王健平, 周 蕊, 武 丹

(1.北京大學工學院力學與工程科學系 湍流與復(fù)雜系統(tǒng)國家重點實驗室, 北京 100871; 2. 北京應(yīng)用物理與計算數(shù)學研究所, 北京 100094)

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的研究進展

王健平1,*, 周 蕊1,2, 武 丹1

(1.北京大學工學院力學與工程科學系 湍流與復(fù)雜系統(tǒng)國家重點實驗室, 北京 100871; 2. 北京應(yīng)用物理與計算數(shù)學研究所, 北京 100094)

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機(CRDE)是一種基于爆轟燃燒方式的新概念發(fā)動機，具有一次起爆、燃燒速度快、熱效率高、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點，有望帶來航空航天推進技術(shù)的跨越式發(fā)展，近年來受到世界各主要國家的高度關(guān)注。本文從基本概念、應(yīng)用前景、實驗研究和數(shù)值模擬等角度，對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的研究進展進行了全面綜述。通過總結(jié)有代表性的研究成果，給出尚待解決的問題，為其進一步工程化應(yīng)用研究提供參考。

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機；CRDE；綜述；推進技術(shù)；航空航天

0 引 言

燃燒一般定義為：產(chǎn)生熱或同時產(chǎn)生光和熱的快速氧化反應(yīng)；也包括只伴隨少量熱沒有光的慢速氧化反應(yīng)。燃燒在推進系統(tǒng)中起著重要作用，它通過化學反應(yīng)將燃料的化學能轉(zhuǎn)變?yōu)楣べ|(zhì)的熱能，再轉(zhuǎn)變?yōu)閯幽埽M而產(chǎn)生推力。

燃燒一般分為2種模式，即爆燃 (Deflagration) 燃燒和爆轟(Detonation) 燃燒，分別簡稱爆燃和爆轟(也稱為爆震)。根據(jù)熱力學性質(zhì)，在壓強(p)-比容(v)圖中，充分預(yù)混好的可燃氣體，在狀態(tài)變化時可分別得到2條斜率不同的Rayleigh線和1條經(jīng)過放熱反應(yīng)后的Hugoniot線，如圖1所示。預(yù)混好的可燃氣的初始狀態(tài)為A，經(jīng)燃燒放熱后可過渡到2種狀態(tài)，即經(jīng)爆燃過渡到下C-J點，或經(jīng)爆轟過渡到上C-J點。對于爆燃來說，燃燒波傳播速度為米每秒量級，燃燒過程中，壓強略降，體積大幅膨脹，通常被近似為等壓燃燒。而爆轟傳播速度可達到千米每秒量級，燃燒波與激波緊密耦合在一起，燃燒過程中壓強和溫度驟增，體積略有減小，通常被近似為等容燃燒。爆轟燃燒放熱快，產(chǎn)生的熵增較小，其熱效率要明顯高于爆燃燃燒。

圖1 p-v平面上的Hugoniot線Fig.1 Hugoniot line in p-v diagram

傳統(tǒng)的航空航天發(fā)動機多基于爆燃燃燒，例如活塞、渦噴及沖壓發(fā)動機。經(jīng)過近百年的發(fā)展，要大幅度地提高基于爆燃的發(fā)動機推進性能已經(jīng)變得十分困難。由于爆轟燃燒特有的優(yōu)勢，從20世紀40年代起，越來越多的學者開始關(guān)注利用爆轟實現(xiàn)航空航天推進。被廣泛研究的爆轟發(fā)動機主要有3種，分別為駐定爆轟發(fā)動機、脈沖爆轟發(fā)動機和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機。

在駐定爆轟發(fā)動機(Standing Detonation Engine, SDE)中，爆轟波與來流方向垂直或有一定傾角并被駐定在燃燒室內(nèi)。燃料在進氣道前部噴注并與超聲速氣流摻混，通過激波進行預(yù)壓縮和加熱，隨后可燃氣在燃燒室內(nèi)以爆轟的方式充分燃燒后膨脹排出[1]。雖然SDE在原理上似乎可以實現(xiàn)，并且可以避免超燃沖壓發(fā)動機遇到的一些困難, 但它在現(xiàn)實應(yīng)用中遇到許多技術(shù)難題。例如SDE對來流條件的限制非?？量?，只能在一定的飛行馬赫數(shù)(Ma5～7)下運行；爆轟波難以長時間穩(wěn)定在燃燒室內(nèi)，容易造成發(fā)動機熄火。因此雖然國際上曾經(jīng)興起過SDE的研究熱潮，但迄今為止還沒有能長時間穩(wěn)定運行的實驗案例，更沒有可靠性高的發(fā)動機樣機，其研究大多局限在機理方面。

脈沖爆轟發(fā)動機(Pulse Detonation Engine, PDE)，也稱脈沖爆震發(fā)動機，是過去30年來爆轟推進研究的熱點之一。它的工作過程分為可燃物填充、爆轟波起爆和傳播、膨脹排氣與掃氣4個階段。PDE主要通過爆轟波燃燒后的高壓產(chǎn)物與環(huán)境氣壓的壓差在推力墻端作用產(chǎn)生推力。此外超聲速排出的工質(zhì)對發(fā)動機的反作用力也產(chǎn)生推力。目前脈沖爆轟發(fā)動機的基本原理已經(jīng)得到充分研究，實驗技術(shù)也很成熟，實現(xiàn)了幾十甚至上百赫茲的高頻率工作，研究向進一步提升有效推力的方向開展[2-6]。由于PDE的整個運行過程是間歇性、周期性的多次起爆循環(huán)，每次起爆需消耗較高能量。另外，脈沖爆轟發(fā)動機目前的研究遭遇推力不足的難題。其問題根源在于發(fā)動機工作過程本身，即做功時間占整個過程時間的比例太低。PDE運行過程中較長的時間用于不產(chǎn)生推力的充氣和掃氣階段(45%的時間)，使得PDE的總體性能并不高，產(chǎn)生的推力難以滿足實際飛行的需要。

最近幾年，關(guān)注度最高的爆轟發(fā)動機為連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機(Continuously Rotating Detonation Engine, CRDE)，又稱旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機(Rotating Detonation Engine, RDE)或連續(xù)爆轟發(fā)動機(Continuous Detonation Engine, CDE)。與現(xiàn)有的航空航天動力裝置及其他爆轟發(fā)動機相比，CRDE有明顯優(yōu)勢，有望帶來航空航天推進技術(shù)的革新。本文主要介紹連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的研究進展，總結(jié)其發(fā)展趨勢。首先介紹CRDE的基本概念及應(yīng)用前景，接下來分別從實驗、數(shù)值模擬等角度全面總結(jié)國內(nèi)外在CRDE研究上所取得的突出成果，并指出CRDE研究中尚待解決的科學問題。

1 CRDE基本概念及應(yīng)用前景

1.1 基本概念

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的燃燒室通常為同軸圓環(huán)腔結(jié)構(gòu)，如圖2所示。在進氣壁，燃料和氧化劑通過細縫或圓孔噴入。實驗中，多采用預(yù)爆轟管起爆爆轟波；一個或多個爆轟波在燃燒室頭部沿圓周方向旋轉(zhuǎn)傳播；燃燒后的高溫高壓產(chǎn)物經(jīng)膨脹幾乎沿圓軸方向迅速噴出，產(chǎn)生推力。此外，在爆轟波斜后方伴隨有斜激波和接觸間斷。在爆轟波傳播過程中，可燃混合物從頭部連續(xù)不斷地充入燃燒室，在爆轟波面前形成三角形的未燃推進劑供爆轟波燃燒。

相比于之前的爆轟發(fā)動機，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的優(yōu)勢主要體現(xiàn)在以下幾個方面：首先，它只需要初始起爆一次，爆轟波便可持續(xù)地旋轉(zhuǎn)傳播下去。其次，由于爆轟波的自維持和自壓縮性，可燃混合物可由爆轟波增壓到一定壓強，可以在較低的增壓比下產(chǎn)生更大的有效功。此外，爆轟波傳播方向與進氣、排氣方向獨立，爆轟波被封閉在燃燒室內(nèi)不噴出，主要用來進行可燃混合物燃燒產(chǎn)生高效工質(zhì)，避免了爆轟波噴出管外而造成的巨大能量損失。CRDE在亞聲速至超聲速入流速度下都可以實現(xiàn)穩(wěn)定工作，入射燃料的平均流量大幅可調(diào)。

