王健平, 周 蕊, 武 丹

(1.北京大學(xué)工學(xué)院力學(xué)與工程科學(xué)系 湍流與復(fù)雜系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100871; 2. 北京應(yīng)用物理與計(jì)算數(shù)學(xué)研究所, 北京 100094)

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展

王健平1,*, 周 蕊1,2, 武 丹1

(1.北京大學(xué)工學(xué)院力學(xué)與工程科學(xué)系 湍流與復(fù)雜系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100871; 2. 北京應(yīng)用物理與計(jì)算數(shù)學(xué)研究所, 北京 100094)

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(CRDE)是一種基于爆轟燃燒方式的新概念發(fā)動(dòng)機(jī)，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(diǎn)，有望帶來(lái)航空航天推進(jìn)技術(shù)的跨越式發(fā)展，近年來(lái)受到世界各主要國(guó)家的高度關(guān)注。本文從基本概念、應(yīng)用前景、實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值模擬等角度，對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展進(jìn)行了全面綜述。通過(guò)總結(jié)有代表性的研究成果，給出尚待解決的問(wèn)題，為其進(jìn)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(dòng)機(jī)；CRDE；綜述；推進(jìn)技術(shù)；航空航天

0 引 言

燃燒一般定義為：產(chǎn)生熱或同時(shí)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(jìn)系統(tǒng)中起著重要作用，它通過(guò)化學(xué)反應(yīng)將燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)變?yōu)楣べ|(zhì)的熱能，再轉(zhuǎn)變?yōu)閯?dòng)能，進(jìn)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(jiǎn)稱爆燃和爆轟(也稱為爆震)。根據(jù)熱力學(xué)性質(zhì)，在壓強(qiáng)(p)-比容(v)圖中，充分預(yù)混好的可燃?xì)怏w，在狀態(tài)變化時(shí)可分別得到2條斜率不同的Rayleigh線和1條經(jīng)過(guò)放熱反應(yīng)后的Hugoniot線，如圖1所示。預(yù)混好的可燃?xì)獾某跏紶顟B(tài)為A，經(jīng)燃燒放熱后可過(guò)渡到2種狀態(tài)，即經(jīng)爆燃過(guò)渡到下C-J點(diǎn)，或經(jīng)爆轟過(guò)渡到上C-J點(diǎn)。對(duì)于爆燃來(lái)說(shuō)，燃燒波傳播速度為米每秒量級(jí)，燃燒過(guò)程中，壓強(qiáng)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(dá)到千米每秒量級(jí)，燃燒波與激波緊密耦合在一起，燃燒過(guò)程中壓強(qiáng)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(dòng)機(jī)多基于爆燃燃燒，例如活塞、渦噴及沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。經(jīng)過(guò)近百年的發(fā)展，要大幅度地提高基于爆燃的發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能已經(jīng)變得十分困難。由于爆轟燃燒特有的優(yōu)勢(shì)，從20世紀(jì)40年代起，越來(lái)越多的學(xué)者開始關(guān)注利用爆轟實(shí)現(xiàn)航空航天推進(jìn)。被廣泛研究的爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)主要有3種，分別為駐定爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)、脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)。

在駐定爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(Standing Detonation Engine, SDE)中，爆轟波與來(lái)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(jìn)氣道前部噴注并與超聲速氣流摻混，通過(guò)激波進(jìn)行預(yù)壓縮和加熱，隨后可燃?xì)庠谌紵覂?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(shí)現(xiàn)，并且可以避免超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)遇到的一些困難, 但它在現(xiàn)實(shí)應(yīng)用中遇到許多技術(shù)難題。例如SDE對(duì)來(lái)流條件的限制非?？量蹋荒茉谝欢ǖ娘w行馬赫數(shù)(Ma5～7)下運(yùn)行；爆轟波難以長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定在燃燒室內(nèi)，容易造成發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。因此雖然國(guó)際上曾經(jīng)興起過(guò)SDE的研究熱潮，但迄今為止還沒有能長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定運(yùn)行的實(shí)驗(yàn)案例，更沒有可靠性高的發(fā)動(dòng)機(jī)樣機(jī)，其研究大多局限在機(jī)理方面。

脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(Pulse Detonation Engine, PDE)，也稱脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)，是過(guò)去30年來(lái)爆轟推進(jìn)研究的熱點(diǎn)之一。它的工作過(guò)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(gè)階段。PDE主要通過(guò)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的反作用力也產(chǎn)生推力。目前脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的基本原理已經(jīng)得到充分研究，實(shí)驗(yàn)技術(shù)也很成熟，實(shí)現(xiàn)了幾十甚至上百赫茲的高頻率工作，研究向進(jìn)一步提升有效推力的方向開展[2-6]。由于PDE的整個(gè)運(yùn)行過(guò)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(dòng)機(jī)目前的研究遭遇推力不足的難題。其問(wèn)題根源在于發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程本身，即做功時(shí)間占整個(gè)過(guò)程時(shí)間的比例太低。PDE運(yùn)行過(guò)程中較長(zhǎng)的時(shí)間用于不產(chǎn)生推力的充氣和掃氣階段(45%的時(shí)間)，使得PDE的總體性能并不高，產(chǎn)生的推力難以滿足實(shí)際飛行的需要。

最近幾年，關(guān)注度最高的爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)為連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(Continuously Rotating Detonation Engine, CRDE)，又稱旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(Rotating Detonation Engine, RDE)或連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(Continuous Detonation Engine, CDE)。與現(xiàn)有的航空航天動(dòng)力裝置及其他爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)相比，CRDE有明顯優(yōu)勢(shì)，有望帶來(lái)航空航天推進(jìn)技術(shù)的革新。本文主要介紹連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展，總結(jié)其發(fā)展趨勢(shì)。首先介紹CRDE的基本概念及應(yīng)用前景，接下來(lái)分別從實(shí)驗(yàn)、數(shù)值模擬等角度全面總結(jié)國(guó)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(xué)問(wèn)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(dòng)機(jī)的燃燒室通常為同軸圓環(huán)腔結(jié)構(gòu)，如圖2所示。在進(jìn)氣壁，燃料和氧化劑通過(guò)細(xì)縫或圓孔噴入。實(shí)驗(yàn)中，多采用預(yù)爆轟管起爆爆轟波；一個(gè)或多個(gè)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(guò)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(jìn)劑供爆轟波燃燒。

相比于之前的爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)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(qiáng)，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(jìn)氣、排氣方向獨(dú)立，爆轟波被封閉在燃燒室內(nèi)不噴出，主要用來(lái)進(jìn)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(shí)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(chǎng)分布

Fig.2 CRDE propagation schematic structure

1.2 應(yīng)用前景

根據(jù)CRDE的自身特點(diǎn)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(dòng)機(jī)、連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，如圖3所示。這些發(fā)動(dòng)機(jī)可使用于各類火箭和導(dǎo)彈、臨近空間飛行器、軍用飛機(jī)、無(wú)人機(jī)等領(lǐng)域。

(a) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

(b) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

(c) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)

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

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(dòng)機(jī)是最簡(jiǎn)單的一種連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)。CRDE最早的研究就是基于氣態(tài)燃料的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模式，目前俄羅斯、波蘭等機(jī)構(gòu)已成功實(shí)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(dòng)機(jī)的成熟技術(shù)可高效地移植到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)上來(lái)，對(duì)于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工程化應(yīng)用十分有利。

與傳統(tǒng)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比，由于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟對(duì)來(lái)流的寬范圍適應(yīng)性，使得連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍更寬，穩(wěn)定性更好。相對(duì)于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的體燃燒，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)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(dòng)機(jī)的燃燒模式，可能成為未來(lái)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)中壓氣機(jī)的級(jí)數(shù)，進(jìn)而減少對(duì)渦輪和壓氣機(jī)制造工藝的苛刻要求，使得發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)更小更簡(jiǎn)單，推重比更高。由于爆轟的特性，也會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)的性能顯著提高。

2 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展

2.1 實(shí)驗(yàn)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(shí)驗(yàn)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(shí)驗(yàn)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(bǔ)償技術(shù)觀測(cè)到燃燒室內(nèi)有6個(gè)波頭的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，如圖4 (b) 所示。他們的實(shí)驗(yàn)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(shí)驗(yàn)裝置和觀測(cè)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(guó)密歇根大學(xué)Adamson和Nicholls等[9-10]首次從理論和實(shí)驗(yàn)的角度分析將旋轉(zhuǎn)爆轟波應(yīng)用于火箭推進(jìn)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(dòng)機(jī)是有望應(yīng)用于火箭推進(jìn)的。Nicholls等[10]采用的噴注方式與液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)類似，采用氫、甲烷、乙炔等多種燃料，氧氣作為氧化劑。實(shí)驗(yàn)成功起爆，但爆轟波旋轉(zhuǎn)一周后熄滅，不能實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定傳播。他們指出，實(shí)驗(yàn)中噴注方式、提前燃燒、流量控制等因素對(duì)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(dòng)機(jī)的早期實(shí)驗(yàn)研究主要針對(duì)其可行性以及爆轟波起爆等基本問(wèn)題開展，多采用速度補(bǔ)償技術(shù)粗略地捕捉連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)的波結(jié)構(gòu)。由于當(dāng)時(shí)未能實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，加上測(cè)量手段和數(shù)值計(jì)算能力的局限性，對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟的穩(wěn)定性機(jī)理并沒有深入了解，此后20多年的時(shí)間里，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(xué)院西伯利亞分院流體力學(xué)研究所Bykovskii等[11-14]對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟開展了大量的實(shí)驗(yàn)研究。他們先后對(duì)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(shí)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(bǔ)償技術(shù)觀測(cè)到不同燃料下的流場(chǎng)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(chǎng)。

