高速飛行器的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震推進技術(shù)

師迎晨，張任帥，計自飛，王 兵，*

(1. 清華大學 航天航空學院，北京 100084；2. 中國航空發(fā)動機集團 沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015)

0 引 言

吸氣式高速飛行器一般指能夠以超聲速在大氣層內(nèi)或跨大氣層內(nèi)持續(xù)穩(wěn)定飛行的飛行器，其大致分為高速巡航導彈、超聲速或高超聲速飛機、可重復使用空天飛機等[1]。與常規(guī)飛行器相比，高速飛行器具有更快的速度及更寬廣的飛行包線，可執(zhí)行低速飛行器難以或不能完成的飛行任務(wù)。因此，無論從軍事角度還是從民用角度，研究發(fā)展高速飛行器都具有重要意義。高速飛行器業(yè)已成為世界各航空航天強國大力發(fā)展的一項關(guān)鍵技術(shù)。

伴隨著高速飛行器的發(fā)展，高速飛行器的推進裝置也經(jīng)歷了一代又一代的變革，從基于單一動力的推進裝置逐漸向基于組合動力的推進裝置發(fā)展。但是當前推進裝置的發(fā)展始終面臨“推力”與“熱效率”難以兼優(yōu)的技術(shù)瓶頸。突破該瓶頸問題的思路之一是改變推進系統(tǒng)的燃燒方式，從本質(zhì)上實現(xiàn)推進裝置的推力與熱效率相較當前水平的大幅提升。爆震燃燒便是代替?zhèn)鹘y(tǒng)發(fā)動機燃燒室內(nèi)等壓燃燒的一種燃燒方式。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒作為一種綜合性能較優(yōu)的爆震燃燒方式，基于此的推進裝置有望助力高速飛行器取得更長遠的發(fā)展。

本文綜述了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的流動燃燒特性與數(shù)學模型，以及基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進裝置的研究進展。旨在對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機提出燃燒室對發(fā)動機進排氣系統(tǒng)的要求與需求；獲得耦合連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的進氣道的內(nèi)流場特性。

1 當前高速飛行器的推進裝置

1.1 基于單一動力的推進裝置

傳統(tǒng)高速飛行器主要采用火箭發(fā)動機或吸氣式發(fā)動機。當使用火箭發(fā)動機時，高速飛行器具備入軌條件，可以實現(xiàn)跨大氣層飛行，缺點是難以進行長時間遠距離巡航飛行；當使用吸氣式發(fā)動機時，高速飛行器不具備入軌條件，無法實現(xiàn)跨大氣層飛行，但是得益于吸氣式發(fā)動機高比沖的特點，此時高速飛行器可以實現(xiàn)長時間遠距離巡航飛行。應(yīng)用于高速飛行器的吸氣式發(fā)動機一般指沖壓發(fā)動機，根據(jù)燃燒室入口截面的氣流速度是否高于聲速，可分為亞燃沖壓發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機。沖壓發(fā)動機一般工作馬赫數(shù)大于3，其無法作為單一推進系統(tǒng)進行使用，通常需要在飛行器整體達到一定的飛行速度之后才能起動。吸氣渦輪發(fā)動機，如渦輪風扇發(fā)動機和渦輪噴氣發(fā)動機等，一般難以在馬赫數(shù)大于2.5的工況下使用。這就導致基于單一循環(huán)的吸氣式推進系統(tǒng)難以在馬赫數(shù)2.5～3范圍內(nèi)的工況工作，出現(xiàn)的“推力陷阱”大大制約了高速飛行器的發(fā)展。

1.2 基于組合動力的推進裝置

考慮到上述問題，為了滿足吸氣式高速飛行器在不同飛行條件（如寬速域、跨空域）的動力需求，需要發(fā)展新的推進系統(tǒng)。組合循環(huán)推進系統(tǒng)是當前的研究熱點，如火箭基組合循環(huán)發(fā)動機（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）與渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）。RBCC具有四種不同的工作模態(tài)：引射火箭模態(tài)、亞燃沖壓發(fā)動機模態(tài)、超燃沖壓發(fā)動機模態(tài)以及火箭模態(tài)，四種模式分別對應(yīng)于馬赫數(shù)0～3、3～6、6～12、大于12四種工況①區(qū)分不同模態(tài)的馬赫數(shù)并非存在絕對的界限，可能處在某一范圍內(nèi)。。TBCC將燃氣渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機組合使用，相比于RBCC具有更高的比沖。當飛行器飛行速度較低時，TBCC以燃氣渦輪發(fā)動機模式工作，利用該發(fā)動機在低馬赫數(shù)下具有較佳性能的特點提升飛行器速度；當飛行器飛行速度較高達到?jīng)_壓發(fā)動機起動要求時，TBCC以沖壓發(fā)動機模式工作，利用沖壓發(fā)動機在高馬赫數(shù)下具有的較佳性能來實現(xiàn)高速飛行。目前，TBCC難以實現(xiàn)渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)的無縫切換，不能有效避免“推力陷阱”問題。為此，需要多種方案并舉，要么引入第三推進輔助裝置，如引射火箭，幫助實現(xiàn)模態(tài)的順利切換；要么改進沖壓發(fā)動機設(shè)計來降低起動速度；還可以發(fā)展預冷技術(shù)來提升渦輪發(fā)動機的工作上限，如以英國SABRE發(fā)動機為代表的吸氣預冷式發(fā)動機。TBCC、RBCC及其他若干類發(fā)動機的比沖性能與工作馬赫數(shù)之間的關(guān)系如圖1所示[2]，可以看出，理論上TBCC與RBCC都可以使飛行器從靜止開始實現(xiàn)高速飛行。