1 爆轟波; 2 燃燒產(chǎn)物; 3 新鮮預(yù)混氣體混合物; 4 接觸間斷; 5 斜激波; 6 爆轟波傳播方向

圖2 CRDE燃燒室結(jié)構(gòu)及流場分布

Fig.2 CRDE propagation schematic structure

1.2 應(yīng)用前景

根據(jù)CRDE的自身特點和軍事需求，可預(yù)見的產(chǎn)品有連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動機、連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動機和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟渦輪噴氣發(fā)動機，如圖3所示。這些發(fā)動機可使用于各類火箭和導(dǎo)彈、臨近空間飛行器、軍用飛機、無人機等領(lǐng)域。

(a) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動機

(b) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動機

(c) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟渦輪噴氣發(fā)動機

圖3 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機可預(yù)見的應(yīng)用產(chǎn)品：連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動機，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動機和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟渦輪噴氣發(fā)動機

Fig.3 Predictable application of CRDE： rotating detonation rocket engine, rotating detonation ramjet engine and rotating detonation turbojet engine

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動機是最簡單的一種連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機。CRDE最早的研究就是基于氣態(tài)燃料的火箭發(fā)動機模式，目前俄羅斯、波蘭等機構(gòu)已成功實現(xiàn)火箭模式下液態(tài)燃料的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟。已有的火箭發(fā)動機的成熟技術(shù)可高效地移植到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機上來，對于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動機的工程化應(yīng)用十分有利。

與傳統(tǒng)的沖壓發(fā)動機相比，由于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟對來流的寬范圍適應(yīng)性，使得連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動機的工作范圍更寬，穩(wěn)定性更好。相對于沖壓發(fā)動機的體燃燒，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機是面燃燒，可在很短的燃燒室內(nèi)完成燃燒釋熱。此外，沿與流向垂直的圓周方向的動態(tài)傳播，增加了燃燒的穩(wěn)定性。以連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟取代現(xiàn)有沖壓發(fā)動機的燃燒模式，可能成為未來沖壓發(fā)動機的發(fā)展方向。

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟也可能應(yīng)用于渦輪噴氣發(fā)動機中，可以在較低的增壓比下產(chǎn)生更大的有效功，因此可以減少傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機中壓氣機的級數(shù)，進而減少對渦輪和壓氣機制造工藝的苛刻要求，使得發(fā)動機結(jié)構(gòu)更小更簡單，推重比更高。由于爆轟的特性，也會使發(fā)動機的性能顯著提高。

2 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機研究進展

2.1 實驗研究

1960年，前蘇聯(lián)Voitsekhovskii[7-8]最早提出駐定旋轉(zhuǎn)爆轟的概念，實驗中成功獲得了圓盤形燃燒室內(nèi)乙炔/氧氣的短暫的連續(xù)旋轉(zhuǎn)傳播，其實驗裝置如圖4 (a) 所示。預(yù)混氣沿圓盤內(nèi)半徑噴入，燃燒產(chǎn)物從圓盤外徑排出，爆轟波在燃燒室內(nèi)旋轉(zhuǎn)傳播。采用速度補償技術(shù)觀測到燃燒室內(nèi)有6個波頭的流場結(jié)構(gòu)，如圖4 (b) 所示。他們的實驗是CRDE研究的開端，為CRDE日后的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。

圖4 前蘇聯(lián)Voitsekhovskii實驗裝置和觀測結(jié)果[8]

Fig.4 Schematic diagram of the detonation chamber and compensation picture of rotating detonation with six heads by Voitsekhovskii in former Soviet Union[8]

此后，美國密歇根大學Adamson和Nicholls等[9-10]首次從理論和實驗的角度分析將旋轉(zhuǎn)爆轟波應(yīng)用于火箭推進系統(tǒng)的可行性，指出雖然旋轉(zhuǎn)爆轟還有許多技術(shù)難題需要攻克，但這種新概念發(fā)動機是有望應(yīng)用于火箭推進的。Nicholls等[10]采用的噴注方式與液體火箭發(fā)動機類似，采用氫、甲烷、乙炔等多種燃料，氧氣作為氧化劑。實驗成功起爆，但爆轟波旋轉(zhuǎn)一周后熄滅，不能實現(xiàn)長時間穩(wěn)定傳播。他們指出，實驗中噴注方式、提前燃燒、流量控制等因素對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟能否形成起到?jīng)Q定性作用。

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的早期實驗研究主要針對其可行性以及爆轟波起爆等基本問題開展，多采用速度補償技術(shù)粗略地捕捉連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場的波結(jié)構(gòu)。由于當時未能實現(xiàn)長時間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，加上測量手段和數(shù)值計算能力的局限性，對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟的穩(wěn)定性機理并沒有深入了解，此后20多年的時間里，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的研究未得到充分關(guān)注，未見更多的研究工作。

直到近些年，俄羅斯科學院西伯利亞分院流體力學研究所Bykovskii等[11-14]對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟開展了大量的實驗研究。他們先后對多種氣體、液體燃料在多種燃燒室結(jié)構(gòu)內(nèi)、不同噴注方式下實現(xiàn)了旋轉(zhuǎn)爆轟波的連續(xù)多圈傳播。不同燃燒室結(jié)構(gòu)及噴注方式如圖5所示[11]。他們所用的燃料包括乙炔、氫氣、丙烷、甲烷、煤油、汽油、苯、酒精、丙酮和柴油等。氧化劑有氣態(tài)和液態(tài)氧以及氧氣和空氣混合物。此外，他們基于速度補償技術(shù)觀測到不同燃料下的流場波結(jié)構(gòu)，如圖6所示[11]，得到了比較規(guī)則和穩(wěn)定的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場。

圖5 俄羅斯Bykovskii等[11]實驗的燃燒室結(jié)構(gòu)及噴注方式示意圖，O代表氧化劑，F(xiàn)代表燃料

Fig.5 Basic geometric configurations for continuously rotating detonation studies by Bykovskii et al[11]in Russia, “O” indicates locations of oxidizer injection and “F” location of fuel injections

在之后的研究中，他們還提出了燃燒室關(guān)鍵參數(shù)的設(shè)計準則[11]，這些參數(shù)對能否形成長時間穩(wěn)定傳播的旋轉(zhuǎn)爆轟起到?jīng)Q定性作用。例如，爆轟波前預(yù)混氣要達到一定的臨界高度h*=(12±5)a，其中a是當前工況下的爆轟波胞格尺寸。燃燒室最小長度為Lmin=2h*，若長度過短，旋轉(zhuǎn)爆轟波的穩(wěn)定性下降。燃燒室厚度不能小于一個胞格尺寸，當使用液態(tài)燃料時，燃燒室厚度不能低于最小液滴直徑。在對發(fā)動機性能的測量研究中，使用煤油/氧氣時，在沒有安裝尾噴管的情況下，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機比沖可達到190～200s。

圖6 俄羅斯Bykovskii等[11]實驗得到不同燃料下流場波結(jié)構(gòu)

Fig.6 Continuous rotating detonation wave structure in a cylindrical chamber obtained for different mixtures in the experimental research by Bykovskii et al[11]in Russia

隨著國際交流和合作的增多，越來越多的學者開始對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機開展實驗研究。波蘭華沙工業(yè)大學的Wolanski教授帶領(lǐng)的課題組對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機開展了廣泛的實驗研究[15]。他們在不同燃燒室尺寸(直徑從50mm到200mm)、不同燃料(乙炔、氫氣、甲烷、乙烷、丙烷、煤油)、不同氧化劑(空氣、富氧空氣、氧氣)、不同入流總壓和不同背壓條件下開展實驗研究，得到了長時間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，實驗裝置及測得的壓強信號如圖7和8所示[15]。

圖7 波蘭Wolanski教授課題組CRDE實驗裝置圖[15]

