基于自回归模型的RBCC隔离段激波串位置识别与压力值预估

为了清楚客观地判断火箭基组合循环发动机(Rocket-based combined-cycle,RBCC)隔离段激波串位置,将Ma=6,4,3.5工况下直连试验中实测得到的RBCC隔离段测压点压力数据按照时间的先后顺序排列形成一时间序列,建立自回归(Auto-Regressive,AR)模型并计算赤池信息准则(Akaike information criterion,AIC)值,完成了不同工况下激波串前缘位置的识别。研究表明:当隔离段测压点没有受到激波串影响时,实时压力值仅存在微弱波动,模型AIC值变化较为平稳;当激波串运动至测压点处时,该点压力升高,振荡幅度明显增加,AIC值随之瞬时增大。取同一时间段内发动机沿程测压点中首个AIC值增加500以上,并在不改变工况的情况下始终保持较大值的测点位置为激波串前缘位置。与压比法相比,时间序列分析法能敏感监测到实时压力值的升高和振荡,激波串前缘位置识别更为准确。通过建立自回归模型还可以实现激波串内部压力值预估,记录连续160 ms内Ma=6,4,3.5工况下测压点压力数据,采样频率1 kHz,使用前80 ms数据建立自回归模型,完成后80 ms压力值预估及准确性检验,得到三个工况下预估平均误差分别为3.21%,7.68%,6.49%。

RBCC高超声速飞行器上升段轨迹快速优化

针对火箭基组合循环(RBCC)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的RBCC动力上升段轨迹快速优化方法。针对攻角控制系统是否存在二阶滞后情况,分别建立了适用于RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化的数学模型。基于凸优化理论对原优化模型进行凸化和离散化处理,进而设计了改进的轨迹优化求解策略。以末端机械能最大为优化指标,针对攻角控制系统存在/不存在二阶滞后的情况分别进行了上升段轨迹优化仿真。结果表明,所构建模型和轨迹优化方法可以快速、有效地完成RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化,优化结果符合RBCC动力系统工作特点,且可为RBCC动力运用和攻角控制系统设计提供参考。

火箭出口面积对RBCC发动机引射模态影响规律分析

火箭基组合循环发动机引射模态飞行状态复杂,为了提高发动机的整体性能,研究了火箭出口面积对发动机引射模态的影响规律。通过数值模拟研究,引射流量在低飞行马赫数条件下,主要受引射性能影响,火箭出口面积越大,引射性能越好。然而,随着飞行马赫数的提升,引射空气的动能提升,隔离段内出现壅塞情况,引射流量主要受限于隔离段几何尺寸,与火箭出口面积无关。在亚声速工况下,火箭出口面积越小,发动机比冲越低,且出口无量纲面积为3.15时,火箭羽流膨胀撞壁,会引起性能骤减,需要予以避免;在超声速工况下,选择面积较小的火箭出口面积,燃烧室内压越高,发动机性能提升越明显。

RBCC组合循环推进系统研究现状和进展

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。

RBCC发动机性能分析模型改进方法研究

对已有RBCC发动机性能分析模型的改进方法进行了研究。采用最小吉布斯自由能法,建立了一次火箭燃烧室热力计算模型,并采用冻结流假设进行喷管热力计算;针对以H2O2(L)/JP-10(L)为推进剂的一次火箭进行了热力计算,并与CEA和CHEMKIN等化学热力学软件计算结果进行了对比校验,验证了所建模型计算结果的准确性。建立了采用CFD软件求解二维Euler方程的后体性能分析方法,并基于CFD软件提供的接口函数和PYTHON脚本技术设计了后体自动性能分析流程,自主实现了后体流场分析过程的几何造型、网格划分、边界定义、CFD求解器设置、CFD方程求解及性能参数计算。

RBCC火箭引射模态热力壅塞研究

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.

以RBCC为动力的巡航飞行器轨迹与质量分析

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。

RBCC引射/亚燃模态过渡点选择

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。

RBCC推进系统总体设计要求评估方法研究

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。

基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数。针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案。研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程。

RBCC发动机性能分析方法研究

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。

火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究现状

对火箭基组合循环(RBCC)推进系统基本概念进行了介绍,并就此项技术在美国的研究现状做了比较详细的综述,指出了发展这种新型推进装置的关键技术,对国内在这方面的研究思路提出了建议。

多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究

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。

RBCC发动机性能快速分析方法改进和验证

对火箭基组合循环(RBCC)发动机一维性能分析模型进行了改进,主要改进包括基于实验结果辨识出主火箭与二次燃料加质分布函数的关键参数;考虑了凹腔和支板等复杂构型对流道横截面积的影响;考虑了多组燃料喷注位置对发动机性能的影响。采用地面直连实验和经过实验校验的CFD结果对改进的一维程序进行了充分验证。结果表明,改进后的性能分析模型可快速计算发动机性能,能体现出凹腔、支板等复杂构型和多点燃料喷注对流道内参数分布和发动机性能的影响;可预估热力喉道位置,与CFD结果的最大相对误差为燃烧室长度的13%;与实验相比,亚燃模态流道压强积分的最大相对误差为6.3%;与CFD相比,引射和亚燃模态下推力最大相对误差5.9%,超燃模态下推力最大相对误差7.7%。

多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响

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。

RBCC引射模态准一维性能分析模型

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。

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

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。

RBCC动力飞行器等动压爬升方法

为了保证RBCC发动机稳定工作在一个最优或稳定状态,RBCC动力飞行器上升段常采用等动压爬升方法。推导了实现等动压爬升的高度与速度的代数方程,由该代数方程建立等动压参考曲线,基于反馈线性化方法,推导了等动压参考曲线的跟踪制导律,从而实现了等动压爬升轨迹的设计与制导。此外,该方法也可容易地实现满足各种爬升规律的轨迹设计与制导。仿真结果表明,该方法可精确完成RBCC动力飞行器的等动压爬升和非等动压爬升,能为吸气式空天飞行器的上升轨迹提供一种设计方法和制导方法。

RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究

针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。

以RBCC为动力的巡航飞行器有效载荷质量敏感性分析

基于飞行轨迹及质量分析数学模型,对以RBCC为动力的巡航飞行器有效载荷的敏感性进行了分析,主要考虑了发动机比冲、发射马赫数、发射高度、模态转换点(转换马赫数)及惰性质量系数等对有效载荷质量的影响。分析结果表明,提高发射马赫数和发射高度、增加发动机比冲、降低模态转换马赫数及飞行器惰性质量系数有利于提高巡航飞行器的有效载荷质量。其中有效载荷质量对惰性质量系数最敏感,当惰性质量系数分别减小7.3%和增大7.3%时,有效载荷质量的增大量和减小量将分别达到58%和103.7%。