RBCC用變工況氣氧/煤油引射火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究

魏祥庚, 秦飛, 石磊, 張保慶, 何國強(qiáng)

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)試驗(yàn)室, 陜西 西安　710072)

火箭沖壓組合動(dòng)力(RBCC:rocket based combined cycle)有機(jī)地融合了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高推重比和吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)高比沖的優(yōu)勢,在很寬的飛行包線內(nèi)都具有良好的性能,是實(shí)現(xiàn)未來高效和經(jīng)濟(jì)航天運(yùn)輸?shù)闹匾獎(jiǎng)恿?。引射火箭技術(shù)是火箭沖壓組合動(dòng)力的關(guān)鍵技術(shù)之一,伴隨著發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展,已經(jīng)開展了大量研究工作。Hueter等人[1]在ASTP的RBCC項(xiàng)目研究中就指出RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)須要采用變工況工作的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為引射火箭,其采用的引射火箭的主要特征為:液氫/液氧推進(jìn)劑,氧燃比4～8,燃燒室壓強(qiáng)1.38～3.45 MPa。Trefny[2]在單級入軌的吸氣式飛行器論證中使用液氫/液氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為引射火箭,采用定氧燃比、變?nèi)紵覊簭?qiáng)工作。Takeshi等人[3-5]在進(jìn)行單級入軌用RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)論證中采用了變工況液氫/液氧引射火箭進(jìn)行方案分析,并給出了在4個(gè)模態(tài)中引射火箭的混合比和工作壓強(qiáng)。Lehman等人[6]采用氣氫/氣氧引射火箭開展了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)引射模態(tài)性能的試驗(yàn)研究。引射火箭采用了相同壓強(qiáng)不同混合比的工作狀態(tài),通過壓強(qiáng)、熱流密度和推力分析了引射火箭混合比對RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。西北工業(yè)大學(xué)何國強(qiáng)團(tuán)隊(duì)[7-11]針對引射火箭工作狀態(tài)對引射模態(tài)性能影響開展了試驗(yàn)及數(shù)值計(jì)算研究,指出了變工況工作的引射火箭對提升引射模態(tài)性能具有重要影響。由研究可以看出,引射火箭對RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的性能有很大影響,并且要實(shí)現(xiàn)飛行任務(wù)需要采用變工況工作的引射火箭系統(tǒng)。Escher等[12-13]早期開展了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)用引射火箭技術(shù)研究,基于增強(qiáng)火箭射流和空氣射流摻混的目標(biāo),設(shè)計(jì)了多推力室環(huán)形的變工作壓強(qiáng)的引射火箭系統(tǒng)。Miller等人[14]研制了使用90%過氧化氫和JP-8為推進(jìn)劑的引射火箭,并進(jìn)行了試驗(yàn)研究,獲得了較好的效果。Masao等人[15-17]研制了使用氣氫/氣氧為推進(jìn)劑的引射火箭。該火箭可以實(shí)現(xiàn)0.5～7.5的混合比變化,并且可以實(shí)現(xiàn)不同的燃燒室工作壓強(qiáng),經(jīng)過試驗(yàn)測試火箭的特征速度效率在0.84以上,可以滿足RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能試驗(yàn)要求。朱韶華等人[18-19]設(shè)計(jì)了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)用的氣氧/煤油引射火箭,進(jìn)行了數(shù)值和試驗(yàn)研究。該火箭采用定混合比1.6工作,可以實(shí)現(xiàn)流量95～285 g/s的調(diào)節(jié)。劉永興等人[20]設(shè)計(jì)了用于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的氣氧/煤油引射火箭,并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。推力室噴注器采用氣液雙組元內(nèi)混式噴嘴和邊區(qū)直流噴嘴結(jié)合結(jié)構(gòu),進(jìn)行了室壓分別為3 MPa和5 MPa的點(diǎn)火試驗(yàn),驗(yàn)證了推力室方案的可行性。Cheng等人[21]開展了氣氧/RP-1推進(jìn)劑的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)旋流同軸噴嘴的工作特性研究。設(shè)計(jì)的同軸噴嘴中心為氣氧直流噴嘴,外面為RP-1旋流噴嘴。Soller等人[22]開展了2種氣氧/煤油噴注器的試驗(yàn)研究。試驗(yàn)結(jié)果表明同軸式噴注器可以在較大壓強(qiáng)范圍內(nèi)工作,燃燒效率也較高。