Fig.7 Experimental devices of CRDE in Prof. Wolanski’s lab in Poland[15]

通過對實驗結(jié)果的總結(jié)，結(jié)合理論分析，他們給出燃燒室內(nèi)爆轟波波頭數(shù)目的計算公式[16-17]。隨后，他們設(shè)計了小的火箭式發(fā)動機模型進行實驗，并逐步對燃燒室進行優(yōu)化設(shè)計，成功實現(xiàn)長時間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟。在實驗的推力性能測量中，他們在內(nèi)直徑140mm，外直徑150mm 的火箭式甲烷/氧連續(xù)爆轟發(fā)動機燃燒室內(nèi)獲得了平均250～300 N 的推力，換算為單位面積推力達1.1～1.3×105N/m2，這一可觀推力進一步證明了連續(xù)爆轟發(fā)動機在推力方面具有很大的潛力[16]。最近，他們在開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟應(yīng)用于渦輪軸發(fā)動機的研究工作[18]。他們將傳統(tǒng)的GTD-350渦輪軸發(fā)動機的燃燒室替換為連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟燃燒室進行實驗。在這個構(gòu)型下，他們已初步測得穩(wěn)定的壓強信號，初步驗證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟應(yīng)用于渦輪軸發(fā)動機的可行性。目前他們正在開展不同工況、不同燃料下的實驗研究。

圖8 波蘭Wolanski教授課題組實驗測得壓強信號[15]

Fig.8 Experimental pressure signals of CRDE in Prof. Wolanski’s lab in Poland[15]

我國北京大學王健平課題組在國內(nèi)最早開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的實驗研究。他們自行設(shè)計了六代燃燒室，并進行了測試[19]，自行研制了五代單片機控制系統(tǒng)，可以通過編程實現(xiàn)進氣、點火和數(shù)據(jù)采集的控制。加裝了單向閥和手動氣閥，自行設(shè)計了預(yù)爆轟管起爆裝置，實驗裝置如圖9所示。

圖9 北京大學王健平課題組連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟實驗裝置圖

Fig.9 Experimental devices of CRDE in Wang’s lab at Peking University in China

2009年11月，他們在國內(nèi)首次成功實現(xiàn)了氫/氧連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，測得爆轟波傳播速度為2041m/s[19]。隨后對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機開展廣泛的基礎(chǔ)研究，進展迅速，取得了豐富的成果[20-23]。他們實現(xiàn)了氫/氧和氫/空氣連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟運轉(zhuǎn)2s的長時間穩(wěn)定傳播，爆轟波每秒旋轉(zhuǎn)1萬2千周，壓強信號如圖10所示?？紤]到壓力傳感器的壽命問題，實驗中一般只對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟進行最長2s的壓強信號采集。研究發(fā)現(xiàn)，氫氣和氧氣入流總壓分別為0.7MPa和0.8MPa時，爆轟波傳播速度在1311m/s至2123m/s之間變化。研究中還發(fā)現(xiàn)在入流總壓一定的情況下，入流流量與爆轟波強度相互耦合，同步周期性波動。此外，通過高速攝影拍攝到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟多圈旋轉(zhuǎn)傳播的過程，捕捉到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場中一個及多個爆轟波傳播的現(xiàn)象，如圖11所示[21]。由于非接觸觀測可避免壓力傳感器受熱時間長而受損問題，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟運轉(zhuǎn)超過10s。

(a) 全局圖

(b) 局部放大圖圖10 氫/氧長時間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟壓強信號Fig.10 Pressure signals of rotating detonation waves

圖11 高速數(shù)碼攝像機拍攝到的1個及2個爆轟波旋轉(zhuǎn)傳播(20 000fps)

Fig.11 Rotating detonation waves captured by high-speed camera (20 000fps)

目前，他們正在開展不同燃燒室結(jié)構(gòu)、不同噴注方式、不同燃料、不同當量比以及不同噴管結(jié)構(gòu)等參數(shù)變化對爆轟波穩(wěn)定性的影響，通過實驗手段研究爆轟波穩(wěn)定性機理，定量測得連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的推進性能。

近些年，各國軍方關(guān)注到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的前景，并相繼資助這方面的研究工作，使連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機從概念研究階段過渡到應(yīng)用研究階段。歐洲導(dǎo)彈集團(MBDA)法國公司與俄羅斯Lavrentiev流體力學研究所合作[24]開展CRDE的實驗研究。他們設(shè)計了全尺寸的模型發(fā)動機進行地面實驗驗證[25]。MBDA公司在2011年公布基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的英仙座超聲速導(dǎo)彈系統(tǒng)概念，指出“新型的沖壓連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機大大提升了超聲速導(dǎo)彈的性能”[26]，并將這種新型號與原有布拉莫斯導(dǎo)彈進行對比。在有效載荷200kg，巡航速度3馬赫數(shù)相同的情況下，新型號可將發(fā)射質(zhì)量由3噸降為800千克，彈長由8.4m降為5m。他們還公布：“基于沖壓連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的英仙座超聲速導(dǎo)彈預(yù)計于2030年列裝?！?/p>

法國國家科學院(Centre National de la Recherche Scientifique, CNRS)燃燒和爆轟實驗室(Laboratory of Combustion and Detonation, LCD)開展了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的實驗研究[27-28]，圖12為燃燒室示意圖及實驗裝置圖。他們通過壓力傳感器測得穩(wěn)定的周期性壓強信號，并通過高速攝影捕捉到燃燒室內(nèi)同時有多個爆轟波旋轉(zhuǎn)傳播，如圖13所示。他們指出旋轉(zhuǎn)爆轟波對推進劑流量具有一定的自適應(yīng)性，隨著推進劑噴注流量的增大，燃燒室內(nèi)穩(wěn)定的爆轟波波頭數(shù)目會增加。2011年，他們開展了長達5s的連續(xù)爆轟實驗，表明連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波可在長時間范圍內(nèi)穩(wěn)定傳播。在對發(fā)動機推力測量時發(fā)現(xiàn)，內(nèi)徑50mm、長100mm 的煤油/氧氣發(fā)動機可獲得2750 N 的推力(如安裝噴管，推力可能更大)[29]。同時，他們對旋轉(zhuǎn)爆轟中燃燒室C/SiC復(fù)合材料耐熱性能進行了初步研究，證實現(xiàn)有材料可滿足連續(xù)爆轟發(fā)動機中燃燒室頭部近1000～2000 K高溫的要求。

圖12 法國CNRS實驗的燃燒室示意圖(a)及實驗裝置圖(b)[27]

Fig.12 Schematic diagram of the combustion chamber(a)and experimental devices(b) at CNRS in France[27]

美國的幾家機構(gòu)也陸續(xù)開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的實驗研究。美國空軍實驗室(Air Force Research Laboratory, AFRL)與多所大學合作開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的實驗研究。與之前的實驗研究相比，他們在實驗裝置和觀測手段上有一定提升[30-32]。他們采用的燃燒室仍為同軸圓環(huán)腔結(jié)構(gòu)，如圖14所示。他們針對多種尺寸的燃燒室進行實驗，采用氫/空氣，乙烯/空氣推進劑，研究不同當量比、不同入流速率對燃燒室內(nèi)波頭數(shù)的影響。通過高速攝影拍攝到燃燒室內(nèi)多波頭現(xiàn)象，追蹤壓強信號，計算爆轟波的傳播速度。此外，他們采用透明材料制作的燃燒室進行實驗，通過高速攝影追蹤到不同燃燒室內(nèi)爆轟波旋轉(zhuǎn)傳播的全過程，并分別捕捉到燃燒室內(nèi)形成穩(wěn)定爆轟和不穩(wěn)定爆轟時的火焰?zhèn)鞑ミ^程[33]，如圖15所示。

圖13 法國CNRS實驗中高速攝影拍攝到的燃燒室內(nèi)7個爆轟波頭[27]

Fig.13 Rear-view of CRDE with the high speed camera at CNRS in France[27]

圖14 美國空軍實驗室的燃燒室結(jié)構(gòu)圖[30]

