火箭基組合循環(huán)燃燒組織研究現(xiàn)狀

崔 朋，徐萬武，陳 健，宋長青

（國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實驗室，湖南長沙410073）

0 引言

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)[1-2]（RBCC，Rocket Based Combined Cycle）將高推重比、低比沖的火箭發(fā)動機(jī)和低推重比、高比沖的吸氣式發(fā)動機(jī)結(jié)合起來，充分發(fā)揮了2種發(fā)動機(jī)的優(yōu)勢[3]。在不同的工作馬赫數(shù)下，其對應(yīng)有不同的工作模態(tài)[4]，實現(xiàn)了經(jīng)濟(jì)和效率的最佳組合。以RBCC為動力的空天飛機(jī)可以零速度啟動，可重復(fù)使用[5-6]，具有快速響應(yīng)和大范圍空天機(jī)動能力，成為未來航空航天領(lǐng)域發(fā)展的重要方向[7]，也吸引了各國研究者的注意。

RBCC工作過程主要包括4個基本模態(tài)[8-10]：引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)和純火箭模態(tài)。劉洋論述了RBCC發(fā)動機(jī)這4種模態(tài)可靠運(yùn)行的主要關(guān)鍵技術(shù)[11]，包括高效的燃燒組織實現(xiàn)。

燃燒組織對于RBCC性能的提升有著重要的影響。要使RBCC飛行器在每個工作模態(tài)下都有較好的性能，必然要對燃燒組織提出較高的要求。本文主要關(guān)注RBCC燃燒組織這一關(guān)鍵技術(shù)，主要論述與燃燒組織息息相關(guān)的燃料噴注方案設(shè)計、燃燒模式以及熱力喉道調(diào)節(jié)3個方面。

1 燃燒組織研究進(jìn)展

1.1 燃料噴注方案研究

燃料噴注方案包括噴注位置、噴嘴數(shù)量、噴嘴排布、噴注角度、噴注質(zhì)量流率及噴孔直徑等的設(shè)置。其中，研究最多的和較難理解的是噴注位置設(shè)置，包括噴注流向位置和是否使用輔助裝置噴注等（例如支板噴注如圖1所示[12]、凹腔前噴注如圖2所示[13]）。

圖1 支板噴注示意圖Fig.1 Schematic diagram of strut injection

圖2 凹腔前噴注示意圖Fig.2 Schematic diagram of injection ahead of cavity

劉佩進(jìn)等人探索了RBCC引射模態(tài)下二次燃料噴注位置對推力的影響[14]。研究指出燃料噴注位置適當(dāng)后移，會使引射比和推力增加。然而其未研究如何產(chǎn)生更大的推力，也未對二次燃料噴射質(zhì)量流率和噴注位置進(jìn)行優(yōu)化。Takeshi Kanda研究了引射模態(tài)下等直段二次燃料流向噴注位置的影響[15]，結(jié)果表明處于等直段的二次燃料流向噴注位置對二次燃燒情況沒有影響，但是對于比較關(guān)心的擴(kuò)張段等其他部分的噴注位置變化對燃燒性能的影響并沒有進(jìn)行研究。

Toshinori Kouchi等人對RBCC亞燃模態(tài)進(jìn)行了直連式試驗和數(shù)值模擬[16]，并驗證了亞燃模態(tài)燃燒室是否能夠正常工作。研究得到：通過在燃燒室蒙皮側(cè)噴注燃料，能夠提高混合和燃燒效率；當(dāng)噴注質(zhì)量流率相同時，在燃燒室蒙皮側(cè)上游位置噴注可以產(chǎn)生更大的推力。Toshinori Kouchi給出了RBCC亞燃模態(tài)成功運(yùn)行的條件。徐朝啟等人在此基礎(chǔ)上，研究了RBCC亞燃模態(tài)下凹腔、支板噴注以及凹腔前壁面噴注對發(fā)動機(jī)性能的影響[13]。研究指出：通過增加凹腔上游的壁面噴注可以進(jìn)一步提高燃燒室壓力，但是由此會造成推力損失；支板噴注點(diǎn)距離一次火箭過遠(yuǎn)或過近都會對RBCC亞燃模態(tài)性能產(chǎn)生不利影響。

