火箭基组合循环发动机引射过程准一维分析方法研究

为提高引射分析模型精度,从引射过程的物理机制出发,以速度差异导致的质量交换作为一、二次流掺混过程的控制因素,以一次流动量覆盖整个法向截面时的参数剖面计算引射效果,建立了引射过程分析方法,并采用数值模拟和试验结果对方法进行了验证。结果表明:一、二次流掺混过程的计算模型能反映法向截面上参数的变化趋势;当一次流处于过膨胀状态和轻度欠膨胀状态时,本方法计算的引射系数偏差在4.56%以内;当一次流处于严重欠膨胀状态时,在利用特征线法对截面静压进行校正以后,偏差在6%以内;以上精度均优于传统的Fabri模型。本方法还能准确地获得引射系统的临界背压,因此更适用于RBCC发动机这种有背压的应用场景。

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。

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

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。

流量连续可调火箭发动机极度富燃燃烧特性

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。

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场,详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响,发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量,从而也主要确定了发动机的性能,其中构型因素主要决定了掺混的质量,从而决定了低速模态的性能。

火箭-冲压组合发动机模型的地面静态试验

介绍了一种火箭基组合循环发动机的地面静态试验,其中,探讨了试验发动机模型尺寸的设计,并简要分析了试验结果。

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。

基于DMSJ发动机流道的RBCC发动机设计

首先完成了一种典型DMSJ发动机流道型面和燃烧组织设计,该发动机在M_∞=4.0和6.0时的比冲分别为1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ发动机流道为基础,在隔离段一侧布置火箭发动机,形成RBCC发动机流道。数值模拟研究表明,低马赫数时,火箭台阶及下游流道型面变化对发动机性能影响有限;保持DMSJ发动机燃料喷注方案不变,RBCC发动机在M_∞=4.0时,冲压模态比冲可达到1 052.8 s。高马赫数时,由于燃烧组织位置靠前,必须对DMSJ发动机原有的燃料喷注方案进行调整,才能确保RBCC发动机达到与前者相当的比冲水平,经过调整本文RBCC发动机M_∞=6.0时冲压比冲达到了887.8 s。因此,基于目前较成熟的DMSJ发动机进行高马赫数RBCC发动机设计,是一条快速可行的技术途径。

RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究

基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真。对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力。结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5%;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N。

火箭基组合循环发动机热结构技术研究进展

宽速域、大空域、高比冲的火箭基组合循环发动机作为实现未来水平起降可重复使用天地往返运输系统、临近空间高速飞行平台等新型空天飞行器的主要动力系统之一,近年在宽域燃烧组织、模态过渡控制、高效热防护等关键技术方面取得了诸多进展,但在发动机热结构技术方面,由于新型空天飞行器要求动力系统工作速域更宽、结构系数更低,而发动机热结构设计面临宽域飞发任务耦合特性强、时空非均匀力热环境复杂、薄壁结构轻量化难度大、多次重复使用等难题,因此,必须一方面通过飞发总体参数匹配研究确定合理的发动机热结构指标约束,另一方面多角度提升发动机热结构设计水平和指标能力边界。首先,将国外以典型火箭基组合循环发动机为动力的空天飞行器作为对象,分析了入轨方式对动力系统热结构指标需求的影响规律,并梳理了GTX、Strutjet两款典型发动机的热防护与热结构方案,进而通过发动机燃烧组织与热环境分布特征分析,介绍了主被动结构热防护、高温结构可变可调、结构重复使用与健康管理三类关键技术的研究进展。

使固体推进剂火箭发动机的壳体绝热的方法

本方法可以制造EPDM火箭发动机绝热体，其中碳纤维分散和固定在EPDM聚合物基质中，但是不会过分地断裂或破碎，即破裂成小的碎片，当遇到为了均匀地或其它方式地分布或分散碳纤维于EPDM聚合物基质中所需要的剪切程度时。该方法基本上无溶剂，和经过分布／减少剪切的混合方未能将脆性碳纤维没有过度损害地分布到橡胶基质中来进行。根据一个实施方案，至少大约50％的被引入混合装置中的弹性体组合物是具有足够低分子量和高二烯烃含量的液体EPDM三元共聚物，以使碳纤维分散在EPDM中但没有纤维的显著破碎。

