火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探 被引量：3

1

作者 张蒙正 路媛媛 +1 位作者 杜泉 杨建文 《火箭推进》 CAS 2016年第3期1-5,共5页

推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要。对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系... 推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要。对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力。结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符。 展开更多

关键词 火箭冲压组合动力系统 推阻特性研究 仿真试验

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火箭冲压组合动力系统研发再思考 被引量：10

2

作者 张蒙正 路媛媛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期2219-2226,共8页

简要介绍了火箭冲压组合发动机研究的现状和面临的问题,分析了火箭冲压组合发动机的应用方向和发展途径。认为火箭冲压组合发动机的研发,应针对不同的应用,产生针对性的方案;针对不同方案,注重相关关键技术集成;从飞行器总体性能角度一... 简要介绍了火箭冲压组合发动机研究的现状和面临的问题,分析了火箭冲压组合发动机的应用方向和发展途径。认为火箭冲压组合发动机的研发,应针对不同的应用,产生针对性的方案;针对不同方案,注重相关关键技术集成;从飞行器总体性能角度一体化设计,平衡部件参数与性能;改进组合发动机用火箭发动机和冲压发动机的设计理念;加强仿真技术研究,优化试验系统建设,研究新型试验技术。 展开更多

关键词 火箭冲压组合发动机 应用 发展

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基于组合赋权的火箭动力系统性能灰色关联评估 被引量：1

3

作者 韩晓明 吴振亚 《火力与指挥控制》 CSCD 北大核心 2015年第5期91-94,共4页

针对运载火箭动力系统的性能评估,采用灰色关联分析模型有效解决了数据缺乏问题,并且利用层次分析法与离差最大化法组合确定指标权重,避免了使用单一赋权方法导致的主观性或者客观性不足的缺陷。最后,通过对国内外5种类型运载火箭的动... 针对运载火箭动力系统的性能评估,采用灰色关联分析模型有效解决了数据缺乏问题,并且利用层次分析法与离差最大化法组合确定指标权重,避免了使用单一赋权方法导致的主观性或者客观性不足的缺陷。最后,通过对国内外5种类型运载火箭的动力系统性能进行评估排序,对比数据结果表明,采用该方法能够对运载火箭动力系统性能进行合理的评估与排序,具有一定的应用价值。 展开更多

关键词 火箭动力系统 性能评估 灰色关联 组合赋权

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基于卷积神经网络的火箭冲压组合发动机燃烧流场重构 被引量：1

4

作者 高屹 刘冰 +3 位作者 张至斌 朱韶华 朱梦豪 秦飞 《燃烧科学与技术》 北大核心 2025年第1期35-45,共11页

本文提出一种基于卷积神经网络架构的燃烧流场重构模型,旨在从低分辨率温度场中重构得到具有复杂流场特征的火箭冲压组合发动机二维温度场.通过大涡模拟方法获得了4种不同构型燃烧室的湍流燃烧流场数据集,使用其中3组构型作为训练集,并... 本文提出一种基于卷积神经网络架构的燃烧流场重构模型,旨在从低分辨率温度场中重构得到具有复杂流场特征的火箭冲压组合发动机二维温度场.通过大涡模拟方法获得了4种不同构型燃烧室的湍流燃烧流场数据集,使用其中3组构型作为训练集,并对另一个构型燃烧室温度场的重构结果进行分析,以对重构神经网络模型进行验证.研究结果表明,该温度场重构模型可以有效从低分辨率温度场中重构得到二维高分辨率温度分布,在中心火箭后缘主要燃烧区域的温度场重构平均误差小于5%,重构精度高于双三次插值算法.本研究数据集和模型可为后续实现组合发动机燃烧状态的智能感知和调控提供支撑. 展开更多

关键词 火箭冲压组合发动机 卷积神经网络 流场重构 湍流燃烧

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火箭冲压组合循环推进系统掺混参数研究 被引量：5

5

作者 张建东 王占学 +1 位作者 张蒙正 蔡元虎 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第2期222-225,共4页

火箭冲压组合循环(RBCC)推进系统工作过程中,来自冲压管道的空气和火箭发动机的排气流进行混合,混合气体通过一个扩压器,在扩压器中与燃料混合并燃烧。本文基于CFD技术,研究了基准掺混段内的掺混过程,N-S方程的计算结果显示,在掺混段出... 火箭冲压组合循环(RBCC)推进系统工作过程中,来自冲压管道的空气和火箭发动机的排气流进行混合,混合气体通过一个扩压器,在扩压器中与燃料混合并燃烧。本文基于CFD技术,研究了基准掺混段内的掺混过程,N-S方程的计算结果显示,在掺混段出口,截面气流并不均匀,这将会影响整个RBCC推进系统的性能。在此基础上,本文还研究了掺混段长度和掺混段出口静压对掺混性能的影响。 展开更多

关键词 火箭冲压组合循环 掺混 计算流体力学

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火箭冲压组合动力研究进展 被引量：19

6

作者 王亚军 何国强 +2 位作者 秦飞 魏祥庚 张铎 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期1125-1133,共9页