圖1 不同種類發(fā)動機性能比較示意圖[2]Fig. 1 Performance comparison among different types of engines[2]

1.3 小 結(jié)

上述這些傳統(tǒng)的燃氣渦輪發(fā)動機或沖壓發(fā)動機，遵循的是布雷頓熱力學循環(huán)。提高推進系統(tǒng)熱效率的主要方式是提升推進系統(tǒng)需要的增壓比。氣流的增壓過程主要由壓氣機或進氣道激波系來實現(xiàn)，過度提升增壓比會導致氣流在進入燃燒室前有較大的溫度提升和總壓損失，不利于氣流的燃燒加熱以及整機組合效率。氣流的燃燒加熱過程發(fā)生在推進系統(tǒng)的燃燒室內(nèi)，對于燃氣渦輪發(fā)動機而言，過高的燃燒室溫度會對渦輪造成損傷。綜上所述，這些采用布雷頓熱力學循環(huán)的吸氣式推進系統(tǒng)，包括上述的組合式推進系統(tǒng)，在提高熱效率方面存在著難以逾越的技術(shù)瓶頸，難以滿足當前以及未來高速飛行器對推進裝置的高性能需求。

2 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震現(xiàn)象及基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進裝置

2.1 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒的優(yōu)勢

隨著人們對爆震現(xiàn)象的深入研究，基于爆震的推進系統(tǒng)的概念方案和原理樣機層出不窮。爆震燃燒具有單位時間放熱強度大、燃燒自增壓、燃氣壓力與燃氣溫度高等特點，理論上可以替代傳統(tǒng)的等壓燃燒?；诒鹑紵龢?gòu)建的熱力學循環(huán)相比傳統(tǒng)布雷頓熱力學循環(huán)，理論上可提升約50%的效率。

根據(jù)爆震波的產(chǎn)生方式，爆震發(fā)動機可以分為駐定爆震發(fā)動機（Standing Detonation Engine，SDE）、脈沖爆震發(fā)動機（Pulse Detonation Engine，PDE）與連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機（Rotating Detonation Engine，RDE）。駐定爆震與脈沖爆震都已經(jīng)開展了大量研究。然而駐定爆震要求飛行器飛行速度不低于C-J爆震速度，且需防止可燃混氣在形成駐定爆震之前提前燃燒，所以駐定爆震工程化尚面臨不少技術(shù)挑戰(zhàn)。此外，多次反復起爆的機理認知尚不充分，導致脈沖爆震發(fā)動機可靠觸發(fā)等問題仍未良好解決，相關(guān)研究有待進一步開展。近年來，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震成為學術(shù)界和工程界聚焦的熱點研究方向，基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進裝置也逐漸成為航空航天領(lǐng)域新型推進裝置的發(fā)展趨勢。

將傳統(tǒng)的等壓燃燒室替換為連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室，可以構(gòu)建若干新型推進方式，如連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機、連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機等。得益于爆震燃燒的自增壓特性，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機可以在較低馬赫數(shù)，如接近馬赫數(shù)2.3的條件下工作。因此，基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進系統(tǒng)在提升熱效率的同時，填補了傳統(tǒng)推進系統(tǒng)造成的“推力陷阱”，如圖2所示。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、適用飛行范圍寬、熱力循環(huán)效率高等特點，有望作為新一代高速飛行器的推進裝置，已經(jīng)成為近年來最受關(guān)注的爆震發(fā)動機之一。

圖2 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機適用飛行馬赫數(shù)示意圖Fig. 2 Applicable flight Mach numbers of continuously rotating detonation engines

2.2 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波的基本概念及相關(guān)研究

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波是爆震波在特定條件下的一種傳播模態(tài)。除了具有普通爆震波的共同特點外，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波還具有特異的流場特性。

蘇聯(lián)Voitsekhovskii[3]在研究液體火箭發(fā)動機燃燒過程中偶然發(fā)現(xiàn)了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒模態(tài)。隨后，通過建立圓盤形試驗裝置并點燃乙炔-氧氣預混氣，成功得到了旋轉(zhuǎn)爆震波，并攝影記錄下較為清晰的爆震波的結(jié)構(gòu)（圖3），這是世界上首次拍攝到的清晰連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波結(jié)構(gòu)。隨后Bykovskii等[4]在環(huán)形燃燒室內(nèi)開展了多種工質(zhì)的旋轉(zhuǎn)爆震試驗，成功實現(xiàn)了旋轉(zhuǎn)爆震并拍攝到了旋轉(zhuǎn)爆震波的結(jié)構(gòu)（圖4）。從圖中可以比較清晰地看出爆震前未燃區(qū)域、氣體預燃區(qū)域、爆震產(chǎn)物區(qū)域三個典型區(qū)域。

圖3 Voitsekhovskii等拍攝的旋轉(zhuǎn)爆震波[3]Fig. 3 Rotating detonation waves shooted by Voitsekhovskii [3]

圖4 Bykovskii等拍攝的旋轉(zhuǎn)爆震波[4]Fig. 4 Rotating detonation waves in an annular combustion chamber [4]