RBCC发动机初步设计CAD系统研究

研究了一种用于火箭基组合循环发动机(RBCC)初步设计与方案分析的CAD系统。分析并解决了发动机几何特征参数提取、性能分析模型、设计计算集成、三维图形造型与显示等关键技术。基于AC IS几何造型内核软件,搭建了火箭基组合循环发动机初步设计的CAD平台,并利用该平台进行了算例分析。结果表明,该CAD平台能有效地进行火箭基组合循环发动机的设计与分析,实现了设计、计算一体化,为此类发动机实验器的设计提供了技术支持。

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。

火箭基组合循环发动机总体布局研究进展（英文）

本综述从总体布局层面综述火箭基组合循环(RBCC)发动机在各个国家的发展现状,旨在展现该型发动机在单级入轨任务中的发展前景,为设计组合循环发动机以及进行空天往返任务规划提供参考。本文将RBCC按照构型特点进行归类并举例介绍,概述了发动机-机身一体化设计情况,并简要介绍了RBCC动力飞行器的任务规划和多目标优化方法。当前,尽管RBCC的研究面临着很多艰难的挑战,但是RBCC具有单级入轨的潜力,能够降低空天往返的成本。对RBCC发动机系统中各个子系统的研究也有利于促进其他相关学科的发展。

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%。

支板火箭构型对引射进气与主次流相互作用特性影响实验研究

一次火箭射流与二次空气流之间的主次流相互作用是火箭基组合循环(RBCC)发动机引射模态工作过程的主导机制,对引射模态性能具有关键性影响。基于典型支板火箭RBCC发动机特征流道模型,进行了三种不同支板火箭构型的宽工况冷喷流引射试验,获得了引射进气特性、主次流相互作用特性与规律。研究结果表明:随着一次流流量、总压比增加,二次流引射进气马赫数逐渐增大,流量逐渐增加至某一最大值,而引射比持续单调减小;无量纲分析显示,单矩形喷管的支板火箭构型相对于双圆形喷管构型具有更强的引射能力,在相同一次流流量与喷管喉道面积时能提高10%~40%的流量通量比,且支板尾缘带波瓣凹槽结构有利于提升引射能力。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,反映出内流加速降压、引射进气流量增加的过程,同时下游的引射增压比呈增大趋势,以更大的总压损失为代价;相同一次流流量时,单矩形喷管构型相对于双圆形喷管引起的内流道压力更低、马赫数更高,实现基本相当的引射比时总压恢复系数相对更高。随着主次流总压比的增加,主次流的速度比和对流马赫数呈现减小的趋势,而压比和密度比则有所增加;双圆形喷管构型时速度比和对流马赫数明显高于单矩形喷管构型,而压比和密度比则相对更低;这些参数梯度变化在初始状态层面上决定了主次流相互作用的过程及其宏观特性。

组合循环发动机技术研究进展

“廉价、机动、快速、可靠”的天地往返运输系统是未来航天技术发展的必然趋势,对具备宽速域、大空域、高比冲、大推重比的动力系统提出了强烈需求。组合循环动力通过将不同动力模式高效组合,充分发挥各型动力在其工作范围内的性能优势,在全任务剖面内获得突出的综合性能,是未来先进航天运输系统的理想动力装置。本文针对最具发展前景的组合动力,尤其是火箭冲压组合动力,综述了其研究进展,分析了技术发展特点和取得的突破,提出了未来火箭冲压组合发动机的主要发展方向和组合动力技术发展建议。

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现"热力壅塞",从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.

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。

火箭基组合循环动力研究进展

重复使用是运载器发展的必然途径,火箭基组合循环发动机是可重复运载器动力的重要方向。介绍了国内外典型RBCC发动机方案和关键技术研究现状,分析了RBCC发动机的主要技术特点及应用前景。可以弥补火箭或冲压单一类型发动机功能或者性能的不足,具有火箭大推重比、冲压高比冲的特点,是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特征。结合当前技术水平,灵活运用组合发动机的特点,形成不同的发动机方案,适用不同运载任务要求,是RBCC动力系统研究的重要思路。中国应加快RBCC发动机应用论证和关键技术攻关,形成技术方案,为可重复使用运载器长远发展做出贡献。