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RBCC混合室激波串前传运动研究
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作者 陆雷 王翼 +2 位作者 范晓樯 闫郭伟 蒙泽威 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期69-75,共7页
RBCC中火箭出口流动和冲压流道的空气在发动机混合室中相互作用,形成激波-边界层、激波-混合层等多种干扰耦合的复杂背景流场。为了深入研究发动机工作室混合室内激波串的运动规律,采用非定常数值计算的方法对激波串在混合室中的前传过... RBCC中火箭出口流动和冲压流道的空气在发动机混合室中相互作用,形成激波-边界层、激波-混合层等多种干扰耦合的复杂背景流场。为了深入研究发动机工作室混合室内激波串的运动规律,采用非定常数值计算的方法对激波串在混合室中的前传过程进行了研究。计算结果表明,随着反压的升高,激波串的前传过程包含4个运动周期,每个运动周期中均包含缓慢前传和"突跃"前传两种运动模式;激波串结构呈现"弹簧"的特点,在第二运动周期中,激波串前缘的流向长度在16.5mm~21mm周期性变化。进一步分析发现,背景波系在壁面产生的逆压梯度是"突跃"运动产生的主要原因,且"突跃"前传的距离和逆压梯度峰值成正相关;激波串前缘分离激波和反射激波强度的变化引起了激波串前缘激波形态的周期性变化,进而导致激波串在前传运动中呈现类似"弹簧"的伸缩特点。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 混合层 激波串 非定常计算
火箭冲压组合动力研究进展 预览
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作者 王亚军 何国强 +2 位作者 秦飞 魏祥庚 张铎 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期1125-1133,共9页
对国内外火箭冲压组合动力(RBCC)研究现状与发展路线进行了总结,阐述了各国主要研究计划和取得的重要成果。系统地总结了西北工业大学航天学院在火箭冲压组合动力的研究进展和研究成果,经过近二十年的发展,完成了从发动机理论分析与原... 对国内外火箭冲压组合动力(RBCC)研究现状与发展路线进行了总结,阐述了各国主要研究计划和取得的重要成果。系统地总结了西北工业大学航天学院在火箭冲压组合动力的研究进展和研究成果,经过近二十年的发展,完成了从发动机理论分析与原理验证、部件设计与试验到小尺度发动机地面集成验证,初步突破和掌握了宽域全流道设计、宽来流高效燃烧与火焰稳定以及模态过渡等多项关键技术,具备了开展飞行演示验证的基础。 展开更多
关键词 火箭冲压组合动力 研究进展 关键技术
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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 预览
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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》 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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火箭冲压组合发动机亚燃模态流道匹配特性分析
4
作者 鄢德堃 何国强 +2 位作者 秦飞 石磊 王亚军 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第7期1464-1471,共8页
为获得喷注规律对RBCC工作特性的影响,开展Ma∞=3-6条件下火箭冲压组合发动机亚燃模态的全流道一体化数值分析,比较了不同来流条件下燃烧组织方式与进排气之间的匹配关系。研究发现,随着飞行马赫数的增加,隔离段压比提高,需相应调整燃... 为获得喷注规律对RBCC工作特性的影响,开展Ma∞=3-6条件下火箭冲压组合发动机亚燃模态的全流道一体化数值分析,比较了不同来流条件下燃烧组织方式与进排气之间的匹配关系。研究发现,随着飞行马赫数的增加,隔离段压比提高,需相应调整燃料喷注位置和当量比,前移主释热区,最大化利用预燃激波串的匹配特性;在低马赫数下,则需将释热区转移至燃烧室后部扩张比较大区域,扩展流道后部压力范围,最大化利用热力壅塞的匹配特性,在不同马赫数下,通过分布式释热的方法实现宽裕较优工作。除此以外,关闭火箭也可以使得预燃激波串后移,改善进气道工作状态,发动机平均比冲性能提高10%以上,此时可以适当增加燃烧室前部喷油量,以保证低马赫数下整体的推力性能。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 亚燃模态 数值分析 预燃激波串 热力壅塞
RBCC发动机燃料支板热防护研究
5
作者 鄢德堃 何国强 +2 位作者 秦飞 李文强 张铎 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第2期351-357,共7页
