摘要：首先完成了一种典型DMSJ发动机流道型面和燃烧组织设计，该发动机在M∞=4．0和6．0时的比冲分别为1029．6s和899．9s。以此DMsJ发动机流道为基础，在隔离段一侧布置火箭发动机，形成RBCC发动机流道。数值模拟研究表明，低马赫数时，火箭台阶及下游流道型面变化对发动机性能影响有限；保持DMSJ发动机燃料喷注方案不变，RBCC发动机在M∞=4．0时，冲压模态比冲可达到1052．8S。高马赫数时，由于燃烧组织位置靠前，必须对DMSJ发动机原有的燃料喷注方案进行调整，才能确保RBCC发动机达到与前者相当的比冲水平，经过调整本文RBCC发动机M∞=6．0时冲压比冲达到了887．8s。因此，基于目前较成熟的DMSJ发动机进行高马赫数RBCC发动机设计，是一条快速可行的技术途径。
分类：期刊> 自然科学与工程技术> 工程科技II> 航空航天科学与工程
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关键词：双模态冲压发动机 火箭基组合循环发动机 燃烧组织 比冲 数值模拟
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