通過以上分析可知，在引射模態(tài)，噴注點(diǎn)流向位置后移，可以提高發(fā)動機(jī)性能；在亞燃模態(tài)，噴注點(diǎn)流向位置靠近燃燒室上游，可以提高推力。因此，考慮到RBCC整體性能，應(yīng)當(dāng)優(yōu)化噴注點(diǎn)流向位置，同時兼顧引射模態(tài)和亞燃模態(tài)的性能。

李鵬飛等計算分析了RBCC超燃模態(tài)下不同燃料噴注方式對發(fā)動機(jī)性能的影響[17]。結(jié)果顯示采用一級支板二級壁噴的噴注方式（如圖3所示）可以獲得較優(yōu)的性能。支板噴注會顯著提高燃料的混合效率和燃燒效率，但同時會帶來較大的總壓損失和阻力。Masatoshi Kodera等人探究了超燃模態(tài)下二次燃料噴注對發(fā)動機(jī)性能的影響[18]。研究表明擴(kuò)張燃燒室里的二次燃料噴注對推力增強(qiáng)沒有影響。Masao Takegoshi等人在Masatoshi Kodera的基礎(chǔ)上進(jìn)行了進(jìn)一步研究[19]，認(rèn)為二次燃料和引入空氣流的混合程度決定二次燃燒效率。

由以上分析可以看出，在亞燃和超燃模態(tài)，支板噴注和凹腔前壁面噴注均能提高燃燒和混合效率，但是又會帶來一定的總壓和推力損失。因此，要合理使用凹腔前壁面噴注和支板噴注方案。

圖3 一級支板二級壁噴示意圖Fig.3 Schematic diagram of primary strut and secondary wall surface injection

Adam Sieberihaar等人進(jìn)行了多級噴嘴試驗，如圖4所示[20]，在微細(xì)支板上安裝楔形多級噴嘴。該多級噴嘴既能噴射液體燃料，也能噴注氣體燃料。試驗結(jié)果表明，多級噴嘴起到了降低阻力和增強(qiáng)混合的作用。由此在以后的實驗研究中，可以考慮使用多級噴嘴。

圖4 微細(xì)支板構(gòu)型Fig.4 Configuration of superfine strut

1.2 燃燒模式研究

燃燒模式主要是指二次燃燒組織方式，即為了實現(xiàn)推力增強(qiáng)和比沖增益，通過噴注二次燃料，對引射抽吸的空氣組織二次燃燒。二次燃燒組織方式主要有4種：摻混及燃燒 (SMC，simultaneous mixing and combustion)、擴(kuò)散后體燃燒 (DAB，diffusion and afterburning)[21-22]、主流保護(hù)性噴注 (SPI，shielded primary injection)[23]和獨(dú)立亞燃燃燒 (IRS，Independent Ramjet Stream)[24]。下面將分別概述這4種模式的研究進(jìn)展。

1.2.1 SMC模式和DAB模式

普遍認(rèn)為SMC模式和DAB模式是RBCC燃燒組織最基本的2種模式。在SMC模式中，使用富燃火箭產(chǎn)生的一次流和引射入的二次空氣流邊混合邊燃燒，不需要在流道下游噴注二次燃料。在DAB模式中，使用當(dāng)量平衡一次火箭，在流道下游噴注二次燃料，待引入的一次空氣流與二次流混合后，組織二次燃燒。DAB模式具有較高的熱力學(xué)效率和燃燒效率，但是需要較長的引射燃燒室；而SMC模式雖然熱力學(xué)效率和燃燒效率較低，但是可以有效縮短燃燒室長度，有利于減小飛行器體積和結(jié)構(gòu)重量。

