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。

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景

涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置,针对空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求,总结了国内外关于涡轮基组合循环发动机的研究现状,分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖了耐温、性能、匹配性、飞发一体化等诸多方面的关键技术,并阐述了涡轮基组合循环发动机潜在的技术优势和可能的应用方向。结合未来军民用领域对高速飞行器的需求,分析了中国开展涡轮基组合循环发动机技术研究的必要性。

火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究进展

对火箭基组合循环(RBCC)的基本概念和基本工作原理进行了介绍,就世界各国尤其是美国对此项技术的研究现状进行了比较详细的综述,并指出了该种新型推进系统的关键技术,阐述了加快我国新型推进系统研究的必要性。

左、右旋组合循环推进过程中的相关关系研究

我们借鉴烟草废弃物无害化利用的技术、引进"YWL--80型电磁高温发酵设备",从事生活垃圾无害化处理工程,因该设备消毒杀菌性能凸显,收到了预期效果。但由于发酵物料比重的悬殊,产量不尽人意,有待研究涉及该设备提高产能的相关性能。

预冷却吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机发展简介

分析了吸气式涡轮冲压膨胀循环(ATREX)发动机模型和工作原理,介绍了其主要部件的研究和发展情况,与常规发动机相比说明了其发展的优势,总结归纳了这种发动机技术特点和发展的关键技术。研究认为ATREX发动机采用液态氢预冷却方式,大大扩展了常规涡轮发动机的工作范围,可满足高速飞行器或两级入轨航空航天飞机第一级动力装置的要求。

火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究

临近空间高超声速飞行器近年来获得了广泛关注,本文提出一种以基于火箭发动机和双燃烧室冲压发动机的多模态火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机作为飞行器的动力系统,并进行了性能分析研究。该飞行器在海拔10 km左右高度以0.8马赫的速度投放,在重力和发动机推力的联合作用下,能够在海拔5~8 km处加速到2马赫;然后加速爬升进入临近空间,发动机工作在引射亚燃或者双燃烧室亚燃模态下。可以根据实际选择高推重比、较低推进剂比冲效率的引射亚燃模态,或是较低推重比、高推进剂比冲效率的双燃烧室亚燃模态。最终飞行器加速到6马赫(26 km),进入双燃室超燃模态。针对空中发射模式和地面发射模式进行了轨道优化,仿真结果表明:在加速爬升到6马赫(26 km)的过程中,空中发射模式相比较地面发射模式可以节省37%的推进剂;空中发射模式存在一个负的最优初始飞行角度使得剩余质量与初始质量的比值达到最大。

吸气式旋转爆震组合循环发动机性能

提出一种基于旋转爆震的涡轮基组合循环发动机系统方案,整体采用并联式布局,可根据飞行器的工作条件在3种模式之间转换,从而满足全速域、跨空间高超声速飞行器的动力需求。针对涡轮单元和冲压单元的性能特征,提出一种等推力等流量模态转换策略,进一步揭示了模态转换规律及过渡模态总体性能特征。结果表明:旋转爆震技术的应用能够显著改善燃气涡轮发动机的高速性能以及冲压发动机的低速性能;模式转换起始马赫数越高,过渡模式比推力越小,比冲越高。

“组合拳”带出“新节奏”——绥芬河市稳步推进复工复产工作掠影

3月末,激增的境外输入病例使承载中俄两国经贸往来重要使命的绥芬河面临疫情防控和经济发展的双重压力。原本逐渐恢复正常状态的绥芬河再次按下"暂停键",扛着巨大压力,抗击从境外输入的新冠肺炎疫情。而经济社会是一个动态循环系统,不能长时间停摆,如何统筹、协调好疫情防控和复工复产,是绥芬河市各部门面临的重大挑战和考验:产业链、资金链怎么维护畅通,安全防控如何保障……

两级入轨RBCC等动压助推弹道设计与推进剂流量分析

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。

美国航空航天平台与推进系统的未来发展及启示

介绍了美国20世纪50年代以来的航空航天预研计划详细内容及实施情况,分析了美国航空航天发展战略并归纳总结了支撑该战略的航空飞行平台、临近太空飞行平台、进入太空飞行平台和太空飞行平台的发展和特点,综述了可用于4大飞行平台的推进系统,如自适应发动机、高速涡轮发动机、超燃冲压发动机和组合循环发动机技术的研制现状和未来发展,获得了中国航空航天技术的发展应该实施国家战略、夯实技术基础和适时调整目标等启示。

组合循环推进系统——航空喷气公司关于高超声速飞行器的新方案

提出了组合循环推进系统的技术需求,介绍了组合循环发动机结构,阐述了这类推进系统必须解决的问题,以及航空喷气公司的几种可能的解决方案。

美国涡轮基组合循环推进装置最新研究进展

美国在推进高超声速项目研究过程中，NASA下属的格林研究中心针对涡轮基组合循环推进装置进行了一系列的模拟计算和风洞试验，取得了丰硕的研究成果。

以资本市场新“国九条”为契机,加速推进个人养老金制度发展

2024年4月,新“国九条”推出,为资本市场注入强心剂,同年3月全国两会期间,《政府工作报告》明确,我国个人养老金制度将在全国铺开。这两个相互独立的政策形成了完美金融政策“组合拳”。因为,个人养老金投资离不开资本市场健康发展,同时新“国九条”发布能为资本市场长期稳健发展注入“耐心资本”,两者形成正向循环。

组合循环推进系统燃料消耗模型及优化分析

根据飞行任务要求,准确计算出飞行器所需的燃料消耗是推进系统设计的前提。该文针对火箭基组合循环动力(RBCC)推进方式,并以"地面起飞—巡航—滑翔着陆"的高超音速飞行器为研究对象,采用理论分析的方法建立了燃料消耗的计算模型,并提出一种以最小燃料消耗为目标的多参数优化方法。周期跳跃式巡航飞行器燃料消耗的研究结果表明:随着巡航初速度、爬升段航迹倾角、巡航轨迹角的增加,燃料消耗量增加;随着飞行动压的增加,燃料消耗量先减小后阶跃式增加。优化分析结果表明:对于起飞质量100t、2h全球到达的RBCC组合动力高超音速飞行器,在升阻比为4时巡航跳跃周期数为46,最小燃料消耗量约为32t。研究结果表明该燃料消耗分析方法合理、可行,为高超音速飞行器及组合循环动力推进系统的工程设计提供了依据。

美国高超声速巡航飞行器研发进展

本文介绍了美国为研制高超声速巡航飞行器而开展的"猎鹰"计划的最新进展,探讨了实现高超声速巡航所需演示验证的关键技术,阐述了基于涡轮喷气的组合循环推进技术的概念和试验研究情况。

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.

低速条件下引射火箭实验研究

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。