邱華， 徐澤陽， 鄭龍席， 段小瑤 西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院， 西安 710072

脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)增推裝置性能試驗(yàn)

邱華*， 徐澤陽， 鄭龍席， 段小瑤 西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院， 西安 710072

以液態(tài)汽油為燃料，通過在雙管脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(PDTE)原理樣機(jī)的渦輪出口加裝不同噴管和引射器等增推裝置，利用試驗(yàn)研究了不同增推裝置對(duì)自吸氣工作模式下(工作頻率10～20 Hz)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)及推進(jìn)性能的影響。結(jié)果表明:雖然加裝3種尾噴管之后渦輪轉(zhuǎn)速、壓氣機(jī)增壓比及壓氣機(jī)流量都有不同程度的下降，但發(fā)動(dòng)機(jī)都獲得了不同程度的推力增益;相比于工作頻率20 Hz時(shí)無噴管發(fā)動(dòng)機(jī)推力114.95 N，發(fā)動(dòng)機(jī)加裝尾噴管后最大推力可達(dá)143.3 N，實(shí)現(xiàn)增推24.7%，最大單位推力為749.87 N·s/kg;加裝引射器后可以進(jìn)一步增推，發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力達(dá)到200.67 N，實(shí)現(xiàn)增推39.8%，同時(shí)這種增推效果隨著工作頻率的升高而逐漸增大。

脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)； 噴管； 引射器； 推進(jìn)性能； 自吸氣

目前航空宇航推進(jìn)裝置的燃燒方式基本都以緩慢燃燒為主，該類推進(jìn)裝置的技術(shù)發(fā)展已經(jīng)相當(dāng)成熟，發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能已難有突破。由于爆震燃燒具有傳播速度快、自增壓及燃燒效率高等特點(diǎn)，為了進(jìn)一步提高現(xiàn)有航空宇航推進(jìn)裝置的性能，將傳統(tǒng)的等壓燃燒室替換成爆震燃燒室成為當(dāng)下較有潛力的可行方案[1-4]。現(xiàn)有的很多脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的研究都集中在用爆震波直接產(chǎn)生推力，這與傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)利用高溫燃?xì)庀冉?jīng)渦輪做功再經(jīng)尾噴管加速排出的方式相比，大部分能量都耗散在環(huán)境中，大大降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率，體現(xiàn)不出脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的潛在優(yōu)勢(shì)[4]。因此國(guó)外學(xué)者提出了脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(Pulse Detonation Turbine Engine， PDTE)這一新型發(fā)動(dòng)機(jī)的概念[5-8]，其主要由脈沖爆震燃燒室(Pulse Detonation Chamber， PDC)、壓氣機(jī)和渦輪等部件組成，既具有爆震燃燒效率高和燃燒自增壓等特點(diǎn)，又具備渦輪機(jī)械效率高的優(yōu)勢(shì)。

2002年美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)格林研究中心Petters和Felder[9]應(yīng)用數(shù)值推進(jìn)系統(tǒng)仿真(NPSS)對(duì)PDTE的推進(jìn)性能進(jìn)行分析表明，相比傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)，推力可提高2%，單位燃油消耗率將降低8%～10%，GE(General Electric)全球研究中心Goldmeer等[10]、美國(guó)賴特-帕特森空軍基地Andrus和King[11]、西北工業(yè)大學(xué)何龍等[12]也對(duì)PDTE的推進(jìn)性能優(yōu)勢(shì)進(jìn)行了理論分析，認(rèn)為PDTE有望在發(fā)動(dòng)機(jī)推重比、單位燃油消耗率及單位推力等性能參數(shù)上得到顯著提升。目前世界上包括中國(guó)在內(nèi)的許多國(guó)家都正在積極開展有關(guān)PDTE的理論及試驗(yàn)研究。

在試驗(yàn)研究方面，國(guó)外開展PDTE研究的機(jī)構(gòu)主要集中在美國(guó)、日本等國(guó)家，試驗(yàn)系統(tǒng)分為2類：① 多管爆震室與單級(jí)軸流渦輪組合試驗(yàn)器，如GE全球研究中心[13-14]的8管PDC和辛辛那提大學(xué)[15]的6管PDC與單級(jí)渦輪匹配試驗(yàn)器；② 單管爆震室與渦輪增壓器組合試驗(yàn)系統(tǒng)，如美國(guó)賴特-帕特森空軍基地[16]和日本筑波大學(xué)[17]通過試驗(yàn)主要研究爆震波與渦輪的相互作用、爆震燃燒產(chǎn)物驅(qū)動(dòng)渦輪的輸出功及效率等，更進(jìn)一步的是基于渦輪輸出功評(píng)定整個(gè)系統(tǒng)的循環(huán)效率，如日本Maeda等[17]運(yùn)用熱力學(xué)方法計(jì)算出PDTE的理想循環(huán)熱效率僅為20%～30%，而在單管爆震室與渦輪增壓器組成的試驗(yàn)器上通過試驗(yàn)測(cè)得發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率僅為1%～5%。國(guó)內(nèi)目前只有西北工業(yè)大學(xué)開展爆震室與渦輪增壓器匹配試驗(yàn)研究，研究范圍已由爆震室與徑向渦輪匹配研究[18-19]拓展到離心壓氣機(jī)-爆震室-徑向渦輪匹配，并已實(shí)現(xiàn)三部件在18 Hz工作條件下的自吸氣匹配工作[20-21]。