圖5 俄羅斯Bykovskii等[11]實(shí)驗(yàn)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(jì)準(zhǔn)則[11]，這些參數(shù)對(duì)能否形成長(zhǎng)時(shí)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(dá)到一定的臨界高度h*=(12±5)a，其中a是當(dāng)前工況下的爆轟波胞格尺寸。燃燒室最小長(zhǎng)度為L(zhǎng)min=2h*，若長(zhǎng)度過(guò)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(gè)胞格尺寸，當(dāng)使用液態(tài)燃料時(shí)，燃燒室厚度不能低于最小液滴直徑。在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的測(cè)量研究中，使用煤油/氧氣時(shí)，在沒有安裝尾噴管的情況下，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)比沖可達(dá)到190～200s。

圖6 俄羅斯Bykovskii等[11]實(shí)驗(yàn)得到不同燃料下流場(chǎng)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(guó)際交流和合作的增多，越來(lái)越多的學(xué)者開始對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)開展實(shí)驗(yàn)研究。波蘭華沙工業(yè)大學(xué)的Wolanski教授帶領(lǐng)的課題組對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)開展了廣泛的實(shí)驗(yàn)研究[15]。他們?cè)诓煌紵页叽?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(shí)驗(yàn)研究，得到了長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，實(shí)驗(yàn)裝置及測(cè)得的壓強(qiáng)信號(hào)如圖7和8所示[15]。

圖7 波蘭Wolanski教授課題組CRDE實(shí)驗(yàn)裝置圖[15]

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

通過(guò)對(duì)實(shí)驗(yàn)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(jì)算公式[16-17]。隨后，他們?cè)O(shè)計(jì)了小的火箭式發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，并逐步對(duì)燃燒室進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，成功實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟。在實(shí)驗(yàn)的推力性能測(cè)量中，他們?cè)趦?nèi)直徑140mm，外直徑150mm 的火箭式甲烷/氧連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(dá)1.1～1.3×105N/m2，這一可觀推力進(jìn)一步證明了連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在推力方面具有很大的潛力[16]。最近，他們?cè)陂_展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟應(yīng)用于渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)的研究工作[18]。他們將傳統(tǒng)的GTD-350渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室替換為連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟燃燒室進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。在這個(gè)構(gòu)型下，他們已初步測(cè)得穩(wěn)定的壓強(qiáng)信號(hào)，初步驗(yàn)證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟應(yīng)用于渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)的可行性。目前他們正在開展不同工況、不同燃料下的實(shí)驗(yàn)研究。

圖8 波蘭Wolanski教授課題組實(shí)驗(yàn)測(cè)得壓強(qiáng)信號(hào)[15]

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

我國(guó)北京大學(xué)王健平課題組在國(guó)內(nèi)最早開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究。他們自行設(shè)計(jì)了六代燃燒室，并進(jìn)行了測(cè)試[19]，自行研制了五代單片機(jī)控制系統(tǒng)，可以通過(guò)編程實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣、點(diǎn)火和數(shù)據(jù)采集的控制。加裝了單向閥和手動(dòng)氣閥，自行設(shè)計(jì)了預(yù)爆轟管起爆裝置，實(shí)驗(yàn)裝置如圖9所示。

圖9 北京大學(xué)王健平課題組連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟實(shí)驗(yàn)裝置圖

