组合循环动力在水平起降天地往返飞行器上的应用

 水平起降天地往返飞行器是未来空间快速响应和低成本航天运输的重要方式，组合循环动力具备全包线飞行能力，在大气层内利用空气作为氧化剂，可大大提升发动机的比冲，是未来水平起降天地往返飞行器的首选动力系统。梳理了国内外组合动力天地往返飞行器的发展历史和现状，对比未来航天运输系统中不同起降方式的优缺点，明确了水平起降的优势及其对飞行器和发动机的要求，通过组合动力和火箭动力的总体性能分析和对比，进一步确认组合循环动力在水平起降天地往返飞行器中的应用优势。     

火箭基组合循环动力研究进展

 重复使用是运载器发展的必然途径，火箭基组合循环发动机是可重复运载器动力的重要方向。介绍了国内外典型RBCC发动机方案和关键技术研究现状，分析了RBCC发动机的主要技术特点及应用前景。可以弥补火箭或冲压单一类型发动机功能或者性能的不足，具有火箭大推重比、冲压高比冲的特点，是RBCC动力系统区别于其他发动机的重要特征。结合当前技术水平，灵活运用组合发动机的特点，形成不同的发动机方案，适用不同运载任务要求，是RBCC动力系统研究的重要思路。中国应加快RBCC发动机应用论证和关键技术攻关，形成技术方案，为可重复使用运载器长远发展做出贡献。     

艾伦·邦德和“佩刀”发动机

 “佩刀” （SABRE）发动机结合了涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机的特点,是一款创新性的协同吸气式火箭发动机。通过回顾艾伦·邦德在“佩刀”发动机研发中发挥的作用,介绍了“佩刀”发动机组成和采用的新技术,分析了吸气式和火箭式两种工作模态及相应工作原理,展望了“佩刀”发动机广泛的应用前景。     

涡轮增压固体火箭冲压发动机（TSPR）性能研究

涡轮增压固体火箭冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)是将固体燃气发生器驱动ATR与冲压发动机相结合的新型发动机循环,是加力ATR的特有形式。建立TSPR热力分析模型,分析了关键部件参数对发动机性能的影响规律。在发动机部件约束条件下对比ATR和TSPR的工作包线以及比冲、比推力性能,确定了TSPR在工作范围和能量特性的优势,提出了TSPR三个应用领域。对比四种不同加力推进剂的TSPR性能,获得了TSPR不同工作要求的加力推进剂的优选标准。     

组合循环发动机科学研究技术路线的优化

 以高速飞机、两级入轨一级平台组合动力飞行器为应用背景,以具备开发研究和工程应用基本要素为导向,优化了水平起降、重复使用、高速宽域组合循环发动机科学研究的技术路线。比较了单一类型动力飞行器与组合动力飞行器航程和载荷能力等主要功能指标,分析了组合动力飞行器对发动机性能的需求,研究了组合动力飞行器空气动力学特性、结构质量特性和组合循环发动机核心性能随飞行速域拓宽的变化趋势,提出飞行速域上限对组合循环发动机实用化具有决定性影响。构建了技术方案、飞行器需求、技术代际递进、热障等维度的组合循环发动机技术实用化评估模型。评估表明,Ma6级组合循环发动机仍需持续探索研究;Ma4级组合循环发动机与组合动力飞行器具备实施以能力形成和实用化为目标的大科学技术计划的基本条件。分析认为,Ma4亚高超飞行平台具有重大应用价值,是重大技术代际。     

火箭基组合动力循环飞行器变结构进气道方案研究

火箭基组合动力循环(RBCC,rocket based combined cycle)飞行器的飞行速域宽、距离远,要求飞行器在整个飞行包络内,其推进系统不仅在设计点具有良好的性能,在非设计点时也要求能正常工作。以一种RBCC飞行器为研究对象,计算不同马赫数条件下动力系统进气道的性能,在此基础上提出一种进气道的变形方案。结果表明,所设计的变几何进气道方案,能够使得组合动力发动机在工作段满足不同的推力需求,提高了发动机的效率。     

