薛瑞，西安交通大學(xué)航天航空學(xué)院副教授、博士生導(dǎo)師，陜西省優(yōu)秀博士論文獲得者，王寬誠(chéng)青年學(xué)者，擔(dān)任陜西省宇航學(xué)會(huì)理事，兼任《火箭推進(jìn)》《海軍航空大學(xué)學(xué)報(bào)》《應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)》等多個(gè)期刊青年編委。近年來(lái)，以第一/通信作者在Phys. Fluids、Aerosp. Sci Technol.等航空航天與流體力學(xué)領(lǐng)域期刊上發(fā)表論文20余篇。作為項(xiàng)目負(fù)責(zé)人/子課題負(fù)責(zé)人主持技術(shù)領(lǐng)域基金、國(guó)家重大專項(xiàng)和國(guó)家自然科學(xué)基金等6項(xiàng)國(guó)家級(jí)項(xiàng)目，并與航天一院、中國(guó)工程物理研究院、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心等國(guó)防科研單位合作，推動(dòng)空天智能動(dòng)力設(shè)計(jì)與調(diào)控技術(shù)的研究與發(fā)展。

摘 要：發(fā)展更高性能的吸氣式高超動(dòng)力成為未來(lái)高超聲速飛行器研制的重中之重?，F(xiàn)有基于煤油燃料的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，主要以爆燃模式組織燃燒，在高來(lái)流馬赫數(shù)（Ma≥8）條件下，將面臨高來(lái)流總溫帶來(lái)的高溫離解和化學(xué)非平衡效應(yīng)所帶來(lái)燃料的能量難以充分釋放和利用的難題，相比之下，斜爆震組織燃燒更接近于等容燃燒，具有燃燒釋熱速率快、熱循環(huán)效率高等優(yōu)勢(shì)，是一種可應(yīng)用于高馬赫數(shù)吸氣式動(dòng)力的理想燃燒模式。斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)能夠顯著縮短燃燒室長(zhǎng)度，減少釋熱面積，是高馬赫數(shù)飛行器極具潛力的吸氣式動(dòng)力方案。其中，斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道各部件的匹配設(shè)計(jì)、燃料噴注-混合、斜爆震波的起爆與駐定等是斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)，是當(dāng)前高超聲速領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。但由于其面臨的高速、高總溫總壓的來(lái)流條件以及爆震波在流場(chǎng)中的強(qiáng)間斷與高速傳播特性等，現(xiàn)有試驗(yàn)與數(shù)值模擬研究手段難以開(kāi)展精細(xì)的燃燒流動(dòng)機(jī)制研究，進(jìn)而限制了相關(guān)控制機(jī)理的揭示與高精度模型的建立，使得斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)工程研制較為困難，當(dāng)前研究仍存在許多值得探討的地方，文章在綜述的同時(shí)對(duì)下一步研究提出相關(guān)建議。

關(guān)鍵詞：高超聲速推進(jìn)；高馬赫數(shù)；斜爆震波；斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)

中圖分類號(hào)：TU528" 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI：10.11776/j.issn.1000-4939.2024.02.001

Research status of oblique detonation combustion and oblique detonation engine

Abstract：The development of higher performance aspirated hypersonic propulsion has become the most important thing in the development of hypersonic vehicles in the future.The existing scramjet engine based on kerosene fuel is mainly organized in detonation mode.Under the condition of high inflow Mach number （Ma≥8），it is difficult to fully release and utilize fuel energy due to the high-temperature dissociation and chemical non-equilibrium effect of high inflow total temperature zone.In contrast，combustion with inclined detonation structure is closer to constant volume combustion.With the advantages of fast combustion heat release rate and high thermal cycle efficiency，it is an ideal combustion mode which can be applied to high Mach number inspiratory power.Oblique detonation engine can significantly shorten the length of the combustion chamber and reduce the heat release area，which is a promising aspirating power scheme for high Mach number aircraft.Among them，the matching design of each component in the internal flow path of oblique detonation engine，fuel injection-mixing，initiation and residence of oblique detonation wave are the key technologies in the development of oblique detonation engine，and are the research hotspots in hypersonic field at present.However，due to the high speed，high total temperature and total pressure flow conditions and the strong discontinuous and high-speed propagation characteristics of detonation waves in the flow field，the existing experimental and numerical simulation research methods are difficult to carry out detailed research on the combustion flow mechanism，thus limiting the disclosure of relevant control mechanisms and the establishment of high-precision models，making it difficult to develop oblique detonation engine engineering.There are still many places worth exploring in the current research，and this paper summarizes and puts forward relevant suggestions for the next research.

Key words：hypersonic propulsion；high mach number；oblique detonation wave；oblique detonation engine

人類向天空、宇宙探索的征途從未停止。1903年，萊特兄弟首次試飛了“飛行者一號(hào)”，是世界上第一架依靠自身動(dòng)力、持續(xù)滯空不落地的飛機(jī)。1947年10月，美國(guó)試飛員耶格爾在美國(guó)加利福尼亞州南部上空駕駛X-1試驗(yàn)飛機(jī)脫離B-29母機(jī)之后上升到1.2萬(wàn)米高空，在此高度上達(dá)到1066 km/h的速度，成為人類突破音障的第一人。從此，人類邁向超聲速飛行時(shí)代。更快、更高成為當(dāng)前飛行器設(shè)計(jì)的首要目標(biāo)。1946年，錢學(xué)森先生首次提出“高超聲速（hypersonic）”概念[1]，即將飛行速度大于5倍聲速稱之為高超聲速。高超聲速飛行器的推進(jìn)技術(shù)是實(shí)現(xiàn)飛行器在高超聲速來(lái)流條件下能夠穩(wěn)定運(yùn)行的關(guān)鍵[2]。以美國(guó)、俄羅斯為首的國(guó)家及地區(qū)發(fā)展了一系列相應(yīng)的研究計(jì)劃，例如美國(guó)NASP（National Aerospace System Plan）[3]、Hyper-X計(jì)劃[4]、歐洲LAPCAT計(jì)劃（the Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies Program）[5]、德國(guó)SHEFEX計(jì)劃（the Sharp Edge Flight Experiment Program）[6-7]等。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)因其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、部件少、無(wú)需攜帶氧化劑的特點(diǎn)，成為高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的首要選擇。其中，以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置的X-43系列高超聲速飛行器是美國(guó)Hyper-X計(jì)劃最主要的成果之一。于2004年由飛馬座火箭帶向指定軌道后在約95000英尺的高空中以大約馬赫數(shù)7的速度持續(xù)飛行了11s[8]，同年又以馬赫數(shù)10的飛行速度再次試飛成功，這標(biāo)志著高超聲速推進(jìn)技術(shù)已邁進(jìn)工程應(yīng)用階段。然而對(duì)于更高的飛行速度，即馬赫數(shù)9以上時(shí)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為維持良好推進(jìn)性能所需的良好的燃料摻混及穩(wěn)定燃燒等導(dǎo)致燃燒室較長(zhǎng)，進(jìn)而造成內(nèi)壁面摩擦阻力急劇增大，使整機(jī)推進(jìn)性能及燃燒效率降低。因此，尋求更為高效的燃燒模式以從根本上解決動(dòng)力問(wèn)題則是更為有效的解決思路。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組織燃燒過(guò)程更接近于布雷頓循環(huán)，是一種等壓燃燒循環(huán)。相比之下，以爆震組織燃燒更接近于等容燃燒，具有燃燒釋熱速率快、熱循環(huán)效率高等優(yōu)勢(shì)，是一種可應(yīng)用于吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的理想燃燒模式。爆震波是在預(yù)混可燃?xì)庵幸猿曀賯鞑サ娜紵?。目前提出的基于爆震燃燒組織燃燒的新型發(fā)動(dòng)機(jī)概念主要有脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（pulse detonation engine，PDE）[9]、旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（rotating detonation engine，RDE）[10]以及斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（oblique detonation engine，ODE）[11]。如圖1所示，其中脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)和旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)均是一種以爆震波周期性傳播產(chǎn)生推力的推進(jìn)裝置。不同的是，脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)在每個(gè)傳播周期均需要完成一次點(diǎn)火[12]。在單個(gè)工作循環(huán)內(nèi)，僅最后一個(gè)過(guò)程做功產(chǎn)生推力[13]。與脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)不同的是，旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)僅需一次點(diǎn)火，爆震波在周向上持續(xù)運(yùn)動(dòng)排出燃燒產(chǎn)物產(chǎn)生推力。與這兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理不同，斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)利用斜劈誘導(dǎo)的一道駐定的斜爆震波產(chǎn)生推力，楔面在其中起誘導(dǎo)點(diǎn)火作用，無(wú)需外加點(diǎn)火裝置。因此斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)又名駐定爆震波發(fā)動(dòng)機(jī)（stationary detonation engine，SDE）。相比于脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)和旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)，斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)因其具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、燃燒室尺寸小、比沖高等優(yōu)勢(shì)，近年來(lái)受到學(xué)界和工業(yè)界越來(lái)越多的關(guān)注，被認(rèn)為在飛行速度馬赫數(shù)9以上具有更大的應(yīng)用潛力。

“水平起降航天運(yùn)輸系統(tǒng)”是國(guó)家“十四五”規(guī)劃的戰(zhàn)略科技前沿，對(duì)國(guó)防安全具有重要意義。隨著高超聲速飛行器的發(fā)展，吸氣式高超動(dòng)力將成為未來(lái)水平起降航天運(yùn)載器和高超聲速臨近空間飛行器的理想動(dòng)力形式。飛行馬赫數(shù)8～15范圍的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)有3個(gè)主要特征：①高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口速度超過(guò)2000m/s，燃料駐留時(shí)間短，組織燃燒困難，尤其對(duì)RP-3航空煤油，點(diǎn)火延遲時(shí)間比氫氣燃料長(zhǎng)1～2個(gè)量級(jí)，燃燒室長(zhǎng)度要比氫氣燃料長(zhǎng)1～2個(gè)量級(jí)，這在工程上是不可實(shí)現(xiàn)的；②發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與燃燒壓比成正比，為了獲得更高的推力，需要選擇燃燒壓比更高的燃燒模態(tài)；③高馬赫數(shù)飛行器的氣流總焓高，從飛行馬赫數(shù)8開(kāi)始，發(fā)動(dòng)機(jī)具備自點(diǎn)火的優(yōu)勢(shì)和特點(diǎn)，而且由于發(fā)動(dòng)機(jī)隔離段氣流速度高，發(fā)動(dòng)機(jī)不存在不起動(dòng)問(wèn)題，可以實(shí)現(xiàn)當(dāng)量比1.0的燃燒，應(yīng)該充分利用這個(gè)優(yōu)勢(shì)。斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)滿足上述3點(diǎn)要求，成為目前最合適的動(dòng)力方案。

斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道各部件的匹配設(shè)計(jì)、燃料噴注、混合與斜爆震的起爆與駐定等是斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)。然而，由于其存在斜爆震現(xiàn)象及波面結(jié)構(gòu)復(fù)雜、爆震波駐定于穩(wěn)定燃燒機(jī)理還未有效揭示以及試驗(yàn)困難等問(wèn)題，目前仍處于基礎(chǔ)研究階段，本研究就斜爆震波特性及斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前的研究現(xiàn)狀進(jìn)行綜述，并對(duì)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)及其內(nèi)流道設(shè)計(jì)所需的關(guān)鍵基礎(chǔ)科學(xué)問(wèn)題提出建議，以期為此種發(fā)動(dòng)機(jī)下一步工程研制所需的構(gòu)型設(shè)計(jì)與性能提升提供參考。

1 爆震現(xiàn)象與理論

目前存在兩種能夠自持的燃燒波，即爆燃波和爆震波。爆燃波本質(zhì)上是一道擴(kuò)散波，傳播速度常為m/s量級(jí)[14]。與爆燃波相比，爆震波由前導(dǎo)激波和其后面的反應(yīng)鋒面緊密耦合而成，傳播速度可達(dá)km/s量級(jí)，相對(duì)于波前反應(yīng)物以超聲速傳播。前導(dǎo)激波先對(duì)反應(yīng)物進(jìn)行壓縮以提高其溫度和壓強(qiáng)。同時(shí)，在此作用下解離出促進(jìn)化學(xué)反應(yīng)的自由基。隨后的燃燒釋熱致使溫度上升，推動(dòng)波面繼續(xù)傳播，此為爆震波的自持傳播。爆震燃燒現(xiàn)象由NOBLE等[15]預(yù)混可燃?xì)馊紵邪l(fā)現(xiàn)，是一種超聲速燃燒現(xiàn)象。除氣相爆震以外，在工業(yè)生產(chǎn)中粉塵爆炸時(shí)也有爆震現(xiàn)象的出現(xiàn)[16]。MALLARD等[13]利用滾筒式相機(jī)觀察到火焰的爆燃轉(zhuǎn)爆震過(guò)程（deflagration to detonation，DDT），證實(shí)兩種燃燒模式在同種氣態(tài)混合物中共存的可能性。此外，爆震現(xiàn)象還在天體物理領(lǐng)域中的超新星爆炸中出現(xiàn)[17]。

按照點(diǎn)火能量大小，爆震波的起爆可分為直接起爆和爆燃轉(zhuǎn)爆震起爆。對(duì)爆燃轉(zhuǎn)爆震過(guò)程已開(kāi)展相應(yīng)的數(shù)值[18]和實(shí)驗(yàn)研究[19]，通常采用在管道中布置障礙物的方式加速爆燃火焰以誘導(dǎo)起爆。當(dāng)外界提供足夠大的點(diǎn)火能量，可誘發(fā)直接起爆，常見(jiàn)的點(diǎn)火方式有電火花塞點(diǎn)火、引爆絲點(diǎn)火、熱射流方式的引爆管點(diǎn)火和爆震波點(diǎn)火。當(dāng)初始點(diǎn)火能量不足時(shí)，更易引發(fā)的爆燃波率先在可燃?xì)庵行纬?。DDT過(guò)程通常伴隨著湍流火焰加速，熱點(diǎn)爆炸等現(xiàn)象，這些進(jìn)一步地增大爆燃波的傳播速度，最終形成爆震波達(dá)到起爆的目的。ORAN等[17]通過(guò)分析多維激波-湍流火焰相互作用數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)一步闡釋爆燃轉(zhuǎn)爆震過(guò)程形成原因、發(fā)生位置，其認(rèn)為湍流火焰本身不會(huì)轉(zhuǎn)變成爆震波，而是通過(guò)其周圍的反應(yīng)性梯度形成“熱點(diǎn)”進(jìn)一步轉(zhuǎn)化成爆震波（圖2）。

目前，經(jīng)典爆震理論主要有CJ（Chapman-Jouguet）理論和ZND（Zeldovich-Von Neumann-Doering）理論。當(dāng)處于CJ爆震狀態(tài)時(shí)，生成物的傳播速度為當(dāng)?shù)芈曀?。?dāng)爆震波速度大于CJ解對(duì)應(yīng)的速度時(shí)，Rayleigh線和Hugoniot曲線相交，交點(diǎn)分別對(duì)應(yīng)強(qiáng)爆震解與弱爆震解。區(qū)別在于波后速度與當(dāng)?shù)芈曀俚年P(guān)系（圖3）。較大的解對(duì)應(yīng)波后速度大于當(dāng)?shù)芈曀佟⒎ㄏ蚍至繛閬喡曀俚那闆r，為欠驅(qū)動(dòng)爆震波，對(duì)應(yīng)弱爆震狀態(tài)。相反地，強(qiáng)爆震解的波后法向速度大于馬赫1，為過(guò)驅(qū)動(dòng)爆震波。因此過(guò)驅(qū)動(dòng)度f(wàn)以速度來(lái)表示為f=（v/vCJ）2，其中為v波后流動(dòng)速度，vCJ為CJ爆震狀態(tài)下波后氣體的流動(dòng)速度。一般地，波后氣流保持亞聲速對(duì)應(yīng)斜爆震波角度的最大值為βsub，其值與爆震波脫體角度相差不超過(guò)1°。通常情況下，有學(xué)者REF_Ref145093225＼r＼h＼*MERGEFORMAT認(rèn)為弱欠驅(qū)動(dòng)爆震波是非物理解[20]，因?yàn)榇藭r(shí)楔面誘導(dǎo)形成的馬赫波角小于斜激波角度，這種情況也被學(xué)者成為“病態(tài)爆震”[14]。

CJ理論基于化學(xué)反應(yīng)速率無(wú)限快假設(shè)，忽略化學(xué)反應(yīng)過(guò)程。在CJ理論限定下，爆震波后氣體法向馬赫數(shù)為1（M2n=1），即可求解出爆震波波后參數(shù)。ZND理論在此基礎(chǔ)上考慮了化學(xué)動(dòng)力學(xué)過(guò)程，假定前導(dǎo)激波后面緊隨一定厚度的化學(xué)反應(yīng)區(qū)。ZND理論由ZELDOVICH （1940）、VON NEUMANN （1942）和DRING分別提出。ZND模型認(rèn)為爆震波結(jié)構(gòu)由前導(dǎo)激波面、誘導(dǎo)區(qū)和后面的化學(xué)反應(yīng)區(qū)組成。預(yù)混可燃?xì)饨?jīng)前導(dǎo)激波達(dá)到起爆所需的高溫高壓狀態(tài)，經(jīng)誘導(dǎo)區(qū)在化學(xué)反應(yīng)區(qū)末端達(dá)到平衡的CJ狀態(tài)，即波后速度為當(dāng)?shù)芈曀?。根?jù)之前的分析，求解波后參數(shù)的關(guān)鍵在于化學(xué)反應(yīng)過(guò)程的合理簡(jiǎn)化，即放熱量Q的求解。因此，基于ZND爆震波模型的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)仍有差異。

CJ理論和ZND模型所描述的都是一維定常的爆震波。實(shí)際上，以往有研究人員通過(guò)煙跡法[21]和高速攝影技術(shù)[22]捕捉到起伏狀的爆震波波面結(jié)構(gòu)。爆震波陣面運(yùn)動(dòng)在煙跡圖上留下“魚(yú)鱗狀”結(jié)構(gòu)痕跡，稱為爆震胞格。圖4（a）為爆震波反射后的煙跡圖。經(jīng)惰性氣體的稀釋，爆震波的胞格尺度呈現(xiàn)出一定的規(guī)律性。如圖4（c）所示，PINTGEN等[23]通過(guò)向H2-O2混合物中加入85%氬氣稀釋，成功抑制爆震不穩(wěn)定性。

近年來(lái)，隨著實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究手段的不斷發(fā)展，爆震波的胞格尺度逐漸被定量表示，且其結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合良好。爆震波的臨界直徑，即爆震波在管道中傳播至無(wú)約束空間的最小管道直徑，與胞格尺度密切相關(guān)，通常情況下，臨界直徑dc與胞格尺寸λ的關(guān)系為dc≈13λ，該結(jié)論在混合物被氬氣高度稀釋后失效[14]。

2 斜爆震波與斜爆震燃燒基本特性

高速可燃?xì)饬鬟^(guò)楔面時(shí)會(huì)形成一道斜激波，越過(guò)斜激波，氣體溫度和壓強(qiáng)大幅度升高，在一定條件下，激波面與燃燒波耦合可形成駐定的斜爆震波。斜爆震波駐定過(guò)程取決于來(lái)流可燃?xì)獾臏囟?、壓?qiáng)、速度等多個(gè)參數(shù)以及楔面角度。對(duì)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，爆震波能否穩(wěn)定駐定是關(guān)乎發(fā)動(dòng)機(jī)能否平穩(wěn)運(yùn)行的關(guān)鍵問(wèn)題。因此，對(duì)斜爆震波在多種來(lái)流下的起爆駐定以及波面結(jié)構(gòu)的研究是十分必要的，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)此開(kāi)展了大量研究，取得了一些進(jìn)展。

早期，受制于實(shí)驗(yàn)和數(shù)值方法的局限性，理論分析是斜爆震研究主要的研究手段。PRATT等[24]給出了斜爆震波極曲線、波后參數(shù)（溫度、壓強(qiáng)等）以及斜爆震波的駐定范圍。ZHANG等[25]通過(guò)迭代求解吉布斯自由能極小值的方法確定斜爆震波波后參數(shù)，與數(shù)值模擬結(jié)果吻合良好。GUO等[26]采用同樣的放熱量計(jì)算方法，對(duì)甲烷/空氣誘導(dǎo)的斜爆震波極曲線及波后參數(shù)建立數(shù)學(xué)模型，發(fā)現(xiàn)來(lái)流速度和燃料放熱量是影響斜爆震波駐定窗口的主要因素，隨著燃料當(dāng)量比增大或來(lái)流速度減小，斜爆震波的駐定窗口隨之減小，燃料釋熱和來(lái)流動(dòng)能的耦合對(duì)斜爆震駐定特性有重要影響。

