，，,

(1.北京大學(xué)工學(xué)院燃燒推進中心應(yīng)用物理與技術(shù)研究中心,湍流與復(fù)雜系統(tǒng)國家重點實驗室，北京 100871；2. 德國斯圖加特大學(xué)燃燒技術(shù)研究所，斯圖加特 70174)

0 引言

傳統(tǒng)的化學(xué)噴氣推進系統(tǒng)，無論是火箭發(fā)動機、渦輪發(fā)動機，還是沖壓發(fā)動機都是采用緩燃(deflagration)實現(xiàn)化學(xué)能向熱能的轉(zhuǎn)換。緩燃是由擴散現(xiàn)象主導(dǎo)的化學(xué)反應(yīng)放熱過程，較小的組分?jǐn)U散速度和熱擴散速度決定了緩燃波傳播速度慢，一般是m/s的量級，并且這種等壓放熱過程熵是熵增過程，熱效率不高。經(jīng)過多年發(fā)展，大幅提高基于緩燃的噴氣推進系統(tǒng)的推進性能面臨瓶頸問題，而采用爆轟(detonation)這種新的能量釋放方式將有望解決這一問題。爆轟波是前導(dǎo)激波與波后化學(xué)反應(yīng)放熱耦合形成的一種超聲速燃燒波，前導(dǎo)激波壓縮可燃混合物，使其溫度和壓強升高誘發(fā)化學(xué)反應(yīng)放熱，同時放出的熱量支持爆轟波繼續(xù)向前傳播。爆轟波的傳播速度一般在km/s的量級，其接近等容放熱，因此熵增小，熱效率高，且具備自增壓優(yōu)勢。在波面坐標(biāo)系下，如圖1所示，下標(biāo) 1 表示波前未燃?xì)怏w的狀態(tài)，下標(biāo)2表示波后已燃?xì)怏w的狀態(tài)。表1給出緩燃波與爆轟波中氣體狀態(tài)變化定量對比。

圖1 波面坐標(biāo)系和爆轟波上下游狀態(tài)Fig.1 The upstream and downstream gas states of the detonation wave in coordinate system fixed to the wave

爆轟緩燃u1/c15～100.0001～0.03u2/u10.4～0.74～6p2/p113～55≈0.98T2/T18～214～16ρ2/ρ11.7～2.60.06～0.25

由于爆轟燃燒特有的優(yōu)勢，從20世紀(jì)40年代起，越來越多的學(xué)者開始關(guān)注利用爆轟實現(xiàn)航空航天推進。被廣泛研究的爆轟發(fā)動機主要有3種，分別為駐定爆轟發(fā)動機(Standing Detonation Engine，SDE)、脈沖爆轟發(fā)動機(Pulse Detonation Engine，PDE)和連續(xù)爆轟發(fā)動機(Continuous Detonation Engine，CDE)。相比較其他兩種爆轟發(fā)動機，連續(xù)爆轟發(fā)動機最具工程應(yīng)用價值，近年來成為各航空航天大國爭相研究的熱點。本文首先詳細(xì)介紹連續(xù)爆轟發(fā)動機的基本工作原理，然后對近年來世界各主要國家在連續(xù)爆轟波發(fā)動機的基礎(chǔ)研究和應(yīng)用研究方面取得的代表性成果進行綜述，最后提出連續(xù)爆轟發(fā)動機在進一步工程應(yīng)用中亟需解決的問題。