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

2009年11月，他們?cè)趪?guó)內(nèi)首次成功實(shí)現(xiàn)了氫/氧連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，測(cè)得爆轟波傳播速度為2041m/s[19]。隨后對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)開展廣泛的基礎(chǔ)研究，進(jìn)展迅速，取得了豐富的成果[20-23]。他們實(shí)現(xiàn)了氫/氧和氫/空氣連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟運(yùn)轉(zhuǎn)2s的長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定傳播，爆轟波每秒旋轉(zhuǎn)1萬(wàn)2千周，壓強(qiáng)信號(hào)如圖10所示?？紤]到壓力傳感器的壽命問(wèn)題，實(shí)驗(yàn)中一般只對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟進(jìn)行最長(zhǎng)2s的壓強(qiáng)信號(hào)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(shí)，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(qiáng)度相互耦合，同步周期性波動(dòng)。此外，通過(guò)高速攝影拍攝到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟多圈旋轉(zhuǎn)傳播的過(guò)程，捕捉到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)中一個(gè)及多個(gè)爆轟波傳播的現(xiàn)象，如圖11所示[21]。由于非接觸觀測(cè)可避免壓力傳感器受熱時(shí)間長(zhǎng)而受損問(wèn)題，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟運(yùn)轉(zhuǎn)超過(guò)10s。

(a) 全局圖

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

圖11 高速數(shù)碼攝像機(jī)拍攝到的1個(gè)及2個(gè)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(dāng)量比以及不同噴管結(jié)構(gòu)等參數(shù)變化對(duì)爆轟波穩(wěn)定性的影響，通過(guò)實(shí)驗(yàn)手段研究爆轟波穩(wěn)定性機(jī)理，定量測(cè)得連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)性能。

近些年，各國(guó)軍方關(guān)注到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)從概念研究階段過(guò)渡到應(yīng)用研究階段。歐洲導(dǎo)彈集團(tuán)(MBDA)法國(guó)公司與俄羅斯Lavrentiev流體力學(xué)研究所合作[24]開展CRDE的實(shí)驗(yàn)研究。他們?cè)O(shè)計(jì)了全尺寸的模型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行地面實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[25]。MBDA公司在2011年公布基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)大大提升了超聲速導(dǎo)彈的性能”[26]，并將這種新型號(hào)與原有布拉莫斯導(dǎo)彈進(jìn)行對(duì)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(hào)可將發(fā)射質(zhì)量由3噸降為800千克，彈長(zhǎng)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(dòng)機(jī)的英仙座超聲速導(dǎo)彈預(yù)計(jì)于2030年列裝?！?/p>

法國(guó)國(guó)家科學(xué)院(Centre National de la Recherche Scientifique, CNRS)燃燒和爆轟實(shí)驗(yàn)室(Laboratory of Combustion and Detonation, LCD)開展了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究[27-28]，圖12為燃燒室示意圖及實(shí)驗(yàn)裝置圖。他們通過(guò)壓力傳感器測(cè)得穩(wěn)定的周期性壓強(qiáng)信號(hào)，并通過(guò)高速攝影捕捉到燃燒室內(nèi)同時(shí)有多個(gè)爆轟波旋轉(zhuǎn)傳播，如圖13所示。他們指出旋轉(zhuǎn)爆轟波對(duì)推進(jìn)劑流量具有一定的自適應(yīng)性，隨著推進(jìn)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(huì)增加。2011年，他們開展了長(zhǎng)達(dá)5s的連續(xù)爆轟實(shí)驗(yàn)，表明連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波可在長(zhǎng)時(shí)間范圍內(nèi)穩(wěn)定傳播。在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力測(cè)量時(shí)發(fā)現(xiàn)，內(nèi)徑50mm、長(zhǎng)100mm 的煤油/氧氣發(fā)動(dòng)機(jī)可獲得2750 N 的推力(如安裝噴管，推力可能更大)[29]。同時(shí)，他們對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟中燃燒室C/SiC復(fù)合材料耐熱性能進(jìn)行了初步研究，證實(shí)現(xiàn)有材料可滿足連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)中燃燒室頭部近1000～2000 K高溫的要求。

圖12 法國(guó)CNRS實(shí)驗(yàn)的燃燒室示意圖(a)及實(shí)驗(yàn)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(guó)的幾家機(jī)構(gòu)也陸續(xù)開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究。美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室(Air Force Research Laboratory, AFRL)與多所大學(xué)合作開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究。與之前的實(shí)驗(yàn)研究相比，他們?cè)趯?shí)驗(yàn)裝置和觀測(cè)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(duì)多種尺寸的燃燒室進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，采用氫/空氣，乙烯/空氣推進(jìn)劑，研究不同當(dāng)量比、不同入流速率對(duì)燃燒室內(nèi)波頭數(shù)的影響。通過(guò)高速攝影拍攝到燃燒室內(nèi)多波頭現(xiàn)象，追蹤壓強(qiáng)信號(hào)，計(jì)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(jìn)行實(shí)驗(yàn)，通過(guò)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(guò)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(shí)的火焰?zhèn)鞑ミ^(guò)程[33]，如圖15所示。