Fig.14 Experimental facilities of CRDE and its combustion chamber at AFRL in USA[30]

圖15 透明材料制作的燃燒室及拍攝到的穩(wěn)定爆轟流場結(jié)構(gòu)[33]Fig.15 Optically accessible CRDE and the flow field structure in it[33]

美國普惠公司(Pratt&Whitney, Rocketdyne)驗證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的可行性之后，針對多種燃料、多種噴注模型、多種噴管結(jié)構(gòu)以及等離子體點火技術(shù)進行實驗，均成功實現(xiàn)了長時間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，并不斷優(yōu)化燃燒室結(jié)構(gòu)[34]。他們采用壓力傳感器和高速攝影兩種測試手段，實驗裝置及測試結(jié)果如圖16所示。他們指出連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機研究中的挑戰(zhàn)是如何有效提高爆轟波釋放的能量轉(zhuǎn)化為推進功的效率。

圖16 美國普惠公司燃燒室結(jié)構(gòu)及壓強信號[34]

Fig.16 Experimental facilities of CRDE and pressure signals of detonation wave at PWR[34]

此外，美國GHKN公司與Aerojet公司(負責測試和控制系統(tǒng))合作開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的實驗研究[35]，但迄今沒有獲得成功。圖17為GHKN公司裝載在推力架上的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機實驗裝置。美國德克薩斯州立大學也對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機中的推進劑噴注和起爆過程開展了實驗研究，他們實驗中有效控制了起爆時的爆轟波傳播方向[36]。

圖17 GHKN公司實驗裝置圖[35]Fig.17 Experimental facilities of CRDE at GHKN[36]

我國國防科技大學林志勇、劉世杰等[37-41]設(shè)計和加工了2套連續(xù)爆轟發(fā)動機模型，分別采用噴孔-噴孔對撞式和環(huán)縫-噴孔對撞式噴注方式，對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的開展了廣泛的實驗研究。圖18為他們在實驗中采集到的壓強信號，實驗成功起爆并實現(xiàn)了長時間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波。在采用預(yù)爆轟管起爆旋轉(zhuǎn)爆轟波時，他們發(fā)現(xiàn)從預(yù)爆轟管點火到形成穩(wěn)定傳播的旋轉(zhuǎn)爆轟之間存在時間間隔。為提高旋轉(zhuǎn)爆轟波的穩(wěn)定性，他們研究了點火時機、混合效果、點火方式等對起爆過程的影響，并對比分析了不同起爆方案的可行性和優(yōu)缺點。

圖18 國防科技大學林志勇、劉世杰等實驗結(jié)果[41]

Fig.18 Experimental results of CRDE at National University of Defense Technology[41]

他們實驗觀測到了爆轟波的2種傳播模式：同向傳播和對撞傳播。并根據(jù)高頻壓力測量結(jié)果和高速攝影觀測結(jié)果，詳細分析了2種傳播模式下爆轟波波頭數(shù)、傳播方向和瞬時傳播速度等特性。同時，通過改變H2/Air混合氣的總流量和當量比，他們得到了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波的自持工況范圍，如圖19所示。在圖中，Mode1-4工況下，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波均能實現(xiàn)。此外，他們還針對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的應(yīng)用做了研究。例如，驗證了通過改變局部噴注壓降實現(xiàn)推力矢量調(diào)節(jié)的可行性。

我國南京理工大學翁春生課題組[42-43]也成功獲得了穩(wěn)定傳播的H2/Air連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波。此時，CRDE尾部火焰呈淡藍色且長度較短，如圖20所示。實驗中，爆轟波傳播速度的變化范圍為1518.5～1606.1m/s，頻率變化范圍為5.0～5.3kHz。

2.2 數(shù)值研究

由于爆轟波具有高速、高溫和高壓的特點，使得實驗手段很難得到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場內(nèi)詳細的物理參數(shù)和波結(jié)構(gòu)。在CRDE的早期研究中，由于數(shù)值格式精度和計算能力的限制，未曾開發(fā)出滿足爆轟流場計算所需的大規(guī)模數(shù)值計算程序。對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場的分析僅僅基于理論模型開展。Shen等[44]對CRDE的工作頻率和燃燒室流場分布進行了近似理論分析，獲得了近似流場分布，如圖21所示。

(a) 以氫氣和空氣質(zhì)量流量為坐標的統(tǒng)計結(jié)果

(b) 以當量比和比質(zhì)量為坐標的統(tǒng)計結(jié)果圖19 H2/Air連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波的自持工況范圍[39]

Fig.19 Self sustaining working range of H2/Air continuously roteting detonation waves[39]

圖20 H2/Air連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波的自持工況范圍[43]Fig.20 Schematic diagram of CRDE successful initiation[43]

圖21 Shen等近似理論分析得到的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場結(jié)構(gòu)[44]Fig.21 Basic flow structure of CRDE by Shen et al[44]

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟的數(shù)值計算(針對不同的燃燒室結(jié)構(gòu)、尺寸及參數(shù))不僅可以很好地理解在復(fù)雜構(gòu)型中爆轟波的傳播機制，也能為燃燒室的結(jié)構(gòu)設(shè)計及燃料/氧化劑噴注參數(shù)的設(shè)計提供技術(shù)支持。近年來，隨著計算能力的提高以及程序并行化的快速發(fā)展，數(shù)值模擬可以得到比較詳細的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場結(jié)構(gòu)，成為輔助實驗及指導(dǎo)實驗研究的有力手段。

俄羅斯Zhdan等[45-46]結(jié)合理論分析對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波進行平面內(nèi)的二維數(shù)值模擬研究，獲得了與實驗定性符合的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場結(jié)構(gòu)，如圖22所示。但是他們計算獲得的旋轉(zhuǎn)爆轟波傳播速度僅為理論C-J速度的80%，該課題組在數(shù)值模擬方面的研究并不多見，而且采用的數(shù)值格式和網(wǎng)格尺寸也相對簡單，只得到了較粗糙的流場結(jié)構(gòu)。

圖22 俄羅斯Zhdan等數(shù)值結(jié)果[45]Fig.22 Numerical results by Zhdan et al in Russia[45]

日本Hishida等[47]采用2步化學反應(yīng)模型，數(shù)值模擬得到二維平面燃燒室內(nèi)爆轟流場詳細結(jié)構(gòu)，如圖23所示。他們獲得了旋轉(zhuǎn)爆轟波頭部的胞格結(jié)構(gòu)，首次分析了三波交匯處的Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性，并對推進性能進行了分析，數(shù)值計算得到的比沖達到4700s。

圖23 日本Hishida等數(shù)值模擬得到二維CRDE詳細的流場結(jié)構(gòu)[47]

Fig.23 Detailed 2D flow structure of CRDE in the numerical results by Hishida et al in Japan[47]

我國北京大學王健平課題組與國際同期最早開展CRDE的數(shù)值模擬研究。分別開展了二維、三維，以氫氣為燃料的一步化學反應(yīng)、2步化學反應(yīng)和基元化學反應(yīng)，圓柱和廣義坐標系下的數(shù)值模擬研究。對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場結(jié)構(gòu)、可燃混合物成功入射、提前燃燒、入流上下極限、噴管效應(yīng)、粘性效應(yīng)、比沖、流量、推力、進氣方式、爆轟波的產(chǎn)生和熄滅、多波頭現(xiàn)象形成與演化、燃燒室頭部激波反射等進行了廣泛、深入、細致的研究。

他們[48-50]最早對CRDE的可行性及物理機理進行了二維和三維數(shù)值模擬研究，獲得了爆轟波連續(xù)多圈旋轉(zhuǎn)傳播過程，圖24(a)為流場的壓強分布圖。他們對燃燒室頂部可爆混合物的成功入射及旋轉(zhuǎn)爆轟波保持機理進行了分析，發(fā)現(xiàn)了可燃預(yù)混氣體入流速度從100m/s至2000m/s噴注均可實現(xiàn)爆轟波的連續(xù)旋轉(zhuǎn)傳播的特有優(yōu)點。通過對Laval噴管、擴張噴管、收縮噴管以及等截面直管內(nèi)爆轟波傳播進行了數(shù)值模擬，得出4種噴管中Laval噴管具有最佳的推進性能的結(jié)論。圖24(b)為有噴管時的燃燒室內(nèi)馬赫數(shù)分布。