1 連續(xù)爆轟發(fā)動機的基本工作原理

連續(xù)爆轟發(fā)動機的燃燒室通常為同軸圓環(huán)腔或空心圓筒結(jié)構(gòu)，如圖2所示。燃料和氧化劑一般通過細(xì)縫或圓孔從進氣壁面噴入燃燒室進行混合。實驗中，一般先點燃預(yù)爆轟管中燃料和氧化劑的混合物，在預(yù)爆轟管中完成緩燃向爆轟的轉(zhuǎn)變(Deflagration to Detonation Transition，DDT)后沿切向進入燃燒室起爆主路充入的可燃?xì)?，通常在燃燒室中產(chǎn)生一個或多個沿周向傳播的爆轟波。在爆轟波斜后方伴隨有斜激波和接觸間斷。接觸間斷兩側(cè)為上一次循環(huán)的爆轟產(chǎn)物和本次循環(huán)的爆轟產(chǎn)物。在爆轟波傳播過程中，燃料和氧化劑形成的可燃混合物從頭部連續(xù)不斷地充入燃燒室，在爆轟波前形成三角形的未燃推進劑供爆轟波燃燒，高溫高壓的爆轟產(chǎn)物基本沿燃燒室軸向膨脹，最終經(jīng)噴管加速排出產(chǎn)生推力。

(a)同軸圓環(huán)腔結(jié)構(gòu)

(b)空心圓筒結(jié)構(gòu)圖2 連續(xù)爆轟發(fā)動機的基本原理Fig.2 The operating principle of the CDE

與駐定爆轟發(fā)動機和脈沖爆轟發(fā)動機相比，連續(xù)爆轟發(fā)動機的優(yōu)勢主要體現(xiàn)在以下幾個方面：1)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；2)由于前導(dǎo)激波的自壓縮作用，可燃混合物被爆轟波掃過后壓強急劇增加，可以在較低的增壓比下產(chǎn)生更大的有效功，因此可以減輕對渦輪泵增壓比的要求；3)爆轟波傳播方向與進氣、排氣方向獨立，爆轟波被封閉在燃燒室內(nèi)周向傳播，主要用來進行可燃混合物燃燒產(chǎn)生高效工質(zhì)，避免了爆轟波噴出管外而造成的巨大能量損失；4)連續(xù)爆轟發(fā)動機穩(wěn)定工作的來流速度范圍非常寬泛，在亞聲速至超聲速入流下都可以產(chǎn)生周向穩(wěn)定的爆轟波，入流燃料的平均流量大幅可調(diào)。

連續(xù)爆轟發(fā)動機以其工作特點和固有的性能優(yōu)勢可以預(yù)見的產(chǎn)品有連續(xù)爆轟火箭發(fā)動機、連續(xù)爆轟沖壓發(fā)動機和連續(xù)爆轟渦輪發(fā)動機。連續(xù)爆轟火箭發(fā)動機最簡單，其與傳統(tǒng)火箭發(fā)動機的結(jié)構(gòu)相似，可高效地移植現(xiàn)有火箭發(fā)動機的成熟技術(shù)，并且自增壓的特性可以提高現(xiàn)有火箭發(fā)動機的推力和比沖。與傳統(tǒng)的沖壓發(fā)動機相比，連續(xù)爆轟對來流的寬范圍適應(yīng)性使得連續(xù)爆轟沖壓發(fā)動機的工作范圍更寬。相對于沖壓發(fā)動機的體燃燒，連續(xù)爆轟是面燃燒，可在更短的燃燒室內(nèi)完成燃燒釋熱。此外，沿與流向垂直的圓周方向傳播，增加了燃燒的穩(wěn)定性，降低了對反應(yīng)活性的要求。連續(xù)爆轟也可應(yīng)用于渦輪發(fā)動機中，可以在較低的壓縮比下產(chǎn)生更大的有效功，因此可以減少壓氣機的級數(shù)，使得發(fā)動機結(jié)構(gòu)更簡單，尺寸更小，推重比更高。

2 連續(xù)爆轟發(fā)動機研究進展

在20世紀(jì)50年代末，蘇聯(lián)Lavrent’ev Institute of Hydrodynamics(LIH)的Voitsekhovskii[2]最早提出連續(xù)爆轟的概念，并且通過實驗在圓盤形燃燒室中首次實現(xiàn)了短暫的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟，實驗裝置如圖3(a)所示。實驗中乙炔和氧氣的預(yù)混氣體沿圓盤內(nèi)徑噴入，爆轟產(chǎn)物從圓盤外側(cè)排出，采用速度補償技術(shù)觀測到燃燒室內(nèi)有6個波頭，如圖3(b)所示。

