导读:本文包含了火箭基组合循环论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:组合,火箭,飞行器,声速,发动机,算法,吸收光谱。
火箭基组合循环论文文献综述
吴继平,谭建国,陈健,张紫豪[1]（2019）在《火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究》一文中研究指出临近空间高超声速飞行器近年来获得了广泛关注,本文提出一种以基于火箭发动机和双燃烧室冲压发动机的多模态火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机作为飞行器的动力系统,并进行了性能分析研究。该飞行器在海拔10 km左右高度以0.8马赫的速度投放,在重力和发动机推力的联合作用下,能够在海拔5～8 km处加速到2马赫;然后加速爬升进入临近空间,发动机工作在引射亚燃或者双燃烧室亚燃模态下。可以根据实际选择高推重比、较低推进剂比冲效率的引射亚燃模态,或是较低推重比、高推进剂比冲效率的双燃烧室亚燃模态。最终飞行器加速到6马赫(26 km),进入双燃室超燃模态。针对空中发射模式和地面发射模式进行了轨道优化,仿真结果表明:在加速爬升到6马赫(26 km)的过程中,空中发射模式相比较地面发射模式可以节省37%的推进剂;空中发射模式存在一个负的最优初始飞行角度使得剩余质量与初始质量的比值达到最大。(本文来源于《国防科技大学学报》期刊2019年05期）
陈兵,龚春林,唐硕,谷良贤[2]（2019）在《一种火箭基组合循环动力空天飞行器总体设计分析》一文中研究指出针对将2 t有效载荷送入200 km低地圆轨道的任务需求,通过定性分析明确了水平起飞、两级入轨的运载模式,建立火箭基组合动力(RBCC)空天飞行器的任务剖面。考虑RBCC空天飞行器复杂的耦合关系,建立一套基于弹道优化的总体设计流程,并形成相应的基准方案。在基准性能基础上,分析分离点状态、气动性能和发动机性能的影响。结果表明:低空高马赫数分离能有效发挥RBCC发动机的优势,提升运载效率,但需解决高动压分离的问题;阻力、推力、比冲是影响RBCC飞行器的重要性能参数,在性能较差的引射段,推力的影响尤为明显。设计方法和参数分析结果可为未来的空天飞行器设计提供参考。(本文来源于《载人航天》期刊2019年03期）
Tian-tian,ZHANG,Zhen-guo,WANG,Wei,HUANG,Jian,CHEN,Ming-bo,SUN[3]（2019）在《火箭基组合循环发动机总体布局研究进展（英文）》一文中研究指出本综述从总体布局层面综述火箭基组合循环(RBCC)发动机在各个国家的发展现状,旨在展现该型发动机在单级入轨任务中的发展前景,为设计组合循环发动机以及进行空天往返任务规划提供参考。本文将RBCC按照构型特点进行归类并举例介绍,概述了发动机-机身一体化设计情况,并简要介绍了RBCC动力飞行器的任务规划和多目标优化方法。当前,尽管RBCC的研究面临着很多艰难的挑战,但是RBCC具有单级入轨的潜力,能够降低空天往返的成本。对RBCC发动机系统中各个子系统的研究也有利于促进其他相关学科的发展。(本文来源于《Journal of Zhejiang University-Science A(Applied Physics & Engineering)》期刊2019年03期）
郑雄,刘竹生,杨勇,雷建长,李争学[4]（2018）在《火箭基组合循环高超声速飞行器爬升-巡航全局轨迹优化研究》一文中研究指出研究火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)高超声速飞行器爬升-巡航全局轨迹优化问题。结合飞行器任务剖面和RBCC发动机特点,给出了飞行轨迹的分段准则,并对各段的特点和难点进行分析。为解决同时优化巡航高度、马赫数、飞行攻角以及发动机节流阀开度的难题,提出一种"粒子群优化算法+伪谱法"的嵌套优化策略。针对该策略,建立了轨迹优化数学模型,在模型求解过程中全面考虑RBCC发动机性能与飞行状态的耦合及动压、过载、热流密度等约束。结果表明,RBCC高超声速飞行器在30km、马赫数为6.5的巡航状态下爬升-巡航全局轨迹燃料最省,且优化所得轨迹满足各约束要求。(本文来源于《导弹与航天运载技术》期刊2018年02期）
唐弓斌[5]（2017）在《涡轮—火箭—冲压组合循环发动机润滑油的研制》一文中研究指出航空发动机是飞行器的“心脏”,保证航空发动机有关轴承和齿轮等摩擦副的良好润滑、降低摩擦系数、减少磨损是延长其寿命,确保飞行安全的关键技术。随着航空涡轮发动机的不断发展,特别是新型组合循环发动机的问世,这对航空发动机润滑油的使用性能提出了更高的要求。基于此状况,本文详细分析了当前航空发动机的类型与润滑剂性能要求,查阅大量的国内外相关文献,提出研制一种适用于新型组合循环航空发动机润滑油。首先,课题分析了当前应用航空发动机润滑油基础油的基本现状。研制过程中,经综合考虑,精选新多元醇酯(NP451)、油溶性聚醚(OSP32)、聚α-烯烃(PA06)的复合作为研制油的复合基础油。其次,为提高研制油的减摩、极压抗磨、抗氧抗腐剂、热氧化安定等性能,通过大量的试验,运用逐步回归分析法结合MATLAB软件,确定了摩擦改进剂、极压抗磨剂以及抗氧抗腐剂的最佳配比;确定了抗氧抗腐剂、金属防锈剂、金属减活剂的用量范围。在此研究的基础上,通过均匀设计试验,设计了 10组配方。基于测定各组配方的性能指标,分析了摩擦改进剂、极压抗磨剂、抗氧抗腐剂等之间的协同或拮抗效果;利用网络层次分析法(ANP)对10组全配方建立了数学评价模型,并借助SuperDecisions软件对ANP模型求解,从而确定了配方D10为最优全配方方案。最后,通过对研制油的典型理化指标测试,对比相关标准表明,研制油具有优异的低温性、减摩性、极压性、抗磨性、抗氧、抗腐等性能,能较好的满足更为严苛的航空发动机工况要求。(本文来源于《广西大学》期刊2017-12-01）
