RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)未來(lái)可實(shí)現(xiàn)地面自主水平起降、可重復(fù)使用等功能,具有潛在的低成本和高可靠性優(yōu)勢(shì),因而成為天地往返推進(jìn)系統(tǒng)備選方案之一。但引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)性能偏低,限制了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用,引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)性能亟需提升。針對(duì)多模態(tài)RBCC引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)性能偏低的問(wèn)題,闡述了RBCC引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)基本氣動(dòng)熱力過(guò)程。綜述了引射模態(tài)推力增益、主次流相互作用以及二次燃燒組織等引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的研究進(jìn)展,并分析了RBCC引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)進(jìn)一步的研究方向。 

【文章來(lái)源】：飛航導(dǎo)彈. 2020,(02)北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型示意圖

為了提高主次流混合效率，Qu等[11]數(shù)值模擬結(jié)果表明，當(dāng)二次流流量一定時(shí)，主次流混合效率隨主流流量的增大而提高;當(dāng)主流流量一定時(shí)，主次流混合效率隨二次流流量的增大而降低。Hasegawa等[12]針對(duì)凹型主火箭噴管開(kāi)展了數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究，通過(guò)提高主次流摻混效率，獲得了更高的引射抽吸能力，尤其是在主次流總壓比較高的情況下。Etele等針對(duì)主次流引射混合增強(qiáng)技術(shù)開(kāi)展了持續(xù)研究，利用時(shí)均湍流模型模擬了主火箭構(gòu)型對(duì)主次流混合過(guò)程的影響[13]，認(rèn)為流道構(gòu)型、主火箭射流與空氣流的入射角度對(duì)混合過(guò)程影響有限，采用單一主火箭布局主次流混合效果差，并進(jìn)一步利用純氧模擬火箭燃?xì)忾_(kāi)展了地面零速引射實(shí)驗(yàn)[14-15]，結(jié)果發(fā)現(xiàn)與常規(guī)的錐形噴管相比，環(huán)形火箭噴管混合效率更高，可將引射比提高75%，混合氣流平均馬赫數(shù)可提高30%。

在主火箭膨脹比一定的條件下，過(guò)度提高主火箭室壓會(huì)產(chǎn)生Fabri壅塞現(xiàn)象。對(duì)此，Gist等[18]利用氮?dú)饽M主火箭射流，主火箭噴管膨脹比為10，主次流總壓比最高達(dá)115，主火箭噴管出口射流可達(dá)馬赫數(shù)3.92，冷流條件下主次流總壓比約為80時(shí)，驗(yàn)證了Fabri壅塞現(xiàn)象。進(jìn)一步實(shí)驗(yàn)研究[19]表明，當(dāng)主次流總壓比高于74時(shí)，可產(chǎn)生Fabri壅塞，引射比、火箭射流總壓恢復(fù)系數(shù)、引射空氣流馬赫數(shù)均與主次流總壓比有關(guān)，F(xiàn)abri壅塞導(dǎo)致引射比和發(fā)動(dòng)機(jī)性能降低。為了解決這一問(wèn)題，Lin等[20]結(jié)合理論分析和全流道一體化數(shù)值模擬研究結(jié)果，認(rèn)為提高主火箭室壓的同時(shí)提高火箭噴管膨脹比，使火箭射流在火箭噴管內(nèi)充分膨脹，可提高主火箭射流對(duì)引射空氣的加速能力進(jìn)而提高引射比，并可同時(shí)提高火箭推力和RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力。進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)下，主次流燃燒釋熱過(guò)程影響進(jìn)氣道工作狀態(tài)。劉大等[21]數(shù)值模擬研究發(fā)現(xiàn)，為了延遲富燃主火箭燃?xì)馍淞髋c引射空氣流的混合過(guò)程，應(yīng)避免過(guò)早地在擴(kuò)張流道內(nèi)產(chǎn)生熱力壅塞。Muller等[22]利用當(dāng)量火箭燃?xì)鈱⒏蝗嫉臏u輪乏氣屏蔽起來(lái)，渦輪乏氣射流與火箭射流總壓比對(duì)主次流的混合過(guò)程產(chǎn)生重要影響，隨著總壓比的提高，橫向混合逐漸增強(qiáng)。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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本文編號(hào)：3208911