【摘 要】
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火箭基组合循环（RBCC）推进是较早提出的组合推进方式之一,但长期以来RBCC与其他组合推进方式相比的优势,以及其有效工作高度和马赫数区间一直缺乏广泛共识。本文通过建立推力模型、规划爬升轨迹和特定工况仿真分析,针对一种火箭后置型RBCC发动机构型,提出了飞行包线内推力需求和可行的增推方法。首先根据RBCC爬升过程推力要求高的特点,提出了一种火箭后置的燃烧室构型,该构型具有结构尺寸较短,热环境较好等
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火箭基组合循环（RBCC）推进是较早提出的组合推进方式之一,但长期以来RBCC与其他组合推进方式相比的优势,以及其有效工作高度和马赫数区间一直缺乏广泛共识。本文通过建立推力模型、规划爬升轨迹和特定工况仿真分析,针对一种火箭后置型RBCC发动机构型,提出了飞行包线内推力需求和可行的增推方法。首先根据RBCC爬升过程推力要求高的特点,提出了一种火箭后置的燃烧室构型,该构型具有结构尺寸较短,热环境较好等特性。基于主流和二次流不混合的独立冲压流假设建立了准一维推力模型,用于该构型RBCC发动机爬升过程推力估算,与NASA实验结果对比说明了该计算方法的有效性。此外通过该方法还展开了管道火箭模态和引射燃烧模态下主流和二次流作用规律研究。在推力计算方法的基础上,进行了典型乘波体构型的RBCC动力飞行器爬升过程（Ma 0.8-3）轨迹规划。规划以最小爬升时间为优化目标,考虑了动压、空气流量等约束,并与纯火箭动力爬升进行了对比。得到了RBCC动力飞行器爬升轨迹的特点,飞行包线内的推力需求,以及相较于纯火箭推进在燃料节省约5%的优势。最后采用仿真方法开展了RBCC主流/二次流流动匹配研究,主要目的在于获得飞行轨迹中大火箭流量、低空气流量和富氧/富燃二次流条件下,主流和二次流相互作用规律。研究发现了关于热力喉道产生与主流挤压和二次燃烧有关,提出了通过二次流富氧/富燃控制增推效果的方法。
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