然而需指出的是，一方面，雖然國(guó)內(nèi)外學(xué)者在PDTE的理論和試驗(yàn)研究方面做了大量研究工作，但目前的試驗(yàn)結(jié)果很難與PDTE的推進(jìn)性能相聯(lián)系；另一方面，目前基于渦輪輸出功所計(jì)算的PDTE試驗(yàn)系統(tǒng)熱效率低于7%[17,22-23]，遠(yuǎn)低于PDTE理論熱效率，以此效率所計(jì)算的推進(jìn)性能將很難體現(xiàn)PDTE優(yōu)勢(shì)。本文以液態(tài)汽油為燃料，空氣為氧化劑，在PDTE整機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)上開展發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)推進(jìn)性能試驗(yàn)研究，通過在渦輪出口加裝不同噴管、引射器等增推裝置，利用試驗(yàn)測(cè)量PDTE自吸氣工作模式下的總體推進(jìn)性能，研究結(jié)果從試驗(yàn)方面初步論證了該類型發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)性能優(yōu)勢(shì)，并為發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算模型的建立和評(píng)估提供了試驗(yàn)依據(jù)。

1 試驗(yàn)裝置及測(cè)量方法

PDTE原理樣機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖1所示，主要由雙管脈沖爆震燃燒室、渦輪增壓器(徑向渦輪和離心壓氣機(jī))、渦輪入口V型轉(zhuǎn)接結(jié)構(gòu)、壓氣機(jī)出口轉(zhuǎn)接段、發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)進(jìn)氣結(jié)構(gòu)及可轉(zhuǎn)動(dòng)支座等組成。雙管脈沖爆震燃燒室主要由燃油噴注摻混段、點(diǎn)火段和爆震段組成：在燃油噴注摻混段內(nèi)安裝有進(jìn)氣錐，錐體內(nèi)設(shè)計(jì)有供油及氣動(dòng)霧化管路、氣動(dòng)閥及氣動(dòng)霧化噴油嘴；點(diǎn)火段設(shè)計(jì)有火花塞安裝座，試驗(yàn)中采用普通車用電火花塞，可通過加減墊片調(diào)節(jié)電火花塞的高度以保證爆震室的最佳點(diǎn)火位置；在爆震段內(nèi)安裝有強(qiáng)化爆震過程的Schelkin螺旋結(jié)構(gòu)。渦輪和壓氣機(jī)為汽車用渦輪增壓器，壓氣機(jī)設(shè)計(jì)最大流量為0.9 kg/s，最大壓比為2.4，渦輪轉(zhuǎn)速最高為58 000 r/min。渦輪入口轉(zhuǎn)接結(jié)構(gòu)為圖1(a)中V型構(gòu)件，直接將雙管排出燃?xì)庖霚u輪。壓氣機(jī)出口轉(zhuǎn)接段由軟管和金屬管道組成，軟管與壓氣機(jī)出口直連，并將空氣引入金屬管道中，金屬管道經(jīng)T型結(jié)構(gòu)后由細(xì)變粗并轉(zhuǎn)彎(見圖1(a))，通過V型結(jié)構(gòu)分叉后分別與雙管脈沖爆震燃燒室相連(見圖1(b))。發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)進(jìn)氣結(jié)構(gòu)為圖1(a)中T型結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)系統(tǒng)啟動(dòng)時(shí)由外部高壓空氣供給氧化劑，當(dāng)爆震室實(shí)現(xiàn)低頻穩(wěn)定工作時(shí)，電磁閥關(guān)閉，高壓空氣的供給被切斷，試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)入自吸氣模式。

圖1 PDTE原理樣機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

Fig.1 Schematic of PDTE prototype

渦輪出口為短平直段，通過鏈接不同增推裝置以實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能的改變。圖2為本文所采用的3種噴管1#、2#、3#尺寸圖，若定義噴管長(zhǎng)度與爆震室長(zhǎng)度之比為β，則β從上到下分別為0.08、0.1、0.1；噴管進(jìn)出口截面積收斂比AR分別為0.44、2.25、0.44。圖3為試驗(yàn)研究的引射器尺寸圖，引射器的結(jié)構(gòu)分為引氣直段和擴(kuò)張噴管， 引射器入口直徑為400 mm，直段總長(zhǎng)度為110 mm(加法蘭厚度)，擴(kuò)張段長(zhǎng)度為300 mm，擴(kuò)張角為5°，引射器出口直徑為332.5 mm，試驗(yàn)中，引射器安裝在噴管下游，如圖1(b)所示，引射器入口與噴管出口間距為150 mm。

圖2 噴管尺寸對(duì)比

Fig.2 Dimensional comparison of nozzles

圖3 引射器尺寸

Fig.3 Dimension of ejector

試驗(yàn)系統(tǒng)中安裝有6 個(gè)壓力傳感器，4個(gè)壓電傳感器(型號(hào)：CYD-205)分別安裝在爆震室尾部出口的P5-1、P6-1、P5-2、P6-2測(cè)點(diǎn)處，用來測(cè)量爆震室尾部的壓力狀態(tài)，2個(gè)動(dòng)態(tài)壓阻傳感器(PS300)分別安裝在壓氣機(jī)出口的Pt1和P1測(cè)點(diǎn)處，用來測(cè)量壓氣機(jī)的出口壓力狀態(tài)。壓力信號(hào)通過DEWE3020數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集，采樣頻率為200 kHz。渦輪轉(zhuǎn)速通過轉(zhuǎn)速測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量，測(cè)量范圍為0～100 000 r/min。脈沖爆震渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)原理樣機(jī)的推力測(cè)量系統(tǒng)示意圖如圖1(b)所示，發(fā)動(dòng)機(jī)整體由一個(gè)可轉(zhuǎn)動(dòng)支座支撐，可繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸自由轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)高速燃?xì)饨?jīng)尾噴管加速噴出時(shí)，由于反作用力的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)整體將按順時(shí)針方向運(yùn)動(dòng)。在發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)端放置一推力測(cè)量臺(tái)架，發(fā)動(dòng)機(jī)通過安裝在增壓器壓氣機(jī)端的推桿，經(jīng)滑軌與推力測(cè)量臺(tái)架上的推力傳感器(Kistler9321B)緊固相連，推力傳感器測(cè)量的信號(hào)經(jīng)Kistler放大器調(diào)制，由數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集后即可獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的瞬時(shí)推力大小，再經(jīng)過后處理軟件積分平均可得發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際平均推力。試驗(yàn)環(huán)境溫度為28 ℃，采用93#汽油為燃料，燃油流量由齒輪體積流量計(jì)測(cè)量，壓氣機(jī)出口流量經(jīng)圖1(a)中的渦輪質(zhì)量流量計(jì)測(cè)量。雙管爆震室同時(shí)點(diǎn)火，當(dāng)PDTE進(jìn)入自吸氣工作模式后[20-21]，通過調(diào)節(jié)供油量及工作頻率，以實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)在5～20 Hz之間的穩(wěn)定工作，并測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)。

