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。