由于旋轉(zhuǎn)爆震波的傳播速度非?？欤瑢е峦ㄟ^試驗觀察旋轉(zhuǎn)爆震波詳細結(jié)構(gòu)的難度非常大。近年來，隨著數(shù)值仿真技術(shù)的日益成熟，通過數(shù)值手段對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室流場進行模擬仿真進而得到旋轉(zhuǎn)爆震波的詳細特征逐漸成為研究熱點。日本名古屋大學Hishida等[5]采用數(shù)值計算的方法獲得了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波的精細結(jié)構(gòu)。國防科技大學的劉世杰等[6]基于化學非平衡流解耦的方法對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波內(nèi)流場與爆震波掃掠惰性氣體界面的傳播過程進行數(shù)值計算，獲得了較為詳細的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波結(jié)構(gòu)并進行分析。北京大學王健平等[7-8]基于單步化學反應(yīng)、兩步化學反應(yīng)與基元化學反應(yīng)對氫燃料連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震流場開展了二維、三維情況下的數(shù)值模擬，并對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波的產(chǎn)生與熄滅、多波頭現(xiàn)象的形成與演化等關(guān)鍵問題進行了研究。

上述試驗與數(shù)值模擬的結(jié)果均表明，旋轉(zhuǎn)爆震波的主要結(jié)構(gòu)有—前導爆震波、斜激波以及產(chǎn)物區(qū)的膨脹波，如圖5所示。

圖5 旋轉(zhuǎn)爆震波結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 5 Structure of rotating detonation waves

2.3 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室及其?；嚓P(guān)研究

研究人員在開展連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波結(jié)構(gòu)與傳播特性研究的同時，對于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室也進行了許多探索。Bykovskii等[9-11]針對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機（Continuous Rotating Detonation Engine，CRDE）燃燒室開展了大量研究，包括探索起爆方式、燃料與氧化劑的種類、摻混比、發(fā)動機燃燒室尺寸與構(gòu)型、噴注方式等因素對于旋轉(zhuǎn)爆震波傳播速度、傳播穩(wěn)定性等方面的影響，并總結(jié)了CRDE中的流場特征—較高的波前預混氣溫度、極高的爆震波后壓力等。還發(fā)現(xiàn)預混氣的預混程度越強，則越有利于爆震波的穩(wěn)定傳播。滕宏輝等[12-13]針對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機中多種變量，如燃燒室入口溫度、燃燒室徑向尺寸、混合氣預混程度等，對于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性的影響，利用數(shù)值手段進行分析研究。

目前，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機燃燒室研究大致采用近似構(gòu)型開展，即預混氣從燃燒室進口處的環(huán)形通道沿軸向噴入燃燒室，預混氣經(jīng)起爆后形成周向傳播的爆震波。波前是待反應(yīng)的新鮮預混氣，波后是反應(yīng)生成的高溫燃燒產(chǎn)物。爆震波作用在上一輪燃燒產(chǎn)物上，形成一道斜激波。隨著高溫燃燒產(chǎn)物的膨脹，波后區(qū)域壓力逐漸下降，此時在壓差作用下會有新鮮預混氣被注入燃燒室，等待下一輪反應(yīng)。

根據(jù)流場特征，可以將燃燒室內(nèi)的氣動、熱力學過程大致分為預混氣的噴注過程、預混氣經(jīng)過旋轉(zhuǎn)爆震波的燃燒過程、波后產(chǎn)物的膨脹過程三個部分。對不同的部分分別建模并進行相關(guān)參數(shù)的整合，便可得到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機燃燒室氣動熱力模型。

Wintenberger等[14]分析了爆震的熱力學循環(huán)特性，提出了以純熱力學方式描述包含爆震波傳播的循環(huán)爆震的方法，并基于此計算了一些燃料-氧氣與燃料-空氣混合物的循環(huán)爆震熱效率。Sousa等[15]建立了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動熱力學模型，以此為基礎(chǔ)建立了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機的整機一體化分析模型，驗證了包括旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動熱力學模型在內(nèi)的各子模型的正確性。Sousa等創(chuàng)建的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動熱力學參數(shù)計算方法可以概括如下：（1）根據(jù)已知的噴注口參數(shù)（壓強、溫度等）和假定的噴注速度，計算旋轉(zhuǎn)爆震波前參數(shù)；（2）基于爆震波ZND模型結(jié)合計算得到的旋轉(zhuǎn)爆震波前參數(shù)，得到波后相關(guān)參數(shù)以及燃燒室初步出口參數(shù)（壓強、溫度、噴注起始點等）；（3）結(jié)合二維特征線算法，考慮旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室理想流場結(jié)構(gòu)，依次迭代求解達到收斂，最終得到真實的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室出口參數(shù)。算法流程圖如圖6所示。將此算法得到的流場結(jié)構(gòu)圖、出口參數(shù)與利用CFD工具得到的進行對比（圖7），可知該旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動熱力學模型可以較好地描述真實物理情況。

圖6 Sousa等提出的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動熱力學參數(shù)計算流程[15]Fig. 6 Calculation process of aerodynamic and thermodynamic parameters for the combustion chamber of a continuously rotating detonation engine [15]

圖7 Sousa等提出的模型計算結(jié)果與CFD計算結(jié)果對比圖[15]Fig. 7 Comparison between CFD and aerothermodynamic model[15]

