黄国庆[1]2010年在《火箭基组合循环发动机引射模态性能研究》文中认为引射模态是火箭基组合循环发动机的工作模式之一,用于发动机的起飞加速阶段。本文以约翰?霍普金斯大学应用物理实验室的双燃烧室超燃冲压发动机为基础,提出了双燃烧室加环形引射的RBCC总体方案,采用数值分析和试验两种方法对RBCC引射模态性能进行了研究。在数值分析方面,本文建立了一维数值分析模型:包括纯火箭模型,引射混合模型和补燃模型。分别对这叁个模型的出口参数以及系统推力进行了分析比较,来探索引射火箭燃烧室和补燃段中燃油规律的改变对引射模态性能的影响。本文研究中采用酒精与气氧燃烧。数值计算结果表明:(1)纯火箭状态时,酒精浓度对系统推力的影响不大;余氧系数为0.5~1.0时的富油燃烧比富氧燃烧能产生更大的推力;化学恰当比时喷管出口静温最高;喷管燃气速度为2~3马赫。(2)引射火箭燃气与被引射气体混合后,混合气体速度降为0.45马赫左右,静压上升,仍为负压,系统推力下降。(3)经过二次燃烧后,补燃段出口燃气的速度大幅增加,静压下降,由于等截面构型的限制,补燃段燃气无法突破音速,达到音速以后即形成热壅塞,出口速度、静压、静温都不再变化。在本文的计算模型中,二次燃烧后系统的推力和比冲与纯火箭相比,增幅可以达到108%和89.1%,可见引射模态通过二次补燃能够获得显着的推力增强。在实验研究方面,本文基于可测推力的直连式试验系统,研究了不同余氧系数、不同总流量、不同系统结构在海平面静止条件、富油燃烧状态下的引射模态发动机的性能。验证了本文第叁章的数值分析模型和计算程序,对比试验结果与数值计算结果表明:数值计算的总体误差在12%以内。通过本文的试验研究,可得出以下结论:(1)在富油状态下,酒精流量的增加对系统推力无明显影响,反而会导致系统比冲的下降。氧气流量的增加,对系统推力的增加有显着效果,对比冲的影响也是如此。(2)在本文研究的范围内,余氧系数的增大,会促进系统比冲的明显提高,对系统推力也有影响,但要结合酒精/气氧的总流量来考虑。(3)纯引射火箭加上引射筒以后,系统的推力明显下降,平均下降幅度约20%。(4)酒精浓度增大,系统比冲会显着提高。(5)燃烧室压力受总质量流量和余氧系数的影响;在富油燃烧的范围内,总质量流量和余氧系数较高时,燃烧室压力也会增大。(6)余氧系数过低时,火焰喷出后会产生明显的球形膨胀。火焰的颜色、形态与酒精浓度、燃烧室余氧系数密切相关。
刘佩进[2]2001年在《RBCC引射火箭模态性能与影响因素研究》文中提出火箭基组合循环(RBCC)推进系统是实现高超声速飞行的最有潜力的动力方案，具有广泛的军事和民用航天应用前景，因而备受瞩目。引射火箭模态作为RBCC推进方案低速阶段的起飞动力，对于实现RBCC结构一体化、减轻结构重量和系统复杂度具有重要的意义。本文针对RBCC引射火箭模态的工作特点，对支板式引射火箭的总体性能和主要影响因素开展了理论和实验研究。 在理论方面，建立了引射火箭模态的性能分析模型，该模型考虑了化学反应放热、加质和变几何截面的影响；编写了相应的软件，并结合放热位置、流动参数和发动机结构进行了引射火箭的概念设计。结果表明：在固定二次喷管出口面积和氧／燃比的条件下，二次流(引射空气流)流量的增加引起混合气体出口速度的下降和总流量的增加，二者综合作用使发动机推力增加，但增幅不大，表明在设计发动机结构和工作参数时，不必过分追求大的引射系数；两种结构的性能对比分析表明了增压比对引射火箭性能的提高具有重要意义；对引射火箭的热力循环分析同样表明，增压比对于提高发动机性能非常关键。 应用非结构网格技术对引射火箭的流动进行了叁维湍流数值模拟，分析了二次喷管对引射火箭总体性能、引射能力和混合状况的影响。