2 尾噴管增推性能

當(dāng)PDTE進(jìn)入自吸氣工作模式時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)僅受供油量及點(diǎn)火頻率控制，表1給出了本文所涉及試驗(yàn)工況下燃燒室內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的當(dāng)量比(恰當(dāng)油氣比為0.066 088)。為實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作，低頻時(shí)供油量偏富；當(dāng)工作頻率f高于12 Hz后，無噴管下，PDTE的當(dāng)量比控制在1.0附近；加噴管后，由于隨之會(huì)引起對(duì)爆震室工作狀態(tài)的影響，故在實(shí)現(xiàn)PDTE穩(wěn)定工作的前提下，盡量使發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)量比接近無噴管狀態(tài)下的數(shù)值，其間差異在2%～10%之間。

表1 不同工作頻率下發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)量比

Table 1 Equivalence ratios of engine at difference working frequencies

f/HzWithoutnozzleNozzle1#Nozzle2#Nozzle3#101.099751.122401.119321.19927120.994131.041121.084501.09772140.992671.077511.009330.98435160.968291.006180.909230.95212181.002120.969740.933160.95436200.999310.977470.949000.93633

1) 爆震室尾部壓力

圖4(a)為原理樣機(jī)無噴管時(shí)爆震室尾部6號(hào)測(cè)點(diǎn)的壓力波形，圖4(b)～圖4(d)分別為安裝3種不同長(zhǎng)度和收斂比AR的噴管之后爆震室尾部6號(hào)測(cè)點(diǎn)的壓力波形，工作頻率均為20 Hz。由圖4可以看出，無論在哪種工況下，PDTE原理樣機(jī)單次爆震的峰值均在1.5 MPa以上，這說明爆震室的填充并未受到反傳波太過嚴(yán)重的影響，可燃混氣仍能充分填充到爆震室尾部，使燃燒波沒有在出口處明顯衰減，并在出口處形成連續(xù)穩(wěn)定的爆震波。另外，以P6-1為例，在無噴管條件下爆震波的平均峰值為1.690 MPa，加裝1#、2#、3#噴管之后的爆震波的平均峰值分別為1.812、1.825、1.924 MPa，由表1中各工況當(dāng)量比可見，此時(shí)加噴管時(shí)的當(dāng)量比略低于無噴管工況下的，這說明加裝不同形式的噴管之后，都會(huì)對(duì)爆震室內(nèi)部的壓力產(chǎn)生影響，平均峰值壓力的提高是因?yàn)閲姽鼙诿鏁?huì)對(duì)從渦輪出口噴出的壓力波有反射作用，并影響到爆震室內(nèi)部，而不加噴管時(shí)爆震波從渦輪出口迅速膨脹到大氣環(huán)境中，因此加裝噴管之后提升了爆震室內(nèi)部排氣的阻力，從而提升了整個(gè)循環(huán)的壓力基準(zhǔn)。而且進(jìn)一步對(duì)比壓力平均峰值大小可以發(fā)現(xiàn)，在等長(zhǎng)度的情況下，擴(kuò)張噴管的反射波強(qiáng)度要小于收斂噴管的；在同等收斂比AR的條件下，長(zhǎng)度越長(zhǎng)，反射波的強(qiáng)度就越大，對(duì)爆震室內(nèi)部的壓力影響效果也就越明顯。

圖4 PDTE原理樣機(jī)P6-1處的壓力波形(f=20 Hz)

Fig.4 Pressure profiles at position P6-1 of PDTE prototype (f=20 Hz)

2) 壓氣機(jī)出口壓力

圖5 P6-1、P6-2、Pt1處的壓力曲線放大圖

Fig.5 Pressure profiles at position P6-1, P6-2 and Pt1

圖5為爆震室尾部及壓力機(jī)出口位置處P6-1、P6-2、Pt1的壓力曲線放大圖，Pt1處的壓力曲線的尖刺為點(diǎn)火信號(hào)的干擾。當(dāng)爆震室點(diǎn)火起爆后，爆震室內(nèi)壓力突然升高，必然會(huì)形成壓力波，并向上、下游傳播，向下游傳播的壓力波最終轉(zhuǎn)變?yōu)楸鸩?，由于點(diǎn)火延遲的差異及爆震室內(nèi)部結(jié)構(gòu)的影響，雙管內(nèi)爆震波的轉(zhuǎn)變過程不完全相同，故圖5中P6-1和P6-2間存在相位差；向上游傳播的壓力波逆流而上，并最終引起壓氣機(jī)出口Pt1處壓力脈動(dòng)，由于雙管點(diǎn)火延遲的差異，雙管的反傳壓力波并不會(huì)完全同時(shí)沖擊壓氣機(jī)，因此壓氣機(jī)出口處的壓力波峰出現(xiàn)了2次階躍，在主波峰通過之后，壓力曲線仍會(huì)有一次微小的脈動(dòng)，這是由后續(xù)衰減的反傳壓力波造成的。之后壓力曲線會(huì)維持在一定數(shù)值左右，而這個(gè)數(shù)值就是壓氣機(jī)穩(wěn)定工作時(shí)的出口總壓，能夠反映壓氣機(jī)在這一階段的真實(shí)增壓比，圖5中壓氣機(jī)穩(wěn)定工作段的出口總壓為0.031 2 MPa。選取發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定連續(xù)工作1 s的壓氣機(jī)出口壓力波形圖，并對(duì)反傳波之后的穩(wěn)定工作階段壓力曲線取平均值，最終得出壓氣機(jī)的實(shí)際平均增壓比。