圖13 法國(guó)CNRS實(shí)驗(yàn)中高速攝影拍攝到的燃燒室內(nèi)7個(gè)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(guó)空軍實(shí)驗(yàn)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(chǎng)結(jié)構(gòu)[33]Fig.15 Optically accessible CRDE and the flow field structure in it[33]

美國(guó)普惠公司(Pratt&Whitney, Rocketdyne)驗(yàn)證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的可行性之后，針對(duì)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(diǎn)火技術(shù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，均成功實(shí)現(xiàn)了長(zhǎng)時(shí)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(cè)試手段，實(shí)驗(yàn)裝置及測(cè)試結(jié)果如圖16所示。他們指出連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)功的效率。

圖16 美國(guó)普惠公司燃燒室結(jié)構(gòu)及壓強(qiáng)信號(hào)[34]

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

此外，美國(guó)GHKN公司與Aerojet公司(負(fù)責(zé)測(cè)試和控制系統(tǒng))合作開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)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(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)裝置。美國(guó)德克薩斯州立大學(xué)也對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)中的推進(jìn)劑噴注和起爆過(guò)程開展了實(shí)驗(yàn)研究，他們實(shí)驗(yàn)中有效控制了起爆時(shí)的爆轟波傳播方向[36]。

圖17 GHKN公司實(shí)驗(yàn)裝置圖[35]Fig.17 Experimental facilities of CRDE at GHKN[36]

我國(guó)國(guó)防科技大學(xué)林志勇、劉世杰等[37-41]設(shè)計(jì)和加工了2套連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)模型，分別采用噴孔-噴孔對(duì)撞式和環(huán)縫-噴孔對(duì)撞式噴注方式，對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的開展了廣泛的實(shí)驗(yàn)研究。圖18為他們?cè)趯?shí)驗(yàn)中采集到的壓強(qiáng)信號(hào)，實(shí)驗(yàn)成功起爆并實(shí)現(xiàn)了長(zhǎng)時(shí)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(shí)，他們發(fā)現(xiàn)從預(yù)爆轟管點(diǎn)火到形成穩(wěn)定傳播的旋轉(zhuǎn)爆轟之間存在時(shí)間間隔。為提高旋轉(zhuǎn)爆轟波的穩(wěn)定性，他們研究了點(diǎn)火時(shí)機(jī)、混合效果、點(diǎn)火方式等對(duì)起爆過(guò)程的影響，并對(duì)比分析了不同起爆方案的可行性和優(yōu)缺點(diǎn)。

圖18 國(guó)防科技大學(xué)林志勇、劉世杰等實(shí)驗(yàn)結(jié)果[41]

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

他們實(shí)驗(yàn)觀測(cè)到了爆轟波的2種傳播模式：同向傳播和對(duì)撞傳播。并根據(jù)高頻壓力測(cè)量結(jié)果和高速攝影觀測(cè)結(jié)果，詳細(xì)分析了2種傳播模式下爆轟波波頭數(shù)、傳播方向和瞬時(shí)傳播速度等特性。同時(shí)，通過(guò)改變H2/Air混合氣的總流量和當(dāng)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(shí)現(xiàn)。此外，他們還針對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用做了研究。例如，驗(yàn)證了通過(guò)改變局部噴注壓降實(shí)現(xiàn)推力矢量調(diào)節(jié)的可行性。

我國(guó)南京理工大學(xué)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(shí)，CRDE尾部火焰呈淡藍(lán)色且長(zhǎng)度較短，如圖20所示。實(shí)驗(yàn)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(diǎn)，使得實(shí)驗(yàn)手段很難得到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)內(nèi)詳細(xì)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(jì)算能力的限制，未曾開發(fā)出滿足爆轟流場(chǎng)計(jì)算所需的大規(guī)模數(shù)值計(jì)算程序。對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)的分析僅僅基于理論模型開展。Shen等[44]對(duì)CRDE的工作頻率和燃燒室流場(chǎng)分布進(jìn)行了近似理論分析，獲得了近似流場(chǎng)分布，如圖21所示。