(a)實驗裝置

(b)觀測結(jié)果圖3 Voitsekhovskii的實驗裝置和觀測結(jié)果Fig.3 Schematic diagram of the detonation chamber and compensation picture by Voitsekhovskii

此后，美國密歇根大學(xué)的Adamson和Nicholls通過理論分析和實驗驗證了連續(xù)爆轟應(yīng)用于火箭推進系統(tǒng)的可行性。近年來，俄羅斯、波蘭、法國、美國、日本以及中國等國家也相繼開展了連續(xù)爆轟發(fā)動機的基礎(chǔ)研究和應(yīng)用研究，取得了豐富的研究成果。

2.1 基礎(chǔ)研究

連續(xù)爆轟發(fā)動機是一種基于爆轟波將燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為熱能的噴氣推進裝置，因此在燃燒室內(nèi)產(chǎn)生穩(wěn)定傳播的爆轟波對連續(xù)爆轟發(fā)動機的穩(wěn)定工作至關(guān)重要。爆轟循環(huán)和傳統(tǒng)的Braton循環(huán)不同，要想定量理解連續(xù)爆轟發(fā)動機較傳統(tǒng)噴氣推進發(fā)動機的性能優(yōu)勢，需要對爆轟循環(huán)進行深入研究。另外，連續(xù)爆轟發(fā)動機內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，存在著爆轟波、斜激波以及接觸間斷，爆轟波面還存在三波結(jié)構(gòu)，需要對連續(xù)爆轟流場和爆轟波的傳播特性進行深入研究。

2.1.1 不同燃料

20世紀(jì)90年代后期，蘇聯(lián)LIH研究所的Bykovskii等[3]開始對連續(xù)爆轟發(fā)動機的可行性開展了系統(tǒng)、廣泛的研究，并取得了豐富的研究成果；他們采用不同的燃料(包括乙炔、氫氣、丙烷、甲烷、煤油、汽油、苯、酒精、丙酮和柴油等)和氧化劑(包括氣態(tài)氧、液態(tài)氧、空氣和氧氣/空氣混合物等)開展了一系列連續(xù)爆轟實驗。Bykovskii等[4]總結(jié)了俄羅斯LIH研究所在同軸圓環(huán)腔燃燒室中開展的以空氣作為氧化劑的一系列不同燃料的連續(xù)爆轟實驗，如表2所示。

2017年，Bykovskii等[6]以煤粉顆粒與合成氣的兩相混合物為燃料，空氣為氧化劑開展連續(xù)爆轟實驗，兩相混合物和空氣分別以圖4(a)所示的方式進入燃燒室，采用光學(xué)測量捕捉到的爆轟波如圖4(b)所示。

表2 俄羅斯LIH研究所不同燃料連續(xù)爆轟實驗[4-5]

(a)燃燒室結(jié)構(gòu)示意圖

(b)光學(xué)測量捕捉爆轟波

2.1.2 熱力學(xué)循環(huán)分析

為了定量研究連續(xù)爆轟發(fā)動機在熱力學(xué)循環(huán)方面的優(yōu)勢，Zhou等[7]提出使用粒子跟蹤法描述連續(xù)爆轟發(fā)動機流場及其熱力學(xué)過程。他們跟蹤大量新噴入燃燒室內(nèi)的流體粒子，發(fā)現(xiàn)它們的軌跡沿圓周方向的波動很小，幾乎直接沿軸向迅速噴出，如圖5所示；同時，他們得到的熱力學(xué)循環(huán)示功圖(p-v曲線)和示熱圖(T-s曲線)，二維計算結(jié)果如圖6所示，由此得到的爆轟循環(huán)熱效率為34.5%，并且指出斜激波的存在對于連續(xù)爆轟發(fā)動機推進性能的損失影響很小。