本質(zhì)定常燃燒的發(fā)動機燃燒室容易受到各種因素的影響，例如來流條件、燃料噴注條件的變化等，易出現(xiàn)非定常燃燒的現(xiàn)象，從而導致流場結(jié)構(gòu)發(fā)生變化。而內(nèi)部流動與燃燒皆為本質(zhì)非定常的燃燒室，如連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機燃燒室，其內(nèi)部存在高頻旋轉(zhuǎn)的爆震波，流場結(jié)構(gòu)變化更加劇烈?？紤]到推進系統(tǒng)具有各部件之間緊密協(xié)同工作的特性，燃燒室流動燃燒的劇烈變化勢必會影響氣流上下游部件（進氣道和尾噴管等）的工作特性，從而導致強烈的內(nèi)外流耦合。發(fā)展基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進系統(tǒng)，其中重要的任務(wù)便是研究本質(zhì)非定常燃燒室對發(fā)動機進排氣系統(tǒng)的要求，這將在第3節(jié)中重點闡述。

2.4 基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震構(gòu)建的推進系統(tǒng)研究進展

隨著連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室研究的深入，越來越多的研究聚焦于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震構(gòu)建的推進系統(tǒng)。Frolov等[16]利用連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機試驗臺（圖8），采用氫氣與空氣作為燃料與氧化劑進行試車，測得發(fā)動機最大推力達到6 kN，最大比沖在3 000 s左右。此外，他們還對該發(fā)動機進行了數(shù)值模擬[17]，計算得到流場結(jié)構(gòu)（圖9）與相關(guān)熱力學性能指標參數(shù)均與試驗結(jié)果比較吻合。

圖8 Frolov等搭建的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機試驗臺示意圖[16]Fig. 8 Experimental facilities of a continuously rotation detonation engine[16]

圖9 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室流場結(jié)構(gòu)示意圖[17]Fig. 9 Flow fields in the combustion chamber of a continuously rotating detonation engine[17]

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機方面也開展了很多研究。Wolański等[18]將某渦輪軸發(fā)動機的燃燒室替換成連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室，將原有發(fā)動機改裝成連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機并進行試驗，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機可以在稀薄混合氣條件下運行，通過對油耗與功率的綜合評估，判斷改裝后的發(fā)動機比改裝前有5%～7%的性能增益。

Tellefsen等[19]為了研究連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波對渦輪的影響，在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機出口處安裝渦輪。試驗發(fā)現(xiàn)，高溫的爆震產(chǎn)物會對渦輪葉片造成損傷，同時也會導致一定程度的壓力損失。

針對此問題，計自飛等[20]提出一種雙通道連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機（DRDATE）構(gòu)型方案，如圖10所示。隔離段的引入弱化了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室對上游進氣裝置的影響，同時混合器的引入也降低了高溫爆震產(chǎn)物對渦輪葉片的損傷，提高了系統(tǒng)可靠性。對比傳統(tǒng)燃氣輪機與DRDATE的總體性能，可以發(fā)現(xiàn)，在增壓比0～40、飛行馬赫數(shù)0～2.5、飛行高度4～16 km范圍內(nèi)，DRDATE都具有相對較高的比推力，在增壓比較低的時候具有明顯較高的熱力循環(huán)效率與較低的耗油率，說明與傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機相比，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機具有明顯的性能優(yōu)勢。

同時，對于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機的研究也誕生了許多成果。Braun等[21]開展了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機的研究，提出一種帶有隔離段的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機模型（圖11），并對每個部分先獨立建模確定參數(shù)求解方法，最后結(jié)合起來形成完整的發(fā)動機循環(huán)分析流程。計算發(fā)現(xiàn)使用氫氣-空氣預混氣時發(fā)動機，理論上比沖可以達到3 800 s，飛行速度可以達到馬赫數(shù)5，證實了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機理論上的可行性。

張任帥等[22]提出一種飛推一體化連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機構(gòu)型，通過計算分析發(fā)現(xiàn)，隨著飛行高度的提升，發(fā)動機的比沖與比推力均會下降，同時隨著飛行馬赫數(shù)的提升，發(fā)動機的比沖與比推力呈現(xiàn)先上升后下降的趨勢。

北京動力機械研究所對于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機各部件之間的匹配工作問題開展研究，利用試驗樣機進行自由射流情況下的試車，成功實現(xiàn)了進氣道、燃燒室、尾噴管的協(xié)同工作，驗證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機工程上的可行性。國防科技大學的劉世杰等[23]也開展了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機整機研究，通過在風洞中模擬自由射流來對樣機進行試車并取得成功，實現(xiàn)了穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波，并初步測得其傳播頻率。

2.5 小 結(jié)

自發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒模態(tài)至今，隨著對旋轉(zhuǎn)爆震相關(guān)機理研究的逐步深入，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機的性能優(yōu)勢日益體現(xiàn)，其作為新型推進裝置越來越受到重視。

對于內(nèi)部流動與燃燒皆為本質(zhì)非定常的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室，能量轉(zhuǎn)換過程的劇烈變化勢必會影響氣流上下游部件（進氣道和尾噴管等）的工作特性，從而導致強烈的內(nèi)外流耦合。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的?；芯繛榘l(fā)動機進排氣設(shè)計與性能分析奠定了基礎(chǔ)。