(a) 以氫氣和空氣質(zhì)量流量為坐標(biāo)的統(tǒng)計(jì)結(jié)果

(b) 以當(dāng)量比和比質(zhì)量為坐標(biāo)的統(tǒng)計(jì)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(chǎng)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(jì)算(針對(duì)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(jī)制，也能為燃燒室的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及燃料/氧化劑噴注參數(shù)的設(shè)計(jì)提供技術(shù)支持。近年來(lái)，隨著計(jì)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(xì)的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，成為輔助實(shí)驗(yàn)及指導(dǎo)實(shí)驗(yàn)研究的有力手段。

俄羅斯Zhdan等[45-46]結(jié)合理論分析對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波進(jìn)行平面內(nèi)的二維數(shù)值模擬研究，獲得了與實(shí)驗(yàn)定性符合的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，如圖22所示。但是他們計(jì)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(duì)簡(jiǎn)單，只得到了較粗糙的流場(chǎng)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(xué)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(chǎng)詳細(xì)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(duì)推進(jìn)性能進(jìn)行了分析，數(shù)值計(jì)算得到的比沖達(dá)到4700s。

圖23 日本Hishida等數(shù)值模擬得到二維CRDE詳細(xì)的流場(chǎng)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(guó)北京大學(xué)王健平課題組與國(guó)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(xué)反應(yīng)、2步化學(xué)反應(yīng)和基元化學(xué)反應(yīng)，圓柱和廣義坐標(biāo)系下的數(shù)值模擬研究。對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)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(jìn)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(jìn)行了廣泛、深入、細(xì)致的研究。

他們[48-50]最早對(duì)CRDE的可行性及物理機(jī)理進(jìn)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(guò)程，圖24(a)為流場(chǎng)的壓強(qiáng)分布圖。他們對(duì)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(jī)理進(jìn)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(shí)現(xiàn)爆轟波的連續(xù)旋轉(zhuǎn)傳播的特有優(yōu)點(diǎn)。通過(guò)對(duì)Laval噴管、擴(kuò)張噴管、收縮噴管以及等截面直管內(nèi)爆轟波傳播進(jìn)行了數(shù)值模擬，得出4種噴管中Laval噴管具有最佳的推進(jìn)性能的結(jié)論。圖24(b)為有噴管時(shí)的燃燒室內(nèi)馬赫數(shù)分布。

圖24 北京大學(xué)數(shù)值研究：(a)三維流場(chǎng)壓強(qiáng)和流線分布[48]，(b)噴管影響[50]，(c)多波頭現(xiàn)象[53]和(d)無(wú)內(nèi)柱燃燒室頭部壓強(qiáng)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(jī)群進(jìn)行連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(wèn)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(dòng)機(jī)工作的必要條件，一定和變動(dòng)波頭數(shù)傳播都是爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)氣模型，分析不同進(jìn)氣模式下的流場(chǎng)演化過(guò)程及進(jìn)氣面積對(duì)爆轟波穩(wěn)定性的影響。

同時(shí)，他們[54]首次提出無(wú)內(nèi)柱的空筒連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室模型，通過(guò)數(shù)值模擬證實(shí)了它的可行性，可實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的軸對(duì)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(chǎng)及其熱力學(xué)過(guò)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(guò)數(shù)值模擬研究了粘性和熱傳導(dǎo)對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)的影響，表明粘性和熱傳導(dǎo)對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)的影響很小。他們還通過(guò)三維數(shù)值模擬研究噴注參數(shù)和波頭數(shù)對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)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(xué)反應(yīng)模型對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行二維和三維數(shù)值模擬研究。他們的研究主要圍繞推進(jìn)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(zhǎng)度、爆轟波波頭數(shù)對(duì)CRDE推進(jìn)性能的影響，結(jié)果顯示CRDE的推進(jìn)性能強(qiáng)烈依賴于噴注參數(shù)，而燃燒室軸向長(zhǎng)度和爆轟波波頭數(shù)對(duì)其沒有明顯影響。他們還研究了尾噴管形狀和尺寸對(duì)CRDE推進(jìn)性能的影響，給出性能最優(yōu)時(shí)的噴管設(shè)計(jì)參數(shù)[60]。