由目前研究可以看出,RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)用引射火箭系統(tǒng)多采用變工況工作的氣氧/煤油系統(tǒng)。本文針對RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)用引射火箭技術(shù)需求,開展了采用互擊式噴注器的變工況工作氣氧/煤油引射火箭系統(tǒng)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究工作。

1　引射火箭供應(yīng)系統(tǒng)及推力室設(shè)計(jì)

1.1　設(shè)計(jì)要求

該引射火箭系統(tǒng)主要是為了滿足RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的亞燃模態(tài)地面試驗(yàn)的變工況工作、RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)由引射模態(tài)向亞燃模態(tài)過渡地面試驗(yàn)等需求。考慮到降低系統(tǒng)復(fù)雜度,引射火箭系統(tǒng)采用成熟技術(shù)及簡單系統(tǒng),采用與RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃油一致的煤油作為燃料,氧化劑采用氣氧。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)亞燃工作時(shí),對引射火箭的流量要求不大,主要起到穩(wěn)焰作用;在模態(tài)過渡過程中要求引射火箭實(shí)現(xiàn)快速轉(zhuǎn)換工況,穩(wěn)定工作;暫且先考慮2級工況變化。系統(tǒng)為地面試驗(yàn)用,可以不考慮重量和尺寸要求,且可以采用被動(dòng)冷卻的方式。因此,主要設(shè)計(jì)技術(shù)要求如下:

1) 推進(jìn)劑:氧氣/煤油(JP-10);

2) 氧氣/燃料混合比范圍:0.9～1.2;發(fā)動(dòng)機(jī)流量范圍80～120g/s;

3) 燃燒室溫度為1 800～2 200 K,燃燒室壓強(qiáng)為1～2MPa;

4) 發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中發(fā)動(dòng)機(jī)流量和燃燒室壓強(qiáng)可調(diào),快速穩(wěn)定。

結(jié)合設(shè)計(jì)要求,根據(jù)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)方法開展了引射火箭推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和推力室設(shè)計(jì)工作。

為了滿足上述要求,采用NASA CEA熱力計(jì)算軟件[23]對不同室壓、不同工況的火箭推力室工作參當(dāng)選進(jìn)行了計(jì)算分析,獲得了滿足要求的發(fā)動(dòng)機(jī)工況如表1所示。

表1　引射火箭工況設(shè)計(jì)參數(shù)

表1給出了引射火箭工作的燃燒室壓強(qiáng)、推力室混合比、燃?xì)鉁囟燃傲髁康葏?shù),可以根據(jù)這些參數(shù)進(jìn)行火箭系統(tǒng)和推力室設(shè)計(jì)。

1.2　系統(tǒng)方案

根據(jù)總體技術(shù)要求,結(jié)合目前液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)特征,該引射火箭推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)采用擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)。目前發(fā)動(dòng)機(jī)為2級工況工作,考慮技術(shù)風(fēng)險(xiǎn),供應(yīng)系統(tǒng)采用并行管路方式實(shí)現(xiàn)工況調(diào)節(jié)。

氧氣供應(yīng)系統(tǒng)采用減壓器加孔板的方式實(shí)現(xiàn)氧化劑供應(yīng)調(diào)節(jié),考慮到氣體的響應(yīng)較快,采用調(diào)節(jié)孔板前壓強(qiáng)的方式實(shí)現(xiàn)不同工況氧氣流量的供應(yīng)。氧氣供應(yīng)系統(tǒng)工作原理圖如圖1所示。此方案可實(shí)現(xiàn)兩工況調(diào)節(jié)及單一工況下連續(xù)工作。

