旋轉爆震燃燒航空渦輪發動機研究綜述

芮長勝 ，武郁文 ，王曉東 ，李 群 ，姜海龍 ，翁春生

（1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015；2.瞬態物理國家重點實驗室，南京 210094）

0 引言

爆震燃燒具有熱效率高、放熱速率快、工作范圍寬等優點，理論上具有比等壓燃燒更高的熱循環效率和熱量釋放速率，與等壓燃燒方式的常規渦輪發動機相比，基于爆震燃燒方式的航空渦輪發動機具有潛在的性能優勢，被越來越多的學者所關注。爆震燃燒憑借自增壓特性、更高循環熱效率和熱釋放速率等優點，應用于航空渦輪發動機中有望大幅度提高其性能，具有廣闊的應用前景[1-3]。

20 世紀50 年代Voitsekhovskii[4]首先發現旋轉爆震燃燒現象，經過數十年發展，旋轉爆震燃燒機理逐漸清晰，正逐步轉向工程可行性研究。自2010 年開始，國內外研究機構和學者針對旋轉爆震燃燒航空渦輪發動機技術開展了大量試驗測試和數值仿真工作，旋轉爆震燃燒應用于航空渦輪發動機的可行性得到初步驗證，旋轉爆震燃燒室與渦輪發動機的耦合技術也得到了一定發展。

本文對旋轉爆震燃燒航空渦輪發動機技術的國內外研究進展進行綜述。

1 旋轉爆震燃燒原理及特點

旋轉爆震是爆震燃燒的一種典型形式，其具有熱效率高、放熱速率快、結構簡單緊湊、工作范圍寬等優點，近年來在國內外備受關注，成為推進領域研究的熱點[5-6]。旋轉爆震發動機工作原理如圖1 所示。如圖中可見，旋轉爆震燃燒室的結構通常為環形，新鮮燃料和氧化劑從燃燒室頭部進入，在混合室混合后形成可燃的預混氣進入旋轉爆震燃燒室，經高能點火裝置引燃推進劑，形成1 個或多個沿周向傳播的旋轉爆震波，燃氣經尾噴管加速后沿軸向排出[7]。與其它類型爆震燃燒方式比較，旋轉爆震燃燒有如下幾方面優勢：首先，它只需1 次起爆，所產生的爆震波就可持續地旋轉傳播；其次，由于爆震波的自維持性和自壓縮性，可燃混合物可由爆震波增壓到一定壓強，可以在較低的增壓比下產生更大的有效功；此外，爆震波傳播方向與進氣、排氣方向獨立，爆震波被封閉在燃燒室內不噴出，主要用來進行可燃混合物燃燒產生高效工質，避免了爆震波噴出管外而造成的巨大能量損失。

圖1 旋轉爆震發動機工作原理

旋轉爆震燃燒室作為燃燒發生裝置，一般可布置于航空渦輪發動機的外涵道、加力燃燒室、主燃燒室等不同位置，航空渦輪發動機上可布置爆震燃燒室的位置如圖2 所示。由于爆震燃燒的自增壓特性以及熱力學循環效率高的特點，利用連續旋轉爆震燃燒室替代常規航空渦輪發動機的等壓燃燒室，可將發動機熱力循環模式由等壓循環轉變為爆震循環，有利于提高發動機的燃燒室效率，在發動機相同總增壓比條件下還能減少壓氣機級數、降低發動機質量，使發動機的結構得到簡化，從而有效降低系統的復雜度。

圖2 航空渦輪發動機上可布置爆震燃燒室的位置

2 旋轉爆震燃燒航空渦輪發動機研究進展

2.1 國外研究進展

2.1.1 美國研究進展

Wright-Patterson 空 軍 基 地 的Debarmore 等[8]與Welsh 等[9]在直徑為15 mm 的旋轉爆震燃燒室（Rotating Detonation Combustion，RDC）出口處安裝T63 渦輪，采用氫氣為燃料，空氣為氧化劑進行試驗研究，T63 渦輪與旋轉爆震發動機（Rotating Detonation Engine，RDE）組合試驗裝置如圖3所示。試驗成功獲得旋轉爆震波，傳播速度為1750 m/s，爆震產物經過渦輪導向器葉片后靜壓衰減了約33.5%，但渦輪導向器后仍存在與旋轉爆震波頻率一致的壓力振蕩。測量了渦輪導向器出口的壓力、溫度等流場參數，發現經過渦輪導向器的作用，滯止壓力的振幅下降約5%。