針對(duì)高馬赫數(shù)來(lái)流下空氣解離現(xiàn)象，伍智超等[27]建立了一種考慮真實(shí)氣體模型下的斜爆震波波后參數(shù)非線性方程組求解方法，結(jié)果表明相比于量熱完全氣體假設(shè)，在相同來(lái)流條件下真實(shí)氣體具有更寬的駐定范圍；增大燃料當(dāng)量比會(huì)縮小駐定范圍，增大來(lái)流馬赫數(shù)則會(huì)拓寬爆震波駐定窗口，爆震波的駐定需要來(lái)流條件與楔面角度匹配。張鐳瀠等[28]同樣建立了考慮真實(shí)氣體效應(yīng)下爆震波波后參數(shù)求解方法，并與總包反應(yīng)機(jī)理下爆震波流場(chǎng)參數(shù)進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明，考慮真實(shí)氣體效應(yīng)后爆震波駐定窗口得以拓寬主要是由于增大了氣體比熱比。崔皓[29]采用波傳播算法，考慮了緊隨爆震波后面的Taylor波的影響。通過(guò)數(shù)值求解Euler方程以及理論分析得到Taylor波對(duì)爆震波作用規(guī)律，發(fā)現(xiàn)Taylor波減小了駐定條件下的斜劈角度，擴(kuò)寬了斜爆震波的駐定窗口，Taylor波對(duì)不同來(lái)流壓強(qiáng)下斜爆震波駐定窗口均有微弱促進(jìn)作用。除分析爆震波駐定特性外，GHORBANIAN等[30]還提出了一種理論構(gòu)造的特殊斜爆震波結(jié)構(gòu)（圖5），第一個(gè)楔面誘導(dǎo)的斜激波長(zhǎng)度與最終爆震波誘導(dǎo)區(qū)長(zhǎng)度相同，且在兩個(gè)楔面交點(diǎn)H處誘導(dǎo)出一道CJ爆震波，與斜激波的交點(diǎn)相交于點(diǎn)P，并在角度較大的第二個(gè)斜劈誘導(dǎo)產(chǎn)生過(guò)驅(qū)動(dòng)斜爆震波。并分析了該結(jié)構(gòu)爆震波流場(chǎng)解，給出該結(jié)構(gòu)爆震波駐定窗口是0≤θw≤θws，其中θws是CJ爆震波HP的極曲線與過(guò)驅(qū)動(dòng)爆震波極曲線交點(diǎn)對(duì)應(yīng)的斜劈角度。

以上理論求解方法大多將斜爆震波視為平整光滑，沒(méi)有考慮其實(shí)際結(jié)構(gòu)。實(shí)際上，斜爆震波流場(chǎng)是由楔面尖部的非反應(yīng)斜激波、誘導(dǎo)區(qū)、一系列爆燃波、滑移線以及與燃燒波緊密耦合的斜激波[31]。1996年，VIGUIER等[32]在斜激波管中進(jìn)行斜爆震實(shí)驗(yàn)，捕捉到了LI等[31]于1994年提出的斜爆震波典型結(jié)構(gòu)，如圖6所示，不同的是實(shí)驗(yàn)中三波點(diǎn)處產(chǎn)生了明顯的橫向激波結(jié)構(gòu)。

由于高超聲速推進(jìn)所需的來(lái)流條件在地面難以復(fù)現(xiàn)，因此早期對(duì)于駐定爆震波的實(shí)驗(yàn)研究主要采用高速射彈誘導(dǎo)起爆的方法。在這一階段，研究重點(diǎn)為駐定爆震波結(jié)構(gòu)及波后燃燒振蕩機(jī)制。LEHR[33]采用高速射彈在氫氣/空氣預(yù)混可燃?xì)庵姓T導(dǎo)起爆試驗(yàn)。通過(guò)紋影技術(shù)觀測(cè)到亞爆震、跨爆震與超爆震3種燃燒模態(tài)，捕捉到直接起爆的斜爆震波以及激波誘導(dǎo)2種燃燒模式，同時(shí)從反應(yīng)面鋸齒狀褶皺上判斷得出不穩(wěn)定振蕩燃燒模態(tài)。得益于大量理論分析和實(shí)驗(yàn)研究的相繼開(kāi)展，射彈誘導(dǎo)起爆機(jī)理被系統(tǒng)地闡釋。90年代中期，LEE[34]提出可將高速射彈頭部激波類比于線能量源產(chǎn)生的圓柱形沖擊波。圓柱沖擊波起爆爆震波的單位長(zhǎng)度臨界能量為Ecr=10γp0M2CJλ2，其中γ為預(yù)混氣的比熱比，p0、MCJ和λ分別為可燃?xì)獾某跏級(jí)毫?、預(yù)混氣的CJ爆震馬赫數(shù)以及胞格尺寸。根據(jù)能量守恒，預(yù)混氣能量增加來(lái)自于高速射彈對(duì)預(yù)混氣在單位長(zhǎng)度上做的功。同時(shí)，它也等于射彈迎風(fēng)受到的阻力，即Fd=qSymboleACd，其中，qSymbole、A和Cd分別為來(lái)流的動(dòng)壓、射彈迎風(fēng)面積以及阻力系數(shù)。

LEE[34]和VASILJEV[35]分別提出高速射彈誘導(dǎo)直接起爆的判斷準(zhǔn)則，即Fd≥Ecr。之后，HIGGINS等[36]不同的射彈速度（2～5Ma）下開(kāi)展了相應(yīng)的驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，結(jié)果表明射彈以CJ爆震速度運(yùn)動(dòng)時(shí)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與VASILJEV-LEE準(zhǔn)則吻合良好，當(dāng)v＜vCJ時(shí)，判別準(zhǔn)則在預(yù)混氣環(huán)境壓力高于100kPa時(shí)失效。JU等[37]通過(guò)數(shù)值模擬及理論分析手段，認(rèn)為VASILJEV-LEE準(zhǔn)則忽略了點(diǎn)火延遲效應(yīng)。據(jù)此，JU等[37]提出基于達(dá)姆科勒數(shù)Da的化學(xué)動(dòng)力學(xué)準(zhǔn)則，即Daig=τig /τflow ≤1，其中τig 和τflow 分別為點(diǎn)火延遲時(shí)間以及射彈運(yùn)動(dòng)時(shí)間。結(jié)合VASILJEV-LEE的能量準(zhǔn)則和JU的化學(xué)動(dòng)力學(xué)準(zhǔn)則可以彌補(bǔ)高壓下射彈速度小于CJ爆震馬赫數(shù)時(shí)的理論模型。VERREAULT等[38]對(duì)以上兩條準(zhǔn)則開(kāi)展驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，向70%氬氣稀釋的H2-O2混合氣中以2.5km/s（1.5倍CJ速度）射入錐角、初始?jí)毫Σ煌膹椡?，捕捉到多種燃燒狀態(tài)，分別是：前爆震模式，后爆震模式，不穩(wěn)定模式，波分裂模式以及惰性激波模式（圖7）。

KASAHARA等[39]將球形彈丸射入氬氣稀釋的H2-O2混合物中，捕捉到駐定的CJ斜爆震波，并通過(guò)理論分析給出其駐定臨界條件及臨界系數(shù)的半經(jīng)驗(yàn)方程。

近期，尚甲豪等[40]使用中科院力學(xué)所DBR二級(jí)輕氣炮將球頭彈丸加速至2.2～3.7km/s，以高速射入H2/O2預(yù)混氣中。對(duì)不同彈丸速度、攻角、充氣壓力等參數(shù)下高速射彈誘導(dǎo)爆震波開(kāi)展實(shí)驗(yàn)研究，實(shí)驗(yàn)裝置及結(jié)果如圖8所示。在由低到高3種不同射彈速度工況下分別觀察到激波誘導(dǎo)燃燒、爆震波、斜爆震波3種燃燒模式，測(cè)量得到的斜爆震波激波角與理論相差不超過(guò)10%。通過(guò)測(cè)量波面法向速度發(fā)現(xiàn)，爆震波的傳播速度將由彈丸飛行速度衰減至接近實(shí)驗(yàn)氣體的CJ爆震速度。

MEADA等[41]在不同射彈速度下開(kāi)展高速射彈誘導(dǎo)起爆實(shí)驗(yàn)，射彈速度從略小于CJ爆震速度到CJ爆震速度的1.8倍。利用高速相機(jī)和紋影技術(shù)捕捉到不同的爆震波結(jié)構(gòu)高分辨率照片，發(fā)現(xiàn)一種Straw Hat結(jié)構(gòu)燃燒機(jī)制，如圖9所示。

MEADA等還對(duì)高速射彈三維曲率效應(yīng)和尺度效應(yīng)對(duì)斜爆震的影響開(kāi)展研究，結(jié)果表明三維曲率效應(yīng)對(duì)爆震波傳播速度有削弱作用。

對(duì)斜爆震在高超聲速推進(jìn)中的應(yīng)用來(lái)說(shuō)，在地面風(fēng)洞中開(kāi)展基于斜劈誘導(dǎo)的爆震實(shí)驗(yàn)是十分必要和關(guān)鍵的。由于自點(diǎn)火溫度相對(duì)較低，H2成為誘導(dǎo)起爆斜爆震波的主要燃料選擇。早在1963年，RUBINS等[42]在加熱風(fēng)洞開(kāi)展了來(lái)流馬赫數(shù)為3、總溫為2000K的H2燃料激波誘導(dǎo)燃燒實(shí)驗(yàn)，楔面角度設(shè)置為28°，由于壓力較低，燃燒在斜激波的誘導(dǎo)下緩慢進(jìn)行，沒(méi)有與斜激波耦合形成爆震波。1998年，STERLING等[43]在Caltech T-5自由活塞高焓激波風(fēng)洞中開(kāi)展了以H2為燃料的斜爆震波駐定實(shí)驗(yàn)，裝置示意圖如圖10所示。