3 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機進排氣系統(tǒng)設(shè)計要求

3.1 進氣道氣動熱力設(shè)計及其科學問題

進氣道作為沖壓發(fā)動機的關(guān)鍵部件之一，主要負責將來流減速并增壓。進氣道與燃燒室等其他部件協(xié)同工作，決定了沖壓發(fā)動機總壓恢復系數(shù)等關(guān)鍵參數(shù)。進氣道性能好壞直接決定了沖壓發(fā)動機性能好壞。如前文所述，對于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機而言，進氣道工作時會承受來自燃燒室的非定常波動壓力的作用，其內(nèi)部存在復雜的非定常流場。同時進氣道內(nèi)流場結(jié)構(gòu)的變化又會直接影響進氣道出口相關(guān)氣流參數(shù)，進而對燃燒室產(chǎn)生影響。可見進氣道與燃燒室之間存在復雜的協(xié)調(diào)與耦合干擾問題，所以進氣道的非定常流動分析及氣動熱力設(shè)計是一個重要的研究方向。

經(jīng)過數(shù)十年的理論分析與工程實踐，傳統(tǒng)沖壓發(fā)動機進氣道的設(shè)計已經(jīng)形成完整的流程。一般進氣道按照壓縮段的幾何形狀可以分為二元式進氣道與軸對稱進氣道，此外還可以根據(jù)設(shè)計工作狀態(tài)下超聲速氣流減速增壓至亞聲速的位置分為外壓式進氣道、內(nèi)壓式進氣道和混壓式進氣道。對于目前常用的多波系混壓式進氣道而言，氣動熱力設(shè)計主要需要遵循如下兩點要求：（1）為了保證質(zhì)量流量，需要合理設(shè)計外壓段，使得在設(shè)計工況時激波系均與進氣道唇口相交，即達到激波封口條件；（2）為了保證進氣道不會在設(shè)計工況下出現(xiàn)不起動的現(xiàn)象，需要確定合理的內(nèi)壓段中喉部的截面積。同時為了保證進氣道內(nèi)壓段具有一定的擴壓能力，還需要合理設(shè)計進氣道進口截面積、喉部截面積與進氣道出口截面積。

在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機受到業(yè)界廣泛關(guān)注之前，進氣道內(nèi)部非定常流場的研究多數(shù)集中于觀察進氣道內(nèi)激波串的運動來對喘振、激波振蕩等非定常流動現(xiàn)象進行分析。Trapier等[24-25]使用試驗和數(shù)值仿真方法，對進氣道喘振特性、激波振蕩現(xiàn)象的開始，以及激波振蕩周期中波系的運動過程、頻率、壓力振幅都做了細致分析。Maye和Paynter[26-27]使用數(shù)值仿真方法分別研究了來流條件變化和反壓波動引起的進氣道不起動過程。Wagner等[28]對于反壓引起的超聲速進氣道不起動的流場特性進行了試驗研究，發(fā)現(xiàn)激波誘導邊界層分離是不起動的重要因素，進氣道不起動過程中結(jié)尾激波以一定速度通過隔離段向進氣道入口移動，且不起動流場存在流動脈動。梁德旺等[29]總結(jié)前人成果得出：燃燒導致的壓力突增是瞬變反壓的重要成因，隨著反壓的增大，激波串逐漸向上游移動，當激波串被推出進氣道口外，即反壓大于極限反壓時，進氣道便不能起動；當反壓大于最大工作反壓且小于極限反壓時，發(fā)動機工作在亞聲速模態(tài)；當反壓小于或等于最大工作反壓時，發(fā)動機工作在超聲速模態(tài)。

針對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機燃燒室的特點，需要分析高頻、高幅周向脈動反壓對進氣道氣動熱力特性的影響。王衛(wèi)星等[30]利用數(shù)值仿真手段，分析了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室產(chǎn)生的高頻高幅周向脈動反壓對進氣道內(nèi)部氣動熱力特性的影響，并與定常反壓作用下進氣道內(nèi)部流場狀態(tài)進行對比，發(fā)現(xiàn)，進氣道內(nèi)部存在螺旋狀向上游傳播的運動激波（圖12），并且激波在向上游傳播的過程中強度逐漸衰減。此外，還觀察到運動激波波后存在激波/邊界層影響導致的回流區(qū)，且回流區(qū)由波后逐漸向波前擴展。

圖12 周向脈動反壓與定常反壓作用下進氣道流場結(jié)構(gòu)[30]Fig. 12 Flow fields in the inlet under conditions of circumferential pulsating back pressure and steady back pressure[30]

考慮到連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室內(nèi)部形成的高頻高幅周向脈動反壓對進氣道產(chǎn)生的影響，需要在原有進氣道設(shè)計方法基礎(chǔ)上考慮抑制燃燒室壓力反傳的措施。早期曾在脈沖爆震燃燒室中使用機械閥來抑制燃燒室的壓力反傳。閥門打開進而填充預混氣，然后關(guān)閉閥門燃燒室內(nèi)進行爆震燃燒，由于閥門的阻擋，高溫燃氣只能向后單向傳播。機械閥可以絕對防止燃燒室的壓力反傳，但是機械閥受限于機械結(jié)構(gòu)難以在高頻工況下使用[31]，閥門的開合也會對進氣道流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響[32]。同時，機械閥基本只適用于脈沖爆震燃燒室，不適用于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室。

