固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

doi:10.7527/S1000-6893.2022.26971

流体力学与飞行力学

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固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

赵翔¹(), 夏智勋², 方传波³, 马立坤², 李潮隆², 段一凡²

^1.海军航空大学第三飞行训练基地，秦皇岛　066000
^2.国防科技大学空天科学学院，长沙　410073
^3.火箭军研究院，北京　100085

收稿日期:2022-01-19 修回日期:2022-02-10 接受日期:2022-02-24 出版日期:2023-03-15 发布日期:2022-03-22
通讯作者: 赵翔 E-mail:zhaoxiang14@nudt.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(52006240);湖南省自然科学基金(2020JJ4665)

Theoretical analysis of performance of solid rocket scramjet

Xiang ZHAO¹(), Zhixun XIA², Chuanbo FANG³, Likun MA², Chaolong LI², Yifan DUAN²

^1.The 3rd Pilot Training Base，Naval Aviation University，Qinhuangdao 　066000，China
^2.College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 　410073，China
^3.Rocket Force Academy，Beijing 　100085，China

Received:2022-01-19 Revised:2022-02-10 Accepted:2022-02-24 Online:2023-03-15 Published:2022-03-22
Contact: Xiang ZHAO E-mail:zhaoxiang14@nudt.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52006240);Natural Science Foundation of Hunan Province(2020JJ4665)

摘要/Abstract

摘要：

基于布雷顿循环，考虑燃烧产物的离解，针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究，开展了发动机理论性能分析，研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响，探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明：固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降；当工作当量比增大时，质量比冲和体积比冲均下降，但比推力逐步上升；当工作空燃比增大时，比推力下降，但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响，在空燃比5~27的范围内，固体推进剂的体积比冲存在明显优势，但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油，采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作，预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。

关键词: 固体火箭超燃冲压发动机, 高马赫数, 离解, 发动机性能, 固体推进剂

Abstract:

Considering the dissociation of combustion products， this paper conducts research on modeling of the working process of the solid rocket scramjet using the Brayton cycle method. Then， the theoretical performance of the engine is analyzed， and the effects of flight parameters and fuel types on engine performance are studied. The flight envelope of scramjet engine is also discussed. The main conclusions are as follows. The performance of solid rocket scramjet decreases with the increase of flight Mach number and flight altitude. When the working equivalent ratio increases， the gravimetric impulse and volumetric impulse decrease， but the specific thrust increases gradually. When the working air-fuel ratio increases， the specific thrust decreases， but the gravimetric impulse and volumetric impulse increase gradually. In the range of air-fuel ratio from 5 to 27， the volumetric impulse of the engine fueled with solid propellant has obvious advantages， but the specific thrust and gravimetric impulse are inferior to the engine fueled with hydrogen and kerosene. Compared with that fueled with hydrogen and kerosene， the boron-based solid propellant scramjet can work in a wider range of Mach numbers， which indicates that the solid rocket scramjet has a potential of wide flight envelope.

Key words: solid rocket scramjet, high Mach number, dissociation, engine performance, solid propellant

中图分类号:

V435

赵翔, 夏智勋, 方传波, 马立坤, 李潮隆, 段一凡. 固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析[J]. 航空学报, 2023, 44(5): 126971-126971.

Xiang ZHAO, Zhixun XIA, Chuanbo FANG, Likun MA, Chaolong LI, Yifan DUAN. Theoretical analysis of performance of solid rocket scramjet[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2023, 44(5): 126971-126971.

图/表 21

图 1

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表 1

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参考文献 37

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

燃烧室处理方法	不考虑离解	化学平衡
来流静温/K	226.65	226.65
隔离段出口静温/K	1 511.2	1 511.2
燃烧室静温/K	2 651.7	2 429.0
来流总温/K	3 124.9	3 124.9
燃烧室总温/K	4 265.4	3 557.7

数据来源	获取方式	P₃/kPa	P₄/kPa
文献［21］	飞行试验测量	≈57	57~120
计算	等压燃烧	57	57
计算	气流速度恒定	57	85

试验	工况	数据来源	P₃/kPa	U₃/（m·s^-1）	T₃/K	Ma₄	P₄/kPa
飞行试验	H=32.5 km， Ma=7.7	文献［21］	≈57	≈1 800	≈1 500		57~120
	H=32.5 km， Ma=7.7	计算	57	1 718	1 423	1.73	85
	H=27.1 km， Ma=7.8	文献［21］	≈130	≈1 720	≈1 300
	H=27.1 km， Ma=7.8	计算	140	1 685	1 444	1.74	194
HEG XII	H=33.0 km， Ma=7.3	文献［21］	57	1 800	1 500	1.0~2.3	57~145
HEG XII	H=33.0 km， Ma=7.3	计算	47	1 632	1 313	1.63	76
HEG XIII	H=28.0 km， Ma=7.4	文献［21］	130	1 720	1 300	1.65~2.30	130~280
HEG XIII	H=28.0 km， Ma=7.4	计算	106	1 606	1 327	1.70	152

A/F	摩尔占比
A/F	CO	CO₂	H	H₂	H₂O	NO	N₂	O	OH	O₂
5	0.26	0	0	0.25	0	0	0.49	0	0	0
10	0.12	0.06	0	0.04	0.12	0	0.66	0	0	0
15	0.03	0.10	0	0	0.11	0.01	0.72	0	0.01	0.02

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