實(shí)驗(yàn)中噴管出口馬赫數(shù)為5或6，可以達(dá)到的總溫和總壓分別是3000～6000K，總壓為11～70MPa，來(lái)流條件匹配斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室入口條件。實(shí)驗(yàn)中使用共振全息干涉（resonant holographic interferometry，RHI）法來(lái)測(cè)量OH濃度，圖10（b）分別為空氣來(lái)流、25°楔面以及氮?dú)鈦?lái)流、30°楔面實(shí)驗(yàn)羥基分布照片。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明可通過(guò)提高來(lái)流馬赫數(shù)和降低總焓以達(dá)到抑制提前燃燒的目的。然而，雖然成功誘發(fā)爆震波的起爆和駐定，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與理論分析存在較為明顯的偏差。如在空氣來(lái)流工況下測(cè)量的波角為45°，而理論值為58°。在氮?dú)鈦?lái)流工況下理論上爆震波將會(huì)發(fā)生脫體，而這一結(jié)論沒(méi)有在實(shí)驗(yàn)中復(fù)現(xiàn)，也體現(xiàn)了駐定斜爆震波相關(guān)實(shí)驗(yàn)的難度。

南京理工大學(xué)與中科院力學(xué)所的研究人員以乙烯作為燃料，楔面角度為25°，在激波風(fēng)洞中開(kāi)展了斜爆震波駐定實(shí)驗(yàn)，試驗(yàn)有效時(shí)間為6ms［44］。試驗(yàn)較為清晰地捕捉到穩(wěn)定駐定的斜爆震波結(jié)構(gòu)，如圖11所示，斜爆震波面角度為81°±2°。

ROSATO等[45]在中佛羅里達(dá)大學(xué)來(lái)流馬赫數(shù)為4.4加熱風(fēng)洞中開(kāi)展了楔面誘導(dǎo)斜爆震波實(shí)驗(yàn)，在30°楔面、燃料當(dāng)量比0.7～1.2時(shí)捕捉到了駐定的斜爆震波（圖12）。通過(guò)改變總溫、總壓和當(dāng)量比等來(lái)流參數(shù)得到3種主要燃燒模式，即激波誘導(dǎo)燃燒模式（總溫、總壓和當(dāng)量比較低時(shí)），高總溫、高總壓來(lái)流（P0=5.6～5.9MPa，T0=1050～1100K）時(shí)的駐定爆震燃燒模式，以及來(lái)流介于這二者之間的振蕩馬赫盤誘導(dǎo)燃燒模式。

在受限空間及超聲速來(lái)流條件下，壁面邊界層效應(yīng)使流場(chǎng)變得更為復(fù)雜。劉彧等[46]提出一種受限空間內(nèi)爆震波駐定穩(wěn)定性增強(qiáng)方法并在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心連續(xù)直連式風(fēng)洞上開(kāi)展了試驗(yàn)研究，實(shí)驗(yàn)以H2為燃料，總壓達(dá)4MPa，總溫約為2500～2600K，復(fù)現(xiàn)了馬赫8飛行條件。通過(guò)引入近壁區(qū)不可燃?xì)怏w層來(lái)減小上壁面燃料含量，進(jìn)而減弱爆震波在上壁面的馬赫反射以增強(qiáng)斜爆震波駐定的穩(wěn)定性，未采用該方法的實(shí)驗(yàn)車次中馬赫桿導(dǎo)致熱壅塞進(jìn)而破壞了斜爆震波的駐定（圖13）。

不同于單楔面誘導(dǎo)起爆，VERAAR等[47]使用連續(xù)雙錐構(gòu)型、H2燃料進(jìn)行激波誘導(dǎo)燃燒原理驗(yàn)證試驗(yàn)（圖14a）。上游錐用于進(jìn)一步壓縮來(lái)流提升其溫度和壓強(qiáng)，下游錐用于誘導(dǎo)燃燒。實(shí)驗(yàn)捕捉到2種燃燒模式，第1種發(fā)生在大角度錐體頭部的邊界層分離區(qū)內(nèi)（圖14b），這種燃燒模式使得分離區(qū)進(jìn)一步增大，同時(shí)也增加了錐體熱負(fù)荷。在足夠高總溫來(lái)流、接近無(wú)黏條件下，在大角度錐體后部捕捉到激波誘燃現(xiàn)象如圖14（c）所示。

KUDO等[48]在矩形截面彎管中開(kāi)展了斜爆震波穩(wěn)定傳播實(shí)驗(yàn)，結(jié)果表明斜爆震波穩(wěn)定傳播的條件是高初始?jí)毫洼^大的內(nèi)壁曲率半徑，臨界條件是矩形截面彎管內(nèi)壁曲率半徑等于胞格寬度的14～40倍。IWATA等[49]使用兩級(jí)輕氣炮將直徑為9.52mm的球形彈丸加速到1800～2200m/s射入H2+O2+Ar預(yù)混氣中。H2以垂直射彈方向注入觀測(cè)段并通過(guò)改變點(diǎn)火前等待時(shí)間形成不同濃度梯度，探究了濃度梯度對(duì)駐定爆震波的影響規(guī)律，并在一些工況下捕捉到CJ爆震波。當(dāng)無(wú)量綱直徑低于斜爆震波形成的臨界值，爆震波的CJ特性在較小的波曲率下部分體現(xiàn)。THORNTON等[50]在中佛羅里達(dá)大學(xué)Hyperreact實(shí)驗(yàn)裝置中開(kāi)展來(lái)流馬赫數(shù)為5時(shí)不同角度楔面（θ=12°，20°，30°）誘導(dǎo)起爆實(shí)驗(yàn)，最終沒(méi)有捕捉到駐定的爆震波，通過(guò)標(biāo)記燃燒產(chǎn)物在20°和30°楔面角度時(shí)觀測(cè)到波后間歇性化學(xué)反應(yīng)進(jìn)程。林志勇[51]和韓旭[52]在國(guó)防科技大學(xué)燃燒加熱超聲速試驗(yàn)臺(tái)開(kāi)展高靜溫斜爆震波駐定實(shí)驗(yàn)，采用小型陣列噴管，燃料通過(guò)噴管喉部噴出。此外考慮壁面冷卻技術(shù)達(dá)到抑制提前燃燒的目的，捕捉到駐定的斜爆震波以及波后橫波結(jié)構(gòu)。通過(guò)改變?nèi)剂袭?dāng)量比等參數(shù)進(jìn)行了一系列變工況實(shí)驗(yàn)，結(jié)果表明：當(dāng)量比較高時(shí)，斜爆震波起爆所需時(shí)間對(duì)斜劈角度變化較為敏感。

LEFEBVRE等[53]較早地對(duì)高速射彈誘導(dǎo)的爆震波駐定特性開(kāi)展了數(shù)值研究，結(jié)果表明斜爆震波的駐定對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)較為敏感。在略小于CJ爆震馬赫數(shù)來(lái)流下，爆震波形成馬赫反射誘發(fā)爆震波上傳破壞駐定的爆震波結(jié)構(gòu)。周平等[54]基于無(wú)黏假設(shè)下的數(shù)值模擬結(jié)果表明圓球誘導(dǎo)駐定爆震波的同時(shí)存在強(qiáng)過(guò)驅(qū)爆震波、弱過(guò)驅(qū)爆震波、反應(yīng)激波以及斜激波，其具體結(jié)構(gòu)取決于流場(chǎng)中的達(dá)姆科勒數(shù)Da。GUO等[55]對(duì)當(dāng)量比為1的氫氣/空氣預(yù)混可燃?xì)庹T導(dǎo)的爆震波開(kāi)展了數(shù)值模擬研究，忽略黏性的結(jié)果表明：隨著來(lái)流速度或楔面角度的增大，斜爆震波結(jié)構(gòu)發(fā)生了由突躍型過(guò)渡向平滑型過(guò)渡的轉(zhuǎn)變，爆震波內(nèi)部流場(chǎng)的不穩(wěn)定性受到抑制。同時(shí)，增大來(lái)流速度在增加爆震波駐定穩(wěn)定性的同時(shí)也增加了效率損失。MIAO等[56]對(duì)兩種過(guò)渡結(jié)構(gòu)斜爆震波附近施加擾動(dòng)的計(jì)算結(jié)果表明，駐定的斜爆震波具有一定的抗擾動(dòng)能力，具有平穩(wěn)過(guò)渡結(jié)構(gòu)的斜爆震波恢復(fù)到穩(wěn)定狀態(tài)的時(shí)間更短，突躍型過(guò)渡結(jié)構(gòu)爆震波重構(gòu)耗時(shí)更長(zhǎng)。

對(duì)于爆震波過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)判據(jù)，WANG和QIN等[57-58]分別提出基于速度的判別準(zhǔn)則。WANG等[57]以波后當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)速度與CJ爆震速度的比值作為過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)的判別準(zhǔn)則，即當(dāng)Φ=u2/uCJ＜1時(shí)過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)為突躍型，反之則為平滑型過(guò)渡。QIN等[58]對(duì)不同來(lái)流溫度下氫氣/空氣預(yù)混氣誘導(dǎo)的爆震波結(jié)構(gòu)開(kāi)展數(shù)值模擬，結(jié)果表明相比于來(lái)流速度，溫度對(duì)爆震速度的影響可以忽略不計(jì)。較低溫度對(duì)應(yīng)突躍過(guò)渡，提高溫度使過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)變?yōu)橥卉S型過(guò)渡，爆震波過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)由斜爆震波和斜激波的角度差決定，斜爆震波角度由爆震速度和來(lái)流速度之間的競(jìng)爭(zhēng)機(jī)制主導(dǎo)。SHI等[59]認(rèn)為，區(qū)別于速度判據(jù)，斜爆震波過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)取決于壓縮波交點(diǎn)高度和豎直位置誘導(dǎo)區(qū)斜爆震波高度特征長(zhǎng)度的比值，當(dāng)該值小于1，壓縮波快速收斂形成突躍型起爆，反之則引起平滑過(guò)渡。

