复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析

采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。

协同吸气式火箭发动机研究进展

协同吸气式火箭发动机(SABRE),因能充分利用大气层内的空气,具备良好的经济和技术可行性,是Skylon空天飞机的最佳动力方案。作为一款将吸气式与火箭式发动机高度集成的组合循环推进装置,SABRE在内部结构、热力循环及燃料利用等方面都有其独到之处。首先介绍了SABRE结构和工作循环过程,简述和归纳了氧化剂冷却燃烧室、推力补偿喷管、进气道和液氢燃料等关键技术;然后对发动机核心热交换技术,尤其是极具创新的预冷器的设计与制造作了详细分析;最后,总结了SABRE最新研究成果并对我国开展相关研究工作进行了展望。

[火用]分析在协同吸气式火箭发动机中的应用

为了研究协同吸气式火箭发动机(SABRE)循环系统的损失分布规律以及性能特性,针对SABRE4发动机系统开展了?分析,选择具有代表性的飞行马赫数Ma=4作为主要工况,研究不同工作参数对系统?损失分布和?效率的影响,通过调节?损失分布以获得最大?效率。研究结果表明:发动机?损失主要集中在燃烧过程和燃气排出,对于给定飞行条件,耗氢量越小,发动机?效率越大;当主路氢流量固定,调节预燃室氧燃比,存在合适的氧燃比使得发动机?效率最大;在给定主路氢流量条件下,发动机?效率随着飞行马赫数增大呈先增大后减小,在Ma=4附近达到最大,最大?效率为64.6%,对应的?损失分别为燃烧?损失16.2%,燃气排出?损失13.8%。通过对系统的?分析研究,明确了发动机内部损失分布。

预冷吸气式火箭发动机用换热器研制进展

英国REL公司正在研制的"云霄塔"飞行器采用预冷吸气式火箭发动机(SABRE)作为动力。该类型发动机具有独特的热力学循环方式。其发动机循环中包含3种换热器,分别是空气预冷器、氢-氦换热器HX4、预燃室排气换热器HX3。其中,空气预冷器采用逆流换热方式,由上千根直径1.0mm、壁厚30μm的铟合金制造,最大承压60MPa;氢-氦换热器HX4为紧凑型板式换热器,由镍钛合金制造,换热通道宽度为20μm^50μm,通道和基底之间的厚度为10μm;预燃室排气换热器HX3为横流式换热器,采用直径2mm、壁厚0.35mm的烧结碳化硅管簇制造,最大承压70MPa。REL公司的相关研究表明,采用新材料、特种加工技术是吸气式火箭发动机研制成功的基础和保障。

协同吸气式火箭发动机预冷技术研究现状

可重复使用的组合动力空天飞机计划多采用吸气式组合动力发动机提供动力。吸气式组合发动机能够充分发挥吸气式发动机和火箭发动机的性能优势,但是需要先进的预冷技术来确保其在高马赫数飞行速度下的正常运行。基于此,从结构特点、设计过程、制造技术和霜冻控制等方面对协同吸气式火箭发动机(Synergistic Air Breathing Rocket Engine,SABRE)轻质高效预冷器技术进行了分析。

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析(英文)

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系。定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响。

协同吸气式火箭发动机性能优化研究

在H=15~25 km、Ma=2.5~5的飞行区间内,以提高SABRE循环效率为目标开展了优化研究,提出了两种优化方案,建立了SABRE发动机性能参数计算模型,计算了预冷器氦气出口温度提高50 K、氦气涡轮进口温度提高50 K和采用氦再循环方案后发动机推力、比冲和循环效率随飞行高度的变化规律。结果表明:预冷器氦气出口温度提高50 K,循环效率平均提高1.79%,比冲平均提高2196 m/s;氦气涡轮进口温度提高50 K,循环效率平均提高3.95%,比冲平均提高4833 m/s;采用氦再循环方案,循环效率平均提高3.4%,比冲平均提高4154 m/s;但分别造成推力1%、2%和1.8%的下降,这是氢流量减少造成的。预冷器氦气出口温度和氦气涡轮进口温度得以提高的关键是设计出更加快捷、高效的预冷换热器,但具有较大的技术难度,氦再循环方案实现较为容易,但只工作于20 km以上的飞行高度,并且增加了发动机结构质量。当前技术条件下可优先发展氦再循环技术,长远考虑应发展预冷换热器相关技术,加强在材料、设计、加工等方面的创新研究。