圖3 T63渦輪與RDE組合試驗裝置[9]

創新科學解決方案公司的Naples 等[10-12]對T63（C20-250）燃氣輪機進行了改進，將其燃燒室替換為連續旋轉爆震燃燒室，T63 旋轉爆震發動機如圖4 所示。采用傳統燃燒室和RDC 分別驅動T63 發動機進行試驗研究。RDC 的渦輪進口不穩定度比傳統燃燒室高500%～700%，通過尾部安裝空氣引射器來降低不穩定性，最終達到與傳統燃燒室一致的水平。在該渦輪機組中，RDC 可以實現與傳統燃燒室相似的渦輪效率。試驗結果還表明，RDC 的高頻擾動在渦輪中迅速消散，并可能是壓力增益燃燒應用于燃氣輪機的關鍵。

圖4 T63旋轉爆震發動機[12]

Aerojet Rocketdyne 公司的Edward 等[13]開展了超過600 次旋轉爆震燃燒室熱試車，包括：概念驗證、利用氣態燃料（H2、CH4、C2H6、天然氣）成功實現起爆和穩定爆震、結合等離子體技術實現效率提升、采用液態燃料（JP-8、JP-10）成功實現起爆和穩定爆震等內容，他們還進一步對旋轉爆震渦輪組合技術開展了一系列的理論、數值模擬和試驗研究工作。

普渡大學的Braun 等[14-15]分析了超聲速渦輪與旋轉爆震燃燒室的耦合問題，旋轉爆震燃燒室進行了2維非定常雷諾時均N-S數值模擬，將此出口條件作為3 維非反應的URANS 模擬的入口條件，研究了燃燒室下游的擴散性噴嘴的影響。計算結果表明：長度為10 cm 的噴管提供了最佳阻尼。接著通過數值方式，研究了在爆震燃燒室與渦輪葉片組合情況下的超聲速流動特性。Athmanathan 等[16]設計了1 個光學測試平臺，利用高速光學診斷技術來研究旋轉爆震波與渦輪之間的基本相互作用。

Sousa 等[17]對暴露在脈動超聲速條件下的內部流道所經歷的不穩定性進行了詳細描述。之后，Sousa等[18]設計了1 個超聲速渦輪機，Liu 等[19]將2 維RDC 出口數據賦予渦輪入口進行了數值模擬研究，發現葉片前緣的激波對總壓損失起到主導作用，穩定流場的馬赫數如圖5所示。Liu等[20]提出了一種建模方法，通過在燃燒器下游加入擴散器，并在保留機翼幾何形狀的情況下對渦輪端壁進行輪廓處理，使旋轉引爆燃燒器和改造后的燃氣輪機實現了優越的熱力學循環。同時提出了多步驟的優化策略，用幾個控制點對端壁的幾何形狀進行參數化。

圖5 穩定流場馬赫數[19]

2.1.2 波蘭研究進展

2010年，華沙航空研究所啟動了1項將連續旋轉爆震發動機（Continuously Rotating Detonation Engine，CRDE）應用于GTD-350 渦軸發動機的項目，GTD-350發動機與旋轉爆震組合方案如圖6所示。目的是研究爆震燃燒在渦輪發動機上應用的可能性，并證明提高發動機效率。Wolanski 等[21-23]改變多種GTD-350 發動機的燃燒室構型進行試驗，并選取最優結構的RDC 替代GTD-350 渦輪軸發動機常規等壓燃燒室，使發動機更短、更簡單且性能更好，試驗結果表明：發動機可以在貧油條件下工作，在額定轉速下工作時燃油消耗率降低，利用旋轉爆震燃燒室代替常規燃燒室后發動機性能提高了5%～7%。