圖6(a)～圖6(d)為工作頻率20 Hz時(shí)原理樣機(jī)在不加噴管以及加裝1#、2#、3#噴管之后壓氣機(jī)出口Pt1位置處的壓力波形(圖6中尖刺為點(diǎn)火信號(hào)的干擾，不會(huì)對(duì)數(shù)據(jù)的采集產(chǎn)生影響)，壓氣機(jī)穩(wěn)定工作段的壓力平均值分別為0.030 9、0.023 8、0.029 1、0.025 1 MPa。由圖6中可以看出爆震反傳壓力波有著極強(qiáng)的反傳特性，經(jīng)過氣動(dòng)閥之后仍能傳遞到壓氣機(jī)出口，反傳壓力波對(duì)壓氣機(jī)的工作非常不利，劇烈的壓力脈動(dòng)極易造成壓氣機(jī)工作的不穩(wěn)定，所以與傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)采用的等壓燃燒室不同，PDTE不僅需考慮壓氣機(jī)與爆震燃燒室之間的流量匹配，還需同時(shí)考慮爆震燃燒室反傳壓力波對(duì)壓氣機(jī)工作的不利影響。

圖6 Pt1位置處的壓力波形

Fig.6 Pressure profiles at position Pt1

3) 壓氣機(jī)特性

圖7為原理樣機(jī)在不加噴管以及加裝1#、2#、3#噴管之后壓氣機(jī)壓比與出口流量隨頻率的變化曲線?？梢钥闯?，隨著頻率的增加，壓氣機(jī)壓比和出口流量也都隨之增加，兩者在12～16 Hz內(nèi)增幅最為明顯，而在18～20 Hz內(nèi)增幅趨于平緩，這是因?yàn)殡S著發(fā)動(dòng)機(jī)工作頻率的增長(zhǎng)，爆震波能夠連續(xù)穩(wěn)定地沖擊渦輪，從而使渦輪能夠穩(wěn)定地輸出軸功率并帶動(dòng)壓氣機(jī)穩(wěn)定做功；但是隨著工作頻率進(jìn)一步的增加，反傳壓力波的頻率隨之增加，壓氣機(jī)穩(wěn)定工作的時(shí)間被壓縮，壓比和壓氣量的提升都受到明顯制約，劇烈的反傳壓力脈動(dòng)嚴(yán)重影響了壓氣機(jī)的正常工作，所以在頻率增長(zhǎng)到一定程度后，壓氣機(jī)的壓氣能力會(huì)嚴(yán)重受限，壓氣量的不足會(huì)直接影響到爆震室的填充，所以在高頻工作狀態(tài)下，爆震室的填充常常處在部分填充的狀態(tài)下，進(jìn)入渦輪之前爆震波的強(qiáng)度就會(huì)出現(xiàn)衰減，做功能力下降，并最終影響到整機(jī)的穩(wěn)定工作以及工作頻率的提升。

圖7 壓氣機(jī)壓比與出口流量隨頻率的變化曲線

Fig.7 Changing curves of compression ratio and export flow of compressor versus frequency

經(jīng)過同不加噴管的基準(zhǔn)試驗(yàn)對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，加裝3種噴管之后，壓氣機(jī)的壓比以及出口流量都出現(xiàn)了下降的情況，尤其加裝收斂噴管的試驗(yàn)結(jié)果降幅非常明顯，這主要是因?yàn)榧友b噴管之后，對(duì)渦輪出口有限流作用，降低了渦輪轉(zhuǎn)速與渦輪功，因此壓氣機(jī)的做功能力也隨之減小，并最終影響到壓氣機(jī)的壓比與出口流量。

4) 轉(zhuǎn)速特性

圖8為不加噴管時(shí)PDTE原理樣機(jī)在工作頻率分別為10、14、16、20 Hz條件下的渦輪瞬時(shí)轉(zhuǎn)速曲線圖?？梢钥闯?，爆震波每次沖擊渦輪之后，轉(zhuǎn)速都會(huì)有明顯的階躍，但由于爆震波的非定常性，壓力衰減極快，爆震波過后渦輪動(dòng)力大幅度降低，依靠慣性維持轉(zhuǎn)動(dòng)，直至下一個(gè)爆震波沖擊渦輪將轉(zhuǎn)速抬升；同時(shí)隨著頻率的增加，渦輪的平均轉(zhuǎn)速也隨之增加，并且轉(zhuǎn)速的階躍也逐漸密集，脈動(dòng)幅度也逐漸衰減，這說明隨著頻率的增加，渦輪轉(zhuǎn)速趨于平穩(wěn)，渦輪輸出功的非定常特性得到逐步的改善，能夠穩(wěn)定地輸出軸功率，提升發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)性能。需要指出的是，由于渦輪與壓氣機(jī)共軸，渦輪轉(zhuǎn)速的突然提升必然會(huì)提升壓氣機(jī)的做功能力，進(jìn)而可能引起壓氣機(jī)出口的壓力及流量的脈動(dòng)，但從圖8中可以看到，轉(zhuǎn)速脈動(dòng)從10 Hz時(shí)的2 000 r/min下降到20 Hz時(shí)的 1 000 r/min，故這種壓力脈動(dòng)是逐漸衰減的，而圖6中的壓力脈動(dòng)幅值基本維持不變，這表明壓氣機(jī)出口的壓力脈動(dòng)主要由爆震室壓力反傳引起。