圖1　氧氣供應(yīng)系統(tǒng)簡圖

為了滿足系統(tǒng)工作要求,經(jīng)系統(tǒng)參數(shù)計(jì)算可以求得氧氣貯箱出口壓力最低為6.3 MPa,要求工作過程中貯箱壓強(qiáng)不能低于該值?？紤]發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間不小于15 s,并考慮到一定余量,氧氣貯箱設(shè)計(jì)初始壓力為15 MPa,氧化劑貯箱容積12.3升。結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)氧氣流量需求和推力室工作參數(shù),利用質(zhì)量流量公式初步估算孔板的直徑為3 mm,則氧氣供應(yīng)系統(tǒng)工作參數(shù)如表2所示。

表2　氧氣供應(yīng)系統(tǒng)工況設(shè)計(jì)參數(shù)

煤油供應(yīng)系統(tǒng)方案采用氮?dú)夂銐簲D壓方案實(shí)現(xiàn)燃料的供應(yīng),采用不同的汽蝕管實(shí)現(xiàn)煤油流量調(diào)節(jié)。為了實(shí)現(xiàn)引射火箭的工況調(diào)節(jié),考慮到煤油系統(tǒng)的響應(yīng)較慢,采用輔助旁路管路調(diào)節(jié)方案,在工作過程中通過開關(guān)輔助旁路管路系統(tǒng)閥門實(shí)現(xiàn)2級工況的改變。采用輔助旁路系統(tǒng)有利于系統(tǒng)穩(wěn)定工作,易于切換,對切換速度要求較低,且不會(huì)導(dǎo)致熄火等問題。煤油系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)采用基準(zhǔn)工況為低工況,通過打開輔助旁路系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)高工況的調(diào)節(jié)。燃料供應(yīng)系統(tǒng)工作原理示意圖如圖2所示。

圖2　燃料供應(yīng)系統(tǒng)簡圖

為了滿足系統(tǒng)工作要求,經(jīng)系統(tǒng)參數(shù)計(jì)算可得,煤油貯箱出口最低壓力為3.8 MPa,設(shè)計(jì)貯箱最低工作壓力4 MPa,燃料貯箱容積3.1升,煤油汽蝕孔板直徑分別為1 mm和0.8 mm。增壓氣瓶初始壓力12 MPa,增壓瓶容積4升,減壓器出口壓強(qiáng)為4 MPa。燃料系統(tǒng)工作參數(shù)如表3所示。

表3　燃料供應(yīng)系統(tǒng)工作參數(shù)

1.3　推力室設(shè)計(jì)

噴注器是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室中將推進(jìn)劑組元進(jìn)行霧化和混合的主要部件。噴注器的工作特性在很大程度上決定了推進(jìn)劑的燃燒完全程度、推力室工作的穩(wěn)定性及推力室壁熱防護(hù)的可靠性,因此推力室噴注器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)對于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)來說是一項(xiàng)非常重要的任務(wù)。

為了有利于推進(jìn)劑的破碎、霧化,參考目前常用氣/液噴注器的設(shè)計(jì),引射火箭噴注器采用“中心離心式液體(煤油)+周圍直流式氣體(氧氣)”噴注器方案:煤油噴嘴采用渦流器離心式噴嘴(如圖3所示),氧氣氣體噴嘴則采用直流式噴嘴。為了實(shí)現(xiàn)更好的霧化和摻混,采用多個(gè)氣體直流式噴嘴在液體離心式噴嘴外側(cè)成一定角度繞液體噴嘴排列,氣體射流撞擊到液膜表面,有利于液滴的破碎、霧化及與氧氣的混合。經(jīng)過設(shè)計(jì)計(jì)算,煤油噴嘴出口直徑為3 mm,氧氣噴嘴采用12個(gè)Φ1.2 mm的直流噴孔。噴注器結(jié)構(gòu)示意圖如圖4所示。

