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RBCC模态特征与热力循环分析样本全覆盖策略
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作者 万冰 白菡尘 陈军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期20-34,共15页
为了获得样本全覆盖的RBCC全模态热力循环分析策略,针对目前尚有争议的低速阶段,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在Ma=0~2的流场演化特性,基于对流场演化的认识,区分了火箭-冲压联合工作阶段的模态,提出了除纯火箭模态以外的RBCC... 为了获得样本全覆盖的RBCC全模态热力循环分析策略,针对目前尚有争议的低速阶段,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在Ma=0~2的流场演化特性,基于对流场演化的认识,区分了火箭-冲压联合工作阶段的模态,提出了除纯火箭模态以外的RBCC样本全覆盖的热力循环分析方法策略。研究结果表明,火箭-冲压联合工作阶段时,RBCC的工作模态包括引射模态、“火箭冲压协同”模态和“加力冲压”模态;在亚声速范围,只要正确赋值来流总温、总压,零速引射分析方法可以用于确定有速度条件的进气道入流流量和混合室出口条件;存在“扫掠激波”的超声速阶段与高亚声速阶段的流场特征相似,零速引射分析方法可用于存在“扫掠激波”的超声速阶段,输入条件取“扫掠激波”后的滞止参数;将零速引射分析方法和以燃烧区特征马赫数为表征的等效热力过程分析方法结合,可以实现RBCC除纯火箭模态以外的各模态样本全覆盖的热力循环分析。 展开更多
关键词 rbcc 低速段 模态 样本全覆盖 热力循环
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RBCC动力巡航飞行器爬升段弹道优化
2
作者 徐铮 谭建国 张冬冬 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第2期49-56,共8页
RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一。采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究。以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器... RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一。采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究。以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器气动特性和RBCC发动机性能的基础上,开展了爬升段弹道优化。结果表明:最优弹道包括平飞加速、等动压爬升、等速爬升等阶段;火箭发动机应当以“开-关-开”模式工作,且火箭发动机无需大范围调节;在适当的火箭发动机最大流量和动压约束下,该飞行器的动力段航程达到2430 km。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 巡航飞行器 爬升段 弹道优化
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RBCC高超声速飞行器上升段轨迹快速优化
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作者 闫循良 王舒眉 +1 位作者 王培臣 刘海礼 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第6期1064-1072,共9页
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... 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。 展开更多
关键词 rbcc 高超声速飞行器 上升段轨迹优化 序列凸优化 控制系统二阶滞后
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RBCC发动机火箭及火箭冲压模态热力循环分析
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作者 南向军 李斌 何国强 《火箭推进》 CAS 2023年第5期39-45,共7页
为了研究RBCC发动机火箭模态及火箭冲压模态的工作特性,基于发动机地面自由射流试验结果,利用一维气动理论构建了发动机火箭及火箭冲压模态的性能分析模型,对发动机6 Ma来流条件的试验数据进行了处理,获得了发动机轴向的沿程气流参数,... 为了研究RBCC发动机火箭模态及火箭冲压模态的工作特性,基于发动机地面自由射流试验结果,利用一维气动理论构建了发动机火箭及火箭冲压模态的性能分析模型,对发动机6 Ma来流条件的试验数据进行了处理,获得了发动机轴向的沿程气流参数,分析了发动机的热力循环、工作效率、有效能分布以及部件和排气中的有效能分配比例。结果表明:一维计算得到的推力与试验结果误差在5%以内;火箭冲压模态下火箭燃气的引入可以有效提升发动机的热循环效率(约提升20%),火箭燃气的引入对有效能产生率和有效能的分配比例影响不大,火箭冲压和冲压模态的有效能产生率分别为0.45和0.48;火箭模态推力增益产生的主要原因是火箭燃气的能量添加至冲压流道中,形成了有效的热力循环,产生了机械能增量,最终表现出推力增益,约为29%。 展开更多
关键词 rbcc发动机 火箭模态 热力循环 有效能分析 一维分析
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Monte Carlo Simulation of a Combined-Cycle Power Plant Considering Ambient Temperature Fluctuations
5
作者 Amir Hossein Jafari Yeganeh Ali Behbahaninia Parastoo Ghadamabadi 《Journal of Power and Energy Engineering》 2022年第5期116-131,共16页