圖6 GTD-350發動機與旋轉爆震組合方案

2.1.3 德國研究進展

柏林工業大學Bach 等[24-25]開發了一種具有模塊化參數的導向器，研究了不同葉片傾角對旋轉爆震傳播方向和性能的影響，研究表明：隨著質量流量的增加，燃燒室的壓力明顯增大，葉片傾角對壓力增益影響不大，但對爆震波傳播方向有較大的影響。Asli等[26]對RDC出口條件下5種構型的靜子葉柵進行2維URANS 數值模擬計算，研究了葉柵幾何參數對總壓損失及速度角波動等的影響。

2.1.4 日本研究進展

名古屋大學的Ishiyama 等[27]和Higashi 等[28]以乙烯為燃料，氧氣為氧化劑，在帶有單級離心式壓氣機和單級徑流式渦輪的旋轉爆震渦輪發動機上進行了點火試驗，點火試驗裝置如圖7所示，發現了多種燃燒現象。試驗中觀察到的燃燒波的速度為600～1300 m/s，為C-J值的25%～45%，轉子轉速提高了160 r/min。

圖7 點火試驗裝置[27-28]

2.1.5 俄羅斯研究進展

俄羅斯科學院謝苗諾夫物理化學聯邦研究中心Frolov 等[29]成功測試了直徑為406 mm 的大尺寸旋轉爆震燃燒室，其試驗臺如圖8 所示。采用氫氣和空氣分別作為燃料和氧化劑，燃燒室總流量達到了7.5 kg/s，研究人員還在試驗中為燃燒室安裝了收擴噴管，進一步提高了燃燒室內的爆震波數量和推力。

圖8 直徑為406 mm的旋轉爆震燃燒室試驗臺[29]

Frolov 等[30]還設計、制造、測試了以TS-1 航空煤油為燃料的旋轉爆震加力燃燒室，并集成于TJ100S-125小型單回路渦噴發動機上在地面試驗臺進行點火試驗，實現了穩定旋轉爆震模式運行，并觀察到縱向脈沖爆震模態和單波旋轉爆震模態。帶加力旋轉爆震燃燒室的TJ100S-125 渦噴發動機如圖9 所示。試驗結果發現，在相同的燃燒室入口壓力下，與傳統加力燃燒室相比，帶旋轉爆震加力燃燒室的發動機燃油消耗降低30%，比推力和推力系數提高30%，揭示了旋轉爆震加力燃燒室在渦輪發動機上的巨大應用潛力。

圖9 帶加力旋轉爆震燃燒室的TJ100S-125渦噴發動機[30]

2.1.6 白俄羅斯研究進展

白俄羅斯國家科學院開發了旋轉爆震燃燒室和TJ-20渦噴發動機串聯的試驗臺，如圖10所示。研究了不同推進劑組合下旋轉爆震燃燒室的工作狀態[31]。發動機工作期間渦噴發動機的噴嘴區域溫度和旋轉爆震燃燒室的溫度分別增加了50 和70 K。其中，旋轉爆震發動機提供了渦噴發動機25%的推力。

圖10 旋轉爆震燃燒室和TJ-20渦噴發動機串聯的試驗臺

2.1.7 國外研究進展總結

國外各國經過多年研究，已經取得了諸多關鍵進展。在試驗方面開展了多種構型的旋轉爆震燃燒渦輪發動機點火試驗，驗證了旋轉爆震燃燒室代替常規燃燒室后發動機性能得到提高；同時系統地開展了數值模擬方面的研究，對于優化旋轉爆震燃燒室與渦輪發動機耦合提供了技術支持。

2.2 中國研究進展

2.2.1 北京大學研究進展

王健平等[32-33]通過試驗和仿真等手段對旋轉爆震燃燒機理開展了大量主要研究，設計了多種構型的旋轉爆震燃燒室，進行了燃燒起爆、湮滅、再起爆的機理研究，對使用多種燃料的旋轉爆震燃燒室的工作特性進行了試驗研究，并正在結合航空渦輪發動機上應用需求，開展寬范圍燃燒特性研究。北京大學旋轉爆震燃燒室如圖11所示。

圖11 北京大學旋轉爆震燃燒室[32]

圖12 數值模擬得到的波系結構[34]

Shen 等[34]對具有3 種超聲速導葉結構的旋轉爆震燃燒室進行了數值研究，并與無噴嘴導葉的基準工況進行了比較，發現對齊結構具有最佳的非定常阻尼、流量調節、總壓增益和有用的功產量等綜合性能；并首次確定了一種稱為耙式沖擊波包絡線的沖擊結構。數值模擬得到的波系結構如12所示。