圖4　推力室頭部

由于噴注器設(shè)計(jì)占用了中心位置,推力室的點(diǎn)火方式采用側(cè)壁電火花塞點(diǎn)火。在火花塞安裝位置設(shè)計(jì)時(shí)要充分考慮點(diǎn)火可靠性以及火花塞的燒蝕防護(hù)。設(shè)計(jì)點(diǎn)火器軸線位置位于噴嘴軸線的交點(diǎn)上方3 mm處,且將火花塞頭凹在室壁內(nèi)2 mm,火花塞安裝位置示意圖如圖5所示。在噴嘴軸線交點(diǎn)上方附近位置推進(jìn)劑已經(jīng)混合較好,并且由于該處燃燒沒有充分發(fā)展,溫度較低,可以有效降低火花塞被燒蝕的可能性并可以保證可靠點(diǎn)火。為了進(jìn)一步降低火花塞燒蝕的可能性,將火花塞的端面凹陷在推力室壁內(nèi),減少高溫氣流的沖刷。考慮到主要為地面短時(shí)間使用,引射火箭推力室采用被動(dòng)熱防護(hù),燃燒室內(nèi)壁為高硅氧-酚醛材料,推力室的噴管采用高強(qiáng)石墨材料,推力室內(nèi)徑為55 mm,長度為165 mm。推力室噴管喉徑為12.3 mm。

圖5　火花塞安裝位置示意圖

2　試驗(yàn)及結(jié)果分析

依據(jù)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)要求和系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求,引射火箭的試驗(yàn)工作主要包括了煤油和氧氣的流量標(biāo)定、系統(tǒng)充填時(shí)間測試、調(diào)節(jié)工況充填時(shí)間測試以及發(fā)動(dòng)機(jī)熱試等內(nèi)容。流量標(biāo)定工作主要是檢驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)參數(shù)是否符合要求,并結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行孔板及壓強(qiáng)的調(diào)整。系統(tǒng)充填時(shí)間測試主要是獲得煤油和氧氣進(jìn)入到推力室的時(shí)間,為發(fā)動(dòng)機(jī)可靠安全點(diǎn)火和系統(tǒng)控制提供數(shù)據(jù)支撐。發(fā)動(dòng)機(jī)熱試試驗(yàn)主要測試發(fā)動(dòng)機(jī)的工作可靠性、穩(wěn)定性及性能,檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)。

首先進(jìn)行了煤油和氧氣流量標(biāo)定試驗(yàn):煤油的

流量通過流量計(jì)記錄,同時(shí)使用氣蝕孔板流量公式計(jì)算;氧氣流量利用孔板前壓強(qiáng)通過流量公式計(jì)算獲得,氧氣孔板事先進(jìn)行了流量系數(shù)的標(biāo)定。經(jīng)過冷調(diào)試驗(yàn)獲得滿足設(shè)計(jì)要求的煤油系統(tǒng)的貯箱壓力、氧氣減壓器出口壓強(qiáng)以及煤油氣蝕孔板前壓強(qiáng)等參數(shù)。其次通過全系統(tǒng)冷調(diào)試驗(yàn)獲得了系統(tǒng)充填時(shí)間,結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)工況需求,按照先噴氧氣再噴煤油的原則,依據(jù)充填時(shí)間數(shù)據(jù)編制發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)工作控制時(shí)序。

2.1　試驗(yàn)系統(tǒng)

