火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究

论文摘要

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。

论文目录

• 1 RDCRC发动机概念
• 2 弹道设计
•   2.1 空中发射弹道
•   2.2 推力计算模型
•     2.2.1 进气道
•     2.2.2 引射模型
•     2.2.3 二次燃料喷注和壅塞特性
•       1)亚声速燃烧。
•       2)超声速燃烧。
•     2.2.4 扩张段
•     2.2.5 发动机推力
•   2.3 基本的运动关系
• 3 计算结果与分析
•   3.1 典型轨迹
•   3.2 轨迹优化
•     3.2.1 空中发射与地面发射
•     3.2.2 空中发射时初始轨道倾角θ0的影响
• 4 结论

文章来源

类型: 期刊论文

作者: 吴继平,谭建国,陈健,张紫豪

关键词: 空天推进系统,高超声速飞行器,组合循环发动机,轨道优化

来源: 国防科技大学学报 2019年05期

年度: 2019

分类: 工程科技Ⅱ辑

专业: 航空航天科学与工程,动力工程

单位: 国防科技大学空天科学学院,国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室

基金: 国家自然科学基金资助项目(11172324)

分类号: V236;V438

页码: 8-15

总页数: 8

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