圖24 北京大學數(shù)值研究：(a)三維流場壓強和流線分布[48]，(b)噴管影響[50]，(c)多波頭現(xiàn)象[53]和(d)無內(nèi)柱燃燒室頭部壓強分布[54]

Fig.24 Numerical results at Peking University, (a) pressure contours and streamline of 3D flow field[48], (b) Laval nozzle’s effects[50], (c) multi-head rotating detonation waves[53]and (d) hollow CRDE[54]

他們[51-53]利用GPU機群進行連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的并行數(shù)值模擬，得到了極高的加速效果，并首次捕捉到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機燃燒室內(nèi)的多波面自發(fā)形成的現(xiàn)象，如圖24(c)所示。他們討論了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟傳播的穩(wěn)定性問題，指出爆轟波以一定波頭數(shù)傳播并不是連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機工作的必要條件，一定和變動波頭數(shù)傳播都是爆轟發(fā)動機工作的正常狀態(tài)，二者相互切換。他們建立了4種全新的進氣模型，分析不同進氣模式下的流場演化過程及進氣面積對爆轟波穩(wěn)定性的影響。

同時，他們[54]首次提出無內(nèi)柱的空筒連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機燃燒室模型，通過數(shù)值模擬證實了它的可行性，可實現(xiàn)動態(tài)穩(wěn)定的軸對稱多波面連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，如圖24(d)所示。他們[55-56]提出粒子跟蹤法，分析連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場及其熱力學過程，并研究CRDE燃燒室頭部的激波反射現(xiàn)象。此外，他們[57]通過數(shù)值模擬研究了粘性和熱傳導(dǎo)對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場的影響，表明粘性和熱傳導(dǎo)對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場的影響很小。他們還通過三維數(shù)值模擬研究噴注參數(shù)和波頭數(shù)對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場穩(wěn)定性的影響，深入研究爆轟波周期性震蕩的現(xiàn)象[58]。

新加坡Yi等[59-61]采用H2/Air一步化學反應(yīng)模型對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機進行二維和三維數(shù)值模擬研究。他們的研究主要圍繞推進性能的影響因素展開，分別探討了總壓、總溫、噴注面積比、燃燒室長度、爆轟波波頭數(shù)對CRDE推進性能的影響，結(jié)果顯示CRDE的推進性能強烈依賴于噴注參數(shù)，而燃燒室軸向長度和爆轟波波頭數(shù)對其沒有明顯影響。他們還研究了尾噴管形狀和尺寸對CRDE推進性能的影響，給出性能最優(yōu)時的噴管設(shè)計參數(shù)[60]。

法國Davidenko和Eude等[62]對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場進行二維數(shù)值模擬研究，如圖25(a)所示。他們結(jié)合理論分析，系統(tǒng)地比較了傳統(tǒng)的火箭發(fā)動機和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動機的性能，指出后者相比于傳統(tǒng)的火箭發(fā)動機在推進性能方面具有明顯優(yōu)勢。此外，他們也開展了三維數(shù)值模擬研究，利用自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)在一定程度上提高了計算效率，并將3D數(shù)值結(jié)果與2D結(jié)果進行比較分析，二者流場結(jié)構(gòu)和爆轟波傳播規(guī)律雖大體相同，但3D流場中由于內(nèi)、外壁面對爆轟波的作用，存在其特有的三維現(xiàn)象[63]，如圖25(b)所示。

日本Hayashi和Yamada等[64-65]二維數(shù)值模擬研究形成穩(wěn)定連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟時的計算域、起爆能量及噴注參數(shù)的上、下閥值。他們指出計算域小于下閥值時，無法形成穩(wěn)定的旋轉(zhuǎn)爆轟，而計算域不存在上閥值。噴注總壓過大或過小，都無法形成穩(wěn)定的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟。日本Tsuboi等[66]采用H2/O2詳細化學反應(yīng)模型，數(shù)值模擬比較二維和三維連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場的結(jié)構(gòu)及性能參數(shù)。在三維計算中，研究尾部收縮噴管對流場的影響。在不加噴管的情況下，3D數(shù)值計算得到的比沖和推力與2D同等情況相差不大，收縮噴管會使推力和比沖有所提高。

(a) 二維流場分布

(b) 三維流場分布圖25 法國Davidenko等[62]的二維和Eude等[63]的三維數(shù)值結(jié)果

Fig.25 Flow field of 2D CRDE by Davidenko et al[62](a) and 3D CRDE by Eude et al[63](b) in France

日本Uemura等[67]采用詳細化學反應(yīng)模型對小尺寸燃燒室內(nèi)精細的流場結(jié)構(gòu)進行了數(shù)值模擬研究。數(shù)值模擬結(jié)果顯示爆轟波面上存在若干運動的三波點，如圖26所示。它們互相碰撞，在爆轟波與斜激波接觸點處周期性地形成未反應(yīng)的氣體包并被引爆，進而周期性地產(chǎn)生新的橫波結(jié)構(gòu)，是旋轉(zhuǎn)爆轟波能夠長時間穩(wěn)定傳播的機制。日本學者們雖然得到了非常精細的流場結(jié)構(gòu)，但研究多局限在微觀的橫波結(jié)構(gòu)上，燃燒室尺寸在毫米量級，與實際應(yīng)用存在較大差距。

圖26 日本Uemura等數(shù)值得到爆轟波面上的橫波結(jié)構(gòu)[67]

Fig.26 Transvers waves at the detonation front in the numerical results by Uemura et al in Japan[67]

美國海軍實驗室(Naval Research Laboratory, NRL)的Kailasanath和Schwer等[68-71]自2010年開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的數(shù)值模擬研究。他們得到了典型的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場分布，研究總壓、背壓、燃燒室尺寸、不同燃料以及噴注腔對CRDE流場和性能的影響。由于之前的大多數(shù)數(shù)值模擬研究沒有考慮上游噴注腔對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場的影響，在這方面他們做了新的嘗試，建立多種進氣模型[72-73]，如圖27所示。他們研究了燃燒室內(nèi)的高壓強波對上游噴注腔的影響，以及不同噴注模型下爆轟波的穩(wěn)定性和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟的性能參數(shù)，以期為實驗中燃燒室頭部設(shè)計提供參考。

圖27 美國海軍實驗室數(shù)值計算得到的不同噴注模型下的流場結(jié)構(gòu)[72]

Fig.27 Numerical results of CRDE with different injectors by U.S. Naval Research Laboratory[72]

此外，他們還研究了燃燒室尾部場外流場對燃燒室內(nèi)流場結(jié)構(gòu)及性能的影響[74]，計算域及數(shù)值結(jié)果如圖28所示。計算結(jié)果顯示，計算域中加入出口場外區(qū)域與之前沒有加場外區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)和性能沒有明顯差別，即在數(shù)值模擬中采用之前所提到的出口邊界條件設(shè)置是可行且可靠的。

圖28 美國海軍實驗室考慮場外區(qū)域的數(shù)值結(jié)果[74]

Fig.28 Numerical results of CRDE with an exhaust plenum by U.S. Naval Research Laboratory[74]

美國德州大學阿靈頓分校Lu等[75]對CRDE研究中仍需深入的領(lǐng)域和CRDE應(yīng)用于航空航天推進中將要面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)做了全面的闡述。他們建立了吸氣式CRDE的循環(huán)分析模型，分析了在不同飛行馬赫數(shù)下幾種參數(shù)對推進性能的影響，比較了吸氣式的CRDE和PDE在穩(wěn)定運行時的性能，比較了吸氣式與火箭式CRDE的性能[76]。在他們的計算中，以氫氣為燃料的吸氣式CRDE的比沖能達到3800s，丙烷作為燃料時為1500s[77]。

波蘭航空研究所Folusiak[78]等和Swiderski等[79]采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格開展了CRDE的數(shù)值模擬研究，計算所用的物理模型與實驗裝置十分相似，如圖29所示。雖然網(wǎng)格和數(shù)值格式的精度不高，無法得到精細的流場結(jié)構(gòu)，但可為實驗研究提供定量的參考，值得進一步推廣應(yīng)用。

