雙波對(duì)撞模態(tài)下的液態(tài)燃料旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推力測(cè)試研究

鄭權(quán)， 李寶星， 翁春生， 白橋棟

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 江蘇 南京 210094)

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雙波對(duì)撞模態(tài)下的液態(tài)燃料旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推力測(cè)試研究

鄭權(quán)， 李寶星， 翁春生， 白橋棟

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 江蘇 南京 210094)

在環(huán)形陣列式連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)上，以汽油/富氧空氣為工質(zhì)，分析了雙波對(duì)撞模態(tài)下爆轟波自持的傳播特征、時(shí)域頻域特征和爆轟波高度，測(cè)量了發(fā)動(dòng)機(jī)模型在雙波對(duì)撞模態(tài)下的一維推力。試驗(yàn)結(jié)果表明：在富氧空氣(34.3%O2和65.7% N2)流量為945.3 g/s、汽油流量為84.3 g/s、當(dāng)量比為0.82的工況下，爆轟波平均傳播頻率為2.174 kHz，平均傳播速度為1 051 m/s，爆轟波高度在55～70 mm之間，有效推力為607.3 N，單位面積推力8.587×104N/m2，燃料比沖為735.1 s. 推力曲線表明：雙波對(duì)撞模態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)推力波動(dòng)較大，推力圍繞推力平均值振蕩，穩(wěn)定工作階段發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)頻率與爆轟波傳播頻率基本一致。

兵器科學(xué)與技術(shù)； 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)； 汽油/富氧空氣混合物； 雙波對(duì)撞模態(tài)； 時(shí)頻分析； 推力； 比沖

0 引言

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(CRDE)通常采用環(huán)形燃燒室，燃料和氧化劑進(jìn)行單獨(dú)噴注，燃燒室內(nèi)存在一個(gè)或多個(gè)爆轟波沿周向持續(xù)傳播，爆轟波后產(chǎn)生高溫高壓爆轟產(chǎn)物迅速膨脹，從CRDE的尾部高速排出，從而產(chǎn)生持續(xù)的推力。CRDE只需單次點(diǎn)火即可形成穩(wěn)定的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波，燃料的連續(xù)填充，使得其具有更高的燃料平均流量，可提供更大的推力，具有熱力循環(huán)效率高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、推重比大等優(yōu)點(diǎn)。CRDE的諸多優(yōu)點(diǎn)，使得其在新型超聲速、高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)研究領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景[1-3]。

俄羅斯拉夫連季耶夫流體力學(xué)研究所(LIH)的Bykovskii等[4-7]采用了多種氣態(tài)、液態(tài)燃料在不同發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)上進(jìn)行了試驗(yàn)研究，分析了發(fā)動(dòng)機(jī)出口壓力、推進(jìn)劑噴注壓力降、推進(jìn)劑總質(zhì)量流量、燃燒室結(jié)構(gòu)參數(shù)、尾噴管構(gòu)型等因素對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和傳播機(jī)理的影響研究，基于速度補(bǔ)償觀測(cè)方法，對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟波的傳播過程進(jìn)行了記錄。Kindracki等[8-9]分析了火箭基旋轉(zhuǎn)爆轟波起爆過程和傳播穩(wěn)定性，并對(duì)多種氣態(tài)推進(jìn)劑組合、燃燒室長(zhǎng)度和燃燒室內(nèi)壁面構(gòu)型進(jìn)行了試驗(yàn)研究。國(guó)內(nèi)方面，鄭權(quán)等[10]、李寶星等[11]對(duì)液態(tài)燃料旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了試驗(yàn)和數(shù)值研究；WANG等[12]、Yao等[13]分析了H2/空氣旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃料噴注速度極限和噴管對(duì)其推進(jìn)性能的影響，以及不同進(jìn)氣壓力和噴注方式下多波頭現(xiàn)象的形成機(jī)制；劉世杰等[14-15]對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波結(jié)構(gòu)、傳播模態(tài)和自持傳播機(jī)理進(jìn)行了大量的試驗(yàn)和數(shù)值研究。

CRDE的相關(guān)數(shù)值研究驗(yàn)證了其優(yōu)越的推進(jìn)性能。Schwer等[16-17]對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟波的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能進(jìn)行了數(shù)值分析，在噴注壓力與出口背壓之比5～30的范圍內(nèi)，模擬了H2/空氣噴射比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料比沖的影響，得到的比沖變化范圍為3 845～5 560 s. Shao等[18]分析了不同的來流總壓條件下，流量與比沖的變化規(guī)律，對(duì)于較高的來流總壓，流量呈線性增長(zhǎng)，但比沖變化微小，維持在2 200 s左右。Braun等[19]通過數(shù)值計(jì)算獲得吸氣式CRDE適宜工作范圍為1.5～5 Ma，使用C3H8為燃料時(shí)，比沖可達(dá)1 500 s，使用H2時(shí)比沖可達(dá)3 800 s.

