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火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究现状 被引量:9
1
作者 王国辉 王小军 +3 位作者 杨勇 余梦伦 何国强 蔡体敏 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第3期1-3,6,共4页
对火箭基组合循环(RBCC)推进系统基本概念进行了介绍,并就此项技术在美国的研究现状做了比较详细的综述,指出了发展这种新型推进装置的关键技术,对国内在这方面的研究思路提出了建议。
关键词 可重复使用航天器 火箭组合循环推进系统 组合式发动机 现状
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利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能 被引量:3
2
作者 杨斌 黄斌 +2 位作者 刘佩进 杨荟楠 何国强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期840-848,共9页
针对宽范围工作的火箭基组合循环(RBCC)发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题,提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱(TDLAS)技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非接触... 针对宽范围工作的火箭基组合循环(RBCC)发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题,提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱(TDLAS)技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非接触式激光光谱测量方法,搭建用于RBCC地面试验性能分析的时分复用-扫描波长TDLAS系统。通过试验获得的(7444.352+7444.371)/7185.597cm-1谱线附近吸收光谱,从而得到燃气温度、H2O组分浓度和速度参数,并结合数值模拟方法确定的流场参数纵向分布,实现基于关键参数在线测量的发动机性能直接计算。该方法有助于评判燃烧组织和结构改变对发动机性能的影响。 展开更多
关键词 火箭组合循环 可调谐二极管激光器吸收光谱技术 性能估计 参数测量 地面试验
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火箭基组合循环燃烧组织研究现状 被引量:1
3
作者 崔朋 徐万武 +1 位作者 陈健 宋长青 《火箭推进》 CAS 2015年第4期1-7,共7页
随着航天推进对高效性和经济性需求的增加,人们越来越希望能够研制出高推重比和高比冲的发动机。火箭基组合循环(RBCC)发动机融合了火箭发动机和冲压式发动机的优势,成为未来航空航天领域发展的重要方向。精确而高效的燃烧组织作为其关... 随着航天推进对高效性和经济性需求的增加,人们越来越希望能够研制出高推重比和高比冲的发动机。火箭基组合循环(RBCC)发动机融合了火箭发动机和冲压式发动机的优势,成为未来航空航天领域发展的重要方向。精确而高效的燃烧组织作为其关键技术之一,对RBCC宽速域内可靠运行具有重要意义。详细综述了RBCC燃烧组织的研究现状和进展,主要涉及燃料喷注方案、燃烧模式以及热力喉道调节3个方面。具体论述了不同工作模式下燃料的喷注方案以及热力喉道的调节技术,阐述了不同燃烧模式的研究进展,分析了RBCC燃烧组织研究过程中的难点和国内外在该方面的一些经验教训,指出了当前研究工作中存在的问题,并对研究思路提出了一些建议,以期对未来RBCC燃烧组织的研究提供一定的参考。 展开更多
关键词 火箭组合循环(rbcc) 燃烧组织 燃料喷注方案 二次燃烧 热力喉道调节
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火箭基组合循环发动机性能迭代算法研究 被引量:3
4
作者 王洪信 徐旭 《火箭推进》 CAS 2015年第1期56-62,89,共8页
火箭基组合循环(简称RBCC)发动机性能分析模型的研究对于RBCC发动机结构的优化设计具有重要意义。本文结合RBCC发动机的结构特点和工作原理建立了RBCC发动机性能分析模型,并对RBCC发动机性能计算方法进行了研究。结合RBCC发动机引射模... 火箭基组合循环(简称RBCC)发动机性能分析模型的研究对于RBCC发动机结构的优化设计具有重要意义。本文结合RBCC发动机的结构特点和工作原理建立了RBCC发动机性能分析模型,并对RBCC发动机性能计算方法进行了研究。结合RBCC发动机引射模态和亚燃冲压模态的工作特点,通过迭代计算使进气道、混合段、燃烧室之间的参数耦合,实现了对RBCC发动机引射模态与亚燃冲压模态性能的快速分析。文章通过算例验证了算法的可行性,并通过与文献结果的对比验证了计算结果的可信度。 展开更多
关键词 火箭组合循环 rbcc 性能计算 迭代算法
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RBCC组合循环推进系统研究现状和进展 被引量:27
5
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 火箭组合循环(rbcc)
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基于自回归模型的RBCC隔离段激波串位置识别与压力值预估
6
作者 马文蕙 何国强 +5 位作者 王亚军 王鹏飞 秦飞 张铎 朱韶华 党文娟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期66-74,共9页