对国内外火箭冲压组合动力(RBCC)研究现状与发展路线进行了总结,阐述了各国主要研究计划和取得的重要成果。系统地总结了西北工业大学航天学院在火箭冲压组合动力的研究进展和研究成果,经过近二十年的发展,完成了从发动机理论分析与原... 对国内外火箭冲压组合动力(RBCC)研究现状与发展路线进行了总结,阐述了各国主要研究计划和取得的重要成果。系统地总结了西北工业大学航天学院在火箭冲压组合动力的研究进展和研究成果,经过近二十年的发展,完成了从发动机理论分析与原理验证、部件设计与试验到小尺度发动机地面集成验证,初步突破和掌握了宽域全流道设计、宽来流高效燃烧与火焰稳定以及模态过渡等多项关键技术,具备了开展飞行演示验证的基础。 展开更多

关键词 火箭冲压组合动力 研究进展 关键技术

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火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究 被引量：16

7

作者 何国强 秦飞 +3 位作者 魏祥庚 曹东刚 黄志伟 刘冰 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第1期1-14,27,共15页

火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点。火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强... 火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点。火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点。围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题。通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理。从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考。 展开更多

关键词 火箭冲压组合发动机 高超声速飞行器 超声速燃烧 燃烧动态特性 火焰稳定 化学动力学

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火箭/冲压组合发动机工作特性分析 被引量：2

8

作者 张玫 张蒙正 付秀文 《火箭推进》 CAS 2010年第1期33-37,42,共6页

为分析火箭/冲压组合发动机在不同工作模态下的工作特性,对其在没有二次补燃情况下的内流场进行了数值模拟和分析,结果表明:(1)在火箭引射模态,火箭发动机应尽可能工作在其设计状态;(2)为有利于掺混燃烧,在较低的高度、较高的速度下由... 为分析火箭/冲压组合发动机在不同工作模态下的工作特性,对其在没有二次补燃情况下的内流场进行了数值模拟和分析,结果表明:(1)在火箭引射模态,火箭发动机应尽可能工作在其设计状态;(2)为有利于掺混燃烧,在较低的高度、较高的速度下由引射模态转换到亚燃冲压模态可能比较好;(3)在亚燃冲压模态,火箭发动机以某种低工况工作对冲压发动机的点火和火焰稳定是极为有利的;(4)在纯火箭模态,进气道关闭与否对组合发动机的整体性能几乎没有影响;为了获得较高的性能,二次喷管应采用扩张通道。 展开更多

关键词 火箭/冲压组合发动机 工作特性 数值模拟

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火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论初探 被引量：1

9

作者 杜泉 付秀文 《火箭推进》 CAS 2018年第2期18-22,共5页

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:... 为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。 展开更多

关键词 火箭冲压组合发动机 缩尺关系 碳氢燃料 发动机尺度

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火箭／冲压组合推进巡航飞行器有效载荷质量分析

10

作者 吕翔 何国强 +1 位作者 刘佩进 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期442-447,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 火箭/冲压组合推进 高超声速飞行器 临近空间 有效载荷

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火箭冲压组合发动机的最佳转级马赫数 被引量：2

11

作者 王友银 唐井峰 +2 位作者 常军涛 高进 鲍文 《火箭推进》 CAS 2021年第6期46-54,共9页

随着组合发动机在可重复使用的高超声速飞行器中广泛应用,组合发动机转级马赫数的选择对于飞行系统的整体性能至关重要。使用飞行仿真模型计算采用火箭冲压组合动力系统的飞行器的飞行过程,研究了不同的加速方案对应的0~6 Ma加速过程特... 随着组合发动机在可重复使用的高超声速飞行器中广泛应用,组合发动机转级马赫数的选择对于飞行系统的整体性能至关重要。使用飞行仿真模型计算采用火箭冲压组合动力系统的飞行器的飞行过程,研究了不同的加速方案对应的0~6 Ma加速过程特性以及影响巡航时间的因素。分析表明转级马赫数越低冲压发动机消耗的燃油量越高,但转级马赫数较高时,火箭发动机的耗油率增加,因此火箭组合发动机存在最佳的转级马赫数。通过对最佳转级马赫数的影响因素进行分析,发现最佳转级马赫数受火箭发动机的比冲影响较大,在宽速域推进系统中使用具有高比冲和推力的火箭将增加高超音速飞行器的巡航时间。 展开更多

关键词 火箭冲压组合发动机 超燃冲压发动机 转级马赫数 燃油消耗量 发动机性能

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两次进气对固体火箭冲压组合发动机燃烧和烧蚀环境的影响 被引量：3

12

作者 温怡豪 王金金 +1 位作者 查柏林 徐志高 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第4期804-813,共10页