A combined-cycle power plant (CCPP) is broadly utilized in many countries to cover energy demand due to its higher efficiency than other conventional power plants. The performance of a CCPP is highly sensitive to ambi... A combined-cycle power plant (CCPP) is broadly utilized in many countries to cover energy demand due to its higher efficiency than other conventional power plants. The performance of a CCPP is highly sensitive to ambient air temperature (AAT) and the generated power varies widely during the year with temperature fluctuations. To have an accurate estimation of power generation, it is necessary to develop a model to predict the average monthly power of a CCPP considering ambient temperature changes. In the present work, the Monte Carlo (MC) method was used to obtain the average generated power of a CCPP. The case study was a combined-cycle power plant in Tehran, Iran. The region’s existing meteorological data shows significant fluctuations in the annual ambient temperature, which severely impact the performance of the mentioned plant, causing a stochastic behavior of the output power. To cope with this stochastic nature, the probability distribution of monthly outdoor temperature for 2020 was determined using the maximum likelihood estimation (MLE) method to specify the range of feasible inputs. Furthermore, the plant was accurately simulated in THERMOFLEX to capture the generated power at different temperatures. The MC method was used to couple the ambient temperature fluctuations to the output power of the plant, modeled by THERMOFLEX. Finally, the mean value of net power for each month and the average output power of the system were obtained. The results indicated that each unit of the system generates 436.3 MW in full load operation. The average deviation of the modeling results from the actual data provided by the power plant was an estimated 3.02%. Thus, it can be concluded that this method helps achieve an estimation of the monthly and annual power of a combined-cycle power plant, which are effective indexes in the economic analysis of the system. 展开更多
关键词 combined-cycle Power Plant Monte Carlo Method Ambient Air Temper-ature Maximum Likelihood Estimation Stochastic Behavior
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RBCC发动机不同构型隔离段流场仿真
6
作者 王壮 李钰航 +1 位作者 张蒙正 南向军 《火箭推进》 CAS 2023年第6期82-89,共8页
为探究椭圆微扩和异形变截面这两种结构隔离段对RBCC发动机推力性能的影响,以某构型RBCC发动机试验件为研究对象,对比了地面试验与数值模拟发动机下壁面中心线上的静压分布,验证了数值模拟结果的准确性。在来流马赫数为3、余气系数为1.... 为探究椭圆微扩和异形变截面这两种结构隔离段对RBCC发动机推力性能的影响,以某构型RBCC发动机试验件为研究对象,对比了地面试验与数值模拟发动机下壁面中心线上的静压分布,验证了数值模拟结果的准确性。在来流马赫数为3、余气系数为1.5的工况下,通过数值模拟对两种隔离段构型下RBCC发动机燃烧室内的流动燃烧过程及发动机的推力性能进行了对比分析。结果表明:异形变截面隔离段的抗反压性能明显低于椭圆微扩隔离段;当燃料释热较为集中,燃烧室内压升比相对较大时,异形变截面隔离段的下壁面处会产生较大的流动分离区,且一直向下游延伸,进入燃烧室,使得燃烧室入口的流场均匀性较差,从而降低发动机的推力性能。 展开更多
关键词 rbcc发动机 隔离段 煤油燃烧 数值模拟 发动机性能
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关于RBCC动力系统的思考 被引量:29
7
作者 张蒙正 李斌 +1 位作者 王君 吕奇伟 《火箭推进》 CAS 2013年第1期1-7,共7页
回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃... 回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。 展开更多
关键词 思考 rbcc 研发 应用
