固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析

作者:屠秋野;丁朝霞;陈玉春;蔡元虎 刊名:固体火箭技术 上传者:梁福兵

【摘要】建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系.定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响.

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第 32卷第 1期 固 体 火 箭 技 术 Journal of Solid Rocket Technology Vo1.32 No.1 20D9 Thermodynamic 3 " soidcycle analysis On SOlltl llant air.turbo.rocket~ TU Qiu—ye,DING Chao—xia,CHEN Yu—chun,CAI Yuan—hu (School of Dynamic and Energy,Northwestern Polyteehnieal University,Xihn 710072,China) Abstract:A numerical model for calculating performan ce of solid propellan t air—turbo·rocket at design point was set up,and a relationship expression of fue1.air ratio of combustion based on compressor pressure ratio,tubine intet total tempe rature and turbine expansion ratio was put forward.And a relationship between the turbine expan sion ratio and the bypass ratio was given.The eects of compressor pressure ratio,turbine inlet tempe rature,bypas s ratio/turbine expan sion ratio and flight Mach number on the spe cific thrust and spe cific impulse were analyzed quan titatively. Key words:solid propellant air·turbo—rocket(SPATR);mathematical model;thermodynamic cycle analysis CLC number:V435 Docum ent code:A Article ID:1006—2793(2009)0l-0053-05 固体推进剂 吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析 屠秋野 ,丁朝霞 ,陈玉春 ,蔡元虎 (西北 工业大学 动力与能 源学院 ,西安 710072) 摘要 :建立了固体推进剂吸气式涡轮 火箭发动机 的设计状态数值模型 ,提 出了基 于压气机 增压比、涡轮前 温度和涡轮 落压比关系的燃烧 室燃气与空气配 比表达式,以及涡轮 落压比和发动机涵道 比的匹配关系。定量分析 了压气机增压比 、涡 轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响。 关键词 :固体推进荆吸 气式涡轮 火箭发动机 ;数值模 型;气动热力循环分析 Nom enclature T total temperature P total pressure 仃 total pressure ratio Cp spe cific heat at constant pressure m mass flow rate F specific thrust Subscripts and engine stations

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