结果表明：引射能力随着二次喷管出口面积的减小而减小；整体式引射燃烧室压强随着二次喷管出口面积的减小而上升，混合随之更为充分；存在一个最优的二次喷管出口面积，使发动机推力最大。 在实验方面，设计和组建了引射火箭实验系统，包括支板为特征结构形式的引射火箭实验发动机、自由射流式气路系统、燃料喷注系统和数据采集系统。利用固体火箭发动机做为燃气发生器，成功地进行了海平面静态自由引射实验。研究了一次流参数和二次喷管结构对引射效能和发动机推力的影响，找到了逐步提高推力的措施。结果表明：二次流流量随着一次流流量的增加而增加，由于二次流流量的增加速度低于一次流，引射系数减小；在纯扩张式结构实验中，引射燃烧室压强很低，难以实验推力增强；二次喷管改变了引射燃烧室的压强分布，降低了引射系数，改善了混合状况能；对于本文的实验结构，存在一个最优的二次喷管出口面积，使引射火箭推力最大，同数值模拟结果相吻合。表明在引射火箭设计时，应结合引射火箭的结构和流动参数对二次喷管出口面积进行优化设计，以达到最佳推力性能。 设计了旋流式雾化喷嘴，实现了煤油在引射火箭模态中的稳定燃烧，为进一步的燃烧组织研究奠定了基础。
崔朋[3]2015年在《SMC模式下火箭基组合循环引射/亚燃模态性能研究》文中指出SMC模式作为RBCC发动机燃烧组织经典模式之一,虽然燃烧效率较低,但是能够有效减小燃烧室长度和结构重量,因此研究SMC模式对提高RBCC性能具有重要意义。而作为一种基本研究方法,理论分析物理概念清晰,且物理规律简洁,因此采用准一维理论分析方法研究SMC模式可行。本文通过对引射/亚燃模态下的SMC模式进行准一维理论分析,建立适用于SMC模式的数学模型和物理模型,进行SMC模式下RBCC引射模态性能影响因素定性分析,并通过数值仿真方法对带喷管和不带喷管的理论分析结果进行验证,以期为SMC模式下的燃烧组织提供指导。本文首先建立适用于海平面静止状态下收缩构型RBCC发动机引射模态SMC模式的物理模型和数学模型,并依次开展不带燃烧的引射模型理论分析、SMC模式理论分析以及RBCC引射模态性能影响因素分析。在此过程中,本文给出了重要方程的详细推导过程,并且每一个部分都给出了计算结果,进而从计算结果的可靠性逐步分析了理论模型的可靠性。本文在海平面静止状态下SMC模式理论模型的基础上,对其进行较大改进,建立了适用于高空较高飞行马赫数下扩张构型RBCC引射/亚燃模态SMC模式的物理模型和数学模型,并针对两种不同壁面压力分布分别开展了考虑飞行工况、引射火箭、几何构型在内的性能影响因素分析。研究结果表明,本文得到的结论普遍适用于SMC模式,且壁面压力分布对RBCC性能变化趋势的影响并不是很大。最后本文使用数值仿真的方法开展了RBCC引射/亚燃模态性能研究,主要目的在于验证高空较高飞行马赫数下SMC模式理论模型的可靠性。分别按飞行工况、引射火箭、几何构型等不同影响因素进行验证,验证内容包括针对不带喷管工况燃烧室出口参数的验证以及针对带喷管工况RBCC推力以及喷管出口参数的验证。研究结果表明,理论计算与数值仿真结果有一定差异,但总体趋势一致,数值仿真在一定程度上验证了理论模型的可靠性。
李宇飞[4]2004年在《RBCC引射火箭模态性能研究》文中研究指明火箭基组合循环发动机(RBCC：Rocket Based Combined Cycle)是单级入轨最有潜力的动力方案之一，具有广泛的军事和民用航天应用前景，受到世界各国航天界的瞩目。引射火箭模态用于RBCC发动机起飞低速阶段，对于实现RBCC结构一体化、减轻结构重量和系统复杂度具有重要的意义。本文针对RBCC引射火箭的结构一体化和性能增强问题，对其进行了理论、数值计算以及实验研究。 在理论研究方面，本文对引射火箭二次加热及热力喉道进行了研究，推导并分析了一般的管流理论，阐述了加热管流与变截面等熵管流之间的异同。