RBCC飞行器变结构进气道方案研究

火箭基组合动力循环(RBCC,Rocket Based Combined Cycle)飞行器的飞行速域宽、距离远,这就要求飞行器在整个飞行包络内,其推进系统不仅在设计点具有良好的性能,在非设计点时也要求能正常工作。本文以一种RBCC飞行器为研究对象,计算不同马赫数条件下动力系统进气道的性能,在此基础上提出一种进气道的变形方案。结果表明,本文所设计的变几何进气道方案,能够使得组合动力发动机在工作段满足不同的推力需求,提高了发动机的效率。     

液体火箭发动机自然循环回路预冷非稳态数学模型

针对液体火箭发动机自然循环回路预冷过程中的非稳态流动与传热问题,构建了一组涵盖主要传热工况的管壁与低温流体间的传热模型,耦合了循环回路的释热方程和低温流体间的流动传热方程,并采用二分法迭代求解自然循环回路预冷过程中的非稳态循环流量,建立了液体火箭发动机自然循环回路预冷的一维非稳态均相流动数学模型.与已有传热模型相比,在膜态沸腾阶段引入了反环状流膜态沸腾模型和弥散流膜态沸腾模型,保证了膜态沸腾从全液相到全气相过渡过程中物理意义上的逻辑自洽性,并以输送管为例,验证了液体火箭发动机自然循环回路预冷模型的有效性.     

冷起动时甲醇掺烧液化气发动机的甲醛和未燃甲醇排放

基于单循环燃料喷射控制策略及冷起动,在一台125mL单缸电控喷射点燃式发动机上,试验研究了LPG(液化石油气)与甲醇循环喷射量的质量比和LPG迟后甲醇喷射时刻对甲醇掺烧LPG发动机甲醛和未燃甲醇排放的影响.甲醇掺烧LPG发动机中LPG仅起辅助起动作用.试验结果表明:增大LPG与甲醇循环喷射量质量比可使甲醇掺烧LPG发动机着火性能改善,未燃甲醇排放减少,甲醛排放增多;合理控制LPG迟后甲醇喷射时刻可显著改善着火性能,减少未燃甲醇排放,而甲醛排放稍有增加;LPG迟后甲醇在曲轴转角为276°时(上止点前)喷射,缸内最大压力达4.46MPa,未燃甲醇的体积分数减小到1173×10-6.甲醇掺烧LPG发动机时起动工况的甲醛和未燃甲醇排放量随LPG与甲醇循环喷射量的质量比和LPG迟后甲醇喷射时刻的变化呈相反的变化趋势.     

高效双压氦液化循环研究

为了实现氦液化系统的高效性,提出了一种新型双压氦液化循环,探索在相同的高压压力下,流程参数、部件效率、系统液化率及(火用)效率等重要参数随中压压力的变化规律．结果表明：改变中压压力,流程液化率随着中压压力的增加而增加,而(火用)效率随之减小,当中压压力为7.0×10⁵ Pa时,液化量为90.46 L/h,(火用)效率达到最大值18.6%,当中压压力为12.5×10⁵ Pa时,液化量和(火用)效率分别为107.4 L/h和17.5%;双压氦液化循环相较于modified-Claude(修正-克劳德)循环,减小了节流阀处的损失,同时降低了系统功耗,提高了系统整体的(火用)效率．     

Russian Nuclear Rocket Engine Design for Mars Exploration

This paper is to promote investigation into the nuclear rocket engine (NRE) propulsion option that is considered as a key technology for manned Mars exploration. Russian NRE developed since the 1950s in the former Soviet Union to a full-cale prototype by the 1990s is viewed as advantageous and the most suit-able starting point concept for manned Mars mission application study. The main features of Russian het-erogeneous core NRE design are described and the most valuable experimental performance results are summarized. These results have demonstrated the significant specific impulse performance advantage of the NRE over conventional liquid rocket engine (LRE) propulsion technologies. Based on past experience, the recent developments in the field of high-temperature nuclear fuels, and the latest conceptual studies, the developed NRE concept is suggested to be upgraded to the nuclear power and propulsion system (NPPS), more suitable for future manned Mars missions. Although the NRE still needs development for space appli-cation, the problems are solvable with additional effort and funding.     