法國(guó)Davidenko和Eude等[62]對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)進(jìn)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(dòng)機(jī)和連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，指出后者相比于傳統(tǒng)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在推進(jìn)性能方面具有明顯優(yōu)勢(shì)。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(jì)算效率，并將3D數(shù)值結(jié)果與2D結(jié)果進(jìn)行比較分析，二者流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和爆轟波傳播規(guī)律雖大體相同，但3D流場(chǎng)中由于內(nèi)、外壁面對(duì)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(shí)的計(jì)算域、起爆能量及噴注參數(shù)的上、下閥值。他們指出計(jì)算域小于下閥值時(shí)，無(wú)法形成穩(wěn)定的旋轉(zhuǎn)爆轟，而計(jì)算域不存在上閥值。噴注總壓過(guò)大或過(guò)小，都無(wú)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(xì)化學(xué)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(chǎng)的結(jié)構(gòu)及性能參數(shù)。在三維計(jì)算中，研究尾部收縮噴管對(duì)流場(chǎng)的影響。在不加噴管的情況下，3D數(shù)值計(jì)算得到的比沖和推力與2D同等情況相差不大，收縮噴管會(huì)使推力和比沖有所提高。

(a) 二維流場(chǎng)分布

(b) 三維流場(chǎng)分布圖25 法國(guó)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(xì)化學(xué)反應(yīng)模型對(duì)小尺寸燃燒室內(nèi)精細(xì)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)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(yùn)動(dòng)的三波點(diǎn)，如圖26所示。它們互相碰撞，在爆轟波與斜激波接觸點(diǎn)處周期性地形成未反應(yīng)的氣體包并被引爆，進(jìn)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(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定傳播的機(jī)制。日本學(xué)者們雖然得到了非常精細(xì)的流場(chǎng)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(jí)，與實(shí)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(guó)海軍實(shí)驗(yàn)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(dòng)機(jī)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(chǎng)分布，研究總壓、背壓、燃燒室尺寸、不同燃料以及噴注腔對(duì)CRDE流場(chǎng)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(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟流場(chǎng)的影響，在這方面他們做了新的嘗試，建立多種進(jìn)氣模型[72-73]，如圖27所示。他們研究了燃燒室內(nèi)的高壓強(qiáng)波對(duì)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(shí)驗(yàn)中燃燒室頭部設(shè)計(jì)提供參考。

圖27 美國(guó)海軍實(shí)驗(yàn)室數(shù)值計(jì)算得到的不同噴注模型下的流場(chǎng)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(chǎng)外流場(chǎng)對(duì)燃燒室內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及性能的影響[74]，計(jì)算域及數(shù)值結(jié)果如圖28所示。計(jì)算結(jié)果顯示，計(jì)算域中加入出口場(chǎng)外區(qū)域與之前沒有加場(chǎng)外區(qū)域的流場(chǎng)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(guó)海軍實(shí)驗(yàn)室考慮場(chǎng)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(guó)德州大學(xué)阿靈頓分校Lu等[75]對(duì)CRDE研究中仍需深入的領(lǐng)域和CRDE應(yīng)用于航空航天推進(jìn)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(duì)推進(jìn)性能的影響，比較了吸氣式的CRDE和PDE在穩(wěn)定運(yùn)行時(shí)的性能，比較了吸氣式與火箭式CRDE的性能[76]。在他們的計(jì)算中，以氫氣為燃料的吸氣式CRDE的比沖能達(dá)到3800s，丙烷作為燃料時(shí)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(jì)算所用的物理模型與實(shí)驗(yàn)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(wú)法得到精細(xì)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，但可為實(shí)驗(yàn)研究提供定量的參考，值得進(jìn)一步推廣應(yīng)用。

(a) 數(shù)值計(jì)算物理模型和網(wǎng)格分布

(b) 流場(chǎng)分布

圖29 波蘭Folusiak等[78]和Swiderski等[79]使用的物理模型和計(jì)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(duì)非預(yù)混氫/空氣情況下的CRDE進(jìn)行了三維數(shù)值模擬，數(shù)值計(jì)算所用物理模型與實(shí)驗(yàn)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(guò)程，數(shù)值得到的流場(chǎng)參數(shù)與Bykovskii等[13]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本符合。但是相同條件下數(shù)值模擬只得到1個(gè)穩(wěn)定的爆轟波波頭，而實(shí)驗(yàn)中燃燒室內(nèi)會(huì)有2或3個(gè)穩(wěn)定的爆轟波，對(duì)于數(shù)值與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的不同之處還需要進(jìn)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(guò)數(shù)值模擬實(shí)現(xiàn)非預(yù)混推進(jìn)劑的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，為CRDE中燃料與氧化劑的混合過(guò)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(jì)算得到流場(chǎng)分布圖30 俄羅斯Frolov等[80]對(duì)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(guó)南京理工大學(xué)范寶春課題組[81-85]也開展了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值模擬研究。他們使用基元化學(xué)反應(yīng)模型，對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟波流場(chǎng)的精細(xì)結(jié)構(gòu)和自持傳播機(jī)理做了詳細(xì)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(shí)驗(yàn)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(shí)，外壁的收斂作用，增強(qiáng)了該側(cè)爆轟波的強(qiáng)度，導(dǎo)致該側(cè)流場(chǎng)的壓力和溫度增高，化學(xué)反應(yīng)強(qiáng)度增強(qiáng)，爆轟胞格尺寸??；同時(shí)，內(nèi)壁的發(fā)散作用，削弱了該側(cè)的爆轟波強(qiáng)度，導(dǎo)致該側(cè)流場(chǎng)的壓力和溫度降低，化學(xué)反應(yīng)強(qiáng)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(qiáng)度高于沿凸壁面?zhèn)缺Z波的強(qiáng)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(wèn)題