结果认为，对于后体为纯扩张构型的引射火箭，不论发动机通道内的马赫数是多少，都可以通过加热(改变加热位置)代替常规几何构型所起的作用。本文还从发动机受力角度以及热力循环角度，阐述了发动机各个部件对于发动机性能的影响，说明热力喉道可以取代几何喉道，以便使引射火箭构型适应超燃冲压发动机的构型。另外还得到热力喉道取代几何喉道后对发动机性能的影响，它可以提高发动机的推力，却要降低比冲。 在数值计算方面，本文采用了新的计算域，减小了由于边界条件造成的计算误差。通过数值计算研究了引射火箭堵塞比、来流马赫数、一次火箭燃烧室总压、一次火箭构型对引射火箭性能的影响。由数值计算获得的结论为：引射火箭内的一般流态为超音速区与亚音速区共存，亚音速区不具备做功能力；飞行马赫数增大，引射火箭内更易于产生壅塞；为了获得最佳的性能，随着飞行马赫数的提高，应当降低一次火箭的工作压强。 在实验研究方面，本文改进并利用现有的实验设施，进行了以酒精作为二次燃料的引射火箭二次燃烧实验。实验研究了二次燃料喷注位置、二次燃料喷注量、后体出口面积对引射火箭性能的影响，得到的结论为：通过燃烧组织，引射火箭模态可以和其他工作模态(亚燃／超燃)共用燃烧室而不需做大的几何变化；二次燃料在引射火箭通道截面上的分布对于引射火箭的稳定工作有重要意义。分析认为，将喷注孔开在顶板的中央或采用SPI燃烧组织方式，使燃料从主流散播出去可以使引射火箭工作更加平稳。 本文认为，引射火箭推力增强可以通过对超音速的主流进行加热来实现，引射火箭结构设计以及参数匹配可以根据这一条来进行；引射火箭二次加热应遵循先加热超音速燃气流，后加热亚音速二次流的原则。采用SPI燃烧组织方式，可以实现上述原则，改善推力特性。
王增辉[5]2006年在《RBCC地面实验及数据处理方法》文中进行了进一步梳理火箭基组合循环(RBCC)推进系统是实现高超声速飞行的最有潜力的动力方案,具有广泛的军事和民用航天应用前景,因而备受瞩目。对于发动机性能的研究,国内外大多采用直连式RBCC实验系统进行研究。本文就是针对这一有效的方法,进行了直连式RBCC发动机地面实验,对实验数据进行了处理。 本文的主要工作有: 研究了悬臂式软管的来流供应系统。对不同来流状态下的系统进行了原位标定,结果表明,采用悬臂式软管的来流供应方式,在管道充压条件下,工作传感器测得的推力与原位标定时施加的推力呈线性关系,与软管中的来流总压关系不大,这种来流设计有效地克服了来流对推力测量的干扰,为发动机性能的研究排除了一大障碍。 构建了直连式RBCC发动机推力的处理模型,并且编制了软件,利用构建的模型对大量的数据进行了分析,得出了满意的结果,也为以后的数据分析打下了基础。 研究了热力喉道的处理方法,这种方法利用后体中的理论总压和实验的静压数据计算后体中的流动参数。 进行了实验研究,对实验结果进行处理,计算了发动机燃烧室中的热力喉道和热力喉道的位置,后体中形成了热力喉道;对推力进行了计算,结果说明直连式实验发动机的推力增益明显。 对发动机推力结果进行了不确定度的分析,指出了对发动机推力不确定度影响较大的环节。 结果表明,上述的实验系统对发动机性能的研究是可行的,构建的模型是正确的,发动机中出现了热力喉道,推力和比冲增益都比较大。
陈健, 王振国[6]2007年在《火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究进展》文中认为对火箭基组合循环(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。
