RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法

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1、第31卷第7期航空学报V01．31No．72010年7月ACTAAERONAUTlCAETASTRONAUTICASINICAJuly2010文章编号：1000—6893(2010)07—1331-07RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法吕翔，何国强，刘佩进(西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，陕西西安710072)AscentTrajectoryDesignMethodforRBCC—poweredVehicleLuXiang，HeGuoqiang，LiuPeijin(NationalKeyLaboratoryofCombustion，FlowandTh

2、ermo-structure，NorthwesternPolytechniealUniversity。Xi’an710072，China)摘要：火箭基组合循环(RBCC)的发动机推力与飞行轨迹相互影响，导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究，提出了基于马赫数一动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBs)曲线进行了定义补充，以用于描述具有任意形状的马赫数一动压参考曲线，并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究；建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机

3、发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析，计算结果表明：(1)马赫数一动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用，能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计；(2)引射模态低速段(Ma<2．0)消耗的推进剂质量超过爬升段的50％以上，是发动机性能优化的关键；(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6．3；(4)当飞行马赫数达到1．7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用，在保证空气捕获方面占主导地位。关键词：高超声速飞行器；火箭基组合循环；飞行轨迹；控制规律；非均匀有理B样条中图分类号：V421．1文献标识码：AAbstract

4、：Intenseeffectsbetweenrocketbasedcombinedcycle(RBCC)engineperformanceandvehicleflighttrajectorycausethecouplingbetweentrajectorydesignandengineperformanceanalysis．Ascenttrajeetoryde—signmethodofRBCC-poweredvehicleisstudiedandtheMachnumber-dynamicpressurereferencecurvemeth—odispropound

5、ed．ComplementtOnon-uniformrationalB-spline(NURBS)curveismadetodefinearbitrarydynamicpressurereferencecurve，withtheselectingprinciplesstudiedforthecontrolvariablesofreferencecurve．Solvingprocedurefortrajectorysimulationisinvestigatedwiththebinary-searchmethodforangleofat—tack．Trajector

6、ydesignandanalysisforair-launchingRBCC-poweredvehicleareconductedwiththeproposedmethod．Theresultsshowthat(1)Mathnumber-dynamicpressurereferencecurvemethodissuitablefofas—centtrajeetorydesignofRBCC-poweredvehicle，becauseitconsidersthecouplingbetweenengineperformanceandflighttrajectory．

7、(2)Morethan50％ofpropellantconsumptionisproducedatlowMachnumberstage(Ma<2．O)ofejectormode，dominatingtheperformanceoptimizationofRBCCengine．(3)Propellantmassflowrateinejectormodereaches6．3betweenthemaximumandtheminimum．(4)Rameffectoftheincomingairexceedsthepureejectioneffectofprimaryroc

8、ketan