2.2.2 清華大學研究進展

王兵等[35-37]設計了連續旋轉爆震燃燒室試驗平臺，探討了貧、富燃以及流量、當量比變化對旋轉爆震波穩定工作區間的影響規律，并分析了爆燃不不穩定性爆震的形成機制和燃燒特性。旋轉爆震燃燒室試驗臺如圖13所示。

圖13 旋轉爆震燃燒室試驗臺[37]

計自飛等[38-39]提出了一種雙通道旋轉爆震航空渦輪發動機（Dual-duct Rotating Detonation Aeroturbine, DRDATE）結 構。在旋轉爆震燃燒室的上游和下游分別設置隔離段和混合器，實現了渦輪機械與RDC 的相容性。將傳統的單環RDC 改為多環RDC，擴大了RDC 的穩定運行范圍。建立了旋轉爆震過程的低階解析模型，計算結果與CFD 計算結果吻合較好。在此基礎上，建立了DRDATE飛機的性能仿真模型，研究了3 種不同飛行工況下飛機整體性能隨設計參數的變化規律。連續旋轉爆震渦輪發動機系統方案如圖14所示。

圖14 連續旋轉爆震渦輪發動機系統方案[38]

2.2.3 中山大學研究進展

張成明等[40-41]研究了旋轉爆震燃燒與渦輪部件組合的工作特性，對旋轉爆震波與渦輪靜子葉柵的相互作用過程進行了2 維數值模擬研究；然后又對旋轉爆震燃燒室與轉子葉片相互作用進行了3 維數值模擬研究，發現爆震波與反射波對氣體的壓縮會導致葉片壁面溫度急劇升高，同時斜激波會改變氣流的流動軌跡，導致氣流方向偏離入射角。爆震波與渦輪相互作用的流場輪廓如圖15所示。

圖15 爆震波與渦輪相互作用的流場輪廓[41]

2.2.4 南京理工大學研究進展

翁春生課題組通過數值模擬及試驗手段對旋轉爆震燃燒展開了大量研究。Wang 等[42-43]基于改進型的時空守恒元與求解元方法（The Space-Time Conservation Element and Solution Element Method，CE/SE Method），數值研究了來流總溫和入口面積比下煤油/空氣旋轉爆震波的傳播特性的影響，發現隨著來流總溫的提高，三角形新鮮燃料層內的已燃氣體容易發生爆燃現象，影響旋轉爆震波的傳播模態，入口面積比對于旋轉爆震波的傳播模態影響至關重要。沖壓式點旋轉爆震燃燒試驗裝置如圖16所示。

圖16 沖壓式旋轉爆震燃燒試驗裝置[49]

鄭權等[44-46]對使用液態煤油或汽油為燃料的旋轉爆震發動機進行了較為系統的試驗和數值模擬研究。試驗觀測到單波、同向雙波、單雙波混合、雙波對撞等傳播模態，試驗發現隨著質量流量的增大，兩相旋轉爆震波波頭數目呈現增多趨勢。還進行了沖壓式旋轉爆震燃燒試驗研究[47-49]，分析了凹腔長度對液體煤油沖壓旋轉爆震發動機工作特性的影響。

續晗等[50-51]進行了固體燃料的旋轉爆震發動機試驗研究，通過對比分析粉末旋轉爆震發動機和氣體旋轉爆震發動機的爆震特性和發動機性能，揭示了粉末旋轉爆震發動機的具體特點。為吸氣式粉末燃料連續旋轉爆震發動機奠定一定的實驗和理論基礎。