圖8 PDTE原理樣機(jī)渦輪瞬時(shí)轉(zhuǎn)速曲線圖(無噴管)

Fig.8 Transient turbine speed profiles of PDTE prototype (without nozzle)

圖9為不加噴管和加裝1#、2#、3#噴管之后渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速(以增壓器最大轉(zhuǎn)速58 000 r/min進(jìn)行無量綱化)在不同頻率下的試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果。通過對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，加裝噴管之后渦輪轉(zhuǎn)速都有不同程度的下降，并且加裝收斂噴管(1#、3#)的降幅最為明顯，在20 Hz工作頻率下分別為5.02%、7.29%，渦輪輸出功的大小取決于壓氣機(jī)壓縮功，渦輪轉(zhuǎn)速在一定程度上能夠反映渦輪輸出功的大小；由于此時(shí)壓氣機(jī)平均增壓比比較低，故渦輪轉(zhuǎn)速主要受壓氣機(jī)流量的影響。PDTE加裝2#(擴(kuò)張)噴管時(shí)，渦輪轉(zhuǎn)速在14、16、18 Hz工作頻率下都高于不加噴管基準(zhǔn)的試驗(yàn)，由圖7可見，此時(shí)兩者壓氣機(jī)流量相差不大，但爆震室內(nèi)爆震波的壓力是不同的，注意到爆震波對(duì)瞬時(shí)渦輪轉(zhuǎn)速的影響，故進(jìn)而引起渦輪轉(zhuǎn)速測(cè)量值的差異；當(dāng)頻率為20 Hz時(shí)，渦輪進(jìn)口的壓力脈動(dòng)相比于低頻工況趨于平緩，轉(zhuǎn)速脈動(dòng)隨之降低，爆震室非定常排氣對(duì)渦輪轉(zhuǎn)速的影響減弱，而此時(shí)兩者壓氣機(jī)流量相當(dāng)，但無噴管時(shí)PDTE壓氣機(jī)增壓比略大，故轉(zhuǎn)速較高。

圖9 4種工況下渦輪相對(duì)換算轉(zhuǎn)速隨頻率變化曲線

Fig.9 Relative corrected speed of turbine vs frequencies at four different work conditions

5) 推力特性

圖10為原理樣機(jī)在有無噴管情況下工作頻率為20 Hz時(shí)的推力曲線圖?？梢钥闯觯鸩óa(chǎn)生的推力峰值非?？捎^，所產(chǎn)生的推力具有非常強(qiáng)的非定常特性，不能用單次爆震所產(chǎn)生的推力峰值來確定PDTE整機(jī)性能以及判斷噴管的增推效果。分別選取各個(gè)工況下1 s內(nèi)的推力曲線并進(jìn)行積分，得出4組試驗(yàn)的平均推力分別為114.95、133.71、137.90、143.31 N，表1給出了此時(shí)的當(dāng)量比，當(dāng)量比逐漸降低，這表明3種不同形式的噴管都能起到非常明顯的增推作用，增推分別達(dá)到16.3%、19.9%、24.7%，此外，在同一噴管長(zhǎng)度條件下，收斂噴管的增推效果要高于擴(kuò)張噴管。在相同收斂比條件下，長(zhǎng)度較長(zhǎng)的噴管增推效果略高，這與不帶渦輪的傳統(tǒng)吸氣式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，增推機(jī)理也與傳統(tǒng)PDE噴管類似，加裝不同形式的噴管之后會(huì)提高爆震室內(nèi)部的基準(zhǔn)壓力，而且可以延長(zhǎng)爆震室的排氣時(shí)間，另外擴(kuò)張噴管的增壓效果雖然沒有收斂噴管明顯，但是能增加壓力的作用面并使燃?xì)饫^續(xù)膨脹做功，所以也能實(shí)現(xiàn)大幅的增推。

圖10 加裝噴管和無噴管的PDTE推力曲線圖(f=20 Hz)

Fig.10 Thrust profile of PDTE with and without nozzles (f=20 Hz)

圖11為原理樣機(jī)在有無噴管情況下推力隨頻率變化的規(guī)律。可見無論在哪種工況下推力都會(huì)隨頻率的增長(zhǎng)而增長(zhǎng)，且基本呈線性關(guān)系，加裝3#噴管的試驗(yàn)結(jié)果在各個(gè)頻率下增推最為明顯。對(duì)比不加噴管的試驗(yàn)結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)加裝噴管之后在各個(gè)頻率下的增推效果都很明顯，且隨著頻率的增加增推效果越明顯。所以提高整機(jī)工作頻率是提升PDTE推進(jìn)性能的最有效的途徑。