YANG等[60]對(duì)具有平滑過(guò)渡的斜爆震波流場(chǎng)來(lái)流密度/溫度施加正弦擾動(dòng)的數(shù)值模擬，結(jié)果表明：連續(xù)擾動(dòng)削弱了爆震波生成三波點(diǎn)的能力，擾動(dòng)波波數(shù)是控制斜爆震波振蕩的重要參數(shù)，同時(shí)，斜爆震波的自適應(yīng)能力使其能夠削弱外部擾動(dòng)的影響。HUANG等[61]對(duì)不同活化能下具有平滑過(guò)渡、突躍過(guò)渡和弱爆震結(jié)構(gòu)的爆震波開(kāi)展二維數(shù)值模擬，研究化學(xué)反應(yīng)活化能對(duì)斜爆震波燃燒流場(chǎng)的影響，將理論分析得到的反應(yīng)區(qū)長(zhǎng)度與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比發(fā)現(xiàn)，沿楔面流動(dòng)采用等壓燃燒假設(shè)比等容燃燒假設(shè)更為合理。YAO等[62]通過(guò)求解歐拉方程，研究了有限長(zhǎng)楔面后部膨脹波對(duì)斜爆震波駐定的影響，其結(jié)果表明隨來(lái)流馬赫數(shù)提高，對(duì)膨脹波影響增大，膨脹波通過(guò)降低斜爆震波過(guò)驅(qū)動(dòng)度使得總壓損失減小。GUO等[63]通過(guò)數(shù)值求解二維歐拉方程對(duì)比了具有9組分19步和9組分34步H2/O2化學(xué)反應(yīng)機(jī)理下斜爆震波結(jié)構(gòu)差異，發(fā)現(xiàn)斜爆震波的駐定速度與化學(xué)反應(yīng)放熱速率（the exothermic rate）成正比，HO2自由基最先出現(xiàn)在誘導(dǎo)區(qū)內(nèi)，H2O2在起爆和加速放熱過(guò)程中其主要作用。TENG等[64]針對(duì)馬赫數(shù)7～8應(yīng)用場(chǎng)景下斜爆震波駐定流場(chǎng)開(kāi)展數(shù)值研究，結(jié)果表明爆震波的駐定取決于來(lái)流馬赫數(shù)（M1）和飛行高度（H0），降低燃料當(dāng)量比使得非定常斜爆震波重新駐定。

QIN等[65]對(duì)常規(guī)楔面結(jié)構(gòu)加以改進(jìn)，在短斜劈后面加一個(gè)可移動(dòng)的類凹腔結(jié)構(gòu)，無(wú)黏假設(shè)下的數(shù)值模擬結(jié)果表明：斜劈-臺(tái)階起爆縮短了斜爆震波誘導(dǎo)區(qū)長(zhǎng)度，其整個(gè)過(guò)程可分為壓縮-膨脹-壓縮3個(gè)階段，起爆位置隨臺(tái)階位置移動(dòng)而改變，故可通過(guò)調(diào)節(jié)臺(tái)階位置和角度以實(shí)現(xiàn)斜爆震波的主動(dòng)調(diào)控。GUO等[66]通過(guò)數(shù)值模擬研究了水蒸氣對(duì)H2/O2/Ar駐定斜爆震波流場(chǎng)的影響，發(fā)現(xiàn)在一定質(zhì)量流量的水蒸氣影響下，斜爆震波仍可正常起爆和駐定，且不會(huì)影響過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)，斜激波和爆震波角度隨水蒸氣來(lái)流質(zhì)量流量的增加而增大，其對(duì)平滑過(guò)渡結(jié)構(gòu)的斜爆震波受影響較小，更為穩(wěn)定。王成等[67]通過(guò)理論分析給出了爆震波駐定的臨界馬赫數(shù)，并采用單步總包反應(yīng)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，分別開(kāi)展有黏、無(wú)黏條件下爆震波駐定、上傳的瞬態(tài)數(shù)值模擬研究。結(jié)果表明：只有當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)時(shí)爆震波才能駐定，否則斜爆震波將不斷上傳。爆震波在考慮黏性下的上傳速度高于無(wú)黏情況。

除單楔面誘導(dǎo)的爆震波基本結(jié)構(gòu)外，針對(duì)傳統(tǒng)單楔面對(duì)來(lái)流條件要求苛刻的問(wèn)題，韓信等[68]提出一種利用楔面鼓包強(qiáng)制起爆方法，并通過(guò)數(shù)值求解二維多組分歐拉方程驗(yàn)證其對(duì)煤油燃料起爆的促進(jìn)作用。XIANG等[69]通過(guò)數(shù)值模擬并考慮流體黏性影響分析鼓包誘導(dǎo)爆震波的波面結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明：隨著鼓包半徑增大，誘導(dǎo)區(qū)長(zhǎng)度變短，在黏性作用下流場(chǎng)出現(xiàn)渦結(jié)構(gòu)和流動(dòng)分離使得斜爆震波結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜。QIN等[70]在楔面末端以下噴注平行同向熱射流的方式調(diào)控斜爆震波流場(chǎng)結(jié)構(gòu)并通過(guò)數(shù)值模擬驗(yàn)證。LI等[71]采用熱射流主動(dòng)調(diào)控方法，即在楔面上誘導(dǎo)區(qū)末端位置噴注熱射流形成氣動(dòng)楔面誘發(fā)起爆和駐定，并發(fā)現(xiàn)通過(guò)調(diào)整射流的噴注位置和強(qiáng)度可對(duì)斜爆震波進(jìn)行調(diào)控。WANG等[72]采用LI等[71]相同方法證實(shí)熱射流對(duì)爆震波起爆的促進(jìn)作用。

針對(duì)實(shí)際飛行來(lái)流下預(yù)混燃料在燃燒室受限空間內(nèi)的點(diǎn)火起爆過(guò)程，西安交通大學(xué)杜鵬、薛瑞等[11]采用11組分、10反應(yīng)步的煤油/氧氣化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)不同來(lái)流馬赫數(shù)及燃料當(dāng)量比噴注條件下的斜爆轟燃燒室進(jìn)行數(shù)值研究，獲得其對(duì)燃燒室內(nèi)起爆駐定、爆轟波波面結(jié)構(gòu)及推進(jìn)性能的影響規(guī)律（圖15）。

研究結(jié)果表明：燃燒室入口馬赫數(shù)為4.3時(shí)，超聲速來(lái)流與壁面邊界層的作用加速了點(diǎn)火起爆過(guò)程，爆轟波在短時(shí)間內(nèi)完成駐定，隨著來(lái)流速度增大，爆轟波駐定位置逐漸向下游移動(dòng)。爆轟波與邊界層相互作用產(chǎn)生的分離泡內(nèi)的燃燒產(chǎn)物含量遠(yuǎn)低于核心區(qū)，造成爆轟波貫穿跨度減?。蝗剂袭?dāng)量比會(huì)顯著影響爆轟波波面結(jié)構(gòu)，減小當(dāng)量比使得斜爆轟波穩(wěn)定性降低，使得原先光滑的波面轉(zhuǎn)變?yōu)椤颁忼X”狀結(jié)構(gòu)，具有這種不穩(wěn)定的“鋸齒”爆轟波流場(chǎng)會(huì)顯著降低發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能。

3 斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)研究現(xiàn)狀

爆震燃燒是一種典型的增壓燃燒模式，將斜爆震燃燒應(yīng)用于高超聲速推進(jìn)早在20世紀(jì)40年代就已提出[73]。目前，按照燃料噴注位置的不同可將斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)分為兩種形式，即內(nèi)噴式和外噴式，其概念模型如圖16所示。外噴式斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)指的是燃料噴注位置在進(jìn)氣道，其優(yōu)點(diǎn)是燃料和來(lái)流空氣摻混距離更長(zhǎng)，摻混效果更好，但也會(huì)造成一定程度的燃料浪費(fèi)，并可能在一定程度上破壞進(jìn)氣道部件的有效工作；相比于外噴式，內(nèi)噴式在相對(duì)更為狹小的空間內(nèi)完成燃料混合，其燃料/空氣混合均勻程度降低，且其可能造成燃料在高溫邊界層內(nèi)提前點(diǎn)火燃燒。因此，內(nèi)噴式斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)更適合選擇自點(diǎn)火溫度較高、點(diǎn)火延遲時(shí)間較長(zhǎng)的燃料。

斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)理論分析方面，1991年，MENEES等[74]對(duì)單級(jí)入軌飛行器整體推進(jìn)性能進(jìn)行理論分析，對(duì)幾種碳?xì)淙剂系男北鸢l(fā)動(dòng)機(jī)與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行對(duì)比，研究發(fā)現(xiàn)在高馬赫數(shù)飛行應(yīng)用場(chǎng)景下，斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)表現(xiàn)出更好的推進(jìn)性能。王愛(ài)峰[75]對(duì)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)工作全過(guò)程（進(jìn)氣壓縮、燃料摻混、燃燒和膨脹做功）進(jìn)行數(shù)學(xué)建模分析，研究不同飛行馬赫數(shù)、進(jìn)氣道壓縮角、楔面角度等參數(shù)變化，也證明了在相同條件下斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)表現(xiàn)性能更優(yōu)。楊鵬飛等[76]建立了斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)準(zhǔn)一維模型并分析其性能，結(jié)果表明處于CJ狀態(tài)的爆震波具有更高的比沖，影響該發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的主要因素是來(lái)流馬赫數(shù)和尾噴管膨脹面積。馬凱夫等[77]通過(guò)CJ爆震理論給出了高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)原則。此外，針對(duì)飛行馬赫數(shù)9應(yīng)用場(chǎng)景提出一種二維斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)模型并進(jìn)行數(shù)值模擬。

XIANG等[78]提出一種對(duì)稱雙楔面斜爆震燃燒組織方式，并得到兩種典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，即馬赫作用和正則作用。當(dāng)兩道斜爆震波相交時(shí)形成馬赫作用，馬赫桿的長(zhǎng)度隨著上下楔面的垂直距離增加而增大；當(dāng)沒(méi)有形成斜激波時(shí)發(fā)生正則作用，相比于單楔面誘導(dǎo)的斜爆震波流場(chǎng)，雙楔爆震波誘導(dǎo)區(qū)溫度更高，長(zhǎng)度更短。ZHANG等[79]對(duì)H2燃料斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)爆震波不同反射位置下波面駐定流場(chǎng)及燃燒特性開(kāi)展數(shù)值模擬研究，在不同的爆震波反射位置工況下均實(shí)現(xiàn)了駐定，并通過(guò)形成氣動(dòng)收斂-發(fā)散噴管產(chǎn)生駐定的過(guò)驅(qū)動(dòng)正爆震波結(jié)構(gòu)，發(fā)散段使得正爆震波后面的亞聲速流場(chǎng)被加速到超聲速以防止下游擾動(dòng)向上游傳播。