Wu 等[52-54]開展了以氫氣為燃料，空氣為氧化劑的旋轉爆震燃燒室與渦輪導向器耦合試驗，試驗裝置如圖17 所示，研究了不同當量比下渦輪導向器對旋轉爆震波傳播特性的影響，發現經過導向器作用后壓力振蕩的幅值及其靜壓均有明顯地降低；發現旋轉爆震波與渦輪葉片作用后會產生反射激波向燃燒室中傳播，渦輪導向器對壓力振蕩存在衰減作用，且不同傳播方向的旋轉爆震波經過渦輪導向器后壓力衰減有所不同。他們還進行了旋轉爆震波與渦輪平面葉柵相互作用數值模擬研究[55-56]，研究旋轉爆震燃燒室內的復雜波系與渦輪葉片的相互作用，分析渦輪葉柵對高頻爆震壓力振蕩的抑制作用，發現渦輪葉柵對高頻壓力振蕩存在明顯的抑制作用，渦輪葉柵上下游高頻壓力振蕩幅值的衰減率達到80%以上。

圖17 旋轉爆震燃燒室與渦輪導向器耦合試驗裝置[53]

Zhou 等[57-59]開展了軸流式渦輪與旋轉爆震燃燒室組合的試驗研究。研究了軸流式渦輪導向器對旋轉爆震燃燒室工作特性的影響，分析了渦輪導向器對燃燒室內旋轉爆震波傳穩定性的影響，研究了軸流式渦輪對旋轉爆震燃燒室工作特性的影響，分析了旋轉爆震波的傳播特點，以及穩定爆震波建立過程的傳播規律。還開展了徑流式渦輪與旋轉爆震燃燒室組合的試驗研究，研究了徑流式渦輪導向器對旋轉爆震燃燒室工作特性的影響，分析了徑流式渦輪對燃燒室內爆震波傳播特性的影響。渦輪與旋轉爆震燃燒室組合的試驗模型如圖18所示。

圖18 渦輪與旋轉爆震燃燒室組合的試驗模型[58]

2.2.5 空軍工程大學研究進展

吉冰等[60-61]通過數值模擬方法研究了周向旋轉脈動流場對渦輪性能的影響，表明渦輪進口流動不均勻會增加靜葉的工作負荷，但會產生更大的流動損失。同時，轉子內部通道渦和葉尖泄漏渦的強度也在增加。隨著流場不均勻性的增加，渦輪的質量流量和工作效率降低。渦輪50%葉高處的瞬時總壓分布如圖19所示。

圖19 瞬時壓力分布 [61]

2.2.6 哈爾濱工業大學研究進展

Su 等[62]系統推導了分別排氣渦扇發動機和混合排氣渦扇發動機的循環熱效率、實際循環功、油耗和單位推力的計算公式。基于2 種研究方法，討論了不同類型發動機在不同壓比范圍下的燃油消耗率和單位推力性能。發現在特定燃燒室壓力比下，在中高壓比范圍內，旋轉爆震渦輪發動機的單位推力性能可與節能特性相結合，最高可提高4倍以上。傳統渦輪發動機和旋轉爆震渦輪發動機如圖20所示。

圖20 傳統渦輪發動機和旋轉爆震渦輪發動機[62]

2.2.7 廈門大學研究進展

趙廷等[63]建立了級間旋轉爆震渦軸發動機集總參數模型，研究發現級間旋轉爆震燃燒室的引入可實現對燃氣的2 次增溫增壓，能夠較為明顯地提升渦軸發動機單位功率。相比于高熱力循環參數發動機，中、低熱力循環參數發動機引入級間旋轉爆震燃燒室后的性能提升更為明顯。級間旋轉爆震渦軸發動機的構型如圖21所示。

圖21 級間旋轉爆震渦軸發動機的構型[63]

2.2.8 哈爾濱工程大學研究進展

祈磊等[64-65]開展了面向燃氣輪機的旋轉爆震燃燒技術及循環特性研究，提出了直接摻混式旋轉爆震燃氣輪機循環方案和級間抽氣式旋轉爆震燃氣輪機循環方案，研究了渦輪進口總溫、壓氣機壓比、壓氣機引氣等因素對旋轉爆震燃氣輪機的影響規律，發現2種旋轉爆震燃氣輪機方案的循環熱效率和循環凈功均優于常規燃氣輪機，渦輪進口總溫1279～1450 K時，循環效率提升6.87%～17.92%，循環凈功提高13.5%～25.76%。