(a) 數(shù)值計算物理模型和網(wǎng)格分布

(b) 流場分布

圖29 波蘭Folusiak等[78]和Swiderski等[79]使用的物理模型和計算結(jié)果

Fig.29 Computational model (a) and flow field (b) of CRDE in the numerical work by Folusiak et al[78]and Swiderski et al[79]in Poland

俄羅斯Frolov等[80]對非預(yù)混氫/空氣情況下的CRDE進行了三維數(shù)值模擬，數(shù)值計算所用物理模型與實驗裝置接近，如圖30所示。數(shù)值模擬成功顯示了燃料混合以及爆轟燃燒的過程，數(shù)值得到的流場參數(shù)與Bykovskii等[13]的實驗結(jié)果基本符合。但是相同條件下數(shù)值模擬只得到1個穩(wěn)定的爆轟波波頭，而實驗中燃燒室內(nèi)會有2或3個穩(wěn)定的爆轟波，對于數(shù)值與實驗結(jié)果的不同之處還需要進一步深入探究。燃料與氧化劑的持續(xù)高效混合一直是連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟能穩(wěn)定傳播的重要前提之一，他們的研究通過數(shù)值模擬實現(xiàn)非預(yù)混推進劑的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，為CRDE中燃料與氧化劑的混合過程和混合程度提供了定量的數(shù)據(jù)。

(a) 非預(yù)混燃燒室結(jié)構(gòu)圖

(b) 數(shù)值計算得到流場分布圖30 俄羅斯Frolov等[80]對非預(yù)混燃料/氧化劑的數(shù)值研究

Fig.30 Physical model (a) and flow field (b) of CRDE in the numerical work by Frolov et al[80]in Russia

我國南京理工大學范寶春課題組[81-85]也開展了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的數(shù)值模擬研究。他們使用基元化學反應(yīng)模型，對旋轉(zhuǎn)爆轟波流場的精細結(jié)構(gòu)和自持傳播機理做了詳細研究。他們獲得的圓環(huán)管內(nèi)旋轉(zhuǎn)爆轟的胞格結(jié)構(gòu)，與實驗結(jié)果定性一致，如圖31所示。研究發(fā)現(xiàn)，爆轟波在圓環(huán)管中穩(wěn)定傳播時，外壁的收斂作用，增強了該側(cè)爆轟波的強度，導(dǎo)致該側(cè)流場的壓力和溫度增高，化學反應(yīng)強度增強，爆轟胞格尺寸小；同時，內(nèi)壁的發(fā)散作用，削弱了該側(cè)的爆轟波強度，導(dǎo)致該側(cè)流場的壓力和溫度降低，化學反應(yīng)強度減弱，爆轟胞格尺寸大。此外，由于沿圓環(huán)凹壁面?zhèn)缺Z波的強度高于沿凸壁面?zhèn)缺Z波的強度，外壁面?zhèn)缺Z的傳播速度要快于凸壁面?zhèn)缺Z的傳播速度，這使得爆轟波可以以穩(wěn)定的角速度繞軸旋轉(zhuǎn)。

圖31 旋轉(zhuǎn)爆轟波胞格結(jié)構(gòu)[84]Fig.31 Cellular structure of rating detonation waves [84]

3 CRDE研究中尚待解決的問題

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的研究雖已取得諸多成果，近些年進展顯著。但目前仍有許多技術(shù)問題需要進一步深入研究。

(1) 燃料和氧化劑進氣和摻混機理。由于爆轟波需在摻混比較均勻的可燃混合物中才能自持，而爆轟波傳播速度快，波后產(chǎn)物壓強高，使得快速預(yù)混好的推進劑持續(xù)噴注到燃燒室成為維持CRDE長時間運行的基本條件。因此燃料和氧化劑的進氣方式、摻混方式、摻混過程需要進一步明確。目前多數(shù)數(shù)值模擬都是基于理想噴注模型下的按當量比預(yù)混好的可燃混合物，對不同當量比、非預(yù)混情況以及真實噴注模型下的數(shù)值模擬需要進一步深入開展。

(2) 不同燃料與氧化劑的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟特性和推進性能研究。目前數(shù)值模擬中多采用氣態(tài)氫為燃料，這在實際應(yīng)用中是不現(xiàn)實的。所以有必要深入探討不同燃料和氧化劑的匹配，能否形成或形成什么樣的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟。通過數(shù)值模擬定量研究不同燃料的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟特性和推進性能。

(3) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機推進性能的定量化、尾噴管的優(yōu)化設(shè)計、吸氣式連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的應(yīng)用研究以及發(fā)動機機體的熱防護等問題都需要進一步研究。

4 結(jié) 論

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機具有一次起爆、燃燒速度快、熱效率高、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點。由于其自身特點和軍事需求，有望帶來航空航天推進技術(shù)的革新，目前已成為國內(nèi)外學者和工業(yè)部門的研究熱點。

近年來，通過實驗研究已成功實現(xiàn)多種燃料、多種燃燒室結(jié)構(gòu)、多種噴注模型下的長時間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，初步測得推力和比沖等性能參數(shù)，通過速度補償技術(shù)、壓力傳感器、高速攝像儀等手段觀測到CRDE燃燒室內(nèi)的壓強信號和流場結(jié)構(gòu)。通過數(shù)值模擬研究，得到詳細的流場分布結(jié)構(gòu)，噴注參數(shù)、進氣模型、燃燒室尺寸等參數(shù)對流場結(jié)構(gòu)和推進性能的影響得到了深入的研究。結(jié)合理論分析，通過研究連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟的熱力學循環(huán)過程，定量給出循環(huán)凈功和熱效率，驗證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機性能上的優(yōu)勢。目前，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的工程化應(yīng)用研究也已陸續(xù)開展，相信在不久的將來就會有相對可靠的原理樣機問世。

通過近年來對CRDE的廣泛研究，對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的特性有了充分的把握，但還有許多技術(shù)難題需要去攻克，需要廣大專家學者的共同努力。

[1] Ashford S A, Emanuel G. Oblique detonation wave engine performance prediction[J]. Journal of Propulsion and Power, 1996, 12 (2): 322-327.

[2] Bussing T, Pappas G. Introduction to pulse detonation engines[R]. AIAA-1994-0263.

[3] Ma F H, Choi J Y, Yang V G.Propulsive performance of airbreathing pulse detonation engines[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22 (6): 1188-1203.

[4] Kasahara J, Hasegawa A, Nemoto T, et al. Thrust demonstration of a pulse detonation rocket “TODOROKI”[R]. AIAA-2007-5007.

[5] Kailasanath K.Research on pulse detonation combustion systems-a status report[R]. AIAA-2009-631.

[6] Li J L, Fan W, Yan C J, et al.Performance enhancement of a pulse detonation rocket engine[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2011, 33: 2243-2254.

[7] Voitsekhovskii B V.Stationary spin detonation[J]. Soviet Journal of Applied Mechanics and Technical Physics, 1960, 3: 157-164. (In Russian)

[8] Voitsekhovskii B V, Mitrofanov V V, Topchian M E. Structure of detonation front in gases [J]. Siberian Branch USSR Academy Science, Novosibirsk, 1963. (In Russian).

[9] Adamson T C Jr, Olsson G R. Performance analysis of a rotating detonation wave rocket engine[J]. Astronautica Acta, 1967, 13 (4): 405-415.

[10] Nicholls J A, Cullen R E, Ragland K W. Feasibility studies of a rotating detonation wave rocket motor[J]. J Spacecraft Rockets, 1966, 3 (6): 893-898.

[11] Bykovskii F A, Zhdan S A, Evgenii F V. Continuous spin detonations[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22 (6): 1204-1216.

[12] Bykovskii F A, Vedernikov E F. Continuous detonation of a subsonic flow of a propellant[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2003, 39 (3): 323-334.

[13] Bykovskii F A, Zhdan S A, Vedernikov E F. Continuous spin detonation of a hydrogen-air mixture with addition of air into the products and the mixing region[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2010, 46 (1): 52-59.