ALEXANDER等[80]提出一種以H2為燃料的激波誘導(dǎo)燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)并進(jìn)行數(shù)值模擬研究，燃料噴注采用交錯(cuò)懸臂的方式，在有限空間內(nèi)形成了駐定的斜爆震波。此外，他們?cè)谟?jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能時(shí)考慮了燃料噴注動(dòng)量在推力方向上的增益，得到的比沖為683s。相比于無(wú)限長(zhǎng)楔面上駐定斜爆震波流場(chǎng)的研究，針對(duì)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的研究須考慮斜爆震波在受限空間內(nèi)的駐定及燃燒組織。

杜磊等[81]選取馬赫數(shù)10、具有曲面壓縮段的斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行數(shù)值模擬，重點(diǎn)研究壁面溫度對(duì)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的影響。結(jié)果表明：增加壁面溫度有利于延緩層流轉(zhuǎn)捩，轉(zhuǎn)捩、湍流狀態(tài)下進(jìn)氣道出口邊界層較厚，約為相同壁溫條件下層流狀態(tài)的3倍。邊靖等[82]針對(duì)飛行馬赫數(shù)8～10，通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)比了兩道等強(qiáng)激波以及斜激波-等熵兩種不同前體壓縮方式的進(jìn)氣道所對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)斜爆震波結(jié)構(gòu)及總壓損失的影響。結(jié)果表明：前體壓縮方式會(huì)影響斜爆震波過(guò)渡區(qū)結(jié)構(gòu)，等強(qiáng)激波壓縮下溫升更高，對(duì)應(yīng)的斜爆震波點(diǎn)火起爆距離更短，有利于減小發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸。同時(shí)，相比于斜激波-等熵壓縮，等強(qiáng)激波壓縮具有更大的燃燒總壓恢復(fù)系數(shù)，但其燃燒室出口截面的絕對(duì)總壓較小。陳嘉豪等[83]針對(duì)馬赫數(shù)10高超聲速飛行器，基于H2與空氣預(yù)混來(lái)流，對(duì)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)二維一體化模型開(kāi)展數(shù)值模擬，得到來(lái)流參數(shù)與構(gòu)型匹配對(duì)爆震燃燒組織的初步調(diào)控規(guī)律。QIN等[84]建立類似兩級(jí)壓縮進(jìn)氣道的楔面配置來(lái)誘導(dǎo)斜爆震波，其中大角度楔面用于主動(dòng)控制斜爆震波，并通過(guò)數(shù)值求解二維歐拉方程加以驗(yàn)證，結(jié)果表明該楔面配置可以在較小總壓損失下實(shí)現(xiàn)爆震波駐定，增大二級(jí)楔面錐角將減小斜爆震波誘導(dǎo)區(qū)長(zhǎng)度，二級(jí)楔面角度的調(diào)整取決于不同來(lái)流馬赫數(shù)下作用在該斜劈上的力，當(dāng)增大來(lái)流馬赫數(shù)時(shí)，為更好穩(wěn)定斜爆震波，需減小二級(jí)楔面角度。

由于高馬赫數(shù)來(lái)流所帶來(lái)的復(fù)現(xiàn)高總溫、總壓難題，針對(duì)高馬赫數(shù)斜爆震的實(shí)驗(yàn)研究較少。ZHANG等[85]以H2為燃料，在中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所JF-12激波風(fēng)洞開(kāi)展斜爆震燃燒原理（圖17）實(shí)驗(yàn)研究，采用壓縮段平行支板噴注燃料的方式，在燃燒室捕捉到了駐定的斜爆震波，如圖18所示。公開(kāi)的兩次實(shí)驗(yàn)結(jié)果捕捉到了強(qiáng)爆震和弱爆震模式，證明實(shí)現(xiàn)斜爆震波起爆及駐定的可行性。

韓信等[86]進(jìn)一步在JF-12激波風(fēng)洞開(kāi)展馬赫數(shù)9冷態(tài)RP-3航空煤油斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流實(shí)驗(yàn)研究。針對(duì)RP-3煤油燃料點(diǎn)火延遲時(shí)間長(zhǎng)的自身特點(diǎn)，應(yīng)用鼓包強(qiáng)制起爆技術(shù)，獲得了駐定的爆震波流場(chǎng)結(jié)構(gòu)（圖19）。

西安交通大學(xué)DU等[87]提出了一種燃燒室內(nèi)噴式斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)全流道構(gòu)型，該構(gòu)型包含進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管3大部件。圖20為以馬赫數(shù)10、30km為設(shè)計(jì)點(diǎn)所設(shè)計(jì)的基于斜爆震的發(fā)動(dòng)機(jī)全流道構(gòu)型，并充分研究了不同燃料噴注當(dāng)量比及飛行馬赫數(shù)下的激波系、燃料摻混、斜爆震波起爆及其駐定以及對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)性能等。

圖21是當(dāng)噴注燃料當(dāng)量比為0.8時(shí)所對(duì)應(yīng)的流道內(nèi)的燃料分布與壓強(qiáng)分布?？梢钥闯?，通過(guò)吸除及相應(yīng)的混合段設(shè)計(jì)，燃料/空氣在達(dá)到斜劈段前實(shí)現(xiàn)了較好的摻混且未造成燃料卷入高溫邊界層所帶來(lái)的提前燃燒。中心支板及壁面燃料噴注所誘導(dǎo)的激波在燃燒室壁面不斷反射，燃料與空氣在此波系所構(gòu)成的流道中不斷增壓、增溫?fù)交臁?/p>

圖22為燃燒室楔面附近不同展向位置截面的溫度分布。整個(gè)斜爆震波呈三維結(jié)構(gòu)，越靠近展向側(cè)壁面，爆震波的角度越大，燃燒最高溫度出現(xiàn)在中心對(duì)稱截面爆震波后。結(jié)合爆震波理論極曲線分析可知，在此楔面來(lái)流下的理論爆震波角度為46.9°。而數(shù)值模擬所得的爆震波角為47.5°，考慮到所采用的實(shí)際非預(yù)混所帶來(lái)的燃料非完全預(yù)混以及爆震波的三維特征，其與理論爆震角的誤差較小。

表1為不同當(dāng)量比所對(duì)應(yīng)的爆震波角的理論與數(shù)值計(jì)算值對(duì)比，可以看出在相同楔角下爆震波角隨著燃料當(dāng)量比增大而增加，數(shù)值模擬所得爆震波角與理論值吻合較好。

圖23與圖24為當(dāng)燃料當(dāng)量比增大到1.2時(shí)斜劈附近沿展向不同截面爆震波所對(duì)應(yīng)的溫度和壓力分布。

相對(duì)于0.8當(dāng)量比工況，爆震波后的溫度更為均勻而噴管上壁面分離區(qū)的溫度與尺度則有所減少，表明此時(shí)靠近壁面的燃料更多地參與爆震燃燒。沿流道高度方向的整個(gè)爆震波面，局部的擬正爆震波減少，且越靠近壁面整體的斜爆震波模式更為明顯。

圖25與圖26為當(dāng)燃料當(dāng)量比由0.8減小到0.6時(shí)斜劈附近沿展向不同截面爆震波所對(duì)應(yīng)的溫度和壓力分布。此時(shí)噴管上壁面回流區(qū)尺度增大，且波的角度減小，且整個(gè)波并未與上壁面相交，進(jìn)而使得波后溫度不均勻程度增大。

隨后，對(duì)不同飛行速度下流場(chǎng)特征與性能變化開(kāi)展研究。圖27和圖28分別為以

馬赫數(shù)9（H=30km）和馬赫數(shù)8 （H=28km）來(lái)流時(shí)楔面不同截面所對(duì)應(yīng)溫度與壓強(qiáng)分布。隨著來(lái)流馬赫數(shù)降低，爆震波后的溫度沿流道高度方向的不均勻性增大，靠近楔面邊界層的高溫區(qū)減小而近上壁面高溫區(qū)增大。

表2展示了不同飛行馬赫數(shù)下整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)包含流道摩擦阻力、燃料噴注以及壁面推力積分所對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖對(duì)比，可以看出，隨著飛行馬赫數(shù)提升，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖逐漸減小，在馬赫數(shù)8下達(dá)到最大值為715.4s，相較于目前超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在同樣來(lái)流條件下比沖性能有所提升。

4 結(jié) 論

斜爆震作為一種集中釋熱的高馬赫數(shù)燃燒形式，能夠顯著縮短燃燒室長(zhǎng)度，減少釋熱面積，是高馬赫數(shù)飛行器極具潛力的吸氣式動(dòng)力方案。其中，斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道各部件的匹配設(shè)計(jì)、燃料噴注-混合、斜爆震波的起爆與駐定等是斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)。由于斜爆震現(xiàn)象及波面結(jié)構(gòu)復(fù)雜，爆震波駐定及其穩(wěn)定燃燒機(jī)制未有效揭示以及高馬赫數(shù)地面實(shí)驗(yàn)?zāi)M困難等問(wèn)題，斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)目前仍處于基礎(chǔ)研究階段，其技術(shù)成熟度較低。建議從以下幾個(gè)方面研究著手，推動(dòng)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)工程應(yīng)用研制。

1）目前對(duì)于斜爆震燃燒的數(shù)值模擬大多采用RANS方法求解。實(shí)際上在斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)中，其燃燒流動(dòng)為超高速、高壓的極端狀態(tài)，其相應(yīng)的湍流及燃燒等高精度模型匱乏，進(jìn)而限制了其捕捉精確現(xiàn)象及數(shù)據(jù)，精確模型的取得還有賴于大量高精度實(shí)驗(yàn)與理論的不斷開(kāi)展，在現(xiàn)有研究水平條件下，后續(xù)考慮使用LES方法或LES/RANS方法進(jìn)行初步精細(xì)化流場(chǎng)模擬是了解斜爆震燃燒的可行路徑。

2）斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)優(yōu)勢(shì)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、尺寸小以及可以為飛行器輕量化做出貢獻(xiàn)。因此后續(xù)可以考慮飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)以加速其工程應(yīng)用。

3）作為一種適用于高超聲速的新型推進(jìn)技術(shù)，為推進(jìn)工程化應(yīng)用，需考慮真實(shí)飛行條件下的地面風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)以及飛行實(shí)驗(yàn)。進(jìn)一步地，對(duì)其在更寬速域下的應(yīng)用場(chǎng)景考慮匹配相應(yīng)的組合推進(jìn)技術(shù)以最大化發(fā)揮爆震燃燒的明顯優(yōu)勢(shì)。

4）在工程應(yīng)用基礎(chǔ)研究上，需圍繞適用于斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)多流量調(diào)節(jié)的燃料（液/液、液/氣、固體/氣）噴注-摻混系統(tǒng)、液體/固體（粉末）燃料斜爆震起爆與穩(wěn)定燃燒、斜爆震波在受限空間內(nèi)的傳播與關(guān)鍵影響因素、斜爆震燃燒室構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法、斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室-尾噴管匹配設(shè)計(jì)方法這5個(gè)方面進(jìn)行深入研究，以加速斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的工程研制。

參考文獻(xiàn)：

[1] TSIEN H S.Similarity laws of hypersonic flows[J].Journal of mathematics and physics，1946，25（1/2/3/4）：247-251.