圖11 不同頻率下PDTE的推力曲線

Fig.11 Thrust curves of PDTE at different frequencies

基于圖11中的推力和圖7中的壓氣機(jī)流量，可以得到如圖12所示的各工況下原理樣機(jī)的單位推力隨頻率變化圖。在20 Hz工作頻率下4種工況下的試驗(yàn)結(jié)果分別為538.3、672.2、643.89、749.87 N·s/kg，加裝噴管之后的增幅分別為24.9%、19.6%、39.9%，可見3#噴管的增幅最為明顯。以壓氣機(jī)增壓比1.3、當(dāng)量比1為計(jì)算工況，利用CEA (Chemical Equilibrium with Applications)[24]可以計(jì)算出相關(guān)爆震參數(shù)，代入文獻(xiàn)[25]給出的脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)理論循環(huán)效率計(jì)算公式，并進(jìn)而計(jì)算得到理論單位推力為1 490 N·s/kg。對(duì)比試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)，原理樣機(jī)最大單位推力僅為理論值的一半：一方面，試驗(yàn)中排氣不均勻或脈動(dòng)將帶來損失，低增壓比下，損失將達(dá)到20%[26]；另一方面，采用固定幾何噴管，排出的燃?xì)獠豢杀苊獾卮嬖谶^度膨脹和欠膨脹狀態(tài)；最后試驗(yàn)中爆燃向爆震轉(zhuǎn)變?nèi)紵Ｊ?、爆震管流阻及部件效率等都將帶來性能損失。值得指出的是，利用文獻(xiàn)[25]給出的理想Brayton循環(huán)效率計(jì)算公式，計(jì)算得到其理論單位推力為590 N·s/kg，PDTE原理樣機(jī)最大單位推力增幅為27%。

圖12 不同頻率下PDTE的單位推力曲線

Fig.12 Specific thrust curves of PDTE at different frequencies

從整體變化趨勢(shì)看，加裝3種噴管都能實(shí)現(xiàn)單位推力的增加，加裝3#噴管時(shí)單位推力增幅最為明顯，加裝1#和2#噴管時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力交替變化。與圖11中平均推力隨工作頻率線性變化不同，單位推力在工作頻率12～14 Hz間存在降低或上升變緩的現(xiàn)象，僅從單位推力計(jì)算角度來說，這是因?yàn)閳D7中壓氣機(jī)流量在12～14 Hz區(qū)間出現(xiàn)由加速增加向線性增加的變化趨勢(shì)；更深層的原因是工作頻率的變化所引起的爆震室填充度的變化，而在頻率12～14 Hz區(qū)間，爆震室處于過填充狀態(tài)。這種過填充狀態(tài)同時(shí)也將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)低頻工作下單位推力的降低。

對(duì)比傳統(tǒng)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，在加熱比一定的條件下，單位推力在壓氣機(jī)達(dá)到最佳增壓比之前都會(huì)隨著壓比的升高而升高，而根據(jù)圖7、圖11和圖12 得到的結(jié)論，加裝噴管之后，壓比下降，單位推力反倒得到提升,可見爆震波從渦輪出口排出之后仍有相當(dāng)?shù)呐蛎浤芰Γ诓患訃姽艿那闆r下燃?xì)庵苯右郧蛐渭げǖ男问脚欧诺酱髿?，造成非常大的能量損失。因此加裝噴管之后在提升推力性能的同時(shí)，也能更好地提取出口燃?xì)獾哪芰縼碜龉Γ嵘麢C(jī)的熱效率。

3 引射器增推性能

以加裝3#噴管的PDTE原理樣機(jī)為基準(zhǔn)，參考大量試驗(yàn)積累的經(jīng)驗(yàn)，將引射器安裝在噴管出口150 mm處，由引射器支撐座固定在渦殼上。圖13為帶引射器的PDTE原理樣機(jī)在工作頻率為20 Hz條件下的推力波形圖，積分后平均推力達(dá)到200.67 N，對(duì)比不加引射器的試驗(yàn)結(jié)果實(shí)現(xiàn)增推39.8%，這說明引射器能很好地利用從噴管出口噴出的未完全膨脹的高速高溫燃?xì)猓蛊淠茉谝淦鲀?nèi)繼續(xù)做功產(chǎn)生推力。對(duì)比3種不同噴管以及不加噴管基礎(chǔ)試驗(yàn)的推力曲線圖10，可以發(fā)現(xiàn)，加裝引射器可以有效減少PDTE原理樣機(jī)瞬時(shí)負(fù)推力的產(chǎn)生，這是因?yàn)橐淦髂茉诒鹗姨畛潆A段時(shí)繼續(xù)利用從噴管噴出的燃?xì)鈴拇髿猸h(huán)境中卷吸引入來流增加出口動(dòng)量，進(jìn)而有效地抵消在這一過程中由于爆震室內(nèi)部壓力過低所產(chǎn)生的負(fù)增益，而且引射器的工作過程是一個(gè)相對(duì)連續(xù)的過程，不像爆震波那樣具有極強(qiáng)的非定常性，因此引射噴管能夠很好地改善PDTE的非定常的工作狀態(tài)。

圖13 加裝引射器的PDTE推力波形圖(f=20 Hz)

Fig.13 Thrust profile of PDTE with ejector (f=20 Hz)

圖14為加裝引射器與不加引射器在工作頻率為10～20 Hz之間的推力對(duì)比圖?？煽闯鰺o論是否加引射器，推力都隨著頻率的的增加而增加，且二者基本呈線性關(guān)系，但是加裝引射器的PDTE原理樣機(jī)產(chǎn)生的推力遠(yuǎn)高于不加引射器的推力，引射器在各個(gè)工作頻率下的增推效果非常明顯。通過對(duì)比2條曲線的趨勢(shì)線(圖14中虛線)可以發(fā)現(xiàn)，隨著頻率的增加，引射器的增推效果會(huì)越來越大。這說明頻率越高，引射器工作的連續(xù)性越好，能夠很好地抵消由于PDTE工作的非定常性和周期性帶來的負(fù)面影響。當(dāng)工作頻率過低時(shí)，單次爆震的循環(huán)時(shí)間較長(zhǎng)，引射器的回流作用依舊明顯；當(dāng)工作頻率較高時(shí)，回流來不及到達(dá)引射器入口，主流已經(jīng)進(jìn)入引射器內(nèi)部，并從大氣環(huán)境中卷吸引入來流繼續(xù)做功。因此在高頻狀態(tài)下，引射器的工作會(huì)更加穩(wěn)定，引射量也會(huì)提高，并且在提高推力的同時(shí)，也能使PDTE的推進(jìn)性能更加的穩(wěn)定。由于充分利用了從噴管出口噴出的未完全膨脹的高溫氣體繼續(xù)做功，因此也提高了整機(jī)的循環(huán)熱效率。