分析了RBCC发动机在5.5Ma条件下不同工作模式时燃料支板所处的热环境,综合火箭射流以及二次燃烧对热环境的影响,设计了带有冷却通道的燃料支板主动热防护方案。研究发现燃料支板在火箭冲压工作模式下受火箭羽流以及二次燃烧双重加热的影... 分析了RBCC发动机在5.5Ma条件下不同工作模式时燃料支板所处的热环境,综合火箭射流以及二次燃烧对热环境的影响,设计了带有冷却通道的燃料支板主动热防护方案。研究发现燃料支板在火箭冲压工作模式下受火箭羽流以及二次燃烧双重加热的影响,热环境最为恶劣,燃料喷注所形成的液膜可以对支板中部起到保护作用,壁面温度沿气流方向整体呈"高-低-高"的分布趋势。在此种工作模式下开展了三种冷却通道方案的对比研究,结果表明通道数及单通道流量增加均可以降低受热严峻部位的表面温度,提高支板表面温度的均匀性,保障发动机长时间安全工作。采用开环冷却后的煤油组织燃烧,发动机比冲性能具有1.5%的提高。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 燃料支板 热环境 主动冷却 数值模拟
多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究 被引量:2
6
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... 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
流量连续可调火箭发动机极度富燃燃烧特性 预览
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作者 成鹏 李清廉 +1 位作者 张新桥 康忠涛 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期12-18,共7页
以气氧/煤油作为推进剂对火箭发动机进行流量连续调节试验,研究火箭发动机连续变工况过程中的燃烧特性。火箭发动机通过可调气蚀文氏管连续调节煤油流量。试验在富燃工况(混合比0.405-0.690)下成功点火,并实现了混合比、燃气总流量连... 以气氧/煤油作为推进剂对火箭发动机进行流量连续调节试验,研究火箭发动机连续变工况过程中的燃烧特性。火箭发动机通过可调气蚀文氏管连续调节煤油流量。试验在富燃工况(混合比0.405-0.690)下成功点火,并实现了混合比、燃气总流量连续调节。试验发现流量连续调节过程中,当混合比小于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而增大;当混合比大于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而减小。同时,特征速度和燃烧效率随混合比增大而增大,并且混合比小于0.535时特征速度、燃烧效率增大的速率大于混合比大于0.535时的速率。研究表明推进剂流量与燃烧效率同时影响燃烧室压力。当混合比小于0.535时,燃烧效率的影响占优;混合比大于0.535时,推进剂流量影响占优。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 火箭发动机 气氧/煤油 连续调节
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RBCC亚燃模态热力调节方式研究 预览 被引量:1
8
作者 王亚军 李江 +2 位作者 秦飞 何国强 魏祥庚 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期151-159,共9页
为了进一步提升RBCC亚燃模态性能,利用一维分析模型,并基于燃烧室隔离段匹配工作,开展了热力调节方式研究。结果表明,影响RBCC扩张流道内热力喉道生成位置的主要因素为燃烧室扩张比、放热量、放热速率及放热位置,扩张比越大、放热量越... 为了进一步提升RBCC亚燃模态性能,利用一维分析模型,并基于燃烧室隔离段匹配工作,开展了热力调节方式研究。结果表明,影响RBCC扩张流道内热力喉道生成位置的主要因素为燃烧室扩张比、放热量、放热速率及放热位置,扩张比越大、放热量越少、放热越快和放热越靠前,热力喉道越早生成,通过一定范围参数的改变,热力喉道生成位置变化了9%~22%,当燃烧室扩张比和燃料总放热量相同时,热力喉道的生成位置越靠后燃烧室压力积分推力越大。相比扩张比和放热速率,改变燃料喷注位置是一种有效且易实现的热力调节方法。对于较为靠后的燃烧组织,应匹配较大扩张角的流道,能有效提高热力调节的可调范围,拓展发动机工作裕度。开展了亚燃模态来流Ma=3~5性能优化研究,相比固定喷注位置,采用改变燃料喷注位置的热力调节方式,发动机推力性能能够获得16.5%~24.1%的提升。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 亚燃模态 热力喉道 热力调节
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支板火箭RBCC亚燃模态性能的影响因素 预览
9
作者 王亚军 李江 +1 位作者 何国强 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期9-16,共8页