國(guó)內(nèi)外部分單位針對(duì)CRDE的推進(jìn)性能開展了試驗(yàn)研究。美國(guó)俄亥俄州立大學(xué)Suchocki等[20]使用H2/空氣對(duì)CRDE進(jìn)行了推力測(cè)試，在空氣質(zhì)量流量為40 lb/min時(shí)，產(chǎn)生大約50 lb(222.5 N)推力；當(dāng)改變空氣氧含量(23% O2和77% N2)時(shí)，50 lb/min的流量產(chǎn)生了65 lb(289.3 N)推力；當(dāng)富氧空氣(24.8%O2和75.2% N2)質(zhì)量流量達(dá)到130 lb/min時(shí)，得到了超過200 lb(890 N)的推力，即使進(jìn)行了如此大流量的試驗(yàn)測(cè)試，他們依然未發(fā)現(xiàn)富氧空氣的質(zhì)量流量上限。波蘭華沙工業(yè)大學(xué)的Kindracki等[8]進(jìn)行了火箭基CH4/O2的CRDE推力性能測(cè)試，發(fā)動(dòng)機(jī)模型內(nèi)徑140 mm，外徑150 mm，帶有塞式噴管，獲得了平均250～300 N的推力，單位面積推力達(dá)110～130 kN/m2. Daniau[2]使用煤油/氧氣，在內(nèi)徑50 mm、長(zhǎng)100 mm的發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得了2 750 N的推力，如果安裝噴管推力可以更大，進(jìn)一步證明了CRDE在推力方面的巨大潛力。林偉等[21-22]進(jìn)行了單波和雙波模態(tài)下H2/空氣CRDE推力測(cè)試，獲得的有效推力分別為183.7 N和808.5 N，對(duì)應(yīng)的燃料比沖為3 048 s和4 125 s.

本文在環(huán)形陣列式CRDE模型上，以汽油為燃料，供應(yīng)大流量富氧空氣工質(zhì)，爆轟波以長(zhǎng)時(shí)間維持的雙波對(duì)撞模態(tài)存在，對(duì)該傳播模態(tài)下的爆轟波傳播特征、高頻壓力時(shí)域和頻域分布特征、爆轟波高度進(jìn)行了分析，并對(duì)雙波對(duì)撞模態(tài)的形成機(jī)制進(jìn)行了研究，開展了該模態(tài)下的軸向一維推力測(cè)量和性能分析。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)介紹

試驗(yàn)系統(tǒng)由環(huán)形陣列式CRDE模型、起爆裝置、供氣/供油系統(tǒng)、集氣腔、推力測(cè)試平臺(tái)、高頻壓力/高頻推力傳感器及采集系統(tǒng)幾部分組成，試驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示。

1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)模型及起爆裝置

環(huán)形陣列式CRDE采用環(huán)形燃燒室，環(huán)形燃燒室內(nèi)直徑為120 mm，外直徑為153 mm，燃燒室外壁面長(zhǎng)235 mm. 距離進(jìn)氣環(huán)縫出口軸向55 mm斷面上，以切向噴注口定義為0°起點(diǎn)，從發(fā)動(dòng)機(jī)出口方向觀測(cè)，逆時(shí)針方向沿燃燒室外壁面周向分布?jí)毫鞲衅鱌1(55 mm，0°)、P2(55 mm，60°)、P3(55 mm，120°)和P4(55 mm，240°)；在240°角度上，沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向方向間隔15 mm均勻分布P5(70 mm，240°)、P6(85 mm，240°)、P7(100m，240°)，如圖2(a)所示。使用微小型脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(PDE)切向安裝進(jìn)行起爆，尾部裝有P8和P9，距離出口分別為165 mm和65 mm，如圖2(b)所示。采用了環(huán)形陣列式精細(xì)霧化裝置，16個(gè)噴嘴以環(huán)形陣列形式分布，霧化后的燃料平均液滴直徑約為40 μm，噴嘴噴注角度為60°，如圖3所示。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)圖Fig.1 Experimental system

圖2 壓力傳感器及微小型PDE相對(duì)位置示意圖Fig.2 Schematic diagram of pressure sensor and micro pulse detonation engine