为了清楚客观地判断火箭基组合循环发动机(Rocket-based combined-cycle,RBCC)隔离段激波串位置,将Ma=6,4,3.5工况下直连试验中实测得到的RBCC隔离段测压点压力数据按照时间的先后顺序排列形成一时间序列,建立自回归(Auto-Regressive,AR... 为了清楚客观地判断火箭基组合循环发动机(Rocket-based combined-cycle,RBCC)隔离段激波串位置,将Ma=6,4,3.5工况下直连试验中实测得到的RBCC隔离段测压点压力数据按照时间的先后顺序排列形成一时间序列,建立自回归(Auto-Regressive,AR)模型并计算赤池信息准则(Akaike information criterion,AIC)值,完成了不同工况下激波串前缘位置的识别。研究表明:当隔离段测压点没有受到激波串影响时,实时压力值仅存在微弱波动,模型AIC值变化较为平稳;当激波串运动至测压点处时,该点压力升高,振荡幅度明显增加,AIC值随之瞬时增大。取同一时间段内发动机沿程测压点中首个AIC值增加500以上,并在不改变工况的情况下始终保持较大值的测点位置为激波串前缘位置。与压比法相比,时间序列分析法能敏感监测到实时压力值的升高和振荡,激波串前缘位置识别更为准确。通过建立自回归模型还可以实现激波串内部压力值预估,记录连续160 ms内Ma=6,4,3.5工况下测压点压力数据,采样频率1 kHz,使用前80 ms数据建立自回归模型,完成后80 ms压力值预估及准确性检验,得到三个工况下预估平均误差分别为3.21%,7.68%,6.49%。 展开更多
关键词 火箭组合循环发动机 激波串 自回归模型 赤池信息准则 时间序列
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基于亚燃RBCC构型的引射模态一次火箭节流策略研究 被引量:2
7
作者 吴亚可 刘继方 +2 位作者 胡宗纯 徐卫昌 杨晴 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期55-63,共9页
为了探究亚燃RBCC构型在引射模态下的性能表现和一次火箭节流规律,基于一设计点为亚燃模态的RBCC构型,开展了进气道/燃烧室一体化内流道的数值模拟工作,分析了一次火箭流量变化对进气量、流道压力分布、推力和比冲的影响,最终给出了引... 为了探究亚燃RBCC构型在引射模态下的性能表现和一次火箭节流规律,基于一设计点为亚燃模态的RBCC构型,开展了进气道/燃烧室一体化内流道的数值模拟工作,分析了一次火箭流量变化对进气量、流道压力分布、推力和比冲的影响,最终给出了引射模态下一次火箭的节流策略。结果表明:引射模态下,一次火箭流量调节对RBCC性能的影响非常复杂,且规律性和一致性较差;在亚声速引射模态,建议一次火箭以大流量工作,暂不考虑比冲性能;在超声速引射模态,建议一次火箭以小流量工作;为了提升进气道启动点附近RBCC的比冲性能,建议尝试二次燃料的喷注燃烧,但必须充分考虑对进气系统的不利影响。 展开更多
关键词 火箭组合动力循环 亚燃构型 引射模态 性能 一次火箭 节流策略
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燃烧室释热分布对宽速域RBCC性能影响规律研究及释热预测模型构建
8
作者 朱润童 尹竣 +3 位作者 葛保聪 安健 朱韶华 秦飞 《固体火箭技术》 北大核心 2025年第2期242-252,共11页
为实现火箭基组合循环(RBCC)发动机宽域工作的稳定性和高效性,采用一维分析方法研究了宽域条件下燃烧室释热分布对RBCC发动机性能的影响规律。结果表明,在燃烧室中形成集中的释热分布有利于提升RBCC发动机的性能,但最短的释热区间长度... 为实现火箭基组合循环(RBCC)发动机宽域工作的稳定性和高效性,采用一维分析方法研究了宽域条件下燃烧室释热分布对RBCC发动机性能的影响规律。结果表明,在燃烧室中形成集中的释热分布有利于提升RBCC发动机的性能,但最短的释热区间长度受到进气道抗反压能力的制约,来流速度越高则允许的释热区间长度越短。通过地面试验对数值仿真结果进行验证,并基于瑞利概率密度函数和幂函数,建立了来流条件、发动机构型等因素与数值模拟释热率分布的关系式,验证集内预测曲线与原数据的相关系数均在0.9以上,可用于RBCC发动机性能的快速预示。 展开更多
关键词 火箭组合循环发动机 宽速域 释热分布 释热率预测
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RBCC混合燃烧模态一次火箭对燃烧稳定影响 被引量:19
9
作者 潘科玮 何国强 +1 位作者 刘佩进 杨斌 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期544-548,共5页
通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以... 通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以为混合燃烧模态提供引导火焰,改变燃烧组织形式,跟凹腔配合实现二次喷注燃料与来流的充分掺混,提高流场的燃烧稳定性能,为实验研究提供了明确的方向。通过RBCC实验研究,也证明了开启小流量一次火箭能够促进整个流场的燃烧稳定,燃烧性能有很明显提高。一次火箭流量还需控制在一定流量范围内,才能既有效提高燃烧室火焰稳定和火焰传播能力,又能够保证进气道的稳定工作性能。 展开更多
关键词 火箭组合循环 混合燃烧模态 火焰稳定 一次火箭
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基于放热分布的RBCC热力喉道研究 被引量:6
10
作者 王亚军 李江 +2 位作者 何国强 秦飞 汤祥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期662-668,共7页