[2] 俞剛，范學(xué)軍.超聲速燃燒與高超聲速推進(jìn)[J].力學(xué)進(jìn)展，2013，43（5）：449-472.

YU Gang，F(xiàn)AN Xuejun.Supersonic combustion and hypersonic propulsion[J].Advances in mechanics，2013，43（5）：449-472（in Chinese）.

[3] KELLY H N，BLOSSER M L.Active cooling from the sixties to NASP[R].（1994-07-01）[2023-08-10].https：//ntrs.nasa.gov/citations/19940033030.

[4] BERRY S A，AUSLENDER A H，DILLEY A D，et al.Hypersonic boundary-layer trip development for hyper-X[J].Journal of spacecraft and rockets，2001，38（6）：853-864.

[5] STEELANT J.Achievements obtained for sustained hypersonic flight within the LAPCAT project[C]//15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Reston，VA，USA：AIAA，2008：AIAA 2008-2578.

[6] TURNER J，HRSCHGEN M，JUNG W，et al.SHEFEX-hypersonic re-entry flight experiment vehicle and subsystem design，flight performance and prospects[C]//14th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Reston，VA，USA：AIAA，2006：AIAA 2006-8115.

[7] KINSTLE M F，KINSTLE R M.Flight trajectory of the german V-2 rocket：investigation through a STEM project[C]//2018 AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition.Reston，VA，USA：AIAA，2018：AIAA 2018-5158.

[8] MCCLINTON C R，RAUSCH V L，NGUYEN L T，et al.Preliminary X-43 flight test results[J].Acta astronautica，2005，57（2/3/4/5/6/7/8）：266-276.

[9] MURRAY A P，SMITH T L，PITTMAN E D，et al.Frequency and spark timing effects on thrust for pulse detonation engine[J].Journal of propulsion and power，2021，37（2）：242-251.

[10]YOKOO R，GOTO K，KIM J，et al.Propulsion performance of cylindrical rotating detonation engine[J].AIAA journal，2020，58（12）：5107-5116.

[11]杜鵬，薛瑞，王晨，等.基于煤油燃料的斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2023，38（10）：2349-2359.

DU Peng，XUE Rui，WANG Chen，et al.Numerical simulation of oblique detonation engine performance based on kerosene fuel[J].Journal of aerospace power，2023，38（10）：2349-2359（in Chinese）.

[12]黃玥.脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)微小型化研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2012.

[13]MALLARD E，CHATELIER H L.Thermal model for flame progagation[J].Annales des mines，1883，4：379-568.

[14]LEE J H S.The detonation phenomenon[M].Cambridge：Cambridge University Press，2008.

[15]NOBLE A，ABEL F A.VIII.Researches on explosives.No.II.—fired gunpowder[J].Philosophical Transactions of the Royal Society of London，1880，171：203-279.

[16]魏吳晉.鋁納米粉塵爆炸及其抑制技術(shù)研究[D].徐州：中國(guó)礦業(yè)大學(xué)，2010.

[17]ORAN E S，GAMEZO V N.Origins of the deflagration-to-detonation transition in gas-phase combustion[J].Combustion and flame，2007，148（1/2）：4-47.

[18]KARANAM A，SHARMA P K，GANJU S.Numerical simulation and validation of flame acceleration and DDT in hydrogen air mixtures[J].International journal of hydrogen energy，2018，43（36）：17492-17504.

[19]YANG Z X，YE Y，HUO J P，et al.Experimental investigation on the DDT run-up distance and propagation characteristics of detonation wave in a millimeter-scale spiral channel filled with hydrogen-air mixture[J].International journal of hydrogen energy，2024，51：713-726.

[20]POWERS J M，GONTHIER K A.Reaction zone structure for strong，weak overdriven，and weak underdriven oblique detonations[J].Physics of fluids a：fluid dynamics，1992，4（9）：2082-2089.

[21]LEE J H S.Dynamic parameters of gaseous detonations[J].Annual review of fluid mechanics，1984，16（1）：311-336.

[22]XIAO Q，RADULESCU M I.Dynamics of hydrogen-oxygen-argon cellular detonations with a constant mean lateral strain rate[J].Combustion and flame，2020，215：437-457.

[23]PINTGEN F，AUSTIN J M，SHEPHERD J E.Detonation front structure：variety and characterization[M]//Confined Detonations and Pulse Detonation Engines.Moscow：Torus-Press，2003：105-116.

[24]PRATT D T，HUMPHREY J W，GLENN D E.Morphology of standing oblique detonation waves[J].Journal of propulsion and power，1991，7（5）：837-845.

[25]ZHANG Z J，WEN C，ZHANG W S，et al.A theoretical method for solving shock relations coupled with chemical equilibrium and its applications[J].Chinese journal of aeronautics，2022，35（6）：47-62.

[26]GUO H B，ZHAO N B，YANG H L，et al.Analysis on stationary window of oblique detonation wave in methane-air mixture[J].Aerospace science and technology，2021，118：107038.

[27]伍智超，郭印誠(chéng).氫-空氣斜爆震波的極曲線分析[J].工程熱物理學(xué)報(bào)，2012，33（9）：1631-1634.

WU Zhichao，GUO Yincheng.Analysis of morphology of oblique detonation wave in H2-air mixture[J].Journal of engineering thermophysics，2012，33（9）：1631-1634（in Chinese）.

[28]張鐳瀠，歸明月，張雨桐，等.考慮平衡氣體效應(yīng)的斜爆轟波駐定窗口的研究[J].彈道學(xué)報(bào)，2021，33（4）：40-44.

ZHANG Leiying，GUI Mingyue，ZHANG Yutong，et al.Analysis of standing window of oblique detonation wave considering equilibrium gas effect[J].Journal of ballistics，2021，33（4）：40-44（in Chinese）.

[29]崔皓.Taylor波對(duì)斜劈誘導(dǎo)的斜爆轟波駐定窗口的數(shù)值研究[D].南京：南京理工大學(xué)，2020.

[30]GHORBANIAN K，STERLING J D.Influence of formation processes on oblique detonation wave stabilization[J].Journal of propulsion and power，1996，12（3）：509-517.

[31]LI C P，KAILASANATH K，ORAN E S.Detonation structures behind oblique shocks[J].Physics of fluids，1994，6（4）：1600-1611.

[32]VIGUIER C，SILVA L F F D，DESBORDES D，et al.Onset of oblique detonation waves：comparison between experimental and numerical results for hydrogen-air mixtures[J].Symposium （international） on combustion，1996，26（2）：3023-3031.

[33]LEHR H F.Experiments on shock-induced combustion[J].Astronautica acta，1972，17（4）：589-597.

[34]LEE J H S.Initiation of detonation by a hypervelocity projectile[M]//MERZHANOV A G，SIRIGNANO W A，DE LUCA L.Progress in Astronautics and Aeronautics.Reston，VA，USA：AIAA，1997：293-310.

[35]VASILJEV A A.Initiation of gaseous detonation by a high speed body[J].Shock waves，1994，3（4）：321-326.

[36]HIGGINS A J，BRUCKNER A P.Experimental investigation of detonation initiation by hypervelocity blunt projectiles[C]//34th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reston，VA，USA：AIAA，1996：AIAA 1996-342.

[37]JU Y G，MASUYA G，SASOH A.Numerical and theoretical studies on detonation initiation by a supersonic projectile[J].Symposium （international） on combustion，1998，27（2）：2225-2231.

[38]VERREAULT J，HIGGINS A J.Initiation of detonation by conical projectiles[J].Proceedings of the combustion institute，2011，33（2）：2311-2318.

[39]KASAHARA J，ARAI T，CHIBA S，et al.Criticality for stabilized oblique detonation waves around spherical bodies in acetylene/oxygen/krypton mixtures[J].Proceedings of the combustion institute，2002，29（2）：2817-2824.

[40]尚甲豪，胡國(guó)暾，汪球，等.高速?gòu)椡枵T導(dǎo)斜爆轟激波結(jié)構(gòu)實(shí)驗(yàn)研究[J].力學(xué)學(xué)報(bào)，2023，55（2）：309-317.

SHANG Jiahao，HU Guotun，WANG Qiu，et al.Experiment investigation of oblique detonation wave structure induced by hypersonic projectiles[J].Chinese journal of theoretical and applied mechanics，2023，55（2）：309-317（in Chinese）.

[41]MAEDA S，KASAHARA J，MATSUO A.Oblique detonation wave stability around a spherical projectile by a high time resolution optical observation[J].Combustion and flame，2012，159（2）：887-896.

[42]RUBINS P M，RHODES R P Jr.Shock-induced combustion with oblique shocks- comparison of experiment and kinetic calculations[J].AIAA journal，1963，1（12）：2778-2784.

[43]STERLING J D，CUMMINGS E B，GHORBANIAN K，et al.Oblique detonation wave studies in the Caltech T-5 shock tunnel facility[C]//8th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Reston，VA，USA：AIAA，1998：AIAA 1998-1561.

[44]CHEN S，MA H.Study of direct-link test of oblique detonation engine[J].Journal of physics：conference series，2022，2235（1）：012097.