针对2种扩张流道的RBCC燃烧室构型,通过三维数值模拟和地面直连试验,研究了燃烧室结构参数以及火焰稳定装置等对亚燃模态性能的影响。结果表明,第二级燃烧室采用较小的扩张角,有利于燃料的进一步燃烧,减小总压损失,燃料支板和凹腔火焰... 针对2种扩张流道的RBCC燃烧室构型,通过三维数值模拟和地面直连试验,研究了燃烧室结构参数以及火焰稳定装置等对亚燃模态性能的影响。结果表明,第二级燃烧室采用较小的扩张角,有利于燃料的进一步燃烧,减小总压损失,燃料支板和凹腔火焰稳定器的共同使用,能有效提升燃烧室内的燃烧组织效果,扩展火焰的传播范围;直连试验验证了通过构型的改进,燃烧室性能得到大幅提高,压力积分推力增大了682 N。当凹腔距离燃料支板较近时,火箭关闭之后,燃料能够实现自持燃烧,比冲性能可提高50%。通过减小主支板宽度,在来流Ma=4时,能够更容易在隔离段中建立预燃激波系,保证亚燃燃烧反应更好地进行,燃烧室内推力提高了418 N。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 亚燃模态 性能 影响因素
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基于放热分布的RBCC热力喉道研究 被引量:2
10
作者 王亚军 李江 +2 位作者 何国强 秦飞 汤祥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期662-668,共7页
为了更清楚地认识RBCC亚燃模态热力喉道生成机理与规律,通过三维数值模拟,研究了不同燃料喷注位置、凹腔位置、当量比以及火箭流量等影响RBCC燃烧室流道内放热分布的因素,分析了不同放热分布对于热力喉道生成的影响。研究结果表明在放... 为了更清楚地认识RBCC亚燃模态热力喉道生成机理与规律,通过三维数值模拟,研究了不同燃料喷注位置、凹腔位置、当量比以及火箭流量等影响RBCC燃烧室流道内放热分布的因素,分析了不同放热分布对于热力喉道生成的影响。研究结果表明在放热量足够形成热力喉道的前提下,放热分布相比放热量对热力喉道生成位置的影响更大,并且热力喉道不会形成于主放热区内,提高掺混、增加燃料当量比等使放热量增大的方法会伴随30%~50%的主放热区间长度的增加,对于热力喉道生成位置的影响能力有限。对于RBCC燃烧室,调节火箭流量是一种更有效也更容易实现热力喉道位置宽范围调节的方法,调节范围可以达到燃烧室长度的24%。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 热力喉道 主放热区 数值模拟
火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性 预览 被引量:1
11
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,无法进一步提高空气... 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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利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能 预览 被引量:2
12
作者 杨斌 黄斌 +2 位作者 刘佩进 杨荟楠 何国强 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第7期840-848,共9页
针对宽范围工作的火箭基组合循环(RBCC)发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题,提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱(TDLAS)技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非... 针对宽范围工作的火箭基组合循环(RBCC)发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题,提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱(TDLAS)技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非接触式激光光谱测量方法,搭建用于RBCC地面试验性能分析的时分复用-扫描波长TDLAS系统。通过试验获得的(7444.352+7444.371)/7185.597cm-1谱线附近吸收光谱,从而得到燃气温度、H2O组分浓度和速度参数,并结合数值模拟方法确定的流场参数纵向分布,实现基于关键参数在线测量的发动机性能直接计算。该方法有助于评判燃烧组织和结构改变对发动机性能的影响。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 可调谐二极管激光器吸收光谱技术 性能估计 参数测量 地面试验
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火箭基组合循环发动机性能迭代算法研究 预览
13
作者 王洪信 徐旭 《火箭推进》 CAS 2015年第1期56-62,89共8页
火箭基组合循环(简称RBCC)发动机性能分析模型的研究对于RBCC发动机结构的优化设计具有重要意义。本文结合RBCC发动机的结构特点和工作原理建立了RBCC发动机性能分析模型,并对RBCC发动机性能计算方法进行了研究。结合RBCC发动机引射... 火箭基组合循环(简称RBCC)发动机性能分析模型的研究对于RBCC发动机结构的优化设计具有重要意义。本文结合RBCC发动机的结构特点和工作原理建立了RBCC发动机性能分析模型,并对RBCC发动机性能计算方法进行了研究。结合RBCC发动机引射模态和亚燃冲压模态的工作特点,通过迭代计算使进气道、混合段、燃烧室之间的参数耦合,实现了对RBCC发动机引射模态与亚燃冲压模态性能的快速分析。文章通过算例验证了算法的可行性,并通过与文献结果的对比验证了计算结果的可信度。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 RBCC 性能计算 迭代算法