为了更清楚地认识RBCC亚燃模态热力喉道生成机理与规律,通过三维数值模拟,研究了不同燃料喷注位置、凹腔位置、当量比以及火箭流量等影响RBCC燃烧室流道内放热分布的因素,分析了不同放热分布对于热力喉道生成的影响。研究结果表明在放... 为了更清楚地认识RBCC亚燃模态热力喉道生成机理与规律,通过三维数值模拟,研究了不同燃料喷注位置、凹腔位置、当量比以及火箭流量等影响RBCC燃烧室流道内放热分布的因素,分析了不同放热分布对于热力喉道生成的影响。研究结果表明在放热量足够形成热力喉道的前提下,放热分布相比放热量对热力喉道生成位置的影响更大,并且热力喉道不会形成于主放热区内,提高掺混、增加燃料当量比等使放热量增大的方法会伴随30%~50%的主放热区间长度的增加,对于热力喉道生成位置的影响能力有限。对于RBCC燃烧室,调节火箭流量是一种更有效也更容易实现热力喉道位置宽范围调节的方法,调节范围可以达到燃烧室长度的24%。 展开更多
关键词 火箭组合循环 热力喉道 主放热区 数值模拟
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基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究 被引量:5
11
作者 何国强 徐朝启 +2 位作者 秦飞 刘佩进 潘科玮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1064-1070,共7页
针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析。实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料... 针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析。实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧。通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的"热力壅塞";通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧。研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率。论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化。 展开更多
关键词 火箭组合循环 亚燃模态 燃烧组织 热力喉道
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RBCC发动机超燃/火箭模式流场数值模拟研究 被引量:6
12
作者 汤祥 何国强 秦飞 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第12期1643-1649,共7页
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... 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。 展开更多
关键词 火箭组合动力循环 超燃 火箭 支板火箭 流量 数值模拟
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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
13
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 火箭 混合比 引射比
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RBCC引射火箭燃烧室设计及试验研究 被引量:5
14
作者 朱韶华 田亮 +3 位作者 刘亚冰 侯金丽 李轩 徐旭 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1378-1386,共9页
为了满足RBCC推进系统需求,进行了气氧/煤油引射火箭燃烧室的设计和试验研究。燃烧室室压为2MPa,氧燃比为1.6,火箭流量在95~285g/s范围内变化。通过火箭单独的冷、热态试验,对其流量控制、点火、喷注及面板和身部热防护进行了考核验证,... 为了满足RBCC推进系统需求,进行了气氧/煤油引射火箭燃烧室的设计和试验研究。燃烧室室压为2MPa,氧燃比为1.6,火箭流量在95~285g/s范围内变化。通过火箭单独的冷、热态试验,对其流量控制、点火、喷注及面板和身部热防护进行了考核验证,均得到了较满意的结果。在此基础上研究了RBCC联试中火箭燃烧室的工作性能,试验结果表明:燃烧室的特征速度燃烧效率能达到88%~98%,且受到流量、氧燃比、动量通量比和喷注压降的影响较大,在适合的范围内选取大的动量通量比和喷注压降,能得到更好的雾化、掺混及燃烧性能;气氧/煤油的内直外旋喷嘴构型在煤油压降仅为设计点的11%时,仍能通过有效的气动作用,获得88%以上的特征速度燃烧效率;点火器的吹除气在占到火箭流量5%时,会造成燃烧室3%的性能损失,需要在试验中进行控制并在性能计算时予以考虑。在对火箭单试和联试的比较中发现,联试中由于其特征长度长燃烧更充分,火箭得到了近7%的特征速度燃烧效率增长。 展开更多
关键词 火箭组合循环 气氧/煤油 氧燃比
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基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究 被引量:10
15
作者 詹浩 孙得川 邓阳平 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期354-357,共4页
基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个... 基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数。针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案。研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程。 展开更多