近年來，越來越多的研究聚焦于探究隔離段對抑制燃燒室壓力反傳的作用。當隔離段采用特殊的幾何結(jié)構(gòu)時，可以阻礙流體的反向傳播，從而達到抑制壓力反傳的效果。隔離段的結(jié)構(gòu)簡單，且可以適用于多種不同的燃燒室，具有很大的應(yīng)用價值。其中一種用于抑制脈沖爆震燃燒室產(chǎn)生的壓力反傳的結(jié)構(gòu)如圖13所示，為內(nèi)含三角形倒刺的結(jié)構(gòu)[33]。其在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室作用下的內(nèi)部流動特性及抗反壓性能分析，將在后續(xù)章節(jié)中作詳細敘述。

圖13 內(nèi)含倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段[33]Fig. 13 Isolation section with barbed structure [33]

3.2 尾噴管氣動熱力設(shè)計及其科學問題

尾噴管主要負責將燃燒室產(chǎn)生的高溫高壓燃氣加速膨脹排出發(fā)動機，從而產(chǎn)生推力。尾噴管性能的好壞會直接決定發(fā)動機產(chǎn)生推力的大小。如前文所述，對于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機而言，尾噴管會承受來自燃燒室的非定常出口壓力的作用，其內(nèi)部存在著較為復雜的流場結(jié)構(gòu)。所以對尾噴管的非定常流場分析及氣動熱力設(shè)計是一個重要的研究方向。

隨著沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展，尾噴管的分析方法與設(shè)計流程也發(fā)展得較為完善，產(chǎn)生了若干不同形狀的典型尾噴管，如收縮尾噴管、擴張尾噴管、收縮-擴張尾噴管、引射尾噴管、塞式尾噴管、單壁擴張尾噴管等。在對尾噴管進行設(shè)計時，需要考慮燃燒室出口處（即尾噴管進口處）的氣流參數(shù)，如壓強溫度、質(zhì)量流量等，同時也需要考慮尾噴管出口環(huán)境的相關(guān)參數(shù)。綜合考慮上述因素，合理確定尾噴管各關(guān)鍵截面的面積，使得尾噴管出口氣流在充分膨脹的同時，盡量避免可能出現(xiàn)的激波損失。尾噴管內(nèi)壁盡量設(shè)計為光滑過渡，避免氣流分離，降低總壓損失，保證良好的流場結(jié)構(gòu)。

在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機受到業(yè)界廣泛關(guān)注之前，尾噴管內(nèi)部非定常流場的研究多數(shù)集中于非均勻入口條件對尾噴管內(nèi)部流動的影響。Leon等[34]使用兩股不同馬赫數(shù)的射流來模擬尾噴管的非均勻入口條件，并將試驗結(jié)果與入口流動均勻條件下的試驗結(jié)果進行對比，發(fā)現(xiàn)入口流動非均勻時尾噴管性能會出現(xiàn)輕微的下降。王曉棟等[35]采用數(shù)值分析方法，研究了入口溫度非均勻時尾噴管內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)。全志斌等[36]通過數(shù)值仿真與試驗，研究了非均勻進口對尾噴管性能的影響，對比發(fā)現(xiàn)，入口非均勻條件下推力有較為明顯的減小，相同落壓比的條件下，隨進口非均勻程度的增加，噴管推力不斷下降。

針對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機燃燒室的特點，需要考慮燃燒室出口處隨時間和空間復雜變換的流場對尾噴管造成的影響，進一步研究綜合性能較高的尾噴管構(gòu)型。Fotia等[37]設(shè)計了小型連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機試驗臺，并在此試驗臺的基礎(chǔ)上研究尾噴管的構(gòu)型對發(fā)動機相關(guān)參數(shù)的影響，如圖14所示。對比分析發(fā)現(xiàn)，當尾噴管中心錐采用圓錐構(gòu)型時，發(fā)動機可以獲得更大的比推力，進一步研究發(fā)現(xiàn)，當尾噴管流通通道包含截面收縮段時，在相同質(zhì)量流量與當量比情況下可以獲得更大的比推力與比沖。

圖14 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機結(jié)構(gòu)模型與噴管幾何構(gòu)型[37]Fig. 14 Structure of a continuously rotating detonation engine and nozzle geometries[37]

Yi等[38]利用數(shù)值方法對比研究發(fā)現(xiàn)，尾噴管的幾何構(gòu)型（圖15和圖16）對尾噴管的質(zhì)量流量、推力、比沖、總壓損失、出口氣流壓力與馬赫數(shù)等相關(guān)參數(shù)均會造成影響。在四種構(gòu)型中選取相對性能較佳的構(gòu)型3，進而研究塞式噴管出口錐面傾角與長度對性能參數(shù)的影響，發(fā)現(xiàn)錐面傾角或錐體長度為特定值時尾噴管有最大推力，隨著錐面傾角或錐體長度的增大尾噴管的總壓損失一直增大。

圖15 塞式尾噴管整體幾何構(gòu)型[38]Fig. 15 Geometric configuration of the plug nozzle[38]

圖16 不同幾何構(gòu)型的尾噴管[38]Fig. 16 Different nozzle geometries[38]

Tsuboi等[39]利用數(shù)值仿真方法研究了收縮-擴張噴管對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機性能的影響，仿真得到的馬赫數(shù)云圖如圖17所示。通過對比發(fā)現(xiàn)，收縮-擴張噴管有助于改善燃燒室內(nèi)非定常流動導致的尾噴管的流場振蕩，噴管出口處的壓力與馬赫數(shù)相對于時間平均值的變化量均小于5%，并且收縮-擴張噴管有助于提高發(fā)動機的比沖。

