火箭基组合循环(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)发动机具有优越的全弹道性能,是实现高超声速飞行的最有潜力的动力方案,具有广泛的军事和民用航天应用前景。RBCC发动机性能分析模型在高超声速飞行器方案选择、总体设计以及RBCC发动机设计与性能分析等方面具有极其重要的作用。本文建立了RBCC发动机性能分析模型并编写了相应的软件。 采用准一维流动方程,建立了燃烧室性能分析模型,考虑了加质、变几何截面、摩擦作用、化学反应等冈素的影响。该模型可以计算引射模态的流量比,避免人为给定引射量。同实验结果进行了对比校验,用于引射模态性能分析时,所引起的相对误差小于10%;用于超燃模态性能分析时,所引起的相对误差小于7%。 建立了飞行器前体性能分析模型,可以计算前体的气流捕获量、所受的阻力以及进气道入口参数。考虑到前体可能工作于非设计状态,建立了前体工作状态检测方法。考虑到前体壁面边界层厚度对流动结构的影响,提出了边界层效应的修正方法。以流量系数为对比目标,同CFD结果对比,本模型所引起的相对误差小于2%。 采用响应面方法,建立了后体性能分析模型,通过筛选试验确定了对后体性能有主要影响作用的因素,从而降低了响应面方科的复杂性。采用后体壁面上6个特征点的压强拟合关系式描述后体壁面压强分布,提高了计算效率。同CFD结果对比,该方法所引起的误差小于5%。 在建立性能分析模型基础上,开发了RBCC发动机性能分析软件(RBCC EnginePerformance Analyze Module,REPAM)。采用软件对单级入轨的Hyperion飞行器进行性能分析,所得到的结果与SCCREAM基本一致。