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RBCC动力系统工作模态问题 被引量:17
8
作者 张蒙正 张玫 +1 位作者 严俊峰 吕奇伟 《火箭推进》 CAS 2015年第2期1-6,共6页
具有多种工作模态是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特性。灵活运用不同模态和发动机构型,形成不同方案的RBCC动力系统,满足特定的飞行任务,是RBCC动力系统研发的重要思路。模态间的平稳过渡是确保飞行器经济、安全工作的基本条件... 具有多种工作模态是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特性。灵活运用不同模态和发动机构型,形成不同方案的RBCC动力系统,满足特定的飞行任务,是RBCC动力系统研发的重要思路。模态间的平稳过渡是确保飞行器经济、安全工作的基本条件。深入研究各模态特性、模态转换中的技术问题及解决途径是RBCC动力系统研发的重要技术基础,对指导和引领当前的关键技术攻关也有着重要作用。RBCC动力系统研发的宗旨在于发挥火箭发动机和冲压发动机的优势,弥补单一发动机功能或者性能的不足,突破点在于国家急需与当今技术成熟度的结合。 展开更多
关键词 rbcc 工作模态 模态转换 研发
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RBCC组合循环推进系统研究现状和进展 被引量:26
9
作者 刘洋 何国强 +2 位作者 刘佩进 李江 吕翔 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期288-293,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 可重复使用航天器 吸气式发动机 火箭基组合循环(rbcc)
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以RBCC为动力的巡航飞行器轨迹与质量分析 被引量:8
10
作者 王厚庆 何国强 +1 位作者 刘佩进 吕翔 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期774-777,共4页
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... 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。 展开更多
关键词 rbcc 轨迹分析 质量分析 情性质量系数
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RBCC引射/亚燃模态过渡点选择 被引量:7
11
作者 刘洋 何国强 +1 位作者 刘佩进 吕翔 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期500-505,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(rbcc) 引射模态 亚燃模态 模态过渡
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轴对称结构RBCC发动机超燃模态性能分析 被引量:3
12
作者 李鹏飞 何国强 +2 位作者 秦飞 刘佩进 潘科玮 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期728-733,共6页
为了改善RBCC发动机超燃模态的性能,设计了轴对称结构燃烧室结合小支板组进行燃料喷注的发动机构型。通过煤油的3步简化动力学模型,对不同燃料喷注方式下的发动机性能进行计算分析。结果表明,基于本设计的发动机,让支板火箭工作于小流... 为了改善RBCC发动机超燃模态的性能,设计了轴对称结构燃烧室结合小支板组进行燃料喷注的发动机构型。通过煤油的3步简化动力学模型,对不同燃料喷注方式下的发动机性能进行计算分析。结果表明,基于本设计的发动机,让支板火箭工作于小流量富燃状态,可实现超燃模态的可靠点火和稳定燃烧;采用一级支板结合二级壁喷的燃料喷注方式,可获得相对最优的性能;随着燃料当量比的增加,燃烧室压强和推力增加,但燃烧效率降低,比冲也随之下降;在低马赫数条件下,发动机可实现正常工作,但燃烧效率将有所下降。计算结果可为未来RBCC发动机的结构设计和燃烧组织提供参考数据。 展开更多
关键词 rbcc 超燃模态 支板火箭 喷注方式 数值模拟
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RBCC推进系统总体设计要求评估方法研究 被引量:6
13
作者 吕翔 何国强 +2 位作者 刘佩进 李江 刘洋 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期1583-1588,共6页
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... 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。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(rbcc) 总体设计 高超声速飞行器
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RBCC直扩燃烧室煤油喷雾燃烧火焰稳定与放热规律的数值模拟 被引量:8
14
作者 张漫 何国强 刘佩进 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期1570-1576,共7页
扩张构型燃烧室的燃烧流动细节与放热规律是RBCC发动机设计中的核心技术。采用湍流流动的分离涡(DES)计算方法,数值计算了RBCC燃烧室以凹腔作为火焰稳定器的液态煤油喷雾燃烧三维两相流动。针对逐级扩张的RBCC燃烧室构型,详细研究了不... 扩张构型燃烧室的燃烧流动细节与放热规律是RBCC发动机设计中的核心技术。采用湍流流动的分离涡(DES)计算方法,数值计算了RBCC燃烧室以凹腔作为火焰稳定器的液态煤油喷雾燃烧三维两相流动。针对逐级扩张的RBCC燃烧室构型,详细研究了不同来流状态下的喷雾燃烧流动特征以及液态煤油分级喷注的放热规律。研究表明,高来流总温条件下,凹腔火焰稳定器可起到驻留火焰的作用,在相对较低来流总温条件下,凹腔并非是实现火焰稳定的充分条件,必须采用其他方式补偿液态燃料蒸发吸热所损失的热量。考虑到扩张构型的几何通道承受的压力提升范围有限,燃料喷注位置不宜安置在燃烧室上游流场;为了实现最大的燃烧效率以及发动机推力,采用前后级辅助喷注的方式是目前可行的解决措施。 展开更多