L.Daines等人定性比較了DAB和SMC兩種模式[25]。在SMC模式中，由于二次燃燒給引射器增加了負(fù)推力，使其推力小于純火箭推力。在DAB模式中，引射器可以獲得正推力，但是，當(dāng)二次燃料噴注位置離燃燒室上游更遠(yuǎn)時，會產(chǎn)生負(fù)推力。

M.Lehman等人進(jìn)一步對兩種模式進(jìn)行了比較[26]，并分析了SMC和DAB兩種燃燒模式各自的特點(diǎn)。研究指出：和DAB模式相比，SMC模式流道中火箭羽流和引入空氣混合得更快，熱通量也更高。

Zhang man等人提出了一種新的燃燒模式，即多級火箭引射方案[27]，如圖5所示。第一級火箭內(nèi)嵌于中心支板，工作在當(dāng)量比狀態(tài)；第二級火箭位于燃燒室上壁面縱向中間位置，工作在富燃狀態(tài)。第一級火箭不僅可以引射遠(yuǎn)場空氣，而且可以抑制燃燒室壓強(qiáng)對進(jìn)氣道的影響；第二級火箭繼續(xù)引射空氣，并且能夠保持火焰。多級火箭引射是對DAB和SMC燃燒模式的結(jié)合和優(yōu)化，是研究RBCC引射模態(tài)二次燃燒比較好的方法。李強(qiáng)等人在Zhang man的基礎(chǔ)上，開展了SMC+DAB混合燃燒模式的數(shù)值分析和發(fā)動機(jī)直連實驗研究[28]，詳細(xì)分析了富燃一次燃?xì)鈱Χ稳紵鹧娣€(wěn)定的作用及其對發(fā)動機(jī)性能的影響。研究認(rèn)為，采用混合燃燒模式，可以實現(xiàn)發(fā)動機(jī)后體內(nèi)穩(wěn)定的二次燃燒。

圖5 多級火箭引射方案Fig.5 Ejection sketch of multistage rocket

從以上分析可以看出，SMC+DAB混合模式倍受青睞，具備更優(yōu)的性能，為人們對引射模態(tài)中二次燃燒的研究提供新的思路。

1.2.2 SPI模式

SPI模式的運(yùn)行如圖6所示，在當(dāng)量平衡的一次流噴管中心噴射燃料，利用當(dāng)量平衡的一次火箭羽流包裹著燃料并運(yùn)送到流道后段，從而部分推遲二次流、燃料的混合和燃燒過程。SPI綜合了SMC和DAB模式的各自優(yōu)點(diǎn)，但是實現(xiàn)難度較大。

圖6 SPI模式示意圖Fig.6 Schematic diagram of SPI

R.O.Foelsche等人對SPI模式的特點(diǎn)進(jìn)行了實驗研究[29]。研究認(rèn)為，分散的二次燃料噴注比集中噴注更容易引發(fā)二次燃燒，且能產(chǎn)生更高的流道壓強(qiáng)。此種燃燒組織模式與變幾何進(jìn)氣道、可移動噴嘴相比，可以減小發(fā)動機(jī)設(shè)計復(fù)雜度和重量。

R.Matthew等人在R.O.Foelsche的基礎(chǔ)上，對SPI模式進(jìn)行了進(jìn)一步研究。其認(rèn)為SPI模式既實現(xiàn)了簡單結(jié)構(gòu)下噴注燃料和引射空氣的良好混合，又使發(fā)動機(jī)具有更短的流道。在考慮重量和復(fù)雜度的情況下，使用SPI模式能夠提高RBCC性能。

黃生洪等人數(shù)值研究了SPI模式對RBCC引射模態(tài)推力性能的影響[30]。結(jié)果表明：與SMC模式相比，SPI燃燒組織模式有效延遲了二次燃燒，在保持一定的引射比的同時，提高了燃燒效率。

