Study on Feasibility of Reusable Rocket Launching Technology by Use of Scramjet and Maglev Technologies

The scramjet and maglev engineering technology development and trends at home and abroad are firstly presented in this paper. A new launch mode of space transportation system is proposed based on scramjet and magnetic suspension technologies, and its key technologies required are given. This paper also makes analysis on using scramjet and magnetic suspension technologies to launch a reusable rocket, and the results show that a normal temperature conductor maglev launch system is feasible.

固体火箭超燃冲压发动机点火燃烧过程实验研究

为解决硼基贫氧燃料固体火箭超燃冲压发动机补燃室内硼颗粒超声速点火燃烧难题,设计制造了在超声速燃气射流掺混区域开设观察窗的点火燃烧过程试验样机,开展了含硼贫氧固体燃料的超声速点火试验。试验模拟了26 km,Ma5.9的飞行工况并通过高速摄像获得了点火燃烧过程的火焰形态。试验结果表明:掺混增强装置可以显著改善补燃室内存在的分层流动和一次燃气气固两相分离的现象,为硼颗粒提供良好的点火条件从而提升其附近硼颗粒的点火燃烧性能。通过合理设计掺混增强装置位置,将硼颗粒在一次燃气喷注口附近的高温点火区点燃比在补燃室中段点燃具有更高的燃烧效率,本文设计的燃烧组织结构在试验中实现了硼贫氧固体燃料0.812的燃烧效率。

固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型对燃烧特性影响研究

为进一步提升固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能,明晰燃烧室设计参数对发动机燃烧模态及性能的影响和作用规律,利用数值模拟分析了燃烧室最小几何喉道和凹腔前缘与燃料喷注口距离对燃烧室流动与气固两相燃气燃烧特性的影响。研究表明:燃烧室最小几何喉道通过影响燃烧室内的阻塞程度,进而改变燃烧室内的热力喉道位置;随着凹腔前缘与燃料喷注口距离的增大,其产生的低速区对气流的阻塞作用更强,进而延长颗粒相燃料在燃烧室中的滞留时间,提升燃烧效率;颗粒相燃料的燃烧效率是决定燃料总燃烧效率的主要因素,从而影响燃烧室性能提升和燃烧模态的改变。

固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究

对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6,25 km的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃,再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则,基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数,实现发动机燃烧模态的实时判别,并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明,改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化,亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明,发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响,且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳,总压恢复系数为0.44,总燃烧效率为0.79。其中,亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为0.78和0.65。

固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。

固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。

脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用

近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流,这是脉冲式风洞的成功应用成果;在60～80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验,测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力,比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明:在M=5、6试验条件下,煤油自发点火延滞时间约4ms,因而工作时间为60～80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。

带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室试验研究

以含硼贫氧固体推进剂为燃料,对带凹腔火焰稳定器的固体火箭超燃冲压发动机燃烧室构型首次开展了地面直连试验研究。试验模拟了23km,5.5Ma的飞行工况,通过测量压强、推力和流量等参数,得出了燃烧室性能。试验结果表明:一次富燃燃气在燃气发生器喉部沉积导致燃气流量持续提高,试验过程中当量比由0.44逐渐增加至0.54;本文所研究的凹腔稳焰结构提高了富燃燃气中气相可燃组分的燃烧效率,但对于凝相颗粒燃烧的促进效果不明显;试验工况下发动机总燃烧效率约48%,高空比冲约为423s,高于文献中所报道的中心支板喷射稳焰的固体火箭超燃冲压发动机试验比冲性能。

固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究

针对固体火箭超燃冲压发动机,设计了多级小角度扩张的超燃冲压发动机燃烧室结构,采用凹腔和扰流装置两种混合增强及火焰稳定方式,通过包含简化动力学的数值模拟方法,研究了不同构型燃烧室掺混燃烧性能。结果表明,燃烧室扩张角度对燃烧效率的提高有影响,但作用效果有限;凹腔结构虽然促进了燃烧反应的进行,有利于提高燃烧效率,同时也带来了较大的内部阻力;扰流装置较大的提高了一次燃气与来流空气间的掺混度,对于燃烧效率的提高意义明显。

圆形燃烧室支板火箭超燃冲压发动机数值模拟

为了提高大尺寸超燃冲压发动机的掺混燃烧和火焰稳定能力,提出了以中心主支板和支板火箭进行点火和火焰稳定的超燃冲压发动机基本结构,采用轴对称的圆形燃烧室以及小支板和凹腔等混合增强方式,通过包含多步简化动力学的数值模拟方法,研究了支板、凹腔结构与圆形燃烧室的不同匹配关系。结果表明,隔离段中心主支板能有效提高燃料与空气的掺混度,支板火箭的富燃高温羽流在不同状态下均能实现可靠点火;圆形燃烧室结合多组小支板和凹腔能进一步增强燃料混合和高效燃烧。利用支板火箭与轴对称圆形燃烧室相结合能在较短燃烧室内实现高效燃烧,为将来开展大尺寸超燃冲压发动机燃烧技术研究奠定基础。

RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究

针对进排气系统与燃烧室匹配工作的中心支板式火箭基组合动力循环(RBCC)发动机,通过数值模拟研究了RBCC发动机在低动压、高速高空域飞行条件下以超燃/火箭模式工作时的燃烧流场特征,并分析了支板火箭喷管出口流量的变化对燃烧流场的影响。结果表明:在超燃/火箭模式下,支板火箭工作能促进燃料与空气的掺混燃烧,实现发动机稳定工作,同时可提升发动机的推力性能;随着支板火箭流量的增加,发动机产生的总推力逐渐增大,总推力与火箭流量大小近似成正比;随着火箭流量的增加,燃烧室中的流动状态向以超声速流动占主导地位发展,进气道的抗反压能力得到提升。