圖17 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機燃燒室-尾噴管馬赫數(shù)云圖[39]Fig. 17 Mach number in the combustion chamber and nozzle of a continuous rotating detonation engine[39]

夏寒青等[40]通過數(shù)值手段對連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機尾噴管非定常情況下的流動進行研究，得到了靜壓分布云圖，如圖18所示。研究發(fā)現(xiàn)，噴管內(nèi)部會出現(xiàn)圍繞噴管壁面螺旋分布的激波，激波的傳播過程決定了噴管的工作狀態(tài)。此外還發(fā)現(xiàn)，噴管進出口壓比會影響噴管內(nèi)激波分布，從而影響噴管的工作性能，具體表現(xiàn)為—較低壓比時具有相對更高的總壓恢復、推力與比沖。

圖18 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機燃燒室-尾噴管靜壓分布云圖[40]Fig. 18 Static pressure in the combustion chamber and nozzle of a continuous rotating detonation engine[40]

3.3 小 結(jié)

高速飛行器及其推進系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)緊湊等特點，各部件協(xié)同工作的同時往往也會受到彼此之間的影響，尤其是本質(zhì)非定常的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機，其燃燒室對于進排氣系統(tǒng)的影響尤為顯著。為了與連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室協(xié)同工作，對發(fā)動機進排氣系統(tǒng)提出新的設(shè)計要求。

燃燒室下游部件（即尾噴管內(nèi)部）充滿爆震燃燒產(chǎn)物，流場結(jié)構(gòu)在時間與空間上具有很強的非定常特征，因此需要對尾噴管選型及其型面進行特殊設(shè)計，以解決非定常、非均勻流動可能導致的噴管工作效率低下的問題。

燃燒室上游部件（即進氣道），會承受來自燃燒室的高頻、高幅周向壓力脈動，因此需要具有較強的抗反壓波動能力，通過采取相應(yīng)的抗反壓波動措施設(shè)計，來盡可能降低連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室對進氣道的影響。

因此，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機對發(fā)動機進排氣系統(tǒng)有如下設(shè)計要求：1）進氣道具有足夠的抵抗來自連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的脈動壓力的能力，如抵抗15～20倍波動的背壓，并具備較高的起動裕度；2）燃燒室結(jié)構(gòu)與進氣道構(gòu)型能夠良好匹配，以降低總壓損失，彰顯爆震燃燒增壓特性；3）尾噴管的喉部位置以及型面設(shè)計需要考慮激波的非定常運動及膨脹特性。

4 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機抗反壓波動進氣道設(shè)計及流動特性分析

4.1 進氣道設(shè)計及模型

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室產(chǎn)生的壓力波逆流傳播（壓力波反傳），會對沖壓發(fā)動機進氣道流通特性產(chǎn)生不利影響，例如影響氣流出口參數(shù)、突增的高反壓導致進氣道可能出現(xiàn)的不起動現(xiàn)象等。因此研究瞬變反壓對進氣道流場的影響，增強進氣道的抗反壓波動能力，是連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)之一。

本節(jié)通過數(shù)值仿真的方法，探究瞬變反壓作用下進氣道的流場結(jié)構(gòu)，初步分析為進氣道加裝抽吸槽與添加內(nèi)含倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段這兩種抗反壓波動措施對進氣道內(nèi)流特性的影響，旨在對抗反壓措施的可行性進行判斷。

混壓式進氣道的設(shè)計流程可分為三部分：超聲速外壓段的設(shè)計、超聲速內(nèi)壓段的設(shè)計以及亞聲速內(nèi)壓段的設(shè)計。相關(guān)設(shè)計理論可參見文獻[41]，這里不再贅述。按照順序總結(jié)設(shè)計步驟可得到進氣道的設(shè)計流程圖，如圖19所示。

圖19 超聲速混壓式軸對稱進氣道設(shè)計流程Fig. 19 Design process of supersonic mixing compression axisymmetric inlet

圖20為典型的超聲速混壓式二維軸對稱進氣道幾何示意圖，為了方便數(shù)值仿真，其中編號為1的區(qū)域設(shè)置為壓力遠場條件，編號為2和5的區(qū)域設(shè)置為壓力出口條件，編號為3的區(qū)域設(shè)置為軸邊界條件，編號為4的區(qū)域設(shè)置為絕熱壁面。

圖20 二維進氣道計算模型Fig. 20 Calculation model of two-dimensional inlet

4.2 抽吸槽對進氣道內(nèi)流特性的影響

對上述模型進行穩(wěn)態(tài)情況下的仿真，結(jié)果如圖21（a）所示，其中P0為來流靜壓，P為出口反壓?？梢钥闯觯磯簩M氣道會產(chǎn)生顯著影響，反壓過大時甚至會導致進氣道處于不起動狀態(tài)。

仔細觀察圖21（a）還可發(fā)現(xiàn)，在進氣道的亞聲速區(qū)域存在較厚的邊界層。邊界層中流體流速慢、能量低，邊界層變厚會減小進氣道的有效流通面積，加重流動壅塞，同時激波/邊界層干擾會導致邊界層分離，而邊界層分離會進一步引起流動畸變及進氣道內(nèi)部激波系的變化，甚至導致進氣道不起動。