空气深度预冷组合循环发动机吸气式模态建模及性能分析

针对空气深度预冷组合循环发动机——协同吸气式火箭发动机(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE),采用部件法对其进行建模,匹配计算得到吸气式模态下飞行走廊内其性能参数变化规律,并研究其高度速度特性。计算模型可信度较高,推力误差小于6%,能够较为准确地模拟SABRE吸气式模态的性能参数。结果表明:SABRE兼具火箭发动机大推力和航空发动机高比冲的特点,吸气式模态下比冲介于21 300~27 380 m/s,随着高度速度的增大,其推力比冲先增大后减小;SABRE利用预冷器将入口空气温度降低,可使其空域速域拓宽至25 km、5Ma,满足高超声速飞行的动力需求;发动机速度下限由压气机最大流量决定,速度上限则由氦气回路减压器工作限制条件决定。

“佩刀”协同吸气式火箭发动机技术发展

“佩刀”协同吸气式火箭发动机（SABRE）是“云霄塔”单级入轨空天飞行器的动力系统也是一种带有预冷却器的组合发动机。当前，该发动机处于部件地面试验验证阶段预计2019年进行整机测试。

英政府投资6000万英镑研发世界首台吸气式火箭发动机

据英国航天局2013年7月16日称，英国政府已经同意出资6000万英镑研发吸气式火箭发动机——佩刀。这是一款由英国反应发动机有限公司（REL）设计的具有革命性的组合发动机，可为新一代水平起降、轻质量、可重复使用的空天飞行器提供动力，形成一种可靠的空间进入方式，具有向低地轨道运送15t的有效载荷的能力，同时成本大约是传统一次性运载火箭运送成本的1／50。佩刀发动机将应用在无人驾驶的云霄塔飞行器方案中，该项目已经通过了英国航天局技术评估。

预冷组合循环发动机吸气式模态建模与性能分析

为了对预冷组合循环发动机开展性能分析,以协同吸气式火箭发动机(SABRE 4)为研究对象,采用部件法建立了发动机稳态模型,计算获得了SABRE 4发动机在吸气式模态下沿飞行弹道的性能参数变化规律。然后对发动机的高度和速度特性进行研究,得到了发动机的飞行包线。计算结果表明,在吸气式飞行弹道内,核心机推力和比冲的变化分别为488~680kN和34786~46954m/s。SABRE 4发动机具备推力大和比冲高的性能优势。在预冷器工作过程中,随着飞行马赫数增大,预冷器换热量不断增大,进入预燃室的氢流量减小,预燃室总温降低,HX3的吸热量减小。与其他压气机和涡轮相比,空气压气机和氦涡轮的工作参数变化较大。SABRE 4发动机通过对来流空气进行预冷,可实现在大空域和宽速域内工作。由于空气压气机的喘振和堵塞边界限制,发动机的高度和速度特性分别存在飞行高度和飞行马赫数的限制。

固体推进剂吸气式涡轮发动机控制规律与特性

建立了用于控制规律研究的单变量控制和双变量控制的固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)特性计算模型,并编制了相应的计算程序。计算模型中采用了以试验数据为基础的燃烧室出口总温计算方法。利用程序分别计算了燃气流量不可调、燃气流量可调、尾喷管喉部面积可调以及燃气流量和尾喷管均可调的不同控制规律的SPATR发动机速度特性,并分析了其特点。对SPATR发动机进行了双变量控制规律设计,得到了相应的燃气流量调节比和尾喷管喉部面积调节比。计算结果表明,按照所设计的双变量控制规律进行控制,SPATR具有很宽的飞行包线和更好的推力特性和比冲特性。