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究雖已取得諸多成果，近些年進(jìn)展顯著。但目前仍有許多技術(shù)問(wèn)題需要進(jìn)一步深入研究。

(1) 燃料和氧化劑進(jìn)氣和摻混機(jī)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(qiáng)高，使得快速預(yù)混好的推進(jìn)劑持續(xù)噴注到燃燒室成為維持CRDE長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行的基本條件。因此燃料和氧化劑的進(jìn)氣方式、摻混方式、摻混過(guò)程需要進(jìn)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(dāng)量比預(yù)混好的可燃混合物，對(duì)不同當(dāng)量比、非預(yù)混情況以及真實(shí)噴注模型下的數(shù)值模擬需要進(jìn)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(jìn)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(shí)際應(yīng)用中是不現(xiàn)實(shí)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(guò)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(jìn)性能。

(3) 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能的定量化、尾噴管的優(yōu)化設(shè)計(jì)、吸氣式連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用研究以及發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)體的熱防護(hù)等問(wèn)題都需要進(jìn)一步研究。

4 結(jié) 論

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(diǎn)。由于其自身特點(diǎn)和軍事需求，有望帶來(lái)航空航天推進(jìn)技術(shù)的革新，目前已成為國(guó)內(nèi)外學(xué)者和工業(yè)部門的研究熱點(diǎn)。

近年來(lái)，通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究已成功實(shí)現(xiàn)多種燃料、多種燃燒室結(jié)構(gòu)、多種噴注模型下的長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，初步測(cè)得推力和比沖等性能參數(shù)，通過(guò)速度補(bǔ)償技術(shù)、壓力傳感器、高速攝像儀等手段觀測(cè)到CRDE燃燒室內(nèi)的壓強(qiáng)信號(hào)和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。通過(guò)數(shù)值模擬研究，得到詳細(xì)的流場(chǎng)分布結(jié)構(gòu)，噴注參數(shù)、進(jìn)氣模型、燃燒室尺寸等參數(shù)對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和推進(jìn)性能的影響得到了深入的研究。結(jié)合理論分析，通過(guò)研究連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟的熱力學(xué)循環(huán)過(guò)程，定量給出循環(huán)凈功和熱效率，驗(yàn)證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)性能上的優(yōu)勢(shì)。目前，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的工程化應(yīng)用研究也已陸續(xù)開展，相信在不久的將來(lái)就會(huì)有相對(duì)可靠的原理樣機(jī)問(wèn)世。

通過(guò)近年來(lái)對(duì)CRDE的廣泛研究，對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)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(xué)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(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究[C]. 第十四屆全國(guó)激波與激波管學(xué)術(shù)會(huì)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(guó)強(qiáng). 法俄聯(lián)合研制的連續(xù)爆震波發(fā)動(dòng)機(jī)[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(xì)結(jié)構(gòu)及自持機(jī)理研究[J]. 推進(jìn)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(jī)理研究[D]. 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 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(dòng)機(jī)試驗(yàn)[J]. 推進(jìn)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(jìn)行連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的并行數(shù)值模擬[C]. 第14屆全國(guó)激波與激波管學(xué)術(shù)會(huì)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(wú)內(nèi)柱圓筒內(nèi)的數(shù)值模擬[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 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(duì)于爆轟波的影響[J]. 應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào), 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(jìn)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(dòng)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(jī)理的數(shù)值研究[J]. 彈道學(xué)報(bào), 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(guó)家自然科學(xué)基金重大計(jì)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(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 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(xué)、計(jì)算流體力學(xué)。通信地址：北京市北京大學(xué)工學(xué)院力學(xué)與工程科學(xué)系(100871)。E-mail：wangjp@pku.edu.cn

*通信作者 E-mail: wangjp@pku.edu.cn