為了增強進氣道的起動能力，改善進氣道性能，在進氣道適當位置開設(shè)抽吸槽是一種較好的解決方案，該方案目前已有較豐富的研究[42-43]。抽吸槽可以憑借抽吸孔兩側(cè)的壓差將邊界層中部分流體抽吸走，減小邊界層厚度，提高壁面附近流體流速，從而可以有效消除邊界層的分離現(xiàn)象；同時邊界層變薄會使進氣道有效流通面積增大，能夠有效減緩流動壅塞，對于穩(wěn)定激波幾何位置有積極的作用。

在上述計算模型的基礎(chǔ)上，為進氣道加裝抽吸槽進行穩(wěn)態(tài)情況下的仿真，結(jié)果如圖21（b）所示。對比圖21（a）可以發(fā)現(xiàn)，當進氣道加裝抽吸槽時，邊界層厚度顯著減小。隨著進氣道出口反壓的增大，進氣道內(nèi)的結(jié)尾激波運動到抽吸槽處時，由于抽吸槽將波后低流速高靜壓的流體部分抽吸走，降低了結(jié)尾激波波前波后的壓力梯度，起到了穩(wěn)定激波的作用。此外還可以發(fā)現(xiàn)，無抽吸槽的進氣道在P/P0≥12時，由于激波系被“推出”，進氣道故處于不起動狀態(tài)，而開設(shè)抽吸槽的進氣道在相同高背壓反壓作用下仍然處于正常工作狀態(tài)。計算表明，抽吸槽可以有效減弱燃燒室產(chǎn)生的壓力波動對進氣道產(chǎn)生的影響，具有良好的抗反壓波動的作用。

圖21 不同反壓作用下進氣道的馬赫數(shù)云圖Fig. 21 Mach number contours in the inlet with different back pressure

4.3 內(nèi)含倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段對進氣道內(nèi)流特性的影響

在進氣道與燃燒室之間添加隔離段與在進氣道壁面開設(shè)抽吸槽相比，能夠更有效地抑制壓力波的反傳。目前，隔離段在抑制脈沖爆震發(fā)動機壓力反傳方面已有不少研究成果?？紤]到脈沖爆震燃燒室與旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室在工作過程與物理機理上的相似性，針對脈沖爆震提出的抑制壓力反傳結(jié)構(gòu)，對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室理論上具有一定的借鑒意義。

圖22展示了內(nèi)含倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段的三維模型示意圖，前端與進氣道相連為氣流的入口，后端與燃燒室相連為氣流的出口。圖23展示了含有倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段與不含倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段穩(wěn)態(tài)仿真時總壓分布對比圖，其中出口處為模擬某時刻的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室進口壓力的空間分布情況。從仿真結(jié)果可以看出，當隔離段帶有倒刺結(jié)構(gòu)時，由于燃燒室的壓力波反傳導致的高壓條帶在倒刺結(jié)構(gòu)附近消失，并且未見顯著的向上游傳播現(xiàn)象；當隔離段不含倒刺結(jié)構(gòu)時，可以看到波動的高壓區(qū)向上游傳播，直至靠近進氣道出口，這勢必會對進氣道內(nèi)流特性產(chǎn)生顯著影響。

圖22 隔離段三維模型Fig. 22 3D model of an isolation section

圖23 隔離段總壓分布對比圖Fig. 23 Comparison of total pressure in the isolation section

通過數(shù)值仿真，證實了內(nèi)含倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段對于抑制連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室壓力波動反傳對進氣道的影響具有顯著抑制作用，具有較好的抗反壓波動能力。進一步，可以通過對比分析倒刺結(jié)構(gòu)的數(shù)目、角度、相對高度、隔離段整體錐度等相關(guān)參數(shù)對隔離段氣流分布均勻程度與總壓損失的影響，構(gòu)建一種氣動熱力性能相對較佳的隔離段構(gòu)型，相關(guān)研究有待進一步展開。在實際應(yīng)用中，可以將抽吸槽、隔離段等多種抗反壓措施組合使用，進一步提高連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機進氣道的抗反壓能力。

5 總結(jié)與展望

高速飛行器在軍事領(lǐng)域與民用領(lǐng)域都具有重要應(yīng)用價值。為了滿足高速飛行器對推進裝置的需求，需要對新型推進裝置開展大量研究。得益于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震基礎(chǔ)研究取得的成果，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機作為新型推進裝置越來越受到重視。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震推進裝置相比于布雷頓熱力學循環(huán)構(gòu)建的傳統(tǒng)推進裝置，具有熱效率高、結(jié)構(gòu)緊湊等特點，更適合作為高速飛行器推進裝置，如連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動機等。但是，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室高速運動的爆震波具有本質(zhì)非定常特性，對燃燒室的進氣道和尾噴管的氣動熱力設(shè)計與結(jié)構(gòu)布局提出了新的匹配要求。特別是上游進氣道，需要具備抵抗來自燃燒室的非定常壓力波動逆流傳播的能力。

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒涉及復雜的物理、化學過程，與之相關(guān)的應(yīng)用基礎(chǔ)研究和工程實踐有待進一步的深入。雖然人們給出了?；B續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的方法及參數(shù)化模型，但耦合進氣道、尾噴管部件的設(shè)計模型、方法以及試驗測試等研究工作亟待發(fā)展。

盡管如此，隨著連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震推進系統(tǒng)的不斷發(fā)展與完善，基于新型動力的寬速域、跨空域高性能吸氣式高速飛行器必將取得快速發(fā)展。