從以上分析可以看出，SPI模式最大的優(yōu)勢在于減小了結(jié)構(gòu)重量和復(fù)雜度，并且在一定程度上提高了燃燒效率。

1.2.3 IRS模式

IRS不同于其他3種模式，并不是真正意義上的二次燃燒，該模式在進(jìn)氣道或者隔離段將燃料噴入空氣流，直接組織燃燒，不會出現(xiàn)火箭羽流與引射空氣混合的情況。IRS模式減小了結(jié)構(gòu)復(fù)雜度，但是燃燒效率和熱力學(xué)效率較低。

S.Yungster等人對IRS模式特點(diǎn)進(jìn)行了分析[31]，指出了IRS的優(yōu)點(diǎn)。研究指出，IRS模式不需要一個長的混合流道，可以提高結(jié)構(gòu)效率，最小化結(jié)構(gòu)復(fù)雜度，并且由于不需要火箭羽流與引射空氣進(jìn)行混合，可以使火箭混合比保持常數(shù)。

Jack R.Edwards等人在S.Yungster的基礎(chǔ)上，對IRS模式進(jìn)行了進(jìn)一步研究[32]。其認(rèn)為在IRS模式中，具有較高溫度的火箭羽流能夠?qū)娮⑷剂虾投瘟鞯娜紵M(jìn)行點(diǎn)火，且能夠保持火焰穩(wěn)定。

Hu jichao等人研究了IRS模式對二次燃燒火焰的穩(wěn)定特性[33]。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，當(dāng)總的火箭質(zhì)量流率較小時，富燃火箭羽流不能點(diǎn)燃二次燃燒，甚至影響引入的二次空氣的流量，而貧燃羽流可以在支板后部形成一個當(dāng)?shù)氐囊龑?dǎo)火焰，從而點(diǎn)燃二次火焰。

從以上分析可以看出，除了SMC模式?jīng)]有二次燃料噴注之外，DAB模式、SPI模式及IRS模式均有二次燃料噴注，區(qū)別在于噴注位置不同。由此可見，二次燃燒模式總是與燃料噴注方案息息相關(guān)；通過優(yōu)化二次燃料噴注位置，可以實現(xiàn)燃燒組織模式優(yōu)化，以提高RBCC引射模態(tài)整體性能。

1.3 熱力喉道研究

熱力喉道也稱作熱力壅塞，是一種非物理喉道，能夠與幾何喉道產(chǎn)生相同的效果。熱力喉道調(diào)節(jié)技術(shù)就是在純擴(kuò)張流道中通過調(diào)節(jié)加熱量、加熱位置以及加熱率等，產(chǎn)生與不同高度幾何喉道相同的效果，使發(fā)動機(jī)可以在一個很寬的燃燒室壓強(qiáng)變化范圍內(nèi)工作的技術(shù)[34]。

熱力喉道的優(yōu)點(diǎn)在于：不需要活動部件，結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高，在多模態(tài)中都適用。下面根據(jù)熱力喉道在不同模態(tài)中研究進(jìn)展進(jìn)行概述。

1.3.1 引射模態(tài)熱力喉道研究進(jìn)展

在引射模態(tài)中，通過熱力喉道調(diào)節(jié)，可以將亞聲速氣流變成超聲速，從而提高RBCC發(fā)動機(jī)性能。

Ryan B.Bond等人研究認(rèn)為，通過將燃料噴注到空氣流中，直接組織燃燒，可以實現(xiàn)熱力喉道，并且通過改變二次燃料的噴注位置和質(zhì)量流量，可以調(diào)節(jié)熱力喉道的位置[24]。

劉佩進(jìn)等人探索了熱力壅塞對引射模態(tài)推力的影響[14]。結(jié)果表明，在地面靜態(tài)條件下通過調(diào)節(jié)燃料噴射流量和噴射位置來改變熱力壅塞的位置，能夠?qū)崿F(xiàn)引射火箭的推力增強(qiáng)。