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)用變工況引射火箭試驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)RBCC直連試驗(yàn)臺試驗(yàn)室開展。為了更好及更充分地開展試驗(yàn)研究,為引射火箭專門搭建了試驗(yàn)系統(tǒng)。該試驗(yàn)系統(tǒng)主要包括數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、時(shí)序控制系統(tǒng)、點(diǎn)火系統(tǒng)、供應(yīng)系統(tǒng)及試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)等。供應(yīng)系統(tǒng)主要包括氣氧供應(yīng)系統(tǒng)、煤油供應(yīng)系統(tǒng)及氮?dú)夤?yīng)系統(tǒng)。供應(yīng)系統(tǒng)中的閥門均采用電磁閥和手動(dòng)閥門,氣體介質(zhì)供應(yīng)均采用高壓氣源經(jīng)減壓器減壓后供應(yīng),煤油供應(yīng)系統(tǒng)采用壓縮氮?dú)鈹D壓供應(yīng)。氣氧供應(yīng)系統(tǒng)主要為發(fā)動(dòng)機(jī)提供氧化劑;煤油供應(yīng)系統(tǒng)主要為發(fā)動(dòng)機(jī)提供燃料;氮?dú)夤?yīng)系統(tǒng)主要為煤油供應(yīng)系統(tǒng)提供擠壓氣源和氧氣及煤油的吹除氣源。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用基于VXI總線的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng),主要采集氣源壓強(qiáng)、減壓器后壓強(qiáng)、孔板前后壓強(qiáng)、噴前壓強(qiáng)、推力室壓強(qiáng)以及流量等參數(shù)。時(shí)序控制系統(tǒng)主要按照設(shè)定時(shí)序?qū)崿F(xiàn)閥門的開閉、點(diǎn)火、關(guān)機(jī)及吹除等,保證在點(diǎn)火時(shí)氣氧先于煤油進(jìn)入推力室,在關(guān)機(jī)時(shí)氣氧先于煤油關(guān)閉,從而保證發(fā)動(dòng)機(jī)工作的可靠安全性。

2.2　試驗(yàn)工況

為了驗(yàn)證引射火箭系統(tǒng)的方案,獲得引射火箭的性能參數(shù),進(jìn)行了引射火箭系統(tǒng)的熱試車試驗(yàn)。在進(jìn)行制定試驗(yàn)工況時(shí)按照先單獨(dú)工作再進(jìn)行調(diào)節(jié)的步驟進(jìn)行,并且要進(jìn)行雙向調(diào)節(jié)試驗(yàn),確保發(fā)動(dòng)機(jī)能夠可靠工作。利用標(biāo)定數(shù)據(jù)進(jìn)行設(shè)定試驗(yàn)工況,在實(shí)際試驗(yàn)中由于存在氣瓶壓強(qiáng)、貯箱燃油量、噴管喉徑等每次試驗(yàn)不完全一致,導(dǎo)致試驗(yàn)工況略有差別。每次試驗(yàn)的推力室保持一致。試驗(yàn)的實(shí)際工作參數(shù)(平均值)如表4所示。

表4　試驗(yàn)工況

2.3　試驗(yàn)結(jié)果及分析

針對定工況、調(diào)節(jié)工況進(jìn)行了4次試驗(yàn),試驗(yàn)獲得的推力室壓強(qiáng)-時(shí)間曲線如圖6所示。由圖6可以看出,4次試驗(yàn)均正常工作,燃燒室壓強(qiáng)都比較平穩(wěn);2次調(diào)節(jié)工況試驗(yàn)均實(shí)現(xiàn)了正常轉(zhuǎn)換,調(diào)節(jié)過程平穩(wěn)。試驗(yàn)1的平均推力室壓強(qiáng)為1.61 MPa,工作過程中基本穩(wěn)定,壓強(qiáng)最大值為1.69 MPa,最小值為1.5 MPa。試驗(yàn)2的平均推力室壓強(qiáng)為1.16 MPa,工作過程中比較穩(wěn)定。由這兩次試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看出,試驗(yàn)結(jié)果與設(shè)計(jì)結(jié)果比較接近,由此說明試驗(yàn)系統(tǒng)工作可靠性和準(zhǔn)確性比較高,滿足設(shè)計(jì)要求。試驗(yàn)3和試驗(yàn)4試驗(yàn)過程中調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)換平穩(wěn),未出現(xiàn)超調(diào)現(xiàn)象;試驗(yàn)3實(shí)現(xiàn)了平均推力室壓強(qiáng)由1.53 MPa到1 MPa的過渡,試驗(yàn)4實(shí)現(xiàn)了平均推力室壓強(qiáng)由0.97 MPa到1.54 MPa的過渡。