刘佩进, 何国强, 李宇飞[7]2004年在《RBCC引射火箭模态二次燃烧实验》文中认为为了提高RBCC引射火箭模态的推力性能,探索热力壅塞对引射模态推力的影响,开展了二次燃烧实验研究。引射火箭采用二元支板结构,燃气发生器采用多个喷管以加强混合,二次燃料喷嘴为小流量直流自击式喷嘴。通过实验,获得了燃料的质量流率、燃料喷射位置和物理喉道面积对推力的影响。结果表明:合适的燃料流量和喷射位置可以在静态条件下产生推力增强。
张倩, 王兵, 张耘隆, 张会强[8]2014年在《RBCC的可实现性方案-DRBCC分析》文中认为提出了液氧/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。
董泽宇, 李大鹏, 王振国[9]2018年在《基于分析法的RBCC引射模态能量利用规律》文中进行了进一步梳理为实现RBCC(火箭基组合循环)节约燃料的目的,基于分析法,研究了引射模态下发动机典型部件和系统能量利用与转化的规律。结果表明:引射火箭在RBCC发动机主体部件中损失最大,效率最低(48%~62%);发动机效率随来流马赫数的增加而不断增大,当来流马赫数小于2.5时,增长速度缓慢;当来流马赫数大于2.5时,增长速度加快;作为一种能量经济性指标,突破了以往基于热力学第一定律的发动机性能分析的局限性,通过单一参数将进气道、引射火箭和混合室等独立部件耦合起来,可全面评价组合循环发动机能量综合利用的性能,指导发动机设计和能量优化工作。
董泽宇, 李大鹏, 王振国, 杨瑞[10]2018年在《燃油分配对引射模态下RBCC发动机的性能影响》文中进行了进一步梳理针对RBCC燃油供应系统设计和能量综合利用的问题,采用分析法,研究了不同引射火箭/补燃室燃油分配比例对引射模态下各部件燃油消耗及发动机总体性能的影响。结果表明:补燃室内无二级燃油喷注时,发动机可获得最大推力、比冲和燃油利用率,但此时引射火箭内燃烧过程的不可逆性变大,损失增加,从能量优化利用的角度考虑,为降低发动机中不可逆过程造成的能量损失,建议RBCC在引射火箭燃油分配比例为0.6～0.8的条件下工作;随着引射火箭燃油分配比例的增加,发动机推进效率的增长趋势并不明显,从RBCC优化设计的角度考虑,可适当降低一级引射火箭燃油分配比例,缩小引射火箭结构尺寸,减小内流道气体流动阻力,避免引射壅塞现象的产生,有利于扩宽发动机飞行速域,提高RBCC工作模态综合性能。
参考文献：
[1]. 火箭基组合循环发动机引射模态性能研究[D]. 黄国庆. 国防科学技术大学. 2010
[2]. RBCC引射火箭模态性能与影响因素研究[D]. 刘佩进. 西北工业大学. 2001
[3]. SMC模式下火箭基组合循环引射/亚燃模态性能研究[D]. 崔朋. 国防科学技术大学. 2015
[4]. RBCC引射火箭模态性能研究[D]. 李宇飞. 西北工业大学. 2004
[5]. RBCC地面实验及数据处理方法[D]. 王增辉. 西北工业大学. 2006
[6]. 火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究进展[J]. 陈健, 王振国. 飞航导弹. 2007
[7]. RBCC引射火箭模态二次燃烧实验[J]. 刘佩进, 何国强, 李宇飞. 推进技术. 2004
[8]. RBCC的可实现性方案-DRBCC分析[J]. 张倩, 王兵, 张耘隆, 张会强. 火箭推进. 2014
[9]. 基于分析法的RBCC引射模态能量利用规律[J]. 董泽宇, 李大鹏, 王振国. 航空动力学报. 2018
[10]. 燃油分配对引射模态下RBCC发动机的性能影响[J]. 董泽宇, 李大鹏, 王振国, 杨瑞. 工程热物理学报. 2018
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