Calculation of the performance of integrated rocket-ramjet propulsion for supersonic aircraft

Qiaofeng Xie

Abstract

The history and development of integrated rocket–ramjet engine was briefed in this thesis. Theoretical calculation of the performance of integrated rocket-ramjet engine is presented. The model of the integrated engine was developed and performance of the engine were calculated for different flight conditions, with the capability of determining air mass capture and parameters on the whole engine. Developed model is base on two-dimensional calculations performed by FLUENT numerical code. Calculation were directed to evaluate the influence of rocket section on ramjet mode. For this reasons influence of the variation of the O/F ratio in rocket mode on ejector performance were calculated. Additionally afterburning of the rich combustion products from the rocket section of the engine during mixing with incoming air from diffuser in ramjet section were analyzed. For the take-off and initial acceleration the model contained a pure rocket with ejector, but for increasing Mach number of the flight afterburning was included in the ramjet section of the model. Inlet parameters, for ramjet section was initially calculated analytically, but later were also verified by FLUENT code. The calculations provided allows to obtain thrust and specific impulse of the integrated rocket-ramjet engine under different flight conditions (Mach number and altitude). The analyses of engine performance were made for methane fuel, oxygen and air. For low Mach number the engine operate basically on the rocket mode, while for higher Mach numbers rocket is basically used as the generator of fuel rich products, which are afterburning with air in combustion chamber of the ramjet section of the integrated engine. The results of numerical simulation has shown that in the rocket ejector augmented system’s specific impulse and the thrust is increased and significant increase of specific impulse is obtained for integrated rocket-ramjet mode of operation, especially for Mach number between 2 and 3.
Diploma typeMaster of Science
Author Qiaofeng Xie WMEiL
Qiaofeng Xie,,
- Faculty of Power and Aeronautical Engineering
Title in PolishObliczenia osiągów zinegrowanego silnika rakietowo-strumieniowego do naddźwiękowego samolotu
Supervisor Piotr Wolański ITC
Piotr Wolański,,
- The Institute of Heat Engineering
Certifying unitFaculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Affiliation unitThe Institute of Heat Engineering (IHE)
Study subject / specializationLotnictwo i Kosmonautyka (Aerospace Engineering)
Languageen angielski
StatusFinished
Defense Date07-02-2013
Issue date (year)2013
Pages74
Internal identifierMEL; PD-2073
Reviewers Piotr Wolański ITC
Piotr Wolański,,
- The Institute of Heat Engineering
, Jan Kindracki ITC
Jan Kindracki,,
- The Institute of Heat Engineering
Keywords in Polishnapędy rakietowe, metody numeryczne, samoloty naddźwiękowe, silniki strumieniowe
Keywords in English-
Abstract in PolishW pracy opisano historię oraz rozwój zintegrowanego silnika rakietowo-strumieniowego. Przedstawiono obliczenia teoretyczne osiągów silnika rakietowo-strumieniowego. Opracowano model zintegrowanego silnika i osiągi silnika zostały obliczone dla warunków lotu, z możliwością określenia masy powietrza dostającego się do wlotu i parametry pracy całego silnika. Model oparty jest na dwuwymiarowych obliczeniach wykonanych przy wykorzystaniu kodu numerycznego, FLUENT. Obliczenia były nakierowane na ocenę wpływu sekcji rakietowej na osiągi sekcji strumieniowej silnika. Z tego powodu wpływ zmian współczynnika O/F w trybie pracy silnika rakietowego na osiągi ejektora został obliczony. Dodatkowo dopalanie bogatych produktów częściowego spalania z sekcji rakietowej silnika w mieszanie z napływającym z dyfuzora powietrzem w sekcji silnika strumieniowego zostały przeanalizowane. Do startu i wstępnego przyspieszania, modelu oparty jest wyłącznie o pracę modułu rakietowego z ejektorem, lecz dla większych liczb Macha lotu, uwzględnia się dopalanie w sekcji silnika strumieniowego. Początkowo wykonano analityczne obliczenia parametrów wlotu silnika strumieniowego, lecz później zostały one zweryfikowane przez pomocy programu FLUENT. Przeprowadzone obliczenia pozwoliły uzyskać wartości ciągu i impulsu właściwego dla zintegrowanego silnika rakietowo-strumieniowego dla różnych warunków lotu (liczby Macha i wysokości). Analizy osiągów silnika zostały wykonane dla mieszaniny metanu, tlenu i powietrza. Dla niskiej liczby Macha silnik działa zasadniczo w trybie rakietowym, a dla dużej liczby Macha sekcja rakietowa jest wykorzystywana jako generator bogatych w paliwo produktów częściowego spalania, które są dopalane z powietrzem w komorze spalania sekcji strumieniowej zintegrowanego silnika. Wyniki symulacji numerycznych pokazały, że dla modu pracy silnika rakietowego z ejektorem impuls właściwy i ciąg rosną, lecz znaczący przyrost impulsu właściwego i ciągu jest dopiero uzyskiwany dla zintegrowanego silnika rakietowo-strumieniowego przy liczbach Macha w zakresie od 2 do 3.
File
Calculation of the performance of integrated rocket.pdf (file archived - login or check accessibility on faculty) Calculation of the performance of integrated rocket.pdf 3.66 MB


Back