[14] Bykovskii F A, Vedernikov E F. Heat fluxes to combustor walls during continuous spin detonation of fuel-air mixtures[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2009, 45 (1): 70-77.

[15] Kindracki J, Wolanski P, Gut Z. Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels-oxygen mixtures[J]. Shock Waves, 2011, 21: 75-84.

[16] Wolanski P. Rotating detonation wave stability[R]. 23rd ICDERS, California, USA, 2011.

[17] Tobita A, Fujiwara T, Wolanski P. Detonation engine and flying object provided therewith[P]. Publication Data: 2005-12-29; Japanese Patent No. 2004-191793 (Granted 2009), Patent US 7784267 (Granted 2010).

[18] Wolanski P.Detonation propulsion[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2013, 34: 125-158.

[19] 王健平, 石天一, 王宇輝, 等. 連續(xù)爆轟發(fā)動機的實驗研究[C]. 第十四屆全國激波與激波管學術(shù)會議, 黃山, 2010.

Wang Jianping, Shi Tianyi, Wang Yuhui, et al. Experimental research on the rotating detonation Engine[C]. The 14th shock wave and shock tube conference, HuangShan, 2010.

[20] Wang Y H, Wang J P, Shi T Y, et al. Experimental research on transition regions in continuously rotating detonation waves[R]. AIAA-2012-3946.

[21] Wang Y H,Wang J P, Liu Y S, et al. Experimental investigation on continuously rotating detonation engines[R]. The 2013 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, Japan, 2013.

[22] Liu Y S, Wang J P, Shi T Y, et al.Experimental investigation on H2/O2continuously rotating detonation engine[R]. 24th ICDERS, Taipei, 2013.

[23] Wang Y H, Wang J P, Shi T Y, et al.Discovery of breathing phenomena in continuously rotating detonation[J]. Procedia Engineering, 2013, 67: 188-196.

[24] Falempin F, Daniau E, Getin N, et al. Toward a continuous detonation wave rocket engine demonstrator[R]. AIAA-2006-7956.

[25] Francois F, Emeric D. A contribution to the development of actual continuous detonation wave engine[R]. AIAA-2008-2679.

[26] 何煦虹. MBDA公布英仙座超聲速導(dǎo)彈系統(tǒng)概念[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2012, 2: 3-6.

He Xuhong. MBDA's announcement of Perseus supersonic missile system[J]. Winged Missiles Journal, 2012, 2: 3-6.

[27] Lentsch A, Bec R, Serre L, et al. Overview of current French activities on PDRE and continuous detonation wave rocket engines[R]. AIAA-2005-3232.

[28] Naour B L, Falempin F, Miquel F. Recent experimental results obtained on continuous detonation wave engine[R]. AIAA-2011-2235.

[29] 李文杰, 盛德林, 李國強. 法俄聯(lián)合研制的連續(xù)爆震波發(fā)動機[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2007, 6: 39-43.

[30] Shank J C, King P I, Karnesky J, et al. Development and testing of a modular rotating detonation engine[R]. AIAA-2012-0120.

[31] Russo R M, King P I, Schauer F R, et al. Characterization of pressure rise across a continuous detonation engine[R]. AIAA-2011-6046.

[32] Suchocki J A, Yu S J, Hoke J L, et al. Rotating detonation engine operation[R]. AIAA-2012-0119.

[33] Naples A, Hoke J, Karnesky J, et al. Flowfield characterization of a rotating detonation engine[R]. AIAA-2013-0278.

[34] Claflin S. Recent progress in continuous detonation engine development at Pratt&Whitney rocket dyne[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion 2012, Tsukuba, Japan, 2012.

[35] Smith R, Siebenhaar A. Joint development of CDE technology at GHKN engineering and aerojet[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion 2012, Tsukuba, Japan, 2012.

[36] Wilson D R, Lu F K. Summary of recent research on detonation wave engines at UTA[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion, Pusan, Korea, 2011.

[37] 劉世杰, 覃慧, 林志勇, 等. 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波精細結(jié)構(gòu)及自持機理研究[J]. 推進技術(shù), 2011, 32(3): 431-436.

Liu Shijie, Qin Hui, Lin Zhiyong, et al. Detailed structure and propagating mechanism research on continuous rotating detonation wave [J]. Journal of Propulsion Technology, 2011, 32(3):431-436.

[38] Liu S J, Lin Z Y, Sun M B, et al. Thrust vectoring of a continuous rotating detonation engine by changing the local injection pressure[J]. Chinese Physics Letter, 2011, 28 (9): 094704.

[39] 劉世杰. 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波結(jié)構(gòu)、傳播模態(tài)及自持機理研究[D]. 國防科學技術(shù)大學, 2012.

Liu Shijie. Investigation on the structure, rotating mode and lasting mechanism of continuous rotating detonation wave[D]. National University of Defense Technology, 2012.

[40] Lin Z Y, Liu S J, Liang J H, et al. Experimental research on the H2/air continuous rotating detonation engine[R]. AIAA-2012-3945.

[41] Liu S J, Lin Z Y, Liu W D, et al. Experimental and three-dimensional numerical investigations on H2/air continuous rotating detonation wave[J]. Proc IMechE Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2013, 227(2): 326-341.

[42] Zheng Q, Weng C S, Bai Q D. Experimental research on the propagation process of continuous rotating detonation wave[J]. Defense Technology, 2013, 9: 201-207.

[43] 鄭權(quán), 翁春生, 白橋棟. 傾斜環(huán)縫噴孔式連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機試驗[J]. 推進技術(shù), 2014, 35(4): 570-576.

Zheng Quan, Weng Chunsheng, Bai Qiaodong. Experiment on continuous rotating detonation engine with tilt slot injector[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(4):570-576.

[44] Shen P I, Adamson T C.Theoretical analysis of a rotating two-phase detonation in liquid rocket rotors[J]. Astronautica Acta, 1972, 17 (4/5): 715-728.

[45] Zhdan S A,Bykovskii F A, Vedernikov E F. Mathematical modeling of a rotating detonation wave in a hydrogen-oxygen mixture[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2007, 43 (4): 449-459.

[46] Zhdan S A. Mathematical model of continuous detonation in an annular combustor with a supersonic flow velocity[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2008, 44 (6): 690-697.

[47] Hishida M, Fujiwara T, Wolanski P.Fundamentals of rotating detonations[J]. Shock Waves, 2009, 19 (1): 1-10.

[48] Shao Y T, Liu M, Wang J P.Numerical investigation of rotating detonation engine propulsive performance[J]. Combustion Science and Technology, 2010, 182: 1586-1597.

[49] Shao Y T, Wang J P. Change in continuous detonation wave propagation mode from rotation detonation to standing detonation[J]. Chinese Physics Letters, 2010, 27 (3): 034705.

[50] Shao Y T, Liu M, Wang J P. Continuous detonation engine and the effects of different types of nozzles on its propulsion performance[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2010, 23: 647-652.

[51] 劉勐, 王健平. 利用GPU進行連續(xù)爆轟發(fā)動機的并行數(shù)值模擬[C]. 第14屆全國激波與激波管學術(shù)會議, 安徽, 2010.

Liu Meng, Wang Jianping. GPU parallel numerical simulations of rotating detonation engines[C]. The 14th shock wave and shock tube conference, HuangShan, 2010.

[52] Liu M, Wang J P. Three dimensional simulation for the effects of fuel injection patterns in rotating detonation engine[R]. 23rd ICDERS, Irvine, USA, 2011.

[53] Liu M, Zhou R, Wang J P. Three-dimensional simulation of rotating detonation engines[R]. Third International Workshop on Detonation Engine, Tokyo, Japan, 2011.

[54] 唐新猛, 王健平, 邵業(yè)濤. 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波在無內(nèi)柱圓筒內(nèi)的數(shù)值模擬[J]. 航空動力學報, 2013, 28 (4): 792-799.

Tang Xinmeng, Wang Jianping, Shao Yetao. 3D simulation of rotating detonation in combustion chambers without inner wall [J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(4):792-799.