SPATR发动机循环参数选择与特性分析

为了更好地选择固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)的设计循环参数,以及拓宽SPATR发动机的工作范围,根据SPATR发动机的结构特点,建立了富燃燃气流量可调的SPATR发动机的性能计算数学模型,并编制了相应的计算程序。利用程序计算和分析了不同空燃比和涡轮进口参数下的SPATR发动机设计点性能,并以此对SPATR发动机设计点循环参数进行了合理的选择。利用程序分别计算了富燃燃气流量可调和不可调的SPATR发动机的高度、速度特性和节流特性,并对计算结果进行分析和比较。结果表明,富燃燃气流量可调节的SPATR发动机具有更好的高度、速度特性,并能够实现节流工况调节,满足飞行器对推力调节的需求。

带液化空气循环子系统的ARCC发动机研究(英文)

为解决空天飞机动力问题,提出一种新型带液化空气循环子系统的吸气式-火箭组合循环(ARCC)概念。该组合循环发动机集涡轮、冲压及火箭发动机优点于一身,在吸气式发动机工作过程中通过液化空气循环子系统液化大气中的氧气,存储供氢氧火箭发动机工作时使用,自身携带少量或不带氧化剂,因而经济性较好。为提高液化空气循环子系统液化比,采用多种措施设计一种新型液化空气循环子系统。计算了液化空气循环热力过程和ARCC发动机比冲性能,结果表明:液化空气循环子系统在整个吸气式飞行过程中具有较高液化比;ARCC发动机在不同的飞行条件下都能得到良好比冲特性,经济性好。

BAE投资REL合作开发SABRE发动机

2015年11月初，英国BAE系统公司宣布将花费2060万英镑（3180万美元）战略投资英国反作用发动机有限责任公司（REL），获得REL20％的股份并成为合伙人共同研发新的协同吸气式火箭发动机（SABRE）。

英企为SABRE发动机建试验设施

为了对其“协同吸气式火箭发动机”（SABRE）进行首次地面试验验证，英国反作用发动机有限公司开始新建一座发动机试验设施。

Zukauskas关系式用于微细管式预冷器适用性的评价与分析

为研究Zukauskas关联式在计算微细换热管束管外换热特性上的适用性,利用数值分析方法,在分析空气横掠微细管束换热特性基础上,发现空气横掠管束入口几排换热管的换热尤为强烈,温降过程沿着流动方向呈现由急变缓的特点,剧烈的温度变化造成Zukauskas关联式按照一般均物性方法计算时,计算结果偏高27%以上;对比分析可知,过于剧烈的温度变化使基于换热管束整体给出的对数平均温差作为平均换热温差的处理方法不再适用;根据空气温度变化的特点,按照流动方向将换热区域分成若干部分,再分别利用Zukauskas关联式计算,预测精度得到了极大改善,当换热区域划分成12部分时,平均计算偏差降为5.8%,鉴于此,在计算骤冷条件下气体横掠管束换热特性时,建议采用适当的分区方法进行计算。

BAE系统公司战略投资英国反应发动机公司并开展技术合作

BAE系统公司宣布，将投资2060万英镑（3180万美元）用于购买英国反应发动机公司（REL）20％的股份并开展技术合作，以推动佩刀发动机（协同吸气式火箭发动机，SABRE）的研发工作。

英国技术 美国“佩刀”——美公布基于“佩刀”发动机两级入轨飞行器概念

2016年9月中旬，美国空军研究实验室如期公布了两套与美国SEI公司合作开发的基于英国反作用发动机公司“佩刀”发动机（SABRE，全称“协同吸气式火箭发动机”）的水平起降两级入轨飞行器概念方案。