(a) 3個典型粒子的初始位置

(b) 3個典型粒子的周向位置

(a)p-v

(b)T-s圖圖6 熱力學(xué)循環(huán)分析Fig.6 Thermodynamic cycle analysis

2.1.3 連續(xù)爆轟流場

爆轟波傳播速度非?？欤⑶疫B續(xù)爆轟發(fā)動機內(nèi)流場結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，借助實驗設(shè)備研究連續(xù)爆轟發(fā)動機內(nèi)的流場非常困難，因此，需要借助數(shù)值模擬。2007年，Zhdan等[8]最早對連續(xù)爆轟波開展了二維數(shù)值模擬研究，并獲得與實驗定性符合的連續(xù)爆轟流場。囿于當(dāng)時計算條件的限制，流場結(jié)構(gòu)相對粗糙。之后，隨著高性能計算機、高精度計算格式、化學(xué)反應(yīng)模型的發(fā)展，數(shù)值模擬方法越來越被研究人員廣泛應(yīng)用于連續(xù)爆轟發(fā)動機流場結(jié)構(gòu)和機理現(xiàn)象的研究中，成為與實驗并行發(fā)展的重要研究手段。2008年，法國Davidenko等[9]采用氫/氧詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)模型和5階WENO高精度格式對連續(xù)爆轟發(fā)動機進行二維數(shù)值模擬研究。2009年，Hishida等[10]采用兩步化學(xué)反應(yīng)模型開展了類似的二維數(shù)值模擬，獲得了連續(xù)爆轟波的胞格結(jié)構(gòu)。邵業(yè)濤等分別在2008年[11]和2009年[12]開展了連續(xù)爆轟發(fā)動機的二維數(shù)值模擬研究，并從2010年[13-14]開始系統(tǒng)地開展了連續(xù)爆轟發(fā)動機三維數(shù)值模擬研究。早期數(shù)值模擬結(jié)果獲得的流場如圖7所示。

(a) Zhdan等[8]的結(jié)果

(b) Davidenko等[9]的結(jié)果

(c) Hishida等[10]的結(jié)果

(d) 邵業(yè)濤等[12]的結(jié)果圖7 二維連續(xù)爆轟流場數(shù)值模擬結(jié)果Fig.7 Two-dimensional numerical results of CDE

日本青山學(xué)院Hayashi課題組和九州工業(yè)大學(xué)的Tsuboi課題組對連續(xù)爆轟流場的精細(xì)結(jié)構(gòu)開展了較深入的研究。Uemura等[15]對小尺寸燃燒室內(nèi)精細(xì)的流場結(jié)構(gòu)進行數(shù)值模擬研究，詳細(xì)分析了旋轉(zhuǎn)爆轟波中橫波的生成機制。旋轉(zhuǎn)爆轟波波面同樣由若干三波結(jié)構(gòu)(入射激波、橫波和馬赫桿)組成，如圖8(a)所示。研究發(fā)現(xiàn)，爆轟波傳播過程中，在爆轟波與斜激波接觸點處能周期性形成未反應(yīng)的氣體微團；此氣體微團被壓縮后發(fā)生爆炸，進而周期性地產(chǎn)生橫波；橫波向著進氣壁方向運動，碰壁后反彈向著爆轟波與斜激波接觸點方向運動，期間與其他橫波相互碰撞，這是旋轉(zhuǎn)爆轟波能夠長時間穩(wěn)定傳播的機制。類似地，Tsuboi等[16]研究了三維流場中旋轉(zhuǎn)爆轟波的胞格結(jié)構(gòu)，如圖8(b) 所示。

(a)二維結(jié)果[15]

(b) 三維結(jié)果[16]圖8 連續(xù)爆轟波胞格結(jié)構(gòu)Fig.8 Cell structure of the detonation wave