2.2.9 西北工業大學研究進展

趙明皓等[66-68]開展了不同燃燒室構型對旋轉爆震波傳播特性的影響，分析了點火方式和點火位置對空筒型旋轉爆震燃燒室起爆特性的試驗研究，試驗發現點火方式對旋轉爆震波傳播方向影響較小，存在最佳相對點火位置使穩定爆震模態建立時間最短且對應的工作范圍最寬。朱亦圓等[69]開展了塞式噴管對旋轉爆震燃燒室起爆、傳播和推進特性影響的試驗研究，安裝噴管的燃燒室推力可增加101.9%。

(1)根據單孔三次定流量抽水試驗數據，運用裘布依公式計算滲透系數，新化縣孟公集鎮泥盆系棋子橋組(D2q)灰巖含水層滲透系數為0.22 m/d。

2.2.10 南京航空航天大學研究進展

田佳等[70-71]針對旋轉爆震燃燒室高熱流密度的熱防護需求，開展了旋轉爆震燃燒室壁面燒蝕熱防護技術的數值仿真研究，并提出一種梯度熱防護結構并開展了試驗驗證，發現低熱導率、高熱解潛熱和高熱解氣體質量流率的高硅氧燒蝕層材料具有更好的熱防護效果。王元帥等[72]開展了旋轉爆震燃燒室壁面氣膜冷卻的數值仿真研究，發現氣膜對爆震波傳播特性影響較小，且對燃燒斜激波覆蓋區域既有明顯的冷卻效果。

2.2.11 國防科技大學研究進展

王迪等[73-74]對煤油燃料兩相旋轉爆震燃燒室噴注器噴注霧化特性、點火起爆過程以及爆震波在燃燒室中的傳播特性進行了數值仿真和試驗研究，發現2相旋轉爆震燃燒室的爆震波釋熱率比氣相較慢，對燃燒室壁面燒蝕程度較小。氧化劑中含氧量對2 相旋轉爆震燃燒室中爆震波傳播速度影響很大，含氧量越大，爆震波頻率越大且傳播速度越快。

2.2.12 北京動力機械研究所研究進展

孟皓等[75]以小型渦噴發動機為基礎，將旋轉爆震燃燒室替代原渦噴發動機的等壓燃燒室，開展了旋轉爆震渦輪發動機總體方案研究和性能分析，計算結果表明：旋轉爆震渦輪發動機可大幅提高渦輪發動機的推進性能，寬馬赫數范圍單位推力平均增加39.5%，耗油率平均減小38.9%。他們還從工程應用的角度分析將旋轉爆震燃燒應用到吸氣式推進系統面臨的技術挑戰，提出采用液態燃料的旋轉爆震燃燒技術是未來重要的發展方向。旋轉爆震渦輪發動機結構如圖22所示。

圖22 旋轉爆震渦輪發動機結構[75]

2.2.13 中國航發科研院所研究進展

除上述高校和科研院所之外，西安航天動力研究所、中國空氣動力研究與發展中心、北京理工大學等也從不同技術角度對旋轉爆震燃燒開展了大量數值仿真和試驗研究的工作。

2.2.14 中國研究進展總結

中國相較于國外開展的時間稍晚，但是也取得了很大的進展。開展了旋轉爆震燃燒室與渦輪耦合的試驗研究，驗證了旋轉爆震燃燒室應用于燃氣輪機的可行性；開展了多種爆震波與渦輪相互作用的數值模擬研究，在微觀層面上揭示了旋轉爆震波與渦輪的相互作用機理。試驗方面的研究相較于國外還是稍有欠缺，還未開展旋轉爆震燃燒室應用于燃氣輪機的整體試驗，有待突破。

3 需要深化研究的關鍵技術

國內外在旋轉爆震燃燒渦輪發動機性能計算、數值模擬和試驗驗證等方面已經取得了較大的進展。然而要將旋轉爆震燃燒技術用到航空渦輪發動機上，實現工程應用，還需要加快以下關鍵技術研究，主要包括：

（1）寬范圍進氣下穩定的爆震燃燒組織技術。航空渦輪發動機外涵道、加力燃燒室、主燃燒室等部位進氣條件各不相同，進氣溫度最低在300 K 左右，最高可達1000 K 以上，隨著發動機工作狀態的改變，燃燒室進口氣流狀態也要發生變化，特別是加力燃燒室進口還是貧氧的已燃氣體。目前的旋轉爆震燃燒技術研究，基本都是在穩定進氣且來流為純凈空氣條件下開展的，針對航空渦輪發動機實際工況則研究較少，需要加快開展低進氣總溫起爆、寬范圍進氣條件下穩定爆震燃燒組織以及貧氧條件下起爆/自持等技術研究。