为给固体火箭冲压组合发动机补燃室的进气道设计提供参考,研究了空气两次进气对补燃室燃烧效率和内壁烧蚀环境的影响。采用标准k-ε(k为湍流动能,ε为耗散率)模型、涡耗散模型和King硼颗粒点火模型,分别对空气一次进气和两次进气两种补... 为给固体火箭冲压组合发动机补燃室的进气道设计提供参考,研究了空气两次进气对补燃室燃烧效率和内壁烧蚀环境的影响。采用标准k-ε(k为湍流动能,ε为耗散率)模型、涡耗散模型和King硼颗粒点火模型,分别对空气一次进气和两次进气两种补燃室的多相流燃烧进行数值模拟,并进行对比分析。研究结果表明:两次进气可包覆混合燃气,并将其向内挤压,压缩高温区域,改变氧气分布,从而减小高温内壁面积,降低低温壁面温度,减少贴近壁面的凝聚相颗粒数量,从而减弱对壁面的热烧蚀、氧化和凝聚相颗粒侵蚀作用,同时,因造成的动能损失更大,减小了贴近内壁的气流速度,可减弱气流冲刷作用,二者共同作用,较大程度改善补燃室内壁的烧蚀环境;两次进气对补燃室的燃烧效率影响不大,一次进气和两次进气补燃室的总燃烧效率分别为80.68%和80.18%;综合燃烧效率和内壁烧蚀环境两方面,表明两次进气形式优于一次进气形式。 展开更多

关键词 固体火箭冲压组合发动机 补燃室 两次进气 燃烧效率 内壁烧蚀环境

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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 被引量：6

13

作者 黄生洪 何国强 何洪庆 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期160-165,共6页

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.... 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。 展开更多

关键词 火箭基组合动力循环 冲压火箭发动机 引射式冲压发动机 燃烧 数值仿真

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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 被引量：6

14

作者 黄生洪 何洪庆 何国强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期259-264,共6页

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、... 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。 展开更多

关键词 火箭基组合动力循环 引射式冲压发动机 引射流场

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组合循环动力技术在天地往返领域的发展与应用 被引量：13

15

作者 彭小波 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2013年第1期78-82,共5页

随着现代航天、航空技术的发展,传统的化学火箭发动机的比冲已经接近理论极限,为了追求更大比冲而发展的组合循环动力技术可以最大限度发挥不同动力方式的优点,提高动力推进系统性能。通过分析组合循环动力的技术特点及发展现状,研究天... 随着现代航天、航空技术的发展,传统的化学火箭发动机的比冲已经接近理论极限,为了追求更大比冲而发展的组合循环动力技术可以最大限度发挥不同动力方式的优点,提高动力推进系统性能。通过分析组合循环动力的技术特点及发展现状,研究天地往返领域动力推进系统的发展趋势,并提出相关发展建议。 展开更多

关键词 组合循环动力 天地往返 火箭基组合循环 涡轮基组合循环 空气涡轮冲压

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多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究 被引量：6

16

作者 潘宏亮 林彬彬 +3 位作者 何国强 秦飞 魏祥庚 石磊 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期1108-1114,共7页

为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,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... 为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,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,研究了主火箭室压对RBCC亚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:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。 展开更多

关键词 火箭冲压组合动力循环 引射模态 主火箭 引射比

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低速条件下引射火箭实验研究 被引量：5

17

作者 刘佩进 何国强 +2 位作者 陈剑 黄生洪 王国辉 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第1期69-72,共4页

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计。实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机、自由射流气路系统、燃料喷注系统和压强推力数据采集系统。以固体火箭发动机作为燃气发生器 ,成功的进行了静态海平面零马... 开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计。实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机、自由射流气路系统、燃料喷注系统和压强推力数据采集系统。以固体火箭发动机作为燃气发生器 ,成功的进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验 ,获得了相关实验数据。同时 ,对相应的几何结构做了数值模拟 ,数值计算结果与实验结果基本吻合。 展开更多

关键词 火箭基组合循环推进 空间运输动力系统 引射 实验

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一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究 被引量：6

18

作者 谭慧俊 郭荣伟 +1 位作者 万大为 韩东 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期185-189,216,共6页

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案 ,并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验 ,得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律 ,并与原始模型、进气口... 提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案 ,并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验 ,得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律 ,并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型 ,并对其进行了数值模拟研究和吹风实验 。 展开更多

关键词 组合发动机 进气道 通气减阻 固体火箭冲压发动机

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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

19

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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RBCC用变工况气氧/煤油引射火箭发动机设计和试验研究 被引量：2

20

作者 魏祥庚 秦飞 +2 位作者 石磊 张保庆 何国强 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期558-564,共7页

引射火箭是火箭冲压组合发动机的核心部件之一,须具有变工况工作能力。针对RBCC发动机用引射火箭的技术要求,基于挤压式推进剂供应系统,设计了变工况工作气氧/煤油引射火箭系统,完成了4种工作状态下的点火试验验证。试验研究结果表明,... 引射火箭是火箭冲压组合发动机的核心部件之一,须具有变工况工作能力。针对RBCC发动机用引射火箭的技术要求,基于挤压式推进剂供应系统,设计了变工况工作气氧/煤油引射火箭系统,完成了4种工作状态下的点火试验验证。试验研究结果表明,设计的变工况工作引射火箭发动机稳定可靠工作,工作参数满足设计要求,可实现快速调节。为开展火箭冲压组合发动机试验及大调节比引射火箭技术研究奠定了基础。 展开更多

关键词 火箭冲压组合发动机 液体火箭发动机 引射火箭 流量调节 试验

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