引射模態(tài)發(fā)動機性能偏低限制了RBCC發(fā)動機的應用,為了提高引射抽吸能力和發(fā)動機性能,針對地面零速起飛狀態(tài),采用包含飛行器前后體的全流道一體化數(shù)值模擬方法,研究了主次流總壓比對Fabri壅塞和引射抽吸能力的影響。結(jié)果表明:當主次流總壓比低于25,提高主次流總壓比可提高主火箭射流馬赫數(shù),引射空氣流量可提高56. 4%;當主次流總壓比高于33,提高主次流總壓比增大了射流欠膨脹程度,擠壓引射空氣流道,導致引射抽吸能力降低,引射比可降低53. 1%;主次流總壓比高于134可產(chǎn)生Fabri壅塞,火箭射流將引射空氣流道堵塞,引射空氣流量降為零。 

【文章來源】：戰(zhàn)術(shù)導彈技術(shù). 2020,(04)北大核心

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

RBCC發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖

二元結(jié)構(gòu)中心支板式RBCC發(fā)動機由多模塊并聯(lián)組合工作，其中單模塊發(fā)動機構(gòu)型及計算域如圖2所示。飛行器捕獲面積為0.41 m2，飛行器前體及進氣道總收縮比為3.76，隔離段設(shè)計為微擴構(gòu)型以實現(xiàn)在亞燃模態(tài)時，控制沖壓燃燒室反壓前傳的目的，隔離段入口寬高比為4.4，沖壓燃燒室入口寬高比為2.4，沖壓燃燒室上壁面單側(cè)擴張角3°，為剝離燃料支板和凹腔等燃料噴注和火焰穩(wěn)定裝置對沖壓燃燒室氣動過程，尤其是對Fabri氣動壅塞的影響，將沖壓燃燒室設(shè)計為純擴張流道，而沒有安裝燃料支板和凹腔等燃料噴注和火焰穩(wěn)定裝置。研究采用氣氧/煤油主火箭，矩形噴管主火箭嵌于主支板內(nèi)，火箭混合比和火箭噴管膨脹比分別為3.4和7.5。3 全流道一體化數(shù)值模擬方法

圖4顯示了主次流總壓比對RBCC發(fā)動機內(nèi)流道截面馬赫數(shù)分布情況，工況1的主次流總壓比為8，主火箭流量和室壓最低，主火箭噴管出口射流處于過膨脹狀態(tài)。在沖壓燃燒室內(nèi)，由于火箭射流與引射空氣兩股流的剪切混合作用，火箭射流減速明顯。由于主火箭噴管出口射流處于過膨脹狀態(tài)，主火箭超聲速射流核心區(qū)寬度小于支板寬度，如圖4(a)所示。隨著主火箭流量和主次流總壓比的提高，工況2和工況3主次流總壓比分別達到17和25，主火箭噴管出口射流壓強逐漸提高，主火箭射流馬赫數(shù)逐漸增大，如圖4(b)和圖4(c)所示。工況3火箭噴管出口氣流處于欠膨脹狀態(tài)，火箭射流在沖壓燃燒室內(nèi)進一步膨脹，射流寬度逐漸增大，超聲速勢核區(qū)寬度與支板寬度相等，主火箭射流沒有擠壓引射空氣流道，沒有產(chǎn)生Fabri壅塞。

【參考文獻】：
期刊論文
[1]火箭射流對RBCC進氣道性能的影響[J]. 劉大,李博,黃國平.  推進技術(shù). 2010(02)

博士論文
[1]RBCC引射模態(tài)主火箭與全流道匹配技術(shù)研究[D]. 林彬彬.西北工業(yè)大學 2017



本文編號：3237930