上述關(guān)于連續(xù)爆轟發(fā)動機的數(shù)值模擬研究都是基于燃料和氧化劑的預(yù)混氣體，為了更真實地模擬實驗中燃料和氧化劑分開入流的過程，美國聯(lián)合技術(shù)研究中心的Cocks等[17]以美國空軍研究實驗室(U.S. Air Force Research Laboratory)真實的連續(xù)爆轟燃燒室為模型，開展了與真實實驗條件一致的高保真度的數(shù)值模擬研究，再現(xiàn)了空氣和氫氣的混合過程，成功實現(xiàn)了非預(yù)混條件下的連續(xù)爆轟。數(shù)值模擬得到的燃燒室平均軸向壓力分布在變化趨勢和定量上都與實驗數(shù)據(jù)一致，但是數(shù)值模擬過高地估算了爆轟波的頻率和緩沖腔的壓力,如圖9所示。

圖9 非預(yù)混三維連續(xù)爆轟發(fā)動機的數(shù)值模擬Fig.9 Three-dimensional numerical results of CDE with non-premixed H2 and air

2.2 應(yīng)用研究

連續(xù)爆轟發(fā)動機最早的應(yīng)用方向是火箭發(fā)動機，火箭模態(tài)也最容易實現(xiàn)，因此，對火箭模態(tài)下連續(xù)爆轟發(fā)動機的研究成果最豐富。近年來，各國研究者開始關(guān)注沖壓模態(tài)和渦輪模態(tài)，試圖探索連續(xù)爆轟沖壓發(fā)動機和連續(xù)爆轟渦輪發(fā)動機的可行性以及性能優(yōu)勢，目前這部分研究成果還比較少。

2.2.1 火箭模態(tài)

俄羅斯科學(xué)院謝苗諾夫化學(xué)物理研究所Frolov等[18]建造了4種小尺寸火箭發(fā)動機原理樣機等，如圖10所示。采用氫氣和氧氣，流量小于100g/s，同軸圓環(huán)腔燃燒室內(nèi)外半徑分別為45mm～50mm，最高獲得約110N的推力。2017年，F(xiàn)rolov等[19]采用天然氣(甲烷體積分?jǐn)?shù)92.8%)和氧氣開展了連續(xù)爆轟火箭發(fā)動機的實驗研究，如圖11所示。在燃燒室平均室壓32atm時，得到海平面比沖270s，并且將實驗結(jié)果與基于緩燃的RD 170火箭發(fā)動機進行比較。RD 170采用煤油和液氧，在室壓61atm時海平面比沖為263s。通過比較指出連續(xù)爆轟火箭發(fā)動機在較低室壓下能獲得與傳統(tǒng)火箭發(fā)動機相近的比沖，這表明爆轟發(fā)動機具有巨大優(yōu)勢。

圖10 4種小尺寸連續(xù)爆轟火箭發(fā)動機原理樣機[18]Fig.10 Four rotating detonation rocket prototypes[18]

1-燃燒室;2-噴注器;3-氧氣腔;4-噴管;5-中心錐;6-天然氣噴注孔;7-圓盤;8-氧氣噴注縫;9-氧氣供應(yīng)管路;10-天然氣供應(yīng)管路;11-冷卻水入口;12-冷卻水出口圖11 天然氣/氧氣連續(xù)爆轟火箭發(fā)動機[19]Fig.11 Continuous detonation rocket engine with natural gas and oxygen[19]

美國空軍研究實驗室與創(chuàng)新科學(xué)方案公司合作開展的火箭式連續(xù)爆轟發(fā)動機的研究取得了顯著進展[20]。圖12和圖13是他們使用的兩種燃燒室結(jié)構(gòu)，分別是帶氣動塞式噴管的燃燒室和采用透明可視化材料制成的燃燒室。

圖12 帶氣動塞式噴管的連續(xù)爆轟燃燒室[20]Fig.12 Chamber of CDE with an aerospike plug nozzle[20]

圖13 透明可視化連續(xù)爆轟燃燒室[20]Fig.13 Representative optically accessible chamber of CDE[20]