呂翔等人在劉佩進(jìn)的基礎(chǔ)上，運(yùn)用理論和實驗相結(jié)合的方法對引射模態(tài)下實現(xiàn)熱力壅塞進(jìn)行了研究[35]。發(fā)現(xiàn)熱力壅塞位置可調(diào)的根本原因有2個：一是改變加熱規(guī)律影響了氣流加速規(guī)律；二是燃燒組織方式影響燃燒室入口參數(shù)。對于多級小角度擴(kuò)張構(gòu)型的燃燒室，混合流總溫、總壓的下降，以及當(dāng)混合流馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)時，均易于實現(xiàn)熱力壅塞。提高單位區(qū)間內(nèi)的加熱量有助于減小實現(xiàn)熱力壅塞所需的流道長度。

1.3.2 亞燃模態(tài)熱力喉道研究進(jìn)展

Ryou Masumoto等人實驗研究了RBCC亞燃模態(tài)的熱力壅塞現(xiàn)象[36]。研究認(rèn)為，由于摩擦損失減少，導(dǎo)致總壓恢復(fù)，實現(xiàn)熱壅塞的熱量隨著預(yù)燃激波系穿透力的增強(qiáng)而增加。

王亞軍等人通過三維數(shù)值模擬，研究了亞燃模態(tài)熱力喉道形成機(jī)理及規(guī)律[37]。研究認(rèn)為，通過合理控制流道中的加熱量和流道面積變化可以有效地控制熱力喉道形成位置，凹腔組結(jié)構(gòu)在形成熱力喉道的過程中起著比較關(guān)鍵的作用。

由以上論述可以看出，調(diào)節(jié)熱力喉道的方法主要包括：在引射模態(tài)時，主要通過改變?nèi)剂蠂娮⒎桨竵韺崿F(xiàn)熱力喉道的調(diào)節(jié)；在亞燃模態(tài)時，可以通過輔助裝置（例如凹腔）來調(diào)節(jié)熱力喉道位置。

2 結(jié)束語

對火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)的燃燒組織進(jìn)行了綜述，著重介紹了燃料噴注方案、燃燒模式選擇以及熱力喉道調(diào)節(jié)技術(shù)?？梢钥闯?，未來RBCC燃燒組織發(fā)展有以下方向：

1）就噴注方案而言，考慮到RBCC整體性能，應(yīng)當(dāng)優(yōu)化噴注點(diǎn)流向位置，同時兼顧引射模態(tài)和亞燃模態(tài)；考慮到總壓和推力損失，要合理使用凹腔前壁面噴注和支板噴注方案，同時兼顧亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)。

2）就燃燒模式而言，近幾年普遍對SPI和IRS模式的研究較少，尤其是在國內(nèi)，重點(diǎn)放在了SMC，DAB及其組合上。以后研究的重點(diǎn)仍將放到SMC模式和DAB模式的優(yōu)化上。

3）就熱力喉道而言，研究主要停留在引射模態(tài)和亞燃模態(tài)。要使其用于RBCC所有模態(tài)，需要進(jìn)一步的研究。

4）就工作模態(tài)而言，作為RBCC飛行器的低速工作模態(tài)，引射模態(tài)和亞燃模態(tài)是當(dāng)今研究的重點(diǎn)。以后的研究應(yīng)當(dāng)把重點(diǎn)放在這2個模態(tài)上，為實現(xiàn)以RBCC為動力飛行器的寬速域飛行打下良好的基礎(chǔ)。

5）就具體技術(shù)而言，燃料噴注方案、燃燒模式、熱力喉道調(diào)節(jié)互相包含，存在耦合的情況，因此以上3個方面并不是孤立的，要想提高RBCC發(fā)動機(jī)性能，必須協(xié)調(diào)并優(yōu)化以上3個方面。燃料噴注方案、燃燒模式、熱力喉道調(diào)節(jié)均涉及到發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)。因此，提高發(fā)動機(jī)性能，必須優(yōu)化發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)。

[1]OLDS J R.Two options for flight testing rocket-based combined-cycle engines[J].Journal of Spacecraft and Rockets,1999,36(5)：693-700.