固体火箭超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析

针对不同补燃室结构参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室掺混燃烧性能的影响进行研究,分析各级燃烧室的长度与扩张角度对补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。结果表明,提高燃烧效率与降低总压损失是相互矛盾的;燃烧效率随燃烧室长度的增加而增大,随燃烧室扩张角度的增加而减小;总压恢复系数随燃烧室长度的增加而减小,随燃烧室扩张角度的增加而增大;一级燃烧室的结构参数对燃烧效率与总压恢复系数的影响最大。当补燃室的总长与出口面积一定时,以发动机的总体性能参数作为补燃室构型的优化目标,对一、二级燃烧室长度与一、三级燃烧室扩张角度进行优化。

轴对称结构RBCC发动机超燃模态性能分析

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。

燃气喷射方式对固体火箭超燃冲压发动机性能的影响

利用数值模拟方法研究了不同喷孔参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响。采用基于密度的二阶迎风格式对补燃室掺混燃烧过程进行模拟,湍流模型和燃烧模型分别采用SST k-ω模型和涡团耗散模型。计算结果表明,喷孔数量、喷射角度θ以及喷孔分布半径r对补燃室的掺混燃烧性能均存在明显影响;其中,喷射角度θ对补燃室掺混燃烧性能的影响最大;存在最佳的喷孔数量使得燃烧效率最大;随着喷射角度θ与喷孔的分布半径r的增加,燃烧效率逐渐增加,但总压恢复系数逐渐减小。

燃料喷注位置对于RBCC超燃模态性能的影响

为实现二元结构火箭基组合循环(RBCC)发动机在超燃模态下较优的工作性能,开展了数值模拟研究。使用二阶TVD格式差分算法,结合十二步乙烯简化动力学模型,分析了RBCC超燃模态下的冷热态流场,评定燃料喷注位置对发动机性能的影响。数值模拟结果表明,支板火箭关闭情况下,乙烯燃料RBCC发动机可在流道内组织燃烧、建立室压;将燃料在支板与凹腔中间靠上游位置喷注,可获得较好的发动机总体性能,此时发动机内推力增益可达9%以上;支板火箭底部的高温低速回流区有助于维持燃料高效燃烧释热。

轴对称结构RBCC燃烧室超燃模态燃烧性能研究

针对以支板火箭作为点火和火焰稳定源,燃料支板喷射燃料的轴对称结构RBCC燃烧室,采用数值模拟和直连试验的方法研究了不同燃烧室构型下燃料喷射方案的变化对超燃模态燃烧性能的影响。结果表明:在燃料支板结合壁面喷射方式下,随着燃料支板喷射量的增加,燃烧室的性能逐渐提升;燃料支板结合中心支板喷射方式下的燃烧性能要优于燃料支板结合壁面喷射的性能;凹腔的加入能在一定程度上促进燃料的燃烧,提升燃烧性能,其内推力是燃料支板结合后向台阶作用下的1.1倍;燃料支板高度的增加可增强燃料与空气的燃烧组织效果,燃烧室产生的推力能完全抵消支板高度增加带来的阻力损失。

火箭／冲压组合推进巡航飞行器有效载荷质量分析

针对火箭/冲压组合推进的临近空间巡航飞行器,采用"自上而下"的质量分析方法,对飞行器质量进行了合理分解,建立了飞行器有效载荷质量分析模型。以起飞质量3 000 kg、航程1 500 km作为总体设计要求,分别针对挤压式/泵压式供应方案、液氢/JP-10燃料、飞行器推重比以及航程等因素对有效载荷质量的影响作用进行了研究,并建立了有效载荷质量和推进系统质量对飞行器航程的响应面模型。研究结果表明,采用挤压式方案供应JP-10燃料时,飞行器可携带313 kg有效载荷;无论采用何种方案供应液氢燃料,飞行器的有效载荷均为0;以JP-10为燃料,不携带有效载荷的极限航程为2 270 km;为了保证较低的推进剂质量消耗,飞行器爬升段推重比应当不低于1.2。

固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素研究

为了获得以飞行马赫数5.5巡航工作的固体火箭超燃冲压发动机燃烧性能影响因素,开展了地面直连试验和数值模拟研究。利用数值手段研究了固体燃气喷注方式、扰流装置的形式以及燃烧室扩张比等因素对燃烧室性能的影响规律,获得了高燃烧效率(≥90%)的壁面垂直喷注式发动机燃烧室构型。研究表明:(1)壁面垂直喷注方式能增强富燃燃气与空气的掺混效果,颗粒相的燃烧效率较中心支板式双火箭燃烧室构型提高了25%。(2)对比不同级数的扰流装置对发动机性能影响,同时考虑扰流装置热防护问题和发动机结构复杂程度,双级扰流装置的扰流形式增强效果较优,颗粒相的燃烧效率较单级扰流装置的燃烧室构型方案提高了26%。(3)对比不同燃烧室扩张比对发动机性能影响,扩张比为1.6的燃烧室构型方案颗粒相的燃烧效率为95%。综上所述,通过优化得到了壁面垂直喷注方式、双级扰流装置以及燃烧室扩张比为1.6的高燃烧效率的发动机燃烧室构型。

固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究

为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。

RBCC的可实现性方案-DRBCC分析

提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dual rocket-based combined cycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。