[45]ROSATO D A，THORNTON M，SOSA J，et al.Stabilized detonation for hypersonic propulsion[J].Proceedings of the national academy of sciences，2021，118（20）：e2102244118.

[46]劉彧，肖保國(guó)，王蘭，等.封閉空間中斜爆震駐定穩(wěn)定性增強(qiáng)方法及其試驗(yàn)驗(yàn)證[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2021，35（1）：109-116.

LIU Yu，XIAO Baoguo，WANG Lan，et al.Standing stability enhancement method of oblique detonation waves in a confined space and its experimental validation[J].Journal of experiments in fluid mechanics，2021，35（1）：109-116（in Chinese）.

[47]VERAAR R G，MAYER A E H J，VERREAULT J，et al.Proof-of-principle experiment of a shock-induced combustion ramjet[C]//16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Reston，VA，USA：AIAA，2009：AIAA 2009-7432.

[48]KUDO Y，NAGURA Y，KASAHARA J，et al.Oblique detonation waves stabilized in rectangular-cross-section bent tubes[J].Proceedings of the combustion institute，2011，33（2）：2319-2326.

[49]IWATA K，HANYU N，MAEDA S，et al.Experimental visualization of sphere-induced oblique detonation in a non-uniform mixture[J].Combustion and flame，2022，244：112253.

[50]THORNTON M R，ROSATO D A，AHMED K A.Experimental study of oblique detonation waves with varied ramp geometries[C]//AIAA SCITECH 2022 Forum.Reston，VA，USA：AIAA，2022：AIAA 2022-1753.

[51]林志勇.高靜溫超聲速預(yù)混氣爆震起爆與發(fā)展過(guò)程機(jī)理研究[D].長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2008.

[52]韓旭.超聲速預(yù)混氣中爆震波起爆與傳播機(jī)理研究[D].長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2013.

[53]LEFEBVRE M H，F(xiàn)UJIWARA T.Numerical modeling of combustion processes induced by a supersonic conical blunt body[J].Combustion and flame，1995，100（1/2）：85-93.

[54]周平，范寶春，歸明月.可燃介質(zhì)中飛行圓球誘導(dǎo)斜爆轟的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)[J].爆炸與沖擊，2012，32（3）：278-282.

ZHOU Ping，F(xiàn)AN Baochun，GUI Mingyue.Flow pattern of oblique detonation induced bya hypervelocity ball in combustible gas[J].Explosion and shock waves，2012，32（3）：278-282（in Chinese）.

[55]GUO H B，YANG H L，ZHAO N B，et al.Influence of incoming flow velocity and mixture equivalence ratio on oblique detonation characteristics[J].Aerospace science and technology，2021，119：107088.

[56]MIAO S K，ZHOU J，LIN Z Y，et al.Numerical study on thermodynamic efficiency and stability of oblique detonation waves[J].AIAA journal，2018，56（8）：3112-3122.

[57]WANG A F，ZHAO W，JIANG Z L.The criterion of the existence or inexistence of transverse shock wave at wedge supported oblique detonation wave[J].Acta mechanica Sinica，2011，27（5）：611-619.

[58]QIN Q Y，ZHANG X B.Study on the transition patterns of the oblique detonation wave with varying temperature of the hydrogen-air mixture[J].Fuel，2020，274：117827.

[59]SHI X X，XIE H P，ZHOU L，et al.A theoretical criterion on the initiation type of oblique detonation waves[J].Acta astronautica，2022，190：342-348.

[60]YANG P F，NG H D，TENG H H.Numerical study of wedge-induced oblique detonations in unsteady flow[J].Journal of fluid mechanics，2019，876：264-287.

[61]HUANG Y，LUAN Z Y，LI Z M，et al.Study on the flow characteristics in the non-detonation reaction zones of wedge-induced oblique detonation transitions[J].Aerospace science and technology，2022，120：107282.

[62]YAO K P，WANG C，JIANG Z L.A numerical study of oblique detonation re-stabilization by expansion waves[J].Aerospace science and technology，2022，122：107409.

[63]GUO H B，JIA X B，ZHAO N B，et al.The formation and development of oblique detonation wave with different chemical reaction models[J].Aerospace science and technology，2021，117：106964.

[64]TENG H H，BIAN J，ZHOU L，et al.A numerical investigation of oblique detonation waves in hydrogen-air mixtures at low Mach numbers[J].International journal of hydrogen energy，2021，46（18）：10984-10994.

[65]QIN Q Y，ZHANG X B.A novel method for trigger location control of the oblique detonation wave by a modified wedge[J].Combustion and flame，2018，197：65-77.

[66]GUO H B，XU Y，LI S Y，et al.On the evolutions of induction zone structure in wedge-stabilized oblique detonation with water mist flows[J].Combustion and flame，2022，241：112122.

[67]王成，吳京昌，韓文虎，等.近臨界馬赫數(shù)條件下楔形誘導(dǎo)斜爆轟數(shù)值模擬[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2020，40（8）：803-809.

WANG Cheng，WU Jingchang，HAN Wenhu，et al.Numerical simulation of wedge induced oblique detonation at near critical Mach number[J].Transactions of Beijing Institute of Technology，2020，40（8）：803-809（in Chinese）.

[68]韓信，張文碩，張子健，等.鼓包誘導(dǎo)斜爆震波的數(shù)值研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2022，43（5）：185-196.

HAN Xin，ZHANG Wenshuo，ZHANG Zijian，et al.Numerical study of oblique detonation waves induced by a bump[J].Journal of propulsion technology，2022，43（5）：185-196（in Chinese）.

[69]XIANG G X，ZHANG Y C，TU Q R，et al.The initiation characteristics of oblique detonation waves induced by a curved surface[J].Aerospace science and technology，2022，128：107743.

[70]QIN Q Y，ZHANG X B.Study on the initiation characteristics of the oblique detonation wave by a co-flow hot jet[J].Acta astronautica，2020，177：86-95.

[71]LI H B，LI J L，XIONG C，et al.Investigation of hot jet on active control of oblique detonation waves[J].Chinese journal of aeronautics，2020，33（3）：861-869.

[72]WANG A F，BIAN J，TENG H H.Numerical study on initiation of oblique detonation wave by hot jet[J].Applied thermal engineering，2022，213：118679.

[73]GODDARD E C.Reaction combustion chamber for unconfined charges or detonative fuel fed intermittently to the combustion chamber：US2465525A[P].1949-03-29.

[74]MENEES G P，ADELMAN H G，CAMBIER J L.Analytical and experimental investigations of the oblique detonation wave engine concept[EB/OL].（1991-02-01）[2023-08-20].https：//ntrs.nasa.gov/citations/19930023185.

[75]王愛(ài)峰.駐定斜爆轟的機(jī)理研究及其在高超推進(jìn)中的應(yīng)用探索[D].北京：中國(guó)科學(xué)院研究生院，2011.

[76]楊鵬飛，張子健，楊瑞鑫，等.斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能理論分析[J].力學(xué)學(xué)報(bào)，2021，53（10）：2853-2864.

YANG Pengfei，ZHANG Zijian，YANG Ruixin，et al.Theorical study on propulsive performance of oblique detonation engine[J].Chinese journal of theoretical and applied mechanics，2021，53（10）：2853-2864（in Chinese）.

[77]馬凱夫，張子健，劉云峰，等.斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)流動(dòng)機(jī)理分析[J].氣體物理，2019，4（3）：1-10.

MA Kaifu，ZHANG Zijian，LIU Yunfeng，et al.Flow mechanism of oblique detonation engines[J].Physics of gases，2019，4（3）：1-10（in Chinese）.

[78]XIANG G X，ZHANG Y C，GAO X，et al.Oblique detonation waves induced by two symmetrical wedges in hydrogen-air mixtures[J].Fuel，2021，295：120615.

[79]ZHANG Z J，WEN C，ZHANG W S，et al.Formation of stabilized oblique detonation waves in a combustor[J].Combustion and flame，2021，223：423-436.

[80]ALEXANDER D C，SISLIAN J P.Computational study of the propulsive characteristics of a shcramjet engine[J].Journal of propulsion and power，2008，24（1）：34-44.

[81]杜磊，孫波，代春良，等.壁面溫度對(duì)斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道流動(dòng)特性影響的數(shù)值研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2021，42（4）：950-960.

DU Lei，SUN Bo，DAI Chunliang，et al.Numerical study on effects of wall temperature on flow characteristics of inlet of oblique detonation engine[J].Journal of propulsion technology，2021，42（4）：950-960（in Chinese）.

[82]邊靖，周林，滕宏輝.兩種前體壓縮方式對(duì)斜爆震燃燒影響的數(shù)值研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2021，42（4）：815-825.

BIAN Jing，ZHOU Lin，TENG Honghui.Numerical study on effects of two forebody compression methods on oblique detonation combustion[J].Journal of propulsion technology，2021，42（4）：815-825（in Chinese）.

[83]陳嘉豪，張義寧，楊暉，等.斜爆震發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道與燃燒室一體化設(shè)計(jì)仿真研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2018，39（9）：1938-1947.

CHEN Jiahao，ZHANG Yining，YANG Hui，et al.Numerical simulation on integrated design inlet and combustion chamber of oblique detonation engine[J].Journal of propulsion technology，2018，39（9）：1938-1947（in Chinese）.

[84]QIN Q Y，ZHANG X B.Controllable initiation characteristics of the oblique detonation wave in a combustor with a confined cone of a novel structure[J].Aerospace science and technology，2020，107：106267.

[85]ZHANG Z J，WEN C，YUAN C K，et al.An experimental study of formation of stabilized oblique detonation waves in a combustor[J].Combustion and flame，2022，237：111868.

[86]韓信，張文碩，張子健，等.RP3航空煤油斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究[J/OL].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)：1-8[2023-09-02].http：//kns.cnki.net/kcms/detail/11.5266.V.20221110.1516.002.html.

HAN Xin，ZHANG Wenshuo，ZHANG Zijian，et al.Experimental study on RP3 aviation kerosene oblique detonation engine[J/OL].Journal of experiments in fluid mechanics：1-8

[2023-09-02].http：//kns.cnki.net/kcms/detail/11.5266.V.20221110.1516.002.html（in Chinese）.

[87]DU P，XUE R，WU Y K，et al.Study on the flow field of a kerosene-fueled integrated inlet-combustor-nozzle oblique detonation engine[J].Physics of fluids，2023，35（6）：066127.