[2]LAZAREV V.Structure of reusable hypersonic vehicles Problems of weight,cost and operating effectiveness,AIAA 99-4865[R].USA：AIAA,1999.

[3]張鵬峰.國外RBCC組合循環(huán)發(fā)動機(jī)發(fā)展趨勢及關(guān)鍵技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈,2013(8)：68-71.

[4]AOKI S,LEE J,MASUYA G.Aerodynamic experiment on an ejector-jet[J].Journal ofPropulsion and Power,2005,21(3)：496-503.

[5]QUINN J E.ISTAR：Project status and ground test engine design,AIAA 2003-5235[R].USA：AIAA,2003.

[6]CHASE G,MATT T,MARTIQUA P,et al.Investigation of rocket based combined cycle design modifications to improve Cmo and Cma at subsonic speeds,AIAA 2012-2894[R].New Orleans,USA：American Institute of Aeronautics and Astronautics,2012.

[7]KOTHARI A P,LIVINGSTON J W,TARPLEY C,et al.A reusable,rocket and airbreathing combined cycle hypersonic vehicle design for access-to-space,AIAA 2010-8905[R].California,USA：American Institute of Aeronautics and Astronautics,2010.

[8]SIEBENHAAR A,BULMAN M J.The strutjet engine：the overlooked option for space launch,AIAA 95-3124[R].USA：AIAA,1995.

[9]BULMAN M,SIEBENHAAR A.The strutjet engine：exploding the myths surrounding high speed airbreathing propulsion,AIAA 95-2475[R].USA：AIAA,1995.

[10]SIEBENHAAR A,BULMAN M J,BONNAR D.The role of the strutjet engine in new global and space markets,IAF 98-S.5.04[R].[S.l.]：IAF,1998.

[11]劉洋,何國強(qiáng),劉佩進(jìn),等.RBCC組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)研究現(xiàn)狀和進(jìn)展[J].固體火箭技術(shù),2009,32(3)：288-93.

[12]湯祥,何國強(qiáng),秦飛,等.軸對稱結(jié)構(gòu)RBCC發(fā)動機(jī)超燃模態(tài)試驗和數(shù)值模擬[J].固體火箭技術(shù),2012,35(2)：166-70.

[13]徐朝啟,何國強(qiáng),劉佩進(jìn),等.RBCC發(fā)動機(jī)亞燃模態(tài)一次火箭引導(dǎo)燃燒的實驗[J].航空動力學(xué)報,2013,28(3)：567-72.

[14]劉佩進(jìn),何國強(qiáng),李宇飛.RBCC引射火箭模態(tài)二次燃燒實驗[J].推進(jìn)技術(shù),2004,25(1)：75-7.

[15]KANDA T,KATO K,TANI K,et al.Experimental study of a combined-cycle engine combustor in ejector-jet mode,JAXA-RR-07-011[R].Japan：JAXA,2008.

[16]KOUCHI T,KOBAYASHI K,KUDO K,et al.Performance of a RBCC combustor operating in ramjet mode,AIAA-2006-4867[R].USA：AIAA,2006.

[17]李鵬飛,何國強(qiáng),秦飛,等.軸對稱結(jié)構(gòu)RBCC發(fā)動機(jī)超燃模態(tài)性能分析[J].固體火箭技術(shù),2011,34(6)：728-33.

[18]KODERA M,TOMIOKA S,UEDA S,et al.Numerical analysis of scramjet mode operation of a RBCC engine[R].USA：AIAA,2012.

[19]MASAO T,SADATAKE T,MASATOSHI K,et al.Mach 8 flight condition tests of rocket-ramjet combined-cycle engine model[R].USA：AIAA,2013.

[20]SIEBERIHAAR A,BUHNAN M,NORRIS R,et al.Development and testing of the aerojet strutjet combustor,AIAA-99-4868[R].USA：AIAA,1999.