此外，F(xiàn)otia等[21]采用氫氣和空氣對火箭式連續(xù)爆轟發(fā)動機的推進性能開展了實驗研究，研究表明發(fā)動機的燃料比沖可達(dá)5000s以上，如圖14所示。Fotia等[22]還研究了不同噴管類型對推進性能的影響，如圖15所示。實驗結(jié)果表明，隨著流量的增加和背壓的提高，氣動塞式尾噴管(aerospike)體現(xiàn)出更好的推進性能增益，并且壅塞型(choked)的氣動塞式尾噴管要優(yōu)于開放型(open)的氣動塞式尾噴管。

圖14 氫氣/空氣連續(xù)爆轟發(fā)動機燃料比沖實驗數(shù)據(jù)[21]Fig.14 Specific impulse based on fuel of the RDE with H2/air[21]

圖15 不同尾噴管的氫/空氣連續(xù)爆轟發(fā)動機推進性能實驗和數(shù)據(jù)[22]Fig.15 Schematic of CDE with different nozzles and the specific impulse by experiments[22]

日本名古屋大學(xué)Kasahara等[23]開展了連續(xù)爆轟發(fā)動機的火箭橇實驗(sled test)，如圖16所示?；壙傞L100m，火箭橇長1m，寬0.3m，質(zhì)量為58.3kg，在實驗中滑行距離為70m。在2s的實驗時間里獲得的平均推力為201N，流量約為143g/s，比沖約為144s。Goto等[24]與慶應(yīng)大學(xué)(Keio University)、日本宇宙航空研究開發(fā)機構(gòu)(Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA)合作，本計劃在2018年發(fā)射以連續(xù)爆轟發(fā)動機為動力的探空火箭，但該計劃推遲到了2020年。目前他們正在開展地面推力測試實驗，如圖17所示。表3總結(jié)了他們的實驗結(jié)果，在實驗中以乙烯/氧氣作為推進劑。

圖16 連續(xù)爆轟發(fā)動機火箭橇實驗裝置[23]Fig.16 Rotating detonation rocket sled test[23]

圖17 連續(xù)爆轟發(fā)動機實驗臺與推力測量裝置[24]Fig.17 Experimental setup and thrust measuring device[24]

實驗流量/(g/s)當(dāng)量比有無噴管實驗時間/s推力/N比沖/s油箱1144±171.5±0.4有0.93291206±26外部2121±161.1±0.3有3.0216182±24外部3160±181.6±0.4無3.013586±11外部4145±191.5±0.4無0.63162114±15自帶5153±181.4±0.3無1.614395±13自帶6133±181.6±0.3無4.49271±9自帶

2.2.2 沖壓模態(tài)和渦輪模態(tài)

國防科技大學(xué)Wang等[25]通過直聯(lián)試驗臺驗證了吸氣式連續(xù)爆轟發(fā)動機的可行性，如圖18所示。實驗中燃料是室溫下的氫氣，空氣被加熱到860K用于模擬來流4馬赫的飛行條件。實驗獲得了穩(wěn)定的連續(xù)爆轟波，其傳播速度達(dá)到1280m/s。近年來，他們開展了連續(xù)爆轟沖壓發(fā)動機自由射流點火實驗[26]，如圖19所示，模擬了飛行馬赫數(shù)為4.5，飛行高度為18.5km的工況。實驗中采用氫氣和乙烯都獲得了穩(wěn)定的連續(xù)爆轟波。

圖18 直聯(lián)試驗臺Fig.18 Schematic diagram of direct-connect facility

圖19 自由射流風(fēng)洞中的模型發(fā)動機Fig.19 Photos of the model engine installed in wind tunnel

美國創(chuàng)新科學(xué)方案公司將連續(xù)爆轟發(fā)動機與艾利森型(Allison)T-63燃?xì)鉁u輪相結(jié)合[20]，設(shè)計了以連續(xù)爆轟為動力的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機，如圖20所示。實驗中獲得了持續(xù)6min的穩(wěn)定爆轟波。實驗結(jié)果表明高壓渦輪前存在15%～20%的壓力波動，而低壓渦輪前壓力振蕩消失，如圖21(a)所示。然后他們對連續(xù)爆轟和傳統(tǒng)緩燃方式下渦輪效率與輸入能量的關(guān)系進行了對比研究，如圖21(b)所示。在等熵和完全燃燒假設(shè)下，通過連續(xù)爆轟可獲得更高的渦輪效率。需要指出的是實驗中他們采用開環(huán)方案，連續(xù)爆轟發(fā)動機運行所需的空氣通過額外的高壓氣罐供應(yīng)，不采用壓氣機供應(yīng)，沒有考慮爆轟波與上游壓氣機的相互作用。盡管如此，這次實驗對于連續(xù)爆轟發(fā)動機在渦輪模態(tài)下的應(yīng)用仍然具有重要意義。