关键词 火焰稳定 放热规律 rbcc 煤油喷雾燃烧 分离涡模拟
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火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析 被引量:6
15
作者 黄伟 罗世彬 王振国 《火箭推进》 CAS 2007年第5期6-10,共5页
介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数... 介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数和比冲)的影响,认为:1)燃料经过加热后,推力和推力增益都上升了69.97%,比冲增加了180.18%;2)随着二次燃烧过程中燃烧室温度的上升,发动机的推力、推力增益和比冲得到了很大的提高,火箭发动机的性能得到了很好的改善;3)随着RBCC发动机系统出口截面直径的增加,尾气对发动机的反推力、推力增益以及比冲急剧下降,不利于其性能的改善。 展开更多
关键词 rbcc 引射火箭模式 推力 推力增益 比冲
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RBCC发动机性能分析方法研究 被引量:11
16
作者 吕翔 刘佩进 何国强 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期120-123,共4页
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。... 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。 展开更多
关键词 火箭基组合循环(rbcc) 性能分析 高超音速飞行器
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RBCC混合燃烧模式下燃料喷注位置对燃烧性能影响研究 被引量:3
17
作者 万少文 何国强 +1 位作者 刘佩进 潘科玮 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期636-640,645,共6页
通过数值模拟发现,喷注位置前移有利于改善燃烧性能。为了更加细化探讨,在直连式实验台上进行了进一步的实验研究,研究了RBCC混合燃烧模式中燃料喷注位置对燃烧性能的影响。实验中,详细比较了相同实验条件、不同喷注位置条件下燃烧室压... 通过数值模拟发现,喷注位置前移有利于改善燃烧性能。为了更加细化探讨,在直连式实验台上进行了进一步的实验研究,研究了RBCC混合燃烧模式中燃料喷注位置对燃烧性能的影响。实验中,详细比较了相同实验条件、不同喷注位置条件下燃烧室压强及燃烧性能。实验发现,在燃烧室前端进行燃料喷注,有利于提高燃烧室压强,提高发动机比冲。可见,燃料提前喷注加强了燃料与火箭羽焰剪切层的掺混,且火箭羽焰对燃料的雾化蒸发效果更佳,使得燃料的燃烧性能得到更大提升,从而提高发动机性能。 展开更多
关键词 喷注位置 实验研究 燃烧 煤油 rbcc
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RBCC发动机引射模态进气道特性研究 被引量:3
18
作者 刘晓伟 石磊 +1 位作者 刘佩进 何国强 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期601-605,611,共6页
为了研究RBCC发动机引射模态的进气道特性,基于二元混压式进气道,建立了二维RBCC发动机流道构型。利用数值模拟获得不同来流马赫数和主火箭流量时发动机的流场结构和进气道性能。研究发现,不同来流马赫数时,发动机流动特征和进气道特性... 为了研究RBCC发动机引射模态的进气道特性,基于二元混压式进气道,建立了二维RBCC发动机流道构型。利用数值模拟获得不同来流马赫数和主火箭流量时发动机的流场结构和进气道性能。研究发现,不同来流马赫数时,发动机流动特征和进气道特性差异较大,可划分为几个典型区间。只有在低亚声速区间,火箭引射才可影响发动机的进气道性能。来流马赫数和进气道喉道面积是影响RBCC发动机引射模态进气道性能的主要因素,发动机设计时,应尽可能增大进气道的喉道面积。 展开更多
关键词 rbcc发动机 引射模态 进气道 数值模拟
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轴对称结构RBCC发动机超燃模态试验和数值模拟 被引量:3
19
作者 汤祥 何国强 +2 位作者 秦飞 刘佩进 潘科玮 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期166-170,共5页
为研究轴对称结构RBCC发动机超燃模态下的点火和燃烧性能,进行了地面直连试验。采用中心支板火箭与小支板组喷注相结合的方式作为点火和火焰稳定方式,并对燃料喷注方案进行了研究。试验与数值模拟结果表明,采用这种点火方式能实现轴对... 为研究轴对称结构RBCC发动机超燃模态下的点火和燃烧性能,进行了地面直连试验。采用中心支板火箭与小支板组喷注相结合的方式作为点火和火焰稳定方式,并对燃料喷注方案进行了研究。试验与数值模拟结果表明,采用这种点火方式能实现轴对称结构RBCC发动机的可靠点火和稳定燃烧。二次燃料采取多级喷注的方式能充分利用流道中的氧气,实现较充分的燃烧,但应控制燃料喷注比例。双支板组的加入,能促进燃料与中心空气流的充分掺混,提升燃烧效率,获得较优的燃烧性能。 展开更多
关键词 轴对称rbcc 超燃模态 试验与数值模拟 小支板 喷注方案
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多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响 被引量:5
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作者 林彬彬 潘宏亮 +2 位作者 叶进颖 邹祥瑞 王超月 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期804-810,共7页
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... 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。 展开更多
关键词 火箭冲压组合动力循环(rbcc) 引射模态 主火箭 混合比 引射比
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