脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的性能对比分析  

Performance comparison of pulse detonation rocket engine and liquid rocket engine with small thrust

作　　者：穆杨[1] 范玮[1] 严宇[1] 严传俊[1] 

机构地区：[1]西北工业大学动力与能源学院,陕西西安710072

出　　处：《空气动力学学报》2011年第6期697-701,共5页Acta Aerodynamica Sinica

基　　金：国家自然科学基金(50976094);教育部博士点基金项目(20096102110022);西工大基础研究基金(CJ201035)

摘　　要：为了了解脉冲爆震火箭发动机的性能优势,对比了脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的推力和比冲,其中脉冲爆震火箭发动机的性能计算采用等容循环计算模型。结果表明:真空状态下,随燃烧室进口温度的升高,比冲增加不大;在推进剂和发动机结构尺寸相同的情况下,脉冲爆震火箭发动机产生的推力比小推力液体火箭发动机的多3.0倍至6.8倍,但比冲相当。In order to find out the performance advantage of pulse detonation rocket engine over a rocket engine, the primary objective of this research is to compare the thrust and the specific impulse of PDRE based on constant-volume cycle model with a rocket engine with small thrust. The results show that at vacuum conditions, with the increasing of initial temperature, the specific impulse increase not obviously. If the propellants are same and the sizes are similar, the thrust of PDRE is 3.0 -6.8 times more than that of a liquid rocket engine＇s, while the specific impulses are equivalent.

关 键 词：脉冲爆震火箭发动机 小推力液体火箭发动机 等容循环模型 性能 

分 类 号：V231[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]