(a)結(jié)構(gòu)示意圖

(b) 實驗裝置圖20 連續(xù)爆轟發(fā)動機與T-63燃?xì)鉁u輪組合[20]Fig.20 Combination of CDE and T-63[20]

(a) 壓強信號

(b)渦輪效率與輸入能量關(guān)系曲線圖21 連續(xù)爆轟渦輪發(fā)動機的實驗結(jié)果Fig.21 Experimental results of a continuous detonation turbine engine

3 連續(xù)爆轟發(fā)動機亟需解決的問題

從連續(xù)爆轟發(fā)動機概念提出到現(xiàn)在已有60年，尤其是經(jīng)過近20年的快速發(fā)展，無論在基礎(chǔ)研究還是應(yīng)用研究方面都取得了豐碩的成果，但目前仍有許多技術(shù)問題亟待解決。

1) 燃料和氧化劑的快速摻混機理，尤其是液態(tài)燃料的快速霧化、蒸發(fā)、摻混機理。爆轟波傳播速度為km/s量級，需要燃料和氧化劑在極短時間內(nèi)完成混合；并且燃料和氧化劑的混合程度直接影響爆轟波的強度，混合較差將導(dǎo)致爆轟波不能自持傳播。這對噴注方式和噴注器的設(shè)計提出了較高的要求，液態(tài)燃料的快速霧化蒸發(fā)摻混機理需要更深入的研究。

2) 爆轟波的起爆和控制技術(shù)。在目前的實驗研究中，一般采用高能火花塞或預(yù)爆轟管起爆，點火之后的情況一般不可預(yù)知，可能不會形成穩(wěn)定爆轟波，可能形成一個或多個爆轟波，這對于連續(xù)爆轟發(fā)動機的可靠運行是一個巨大挑戰(zhàn)；同時爆轟波在傳播過程中不可控，爆轟波會熄滅然后再形成，或者一個爆轟波變?yōu)閮蓚€爆轟波。這些都不利于連續(xù)爆轟發(fā)動機的穩(wěn)定工作，因此需要對爆轟波的起爆技術(shù)和控制技術(shù)進行深入研究。

4 結(jié)論

連續(xù)爆轟發(fā)動機具有一次起爆、釋熱速度快、熱效率高、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點。由于其自身特點和軍事需求，有望帶來航空航天推進技術(shù)的革新，目前已成為國內(nèi)外學(xué)者和工業(yè)部門的研究熱點。近年來，已成功獲得多種燃料、多種燃燒室結(jié)構(gòu)、多種噴管下的長時間穩(wěn)定傳播的爆轟波，較深入地認(rèn)識了連續(xù)爆轟流場結(jié)構(gòu)，初步測得推力和比沖，驗證了連續(xù)爆轟發(fā)動機的性能優(yōu)勢并在火箭模態(tài)、沖壓模態(tài)以及渦輪模態(tài)下都實現(xiàn)了穩(wěn)定連續(xù)爆轟，這極大拓寬了連續(xù)爆轟發(fā)動機的適用范圍。

目前，連續(xù)爆轟發(fā)動機的工程化應(yīng)用研究也已陸續(xù)開展。在不久的將來會有相對可靠的原理樣機問世。雖然還有許多技術(shù)難題需要攻克，相信在廣大專家學(xué)者的共同努力下，可早日使連續(xù)爆轟發(fā)動機成為飛行器的優(yōu)選動力。