（2）大流量條件下旋轉爆震燃燒尺寸效應問題。目前已開展的旋轉爆震燃燒試驗采用的燃燒室尺寸一般在100～200 mm量級、空氣流量不超過10 kg/s，而大型航空渦輪發動機加力燃燒室直徑可達1000 mm左右、空氣流量100 kg/s以上，如何實現大流量、大尺寸條件的爆震燃燒，需要開展不同尺寸下燃燒技術研究，以及單/多環結構、異型結構等不同結構方案的研究。

（3）旋爆爆震燃燒氣流與渦輪的氣動匹配技術。旋轉爆震燃燒出口的氣流流動是非定常、非穩態流場，處在一定的壓力脈動，且燃燒室出口溫度場不均勻，高壓渦輪部件可能面臨效率下降甚至局部燒蝕的問題。旋轉爆震燃燒室出口壓力比進口壓力要高，對高壓渦輪的冷卻也帶來一定的挑戰。

（4）旋轉爆震燃燒壓力反傳抑制技術。旋轉爆震燃燒形成的高壓燃氣，導致出口壓力高于進口，可能存在高壓燃氣倒流的風險，必須對旋轉爆震燃燒壓力反傳進行抑制，防止壓力前傳導致風扇、壓氣機、低壓渦輪無法正常工作，同時風扇、壓氣機、低壓渦輪也要開展在一定壓力反傳條件下的擴穩技術研究。

（5）高溫部件高效冷卻與熱防護技術。旋轉爆震燃燒的高能量密度特征會給燃燒室內外壁帶來較大的熱負荷，導致燃燒室存在發生燒蝕的可能性，需要開發更耐高溫的新材料、高效再生冷卻、燃燒室結構優化等新技術。

（6）高頻燃燒壓力波下振動特性抑制技術。旋轉爆震燃燒渦輪發動機工作時作用在轉子系統上的氣動載荷具有強周期性、非定常特點，高頻燃燒壓力波會改變轉子系統的彎曲剛度，并引起轉子系統軸向振動，導致滾珠軸承的軸向支反力不斷變向，因此轉子系統設計過程中必須考慮彎曲、扭轉和軸向3 方面的振動，而轉子設計要求振動幅值不超過限定值，為避免共振，還要求臨近轉速距離工作轉速存在20%以上的安全裕度，這些要求都對轉子系統的設計提出很大挑戰。

（7）旋轉爆震燃燒渦輪發動機總體技術。為實現旋轉爆震航空渦輪發動機高效穩定匹配，需要加快開展發動機總體性能匹配、總體結構布局、適應強周期性非定常流動的耐高溫承力框架設計、渦輪冷卻封嚴、整機熱結構匹配、控制系統優化設計等技術研究。

4 結束語

旋轉爆震具有更高的熱循環效率和熱釋放速率等優點，應用于航空渦輪發動機替代常規燃燒室有其獨特的優勢，有潛力進一步提高航空推進系統的性能。重點綜述了近年來旋轉爆震燃燒室應用于燃氣輪機的研究進展。國外各軍事強國通過多年研究，突破若干項關鍵技術，加速推進了旋轉爆震燃燒室向航空渦輪發動機的應用。同時，中國的研究也緊隨其后，甚至一部分關鍵技術已趕超國外。從加快實現向渦輪發動機工程應用的角度出發，分析了旋轉爆震燃燒航空渦輪發動機需要突破的關鍵技術。為實現中國現有航空動力裝置的升級換代，結合中國航空發展戰略對先進動力系統的需求，建議建立旋轉爆震航空渦輪發動機關鍵技術清單，制定旋轉爆震燃燒室應用于航空渦輪發動機的長期發展規劃，實施專項技術研究計劃，組建工程研究院所與相關高校聯合的研究團隊，共同發展旋轉爆震燃燒航空發動機技術，開展仿真、設計、試驗和集成驗證研究，加快推進爆震燃燒航空渦輪發動機的技術成熟。