圖6　推力室壓強(qiáng)-時(shí)間曲線

由圖6還可以看出,4次試驗(yàn)的點(diǎn)火啟動(dòng)階段都出現(xiàn)了不同程度點(diǎn)火延遲。為了說明這個(gè)問題,以試驗(yàn)3為例進(jìn)行了分析。試驗(yàn)3的時(shí)序及關(guān)鍵壓強(qiáng)數(shù)據(jù)曲線分別如圖7和圖8所示。

圖7　試驗(yàn)3的時(shí)序圖

圖8　試驗(yàn)3關(guān)鍵壓強(qiáng)-時(shí)間曲線

在時(shí)序設(shè)置時(shí)保證氧氣比煤油提前400 ms進(jìn)入推力室,氧氣閥門打開的同時(shí)火花塞開始工作。由圖8可以看出,氧氣比煤油提前313 ms進(jìn)入推力室,這與設(shè)定的時(shí)序相差87 ms,也就說煤油提前了87 ms進(jìn)入推力室;由氧噴前和燃噴前的壓強(qiáng)-時(shí)間曲線可以看出在氧氣和煤油進(jìn)入推力室之后,壓強(qiáng)隨之建立,由燃噴前曲線可以看出煤油在充填的過程中出現(xiàn)了不連續(xù)的問題,由此導(dǎo)致燃燒室壓強(qiáng)的建立也出現(xiàn)了延遲。經(jīng)過數(shù)據(jù)判讀發(fā)現(xiàn)其他3次試驗(yàn)也都表現(xiàn)出了同樣的問題。由此可以說明,推力室壓強(qiáng)的延遲主要原因是由于煤油管路造成的。試驗(yàn)系統(tǒng)中的煤油管路在主閥后端使用了金屬軟管作為連接管且具有2 m長,管徑為DN10,而試驗(yàn)中煤油的最大流量也只有不到60 g/s,因此有可能導(dǎo)致該段管路充填延遲造成煤油管路完全建壓緩慢,引起了推力室建壓緩慢。后續(xù)試驗(yàn)需要修改管路,縮短主閥后管路長度。

3　結(jié)　論

本文基于擠壓式系統(tǒng),設(shè)計(jì)了RBCC用氣氧/煤油變工況工作引射火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng),完成了2種定工況的點(diǎn)火試驗(yàn)以及由低工況到高工況和由高工況到低工況的變工況試驗(yàn),并針對出現(xiàn)點(diǎn)火延遲問題進(jìn)行了分析。試驗(yàn)結(jié)果表明,發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火可靠,室壓平穩(wěn),指標(biāo)參數(shù)達(dá)到了設(shè)計(jì)要求;調(diào)節(jié)過程中發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)變化迅速,未發(fā)生超調(diào)現(xiàn)象,調(diào)節(jié)過程發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定。針對試驗(yàn)中出現(xiàn)的點(diǎn)火延遲問題進(jìn)行了分析,發(fā)現(xiàn)推進(jìn)劑主閥后管路長度對點(diǎn)火延遲有很大影響,為后續(xù)試驗(yàn)及系統(tǒng)調(diào)整指出了方向?；跀D壓供應(yīng)系統(tǒng)的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)用氣氧/煤油變工況引射火箭系統(tǒng)工作穩(wěn)定、調(diào)節(jié)便捷迅速,為開展RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究地面試驗(yàn)和大調(diào)節(jié)比引射火箭技術(shù)研究提供了支撐。