关键词 火箭组合循环发动机 天地往返运载器 弹道
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火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性 被引量:5
16
作者 吕翔 郑思行 +1 位作者 何国强 刘佩进 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期179-184,197,共7页
基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步... 基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步提高空气流量;在地面静止状态下,随主火箭总压增加,空气流量逐步增大,等压面上形成Fabri壅塞后,进一步增加主火箭总压,反而会降低空气流量;在火箭引射模态下,RBCC发动机的工作状态可细分为引射作用占主导地位的进气道亚临界状态和临界状态、冲压作用占主导地位的进气道超临界状态,其分界马赫数分别约为0.7和1.5。 展开更多
关键词 火箭组合循环 高超声速飞行器 火箭引射模态 火箭 隔离段
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火箭射流对RBCC进气道性能的影响 被引量:6
17
作者 刘大 李博 黄国平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期153-160,共8页
火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压... 火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。 展开更多
关键词 火箭组合循环 进气道 火箭射流 引射 数值仿真
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基于气化煤油喷注的RBCC燃烧室亚燃模态燃烧组织研究 被引量:4
18
作者 徐朝启 何国强 +2 位作者 秦飞 刘佩进 汤祥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期507-513,共7页
针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加... 针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加热到气化/超临界态时,燃烧室最高压力相比于室温液态煤油提高约10%左右。当关闭一次火箭后,利用凹腔成功实现火焰稳定,而使用室温液态煤油喷注时,凹腔内无法实现火焰稳定。通过数值模拟获得了不同喷注方案的燃烧室燃烧流场特征和燃烧组织过程,为进一步优化燃烧室的性能提供依据。结果分析表明通过合理布置燃料支板喷注位置,由燃料支板下游集中的燃料热释放使得气流在扩张燃烧室构型中实现"热力壅塞",通过燃料分配实现燃烧室内合理的燃烧释热分布,使RBCC发动机亚燃模态完成高效燃烧组织。 展开更多
关键词 火箭组合循环 亚燃模态 燃烧组织 气化煤油喷注
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RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究 被引量:2
19
作者 张留欢 南向军 张蒙正 《火箭推进》 CAS 2016年第2期42-46,共5页
基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真。对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力。结果表明:纯火箭模... 基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真。对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力。结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5%;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N。 展开更多
关键词 火箭组合循环发动机 火箭模态 数值仿真
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支板火箭RBCC亚燃模态性能的影响因素(英文) 被引量:1
20
作者 王亚军 李江 +1 位作者 何国强 秦飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期9-16,共8页
针对2种扩张流道的RBCC燃烧室构型,通过三维数值模拟和地面直连试验,研究了燃烧室结构参数以及火焰稳定装置等对亚燃模态性能的影响。结果表明,第二级燃烧室采用较小的扩张角,有利于燃料的进一步燃烧,减小总压损失,燃料支板和凹腔火焰... 针对2种扩张流道的RBCC燃烧室构型,通过三维数值模拟和地面直连试验,研究了燃烧室结构参数以及火焰稳定装置等对亚燃模态性能的影响。结果表明,第二级燃烧室采用较小的扩张角,有利于燃料的进一步燃烧,减小总压损失,燃料支板和凹腔火焰稳定器的共同使用,能有效提升燃烧室内的燃烧组织效果,扩展火焰的传播范围;直连试验验证了通过构型的改进,燃烧室性能得到大幅提高,压力积分推力增大了682 N。当凹腔距离燃料支板较近时,火箭关闭之后,燃料能够实现自持燃烧,比冲性能可提高50%。通过减小主支板宽度,在来流Ma=4时,能够更容易在隔离段中建立预燃激波系,保证亚燃燃烧反应更好地进行,燃烧室内推力提高了418 N。 展开更多
关键词 火箭组合循环 亚燃模态 性能 影响因素
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