[55] Zhou R, Wang J P. Numerical investigation of flow particle paths and thermodynamic performance of continuously rotating detonation engines[J]. Combustion and Flame, 2012, 159: 3632-3645.

[56] Zhou R, Wang J P.Numerical investigation of shock wave reflections near the head ends of rotating detonation engines[J]. Shock Waves, 2013, 23: 461-472.

[57] 武丹, 王健平. 粘性及熱傳導(dǎo)對于爆轟波的影響[J]. 應(yīng)用力學學報, 2012, 29(6): 630-636.

Wu Dan, Wang Jianping. Influences of viscosity and thermal conductivity on detonation waves[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2012, 29(6):630-636.

[58] Wu D, Zhou R,Liu M, et al. Numerical investigation on the stability of rotating detonation engine[J]. Combustion Science and Technology, 2014, 186: 1699-1715.

[59] Yi T H, Turangan C, Lou J, et al. A three-dimensional numerical study of rotational detonation in an annular chamber[R]. AIAA-2009-0634.

[60] Yi T H, Lou J, Turangan C, et al. Effect of nozzle shapes on the performance of continuously rotating detonation engine[R]. AIAA-2010-152.

[61] Yi T H, Lou J, Turangan C, et al. Propulsive performance of a continuously rotating detonation engine[J]. Journal of Propulsion and Power, 2011, 27 (1): 171-181.

[62] Davidenko D M, Eude Y,Gokalp I. Theoretical and numerical studies on continuous detonation wave engines[R]. AIAA-2011-2334.

[63] Eude Y, Davidenko D M,Gokalp I. Use of the adaptive mesh refinement for 3D simulations of a CDWRE[R]. AIAA-2011-2236.

[64] Hayashi A K, Kimura Y, Yamada T, et al. Sensitivity analysis of rotating detonation engine with a detailed reaction model[R]. AIAA-2009-0633.

[65] Yamada T, Hayashi A K, Yamada E, et al. Numerical analysis of threshold of limit detonation in rotating detonation engine[R]. AIAA-2010-153.

[66] Tsuboi N, Hayashi A K, Kojima T. Numerical study on a rotating detonation engine at KIT[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion, Taipei, 2013.

[67] Uemura Y, Hayashi A K, Asahara M, et al.Transverse wave generation mechanism in rotating detonation[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2013, 34: 1981-1989.

[68] Kailasanath K. The rotating-detonation-wave engine concept: a brief status report[R]. AIAA-2011-580.

[69] Nordeen C A, Schwer D. Thermodynamic modeling of a rotating detonation engine[R]. AIAA-2011-803.

[70] Schwer D A, Kailasanath K.Numerical study of the effects of engine size on rotating detonation engines[R]. AIAA-2011-581.

[71] Schwer D, Kailasanath K.Fluid dynamics of rotating detonation engines with hydrogen and hydrocarbon fuels[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2013, 34: 1991-1998.

[72] Kailasanath K, Schwer D A. Rotating detonation engine research at NRL[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion, Taipei, 2013.

[73] Schwer D A,Kailasanath K. Feedback into mixture plenums in rotating detonation engines[R]. AIAA-2012-0617.

[74] Schwer D A, Kailasanath K. Modeling exhaust effects in rotating detonation engines[R]. AIAA-2012-3943.

[75] Lu F K, Braun E M, Massa L, et al. Rotating detonation wave propulsion: experimental challenges, modeling, and engine concepts (Invited) [R]. AIAA-2011-6043.

[76] Braun E M, Lu F K, Wilson D R, et al. Detonation engine performance comparison using first and second law analyses[R]. AIAA-2010-7040.

[77] Braun E M, Lu F K, Wilson D R, et al.Airbreathing rotating detonation wave engine cycle analysis[J]. Aerospace Science and Technology, 2013, 27: 201-208.

[78] Folusiak M, Swiderski K,Kindracki J, et al. Assessment of numerical simulations of CDE combustion chamber[R]. 24th ICDERS, Taipei, 2013.

[79] Swiderski K, Folusiak M,Lukasik B, et al. Three dimensional numerical study of the propulsion system based on rotating detonation using adaptive mesh refinement[R]. 24th ICDERS, Taipei, 2013.

[80] Frolov S M, Dubrovskii A V, Ivanov V S. Three-dimensional numerical simulation of the operation of a rotating-detonation chamber with separate supply of fuel and oxidizer[J]. Combustion, Explosion and Shock Waves, 2013, 32(2): 56-65.

[81] 歸明月, 范寶春, 張旭東, 等. 旋轉(zhuǎn)爆轟的三維數(shù)值模擬[J]. 推進技術(shù), 2010, 31(1): 82-86.

Gui Mingyue, Fan Baochun, Zhang Xudong, et al. Three-dimensional simulation of continuous spin detonation [J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(1):82-86.

[82] 張旭東, 范寶春, 歸明月, 等. 旋轉(zhuǎn)爆轟的三維結(jié)構(gòu)和側(cè)向稀疏波的影響[J]. 爆炸與沖擊, 2010, 30(4): 337-341.

Zhang Xudong, Fan Baochun, Gui Mingyue, et al. Three-dimensional structure of rotating detonation and effect of lateral rarefaction waves [J]. Explosion and Shock Waves, 2010, 30(4):337-341.

[83] 潘振華, 范寶春, 歸明月, 等. 流動系統(tǒng)中爆轟波傳播特性的數(shù)值模擬[J]. 爆炸與沖擊, 2010, 30(6): 593-595.

Pan Zhenhua, Fan Baochun, Gui Mingyue, et al. Numerical simulation of detonation wave propagation in a flow system [J]. Explosion and Shock Waves, 2010, 30(6):593-595.

[84] 張旭東, 范寶春, 潘振華, 等. 旋轉(zhuǎn)爆轟自持機理的數(shù)值研究[J]. 彈道學報, 2011, 23(1): 1-5.

Zhang Xudong, Fan Baochun, Pan Zhenhua, et al. Numerical investigation on self-sustaining mechanism of rotating detonation[J]. Journal of Ballistics, 2011, 23(1):1-5.

[85] Pan Z H, Fan B C, Zhang X D, et al. Wavelet pattern and self-sustained mechanism of gaseous detonation rotating in a coaxial cylinder[J]. Combustion and Flame, 2011, 158: 2220-2228.

(編輯：李金勇)

Progress of continuously rotating detonation engine research

Wang Jianping1,*, Zhou Rui1,2, Wu Dan1

(1. State Key Laboratory of Turbulence and Complex Systems, Department of Mechanics and Engineering Sciences, College of Engineering, Peking University, Beijing 100871, China; 2. Institute of Applied Physics and Computational Mathematics, Beijing 100094, China)

Continuously Rotating Detonation Engine (CRDE) is one kind of new-concept detonation-based engines. It has several advantages, including one-initiation, fast combustion velocity, high thermal efficiency and simple structure. Due to these characteristics, it is expected to bring revolutionary advancements to aerospace propulsion systems and has already drawn much attention throughout the world. In this paper, an overall review of the development of CRDE is given from several aspects: basic concepts, applications, experimental studies, numerical simulations, and so on. Representative results and outstanding contributions are summarized, and the unresolved issues for further engineering applications of CRDE are discussed.

continuously rotating detonation engine;CRDE;review;propulsion technology;aviation and aerospace

1672-9897(2015)04-0012-14

10.11729/syltlx20150048

2015-03-27;

2015-05-07

國家自然科學基金重大計劃(91441110);航天創(chuàng)新基金(SY41YYF2014009)

WangJP,ZhouR,WuD.Progressofcontinuouslyrotatingdetonationengineresearch.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(4): 12-25. 王健平, 周 蕊, 武 丹. 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動機的研究進展實驗流體力學, 2015, 29(4): 12-25.

O389

A

王健平(1961-)，男，山東萊州人，教授，博導(dǎo)。研究方向：爆轟燃燒學、計算流體力學。通信地址：北京市北京大學工學院力學與工程科學系(100871)。E-mail：wangjp@pku.edu.cn

*通信作者 E-mail: wangjp@pku.edu.cn