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火箭基组合循环燃烧组织研究现状 预览
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作者 崔朋 徐万武 +1 位作者 陈健 宋长青 《火箭推进》 CAS 2015年第4期1-7,共7页
随着航天推进对高效性和经济性需求的增加,人们越来越希望能够研制出高推重比和高比冲的发动机。火箭基组合循环(RBCC)发动机融合了火箭发动机和冲压式发动机的优势,成为未来航空航天领域发展的重要方向。精确而高效的燃烧组织作为其关... 随着航天推进对高效性和经济性需求的增加,人们越来越希望能够研制出高推重比和高比冲的发动机。火箭基组合循环(RBCC)发动机融合了火箭发动机和冲压式发动机的优势,成为未来航空航天领域发展的重要方向。精确而高效的燃烧组织作为其关键技术之一,对RBCC宽速域内可靠运行具有重要意义。详细综述了RBCC燃烧组织的研究现状和进展,主要涉及燃料喷注方案、燃烧模式以及热力喉道调节3个方面。具体论述了不同工作模式下燃料的喷注方案以及热力喉道的调节技术,阐述了不同燃烧模式的研究进展,分析了RBCC燃烧组织研究过程中的难点和国内外在该方面的一些经验教训,指出了当前研究工作中存在的问题,并对研究思路提出了一些建议,以期对未来RBCC燃烧组织的研究提供一定的参考。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(RBCC) 燃烧组织 燃料喷注方案 二次燃烧 热力喉道调节
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水平起降两级入轨系统的质量估算方法及应用 被引量:1
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作者 姜亚中 蒋崇文 +1 位作者 高振勋 李椿萱 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期473-478,共6页
针对近地轨道运输任务,考虑不同飞行阶段的推阻特性差异和不同发动机模态的比冲变化,提出了适用于水平起降两级入轨(TSTO,TwoStageToOrbit)天地往返运输系统的质量估算方法.以8t有效载荷为任务需求,对比研究了涡轮基组合循环动... 针对近地轨道运输任务,考虑不同飞行阶段的推阻特性差异和不同发动机模态的比冲变化,提出了适用于水平起降两级入轨(TSTO,TwoStageToOrbit)天地往返运输系统的质量估算方法.以8t有效载荷为任务需求,对比研究了涡轮基组合循环动力一可重复使用火箭(TBCC-RR,TurbineBasedCombinedCycle-ReusableRocket)、火箭基组合循环动力一可重复使用火箭(RBCC-RR,RocketBasedCombinedCycle-ReusableRocket)和可重复使用火箭-可重复使用火箭(RR-RR,ReusableRocket-ReusableRocket)方案,分析了级闻分离点、一级飞行器推阻比和一级飞行器结构质量分数等参数对设计结果的影响.研究结果表明,级间分离点设计对TSTO总体方案影响很大,若使用RBCC型飞行器作为第1级,建议在超燃冲压模态后即进行两级分离;TBCC-RR方案比RBCC-RR方案起飞总质量更小,但RBCC-RR方案一级飞行器结构质量更小;减小TSTO系统起飞总质量的最有效途径是减小飞行器的结构质量分数,其次是提高飞行器的推阻比. 展开更多
关键词 两级入轨 概念设计 质量估算 涡轮基组合动力 火箭基组合动力
RBCC—RKT两级入轨飞行器飞行轨迹优化方法
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作者 阮建刚 何国强 吕翔 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期1284-1291,共8页
针对火箭基组合循环(RBCC)发动机比冲和推进剂质量流量随飞行条件改变而不断变化的特点,提出了通过增广拉格朗日遗传算法优化飞行器飞行轨迹的方法,在飞行器气动参数和发动机比冲已知、最大飞行动压给定等条件下,进行了火箭基组合循... 针对火箭基组合循环(RBCC)发动机比冲和推进剂质量流量随飞行条件改变而不断变化的特点,提出了通过增广拉格朗日遗传算法优化飞行器飞行轨迹的方法,在飞行器气动参数和发动机比冲已知、最大飞行动压给定等条件下,进行了火箭基组合循环发动机一液体火箭(RKT)发动机推进的水平起飞两级入轨(TSTO)飞行器飞行轨迹优化计算.研究结果表明:在飞行俯仰角和发动机推进剂质量流量变化范围已知的情况下,利用该方法能够在较好满足给定约束条件的情况下,优化得到飞行俯仰角和发动机流量随时间的变化关系,为飞行轨迹初步设计提供参考. 展开更多
关键词 两级入轨 水平起飞 火箭基组合循环 发动机 轨迹优化 增广拉格朗日遗传算法
组合循环动力技术在天地往返领域的发展与应用 预览 被引量:3
17