崔朋[6]（2015）在《SMC模式下火箭基组合循环引射/亚燃模态性能研究》一文中研究指出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。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2015-11-01）
崔朋,徐万武,陈健,宋长青[7]（2015）在《火箭基组合循环燃烧组织研究现状》一文中研究指出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。(本文来源于《火箭推进》期刊2015年04期）
杨斌,黄斌,刘佩进,杨荟楠,何国强[8]（2015）在《利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能》一文中研究指出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。(本文来源于《宇航学报》期刊2015年07期）
王洪信,徐旭[9]（2015）在《火箭基组合循环发动机性能迭代算法研究》一文中研究指出火箭基组合循环(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。(本文来源于《火箭推进》期刊2015年01期）
邓军[10]（2014）在《火箭基组合循环（RBCC）引射模态分析》一文中研究指出火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle,RBCC)推进系统是火箭发动机与吸气式发动机组成的一体化推进系统。RBCC兼具火箭发动机高推重比和吸气式发动机高比冲的优点,充分发挥两种发动机的优势,并且实现了经济性与高性能的统一,引起了世界各国的高度重视。RBCC成为高超声速飞行器和天地往返运输运载器的首选动力。引射模态是RBCC推进系统起飞阶段,对总体设计起着至关重要的作用。本文通过热力循环分析、数值模拟和实验对影响引射模态的相关因素进行了分析。在理论方面,本文建立了RBCC引射模态的循环分析模型,通过热力循环分析对引射模态进行了计算。计算结果表明:当火箭的总温、总压等参数给定时,引射的空气量并不是越大越好,而是存在一个最佳引射系数使得发动机的推力最大;提高火箭总压,降低火箭总温有助于实现推力增益;减小二次流和一次流的混合损失,有助于实现较大的推力。利用fluent软件对RBCC引射模态进行了数值模拟。数值计算的结果表明:当逐渐提高火箭总压,引射的空气量会变大,但火箭总压达到某一值时,引射量开始下降;提高火箭总温引射量会下降;改变喷油位置会影响高温区域分布,但对引射模态下的引射量和推力影响不大;减小尾喷管出口半径,引射量减小,但出口速度增加;增加混合室长度有利于增加引射量,增加幅度不大,但是会增加一次流与二次流的掺混。在实验方面,设计了RBCC发动机,进行了RBCC冷态引射实验。实验结果表明:一次流流量太小,引射效果不明显,当提高一次流流量时,引射量和增压效果都很明显;当增加混合室长度时,对发动机通道内的压力分布,影响不明显,但有助于增加掺混。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2014-12-01）
火箭基组合循环论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对将2 t有效载荷送入200 km低地圆轨道的任务需求,通过定性分析明确了水平起飞、两级入轨的运载模式,建立火箭基组合动力(RBCC)空天飞行器的任务剖面。考虑RBCC空天飞行器复杂的耦合关系,建立一套基于弹道优化的总体设计流程,并形成相应的基准方案。在基准性能基础上,分析分离点状态、气动性能和发动机性能的影响。结果表明:低空高马赫数分离能有效发挥RBCC发动机的优势,提升运载效率,但需解决高动压分离的问题;阻力、推力、比冲是影响RBCC飞行器的重要性能参数,在性能较差的引射段,推力的影响尤为明显。设计方法和参数分析结果可为未来的空天飞行器设计提供参考。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
火箭基组合循环论文参考文献
[1].吴继平,谭建国,陈健,张紫豪.火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究[J].国防科技大学学报.2019
[2].陈兵,龚春林,唐硕,谷良贤.一种火箭基组合循环动力空天飞行器总体设计分析[J].载人航天.2019
[3].Tian-tian,ZHANG,Zhen-guo,WANG,Wei,HUANG,Jian,CHEN,Ming-bo,SUN.火箭基组合循环发动机总体布局研究进展（英文）[J].JournalofZhejiangUniversity-ScienceA(AppliedPhysics&Engineering).2019
[4].郑雄,刘竹生,杨勇,雷建长,李争学.火箭基组合循环高超声速飞行器爬升-巡航全局轨迹优化研究[J].导弹与航天运载技术.2018
[5].唐弓斌.涡轮—火箭—冲压组合循环发动机润滑油的研制[D].广西大学.2017
[6].崔朋.SMC模式下火箭基组合循环引射/亚燃模态性能研究[D].国防科学技术大学.2015
[7].崔朋,徐万武,陈健,宋长青.火箭基组合循环燃烧组织研究现状[J].火箭推进.2015
[8].杨斌,黄斌,刘佩进,杨荟楠,何国强.利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能[J].宇航学报.2015
[9].王洪信,徐旭.火箭基组合循环发动机性能迭代算法研究[J].火箭推进.2015
[10].邓军.火箭基组合循环（RBCC）引射模态分析[D].哈尔滨工业大学.2014
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