圖14 不同頻率下PDTE的推力曲線

Fig.14 Thrust curves of PDTE at different frequencies

4 結(jié) 論

脈沖爆震渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)原理樣機(jī)在使用不同增推裝置后仍能實(shí)現(xiàn)自吸氣穩(wěn)定工作，但此時(shí)PDTE的工作狀態(tài)及推進(jìn)性能將受增推裝置的結(jié)構(gòu)影響。

1) 加裝3種尾噴管之后渦輪轉(zhuǎn)速都有不同程度的下降，并且加裝收斂噴管(1#、3#)的降幅最為明顯，在20 Hz工作頻率下分別為5.02%、7.29%，同時(shí)1#噴管下發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速略高于3#噴管；2#擴(kuò)張噴管下發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速高于收斂噴管下轉(zhuǎn)速，同時(shí)在工作頻率14 Hz后開始高于無噴管基準(zhǔn)轉(zhuǎn)速。

2) 加裝尾噴管之后發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)壓比及流量都要低于無噴管基準(zhǔn)狀態(tài)：對(duì)比1#和3#收斂噴管，3#長(zhǎng)收斂噴管下發(fā)動(dòng)機(jī)增壓比高于1#短收斂噴管，而壓氣機(jī)流量變化趨勢(shì)正好相反；2#擴(kuò)張噴管下發(fā)動(dòng)機(jī)流量高于收斂噴管，而壓氣機(jī)增壓比在工作頻率12 Hz以下時(shí)低于3#收斂噴管，工作頻率高于14 Hz時(shí)，增壓比高于收斂噴管。

3) 相比于無噴管發(fā)動(dòng)機(jī)基準(zhǔn)狀態(tài)，加裝尾噴管之后都能提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力，3#收斂噴管增推效果最好，在20 Hz工作條件下實(shí)現(xiàn)增推24.7%，1#收斂噴管與2#擴(kuò)張噴管增推效果相當(dāng)；噴管對(duì)單位推力影響也有類似變化趨勢(shì)，3#噴管下發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力在20 Hz時(shí)達(dá)到749.87 N·s/kg。

4) 引射器的使用可以進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)脈沖爆震渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)原理樣機(jī)的推力增益，相比于試驗(yàn)中最好的3#噴管下發(fā)動(dòng)機(jī)，加裝引射器后在20 Hz時(shí)實(shí)現(xiàn)增推39.8%，同時(shí)這種增推效果隨著工作頻率的升高而逐漸增大。

[1] 嚴(yán)傳俊, 范瑋, 黃希橋. 脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)原理及關(guān)鍵技術(shù)[M]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué)出版社， 2005: 1-12. YAN C J, FAN W, HUANG X Q. Principle and key technologies of pulse detonation[M]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University Press, 2005: 1-12 (in Chinese).

[2] KAILASANATH K. Review of propulsion applications of detonation waves[J]. AIAA Journal, 2000, 38(9): 1698-1708.

[3] ROY G D, FROLOV S M, BORISOV A A, et al. Pulse detonation propulsion: Challenges, current status, and future perspective[J]. Progress in Energy and Combustion Science, 2004, 30(6): 545-672.

[4] WILLIAM H H, DAVID T P. Thermodynamic cycle analysis of pulse detonation engines[J]. Journal of Propulsion and Power, 2002, 18(1): 68-76.

[5] SCRAGG R L. Detonation cycle gas turbine engine system having intermittent fuel and air delivery: US006000214A[P]. 1997-12-14.

[6] JOHNSON J E, DUNBAR L W, BUTLER L. Combined cycle pulse detonation turbine engine: US6442930B[P]. 2002-09-03.

[7] VENKATARAMANI K S, BUTLER L, BAILEY W A. Pulse detonation system for a gas turbine engine: US6928804B2[P]. 2005-08-15.

[8] ORLANDO R J, VENKATARAMANI K S, LEE C P. Gas turbine engine having improved core system: US7093446B2[P]. 2006-08-22.

[9] PETTERS D P, FELDER J L. Engine system performance of pulse detonation concepts using the NPSS program: AIAA-2002-3910[R]. Reston: AIAA, 2002.

[10] GOLDMEER J, TANGIRALA V, DEAN A. Systems-level performance estimation of a pulse detonation based hybrid engine[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines & Power, 2008, 130(1): 82-93.

[11] ANDRUS I Q, KING P I. Evaluation of a high bypass turbofan hybrid utilizing a pulsed detonation combustor: AIAA-2007-5074[R]. Reston: AIAA, 2007.

[12] 何龍, 鄭龍席, 邱華, 等. 脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2012, 33(5): 665-670. HE L, ZHENG L X, QIU H, et al. Calculating performance of pulse detonation turbo engine[J]. Journal of Propulsion Technology, 2012, 33(5): 665-670 (in Chinese).

[13] RASHEED A, FURMAN A H, DEAN A J. Pressure measurements and attenuation in a hybrid multitube pulse detonation turbine system[J]. Journal of Propulsion and Power, 2009, 25(1): 148-161.

[14] RASHEED A, FURMAN A H, DEA A J. Experimental investigations of the performance of a multitube pulse detonation turbine system[J]. Journal of Propulsion and Power, 2011, 27(3): 586-596.

[15] ANDREW S G, ROBERT D, DAVID M, et al. Experimental comparison of axial turbine performance under pulsed-air and pulsed-detonation flows: AIAA-2013-3624[R]. Reston： AIAA, 2013.

