固体火箭技术
固體火箭技術
고체화전기술
JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY
2013年
4期
468-473
,共6页
张时空%刘佩进%吕翔%秦飞%潘科玮%汤祥
張時空%劉珮進%呂翔%秦飛%潘科瑋%湯祥
장시공%류패진%려상%진비%반과위%탕상
火箭基组合动力循环(RBCC)%性能分析%数值计算%实验
火箭基組閤動力循環(RBCC)%性能分析%數值計算%實驗
화전기조합동력순배(RBCC)%성능분석%수치계산%실험
rocket based combined cycle (RBCC)%performance analysis%numerical simulation%experiment
对火箭基组合循环(RBCC)发动机一维性能分析模型进行了改进,主要改进包括基于实验结果辨识出主火箭与二次燃料加质分布函数的关键参数;考虑了凹腔和支板等复杂构型对流道横截面积的影响;考虑了多组燃料喷注位置对发动机性能的影响.采用地面直连实验和经过实验校验的CFD结果对改进的一维程序进行了充分验证.结果表明,改进后的性能分析模型可快速计算发动机性能,能体现出凹腔、支板等复杂构型和多点燃料喷注对流道内参数分布和发动机性能的影响;可预估热力喉道位置,与CFD结果的最大相对误差为燃烧室长度的13％;与实验相比,亚燃模态流道压强积分的最大相对误差为6.3％;与CFD相比,引射和亚燃模态下推力最大相对误差5.9％,超燃模态下推力最大相对误差7.7％.
對火箭基組閤循環(RBCC)髮動機一維性能分析模型進行瞭改進,主要改進包括基于實驗結果辨識齣主火箭與二次燃料加質分佈函數的關鍵參數;攷慮瞭凹腔和支闆等複雜構型對流道橫截麵積的影響;攷慮瞭多組燃料噴註位置對髮動機性能的影響.採用地麵直連實驗和經過實驗校驗的CFD結果對改進的一維程序進行瞭充分驗證.結果錶明,改進後的性能分析模型可快速計算髮動機性能,能體現齣凹腔、支闆等複雜構型和多點燃料噴註對流道內參數分佈和髮動機性能的影響;可預估熱力喉道位置,與CFD結果的最大相對誤差為燃燒室長度的13％;與實驗相比,亞燃模態流道壓彊積分的最大相對誤差為6.3％;與CFD相比,引射和亞燃模態下推力最大相對誤差5.9％,超燃模態下推力最大相對誤差7.7％.
대화전기조합순배(RBCC)발동궤일유성능분석모형진행료개진,주요개진포괄기우실험결과변식출주화전여이차연료가질분포함수적관건삼수;고필료요강화지판등복잡구형대류도횡절면적적영향;고필료다조연료분주위치대발동궤성능적영향.채용지면직련실험화경과실험교험적CFD결과대개진적일유정서진행료충분험증.결과표명,개진후적성능분석모형가쾌속계산발동궤성능,능체현출요강、지판등복잡구형화다점연료분주대류도내삼수분포화발동궤성능적영향;가예고열력후도위치,여CFD결과적최대상대오차위연소실장도적13％;여실험상비,아연모태류도압강적분적최대상대오차위6.3％;여CFD상비,인사화아연모태하추력최대상대오차5.9％,초연모태하추력최대상대오차7.7％.