D-3 He先进燃料聚变空间核动力推进器的可行性探索

探索了一种高比推力、高有效载荷的D-3 He聚变燃料火箭的可行性,对化学燃料火箭、裂变燃料推进器与聚变燃料火箭发射时的有效载荷份额与飞行使命的时间之间的折衷关系做了比较。从能量守恒关系分析了D-3 He聚变燃料火箭先进性的基本原理,以及运用D-3 He聚变反应作为空间飞行推进单元的优点。除了月球表层土中有丰富的氦-3资源外,也对地球外层空间中其余行星,如金星、水星和火星上的3He资源作了定量的估算。     

微波增强肼复合式推力器喷管粘性效应分析

微波增强肼复合式推力器的喷管结构较小,其流动规律不同于常规固液火箭发动机的喷管,黏性效应对喷管内气体流动有较大影响。微波增强肼复合式推力器有着微波电加热和单元肼分解两种工作模式。研究了两种工作模式下工质气体压强和温度对黏性效应的影响。结果表明,提高压强可以降低黏性作用,使得边界层变薄,从而提升喷管性能;提高温度会增强黏性作用,使得速度损失增多,但比冲(specific impulse)仍有一定提高。对比两种工作模式,微波电加热模式下黏性效应对喷管性能的影响更强。     

微爆轰推力器的冲量研究

利用瞬时爆轰假设以及小药量线性近似,假设推力单元内的微量含能材料的爆轰反应在瞬时完成,从理论上计算了微爆轰推力单元在真空中的冲量和推力,并在此基础上研究了含能材料的爆热、产物的等熵指数以及喷管的长度对单元的冲量和推力的影响,并通过数值模拟得到喷管底部压力曲线及单元冲量随喷管药柱长度比的变化.结果表明,推力单元的冲量随装药质量、等熵指数和比爆热的增大而增加;为了获得理想的推进性能,喷管的长度不能小于装药长度的4倍.     

STOVL型战斗机变循环发动机性能数值模拟

针对短距起飞垂直降落型(STOVL)战斗机的发动机特性进行分析。在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上, 添加了升力风扇与滚转控制喷管部件模块, 并加入了尾喷管喉道面积、模式选择阀门面积和低压涡轮导向器面积等调节变量, 编写了带升力风扇的变循环发动机整机性能数值模拟程序, 选取超音速巡航状态设计点, 确定设计点各参数, 计算分析了带升力风扇的STOVL型变循环发动机在超音速巡航状态、海平面静止状态及STOVL状态的性能参数。研究结果表明:这种创新的变循环推进系统, 通过改变发动机有效涵道比, 提供了较大的推力增加, 同时降低了耗油率。     

Propulsion Challenges for Small Spacecraft： 2005

Introduction Small (<100 kg) spacecraft propulsion systems present many unique design problems because of the need to minimize the system size and weight. Propulsion is vi- tal because it significantly enhances the spacecraft’s maneuverability, transform…     

国外组合循环动力技术研究进展

 组合循环动力技术是多种动力技术从热力循环、结构布局等方面的有机融合，具有工作包线宽、综合性能优等特点。综述了国外组合循环发动机的发展历程，介绍了几种典型组合循环发动机，概述了组合循环动力技术的发展趋势、关键技术，提出了组合循环动力技术领域的发展建议。     

气一固两相流动引起固体火箭发动机比冲量损失的分析研究

在V/LF<<1.0的条件下,利用气—固两相悬浮流的平衡态模型研究了固体火箭发动机的比冲量损失。导出了包括临界速度和比冲量在内的喷管特性关系式。所给的算例指出:气—固两相混合流在喷管喉部的速度小于气体的音速;由于固相颗粒的影响,使比冲量受到了损失。算例同时指出,推力系数并不总是减小,它取决于喷管扩张比(直径)de/d?。算例的结果与W.N.Brundige的实验结果比较相符。程序TWPH可完成全过程计算。     

混合工质泄漏对有机朗肯循环发电系统性能的影响

基于有机朗肯循环系统中各部件、管道等密封导致的实际系统运行过程中不可避免地存在着循环工质的泄漏问题,结合余亥姆霍兹自由能状态方程、混合法则和等温泄漏模型,研究了非共沸混合工质R245fa/R601a（初始质量配比为0.6/0.4）在ORC发电系统蒸发器中泄漏率为0~50%时对混合工质配比以及循环性能的影响.结果表明:非共沸混合工质泄漏会造成混合工质配比及工质热物性的变化,系统循环性能也会改变,且蒸发出口段发生液相泄漏时对循环性能影响最大.随着泄漏率的增大,比净输出功减少率可达12.23%.