[21]DOBROWOLSKI A.Analysis of nonconstant area combustion and mixing in ramjet and rocket-ramjet hybrid engines[M].Washington DC：National Aeronautics and Space Administration,1966.

[22]STROUP K,PONTZER R.Advanced ramjet concepts,Volume I：Ejectorramjetsystems demonstration,AFAPL-TR-67-118[R].[S.l.]：AFAPL,1968.

[23]RUSSELL R M,BROCCO D S,DAINES R L.Modeling and validation of an ejector primary rocket for shielded afterburning fuel injection[R].USA：AIAA,1999.

[24]BOND R B,EDWARDS D J R.CFD analysis of an independently fueled ramjet stream in an RBCC engine[R].USA：AIAA,2003.

[25]Daines R L,Matthew R L.Numerical analysis of the effects of combustion in rocket ejectors,AIAA 98-3772[R].USA：AIAA,1998.

[26]LEHMAN M,PAL S,BRODA J C,et al.Raman spectroscopy based study of RBCC ejector mode performance[R].USA：AIAA,1999.

[27]MAN Z,GUO-QIANG H,PEI-JIN L.Performance improved by multistage rockets ejection in RBCC engine[R].USA：AIAA,2008.

[28]李強(qiáng),劉佩進(jìn),陳劍.一次燃?xì)饣旌媳葘σ浠鸺稳紵鹧娣€(wěn)定的影響[J].固體火箭技術(shù),2009,32(2)：427-430.

[29]FOELSCHE R O,TSA C Y,BAKOS R J.Experiments on a RBCC ejector scramjet with integrated,staged secondary-fuel injection,AIAA 99-2242[R].USA：AIAA,1999.

[30]黃生洪,何洪慶,何國強(qiáng),等.構(gòu)型及二次燃燒對RBCC引射模態(tài)推力性能的影響[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2005,23(2)：139-43+72.

[31]YUNGSTER S,TREFNY C J.Analysis of a new rocket-based comb ined-cycle engine concept at low speed[R].USA：AIAA,1999.

[32]EDWARDS J R,MCRAE D S,BOND R B.Three dimensional numerical simulation of rocket-based combined-cycle engine response during mode transition events,NASA/CR-2003-212193[M].USA：NASA,2003.

[33]JICHAO H,JUNTAO C,BAO W.Ignition and flame stabilization of a strut-jet RBCC combustor with small rocket exhaust[J].The Scientific World Journal,2014,675498：1-6.

[34]陸晉麗.燃燒室結(jié)構(gòu)變化對火箭引射模態(tài)性能影響研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué),2007.

[35]呂翔,何國強(qiáng),劉佩進(jìn),等.RBCC火箭引射模態(tài)熱力壅塞研究[J].航空動力學(xué)報,2008,23(3)：563-9.

[36]MASUMOTO R,TOMIOKA S,YAMASAKI H.Study on transition of combustion modes in a dual-mode combustor[R].USA：AIAA,2009.

[37]王亞軍,何國強(qiáng),潘科瑋,等.RBCC亞燃模態(tài)熱力喉道機(jī)理的數(shù)值模擬[J].推進(jìn)技術(shù),2013,34(7)：932-7.

[38]路媛媛,張蒙正,嚴(yán)俊峰.火箭推力室噴管內(nèi)激波對RBCC性能影響分析[J].火箭推進(jìn),2013,39(5)：46-50.LU Yuanyuan,ZHANG Mengzheng,YAN Junfeng.Influences of shock wave in rocket nozzle on RBCC performance[J].Journal of Rocket Propulsion,2013,39(5)：46-50.

[39]安佳寧,徐萬武.RBCC引射模態(tài)冷流試驗研究[J].火箭推進(jìn),2012,38(4)：38-42.ANJianing,XUWanwu.Cold flow experimental research of RBCC ejector modal[J].Journal of Rocket Propulsion,2012,38(4)：38-42.