本文關(guān)鍵詞：多模態(tài)RBCC主火箭室壓對(duì)引射流動(dòng)燃燒影響研究

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【摘要】：為了研究火箭沖壓組合動(dòng)力循環(huán)(RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)主火箭室壓對(duì)引射模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響,針對(duì)寬范圍飛行的二元中心支板式構(gòu)型,分析了引射模態(tài)亞聲速飛行階段發(fā)動(dòng)機(jī)工作特點(diǎn),采用發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器前后體集成的全流道數(shù)值模擬計(jì)算方法,研究了主火箭室壓對(duì)RBCC亞聲速飛行階段燃燒室流動(dòng)燃燒及發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。結(jié)果表明:主火箭室壓增至26MPa時(shí),由于主火箭噴管面積擴(kuò)張比相應(yīng)增大,使得主火箭噴管出口射流欠膨脹程度沒有增大,避免了Fabri壅塞現(xiàn)象的產(chǎn)生,同時(shí)增大的主火箭射流馬赫數(shù)使主火箭射流對(duì)第一級(jí)凹腔下游二次流道的擠壓作用明顯減弱,綜合作用使得Ma=0和Ma=0.8條件下引射比分別提高了22.4%和40.0%;全流道計(jì)算結(jié)果表明在亞聲速飛行階段,提高主火箭室壓一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃燒室及后體推力,綜合作用使得發(fā)動(dòng)機(jī)比沖分別提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室壓有利于提升寬范圍飛行RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)亞聲速飛行階段發(fā)動(dòng)機(jī)性能。
【作者單位】： 西北工業(yè)大學(xué)燃燒熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室;
【關(guān)鍵詞】： 火箭沖壓組合動(dòng)力循環(huán) 引射模態(tài) 主火箭 引射比
【分類號(hào)】：V430
【正文快照】： 1.引言火箭沖壓組合動(dòng)力循環(huán)(Rocket Based Com-bined Cycle,RBCC)將傳統(tǒng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)較高的推重比和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)較高的比沖優(yōu)勢(shì)結(jié)合在一起,成為未來(lái)天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的優(yōu)選動(dòng)力方案之一。根據(jù)不同的來(lái)流條件,選擇較優(yōu)的工作循環(huán),使得發(fā)動(dòng)機(jī)在爬升階段整體性能最優(yōu)。引射模態(tài)從

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本文編號(hào)：923965