作者 彭小波 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第1期78-82,共5页
随着现代航天、航空技术的发展,传统的化学火箭发动机的比冲已经接近理论极限,为了追求更犬比冲而发展的组合循环动力技术可以最大限度发挥不同动力方式的优点,提高动力推进系统性能。通过分析组合循环动力的技术特点及发展现状,研... 随着现代航天、航空技术的发展,传统的化学火箭发动机的比冲已经接近理论极限,为了追求更犬比冲而发展的组合循环动力技术可以最大限度发挥不同动力方式的优点,提高动力推进系统性能。通过分析组合循环动力的技术特点及发展现状,研究天地往返领域动力推进系统的发展趋势,并提出相关发展建议。 展开更多
关键词 组合循环动力 天地往返 火箭基组合循环 涡轮基组合循环 空气涡轮冲压
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两级入轨RBCC等动压助推弹道设计与推进剂流量分析 预览 被引量:4
18
作者 薛瑞 胡春波 +1 位作者 吕翔 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期155-160,共6页
火箭基组合循环(RBCC)发动机的性能与飞行器相互耦合,导致RBCC发动机的设计研制需要针对相应的飞行弹道。对RBCC飞行器助推段等动压弹道设计方法进行研究,根据动力学和运动学方程式,提出了基于高度步长的等动压轨迹计算方法。利用... 火箭基组合循环(RBCC)发动机的性能与飞行器相互耦合,导致RBCC发动机的设计研制需要针对相应的飞行弹道。对RBCC飞行器助推段等动压弹道设计方法进行研究,根据动力学和运动学方程式,提出了基于高度步长的等动压轨迹计算方法。利用提出的助推段轨迹设计方法建立了弹道计算程序,进行了以RBCC作为第一级动力的两级入轨飞行器助推段(Ma=0~8)飞行弹道仿真;根据仿真结果,采用遗传算法/序列二次规划联合优化策略,以推进剂最省为目标对非等动压爬升段RBCC发动机最优流量控制方案进行了研究。计算结果表明,所建模型及计算方法考虑了发动机与飞行轨迹的耦合作用,可用于RBCC助推段弹道设计;整个助推段推进剂消耗占飞行器起飞质量的55%,推进剂消耗主要发生在非等动压飞行段,非等动压段与等动压段的消耗量之比为2.3;经弹道优化后的推进剂利用率提高了3.5%;在引射模态(Ma=0—2.5)最优的一次火箭的调节比为4.3,一次火箭进入亚燃模态后要迅速节流,最低流量需求发生在引射/亚燃模态转换期间。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 高超声速飞行器 等动压飞行 弹道优化 推进剂流量控制
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基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究 被引量:4
19
作者 何国强 徐朝启 +2 位作者 秦飞 刘佩进 潘科玮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1064-1070,共7页
针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析。实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料... 针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析。实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧。通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的"热力壅塞";通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧。研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率。论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 亚燃模态 燃烧组织 热力喉道
RBCC亚燃模态热力喉道机理的数值模拟 被引量:1
20
作者 王亚军 何国强 +1 位作者 潘科玮 秦飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期932-937,共6页
针对RBCC同一扩张流道多模态匹配工作的特点,通过三维数值模拟,研究了亚燃模态热力喉道形成机理及规律,结果表明通过合理控制流道中的加热量和流道面积变化可以有效地控制热力喉道形成位置,其中位于第二级燃烧室中的凹腔组对形成稳定的... 针对RBCC同一扩张流道多模态匹配工作的特点,通过三维数值模拟,研究了亚燃模态热力喉道形成机理及规律,结果表明通过合理控制流道中的加热量和流道面积变化可以有效地控制热力喉道形成位置,其中位于第二级燃烧室中的凹腔组对形成稳定的热力喉道有比较关键的作用,其剪切层形成的燃烧区域成为一个稳定的放热源,给流道中的气流提供了使马赫数出现转折的能量,凹腔后壁斜面的几何收缩也为壅塞面的形成提供助力,凹腔后流道的气流逐步稳定成为超声速流,热力喉道基本形成于第二级凹腔组后。 展开更多
关键词 火箭基组合循环 热力喉道 凹腔组 数值模拟
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