称引射器,包括圆柱型和二次喉道型引射器)在相同二次流入口面积时的流场分布,依据流场分析值确定了激波在引射器内的位置,结果表明喷管内的气流... 应用湍流κ-ε双方程模型,分析了液体火箭发动机自引射工作过程所用的超声速自引射装置(简称引射器,包括圆柱型和二次喉道型引射器)在相同二次流入口面积时的流场分布,依据流场分析值确定了激波在引射器内的位置,结果表明喷管内的气流达到满流状态,并根据有关参数计算了引射系数.对比引射器真空舱内压力仿真值和试车测量值,两者基本一致. 展开更多

关键词 液体火箭发动机 引射器 流场 数值模拟 引射系数

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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

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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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RBCC引射/亚燃模态过渡点选择 被引量：8

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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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