[16] ROUSER K P, KING P I, SCHAUER F R, et al. Time-resolved flow properties in a turbine driven by pulsed detonations[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 30(6): 1528-1536.

[17] MAEDA S, KASAHARA J, MATSUO A, et al. Analysis on thermal efficiency of non-compressor type pulse detonation turbine engines[J]. Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 2010, 53(181): 192-206.

[18] DENG J X, ZHENG L X, YAN C J, et al. Experimental investigations of a pulse detonation combustor integrated with a turbine[J]. International Journal of Turbo & Jet-Engines, 2008, 25(4): 247-257.

[19] LI X F, ZHENG L X, QIU H, et al. Experimental investigations on the power extraction of a turbine driven by a pulse detonation combustor[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(6): 1353-1359.

[20] 李曉豐, 鄭龍席, 邱華, 等. 脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理性試驗(yàn)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2013, 27(6): 1-5. LI X F, ZHENG L X, QIU H, et al. Experimental study on principle of pulse detonation turbine engine[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2013, 27(6): 1-5 (in Chinese).

[21] 李曉豐, 鄭龍席, 邱華, 等.兩相脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理性試驗(yàn)[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2013, 28(12): 2731-2736. LI X F, ZHENG L X, QIU H, et al. Principle experiments on two phase pulse detonation turbine engine[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(12): 2731-2736 (in Chinese).

[22] SCHAUER F, BRADLEY R, HOKE J. Interaction of a pulsed detonation engine with a turbine: AIAA-2003-0891[R]. Reston: AIAA, 2003.

[23] TOSHIYUKI T, SHINICHI S, TERUO Y, et al. Interaction between two cylinders in a pulse detonation engine[J]. International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion, 2009, 8(6): 489-500.

[24] MCBRIDE B J, GORDON S. Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions and applications: NASA RP-1311[R]. Washington, D.C.: NASA, 1996.

[25] MA F H, CHOI J Y, YANG V. Propulsive performance of airbreathing pulse detonation engines[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22(6): 1188-1203.

[26] QIU H, XIONG C, FAN W. One-dimensional unsteady design method for pulsed detonation engine nozzles[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part G-Journal of Aerospace Engineering, 2014, 228(13): 2496-2507.

邱華 男， 博士， 副教授。主要研究方向： 爆震推進(jìn)應(yīng)用基礎(chǔ)研究， 發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒與流動(dòng)， 非定常推進(jìn)中的能量高效提取與轉(zhuǎn)化。

Tel: 029-88492414

E-mail: qiuhua@nwpu.edu.cn

徐澤陽 男， 碩士研究生。主要研究方向： 脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)技術(shù)。

E-mail: 370881832@qq.com

鄭龍席 男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用基礎(chǔ)研究， 航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃燒與流動(dòng)， 動(dòng)力機(jī)械的結(jié)構(gòu)、 強(qiáng)度、 振動(dòng)、 壽命及可靠性。

Tel: 029-88492414

E-mail: zhenglx@nwpu.edu.cn

段小瑤 男， 碩士研究生。主要研究方向： 脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)技術(shù)。

E-mail: 550557422@qq.com

Received： 2015-01-13； Revised： 2015-02-12； Accepted： 2015-03-25； Published online： 2015-04-22 11:28

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150422.1128.002.html

Foundation items： National Natural Science Foundation of China (50906072, 51306154); the Fundamental Research Funds for the Central Universities (3102014JCY01003)； Natural Science Basic Research Plan in Shaanxi Province of China (2015JM5221)

*Corresponding author. Tel.： 029-88492414 E-mail: qiuhua@nwpu.edu.cn

Tests of pulse detonation turbine engine performance with thrustaugmentation devices

QIU Hua*, XU Zeyang, ZHENG Longxi, DUAN Xiaoyao

SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

To acquire experimental propulsive performance of pulse detonation turbine engine (PDTE), thrust augmentation devices, such as converge/diverge nozzles and ejector, are installed on the turbine exit of two-tube PDTE experimental system. Experimental investigations are carried out to research the influences of thrust augmentation devices on the working condition and propulsive performance of PDTE. The PDTE experimental system is in the self-airbreathing working mode with working frequency from 10 Hz to 20 Hz. Liquid gasoline is used as fuel. Results show that the turbine speed, compression ratio and flow of compressor are all decreased with different degrees when converge/diverge nozzles are installed to the PDTE experimental system. However, the engine thrust is increased with the use of nozzles. Compared with the system without nozzle (thrust of which is 114.95 N at working frequency 20 Hz), the maximum thrust of the system with nozzle is 143.3 N and the thrust augmentation is 24.7%. And the maximum specific thrust is 749.87 N·s/kg. The thrust of the PDTE experimental system can be further increased with the installation of ejector to the system with nozzle. The maximum thrust at this condition is 200.67 N and the thrust augmentation is 39.8%. And the thrust augmentation can still be increased with the increase of working frequency.

pulse detonation turbine engine; nozzle; ejector; propulsive performance; air breathing

2015-01-13；退修日期：2015-02-12；錄用日期：2015-03-25； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：

時(shí)間： 2015-04-22 11:28

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150422.1128.002.html

國(guó)家自然科學(xué)基金 (50906072, 51306154)； 中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金 (3102014JCY01003)； 陜西省自然科學(xué)基礎(chǔ)研究計(jì)劃 (2015JM5221)

.Tel.： 029-88492414 E-mail: qiuhua@nwpu.edu.cn

邱華， 徐澤陽， 鄭龍席， 等． 脈沖爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)增推裝置性能試驗(yàn)[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 522-532. QIU H, XU Z Y, ZHENG L X, et al. Tests of pulse detonation turbine engine performance with thrust augmentation devices[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 522-532.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0083

V231.2

： A

： 1000-6893(2016)02-0522-11

*