圖3 環(huán)形陣列式精細(xì)霧化裝置結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Schematic diagram of ring array atomization device

1.2 供氣/供油系統(tǒng)

發(fā)動(dòng)機(jī)燃料存儲(chǔ)于高壓反應(yīng)釜內(nèi)，通過高壓反應(yīng)釜上端蓋進(jìn)氣口噴注N2調(diào)節(jié)背壓，燃料通過主管路經(jīng)電磁閥控制進(jìn)行噴注，油路流量計(jì)安裝于電磁閥前端，電磁閥開啟后燃料進(jìn)入環(huán)形分支管路，隨后進(jìn)入環(huán)形陣列式精細(xì)霧化裝置在燃燒室頭部進(jìn)行噴注霧化?？諝獯鎯?chǔ)于高壓罐中，高壓罐內(nèi)初始?jí)毫?.85 MPa，經(jīng)氣體流量計(jì)和電磁閥后噴入集氣腔頭部；四路O2經(jīng)氣體流量計(jì)和電磁閥于距離空氣入口軸向100 mm截面處，以切向旋流方式噴入集氣腔頭部，與前端噴入空氣進(jìn)行預(yù)混合。集氣腔內(nèi)空氣與O2混合氣的壓力可調(diào)范圍為0.3～0.8 MPa，其預(yù)混過程好壞直接影響到燃燒室頭部周向氧化劑分布是否均勻。

1.3 推力測(cè)試平臺(tái)

推力測(cè)試平臺(tái)如圖1所示。推力測(cè)試平臺(tái)上裝有一對(duì)平行滑軌，兩條滑軌中心距為800 mm，滑軌上安裝有3塊可依靠滑塊軸向移動(dòng)的鋁板，第1塊用于安裝推力壁，被固定于發(fā)動(dòng)機(jī)集氣腔前端，發(fā)動(dòng)機(jī)模型及集氣腔通過支架固定于第2塊和第3塊鋁板上，整體可以軸向移動(dòng)。集氣腔頭部端面剛性連接有一個(gè)圓柱體，用于將發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力傳遞至高頻動(dòng)態(tài)推力傳感器上，為保證推力測(cè)量不產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)力矩，高頻推力傳感器安裝位置經(jīng)過校對(duì)，保證了發(fā)動(dòng)機(jī)模型與高頻推力傳感器的同軸度。

1.4 高頻壓力/推力傳感器及采集系統(tǒng)

高頻數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)共有8個(gè)通道，采樣頻率設(shè)定為500 000采樣點(diǎn)/s. 高頻壓力傳感器量程為3 450 kPa，靈敏度為1.45 mV/kPa，分辨率為0.014 kPa,諧振頻率≥500 kHz，上升時(shí)間≤1.0 μs，低頻響應(yīng)0.01 Hz，非線性誤差≤1.0%FS，工作溫度范圍為-73～135 ℃，靈敏度溫度系數(shù)≤0.054%/℃. 高頻推力傳感器為壓電式動(dòng)態(tài)傳感器，傳感器靈敏度為224.82 mV/kN，壓力量程為22.24 kN，拉力量程為2.224 kN，最大靜態(tài)壓力為35.59 kN，最大靜態(tài)拉力為2.224 kN，低頻響應(yīng)為0.003 Hz，頻響上限為36 000 Hz，非線性誤差≤1.0%FS，工作溫度范圍為-54～121 ℃，靈敏度溫度系數(shù)≤0.09%/℃. 微小型PDE H2/O2、燃料、氧氣和空氣的噴注時(shí)刻，以及點(diǎn)火時(shí)間均由單片機(jī)進(jìn)行控制。

2 試驗(yàn)結(jié)果及理論分析

2.1 試驗(yàn)時(shí)序

試驗(yàn)系統(tǒng)時(shí)序如圖4所示，試驗(yàn)開始前打開壓力傳感器冷卻水和風(fēng)機(jī)，0 ms時(shí)刻向微小型PDE內(nèi)噴注H2/O2，550 ms時(shí)刻向CRDE集氣腔頭部噴注空氣/O2，650 ms時(shí)刻開啟燃料主管路電磁閥和壓力/推力數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，800 ms時(shí)刻停止噴注微小型PDE H2/O2，900 ms進(jìn)行點(diǎn)火，Δt為點(diǎn)火延遲時(shí)間，tCRDE為發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間，由試驗(yàn)工況決定，發(fā)動(dòng)機(jī)熄火過程先關(guān)閉燃料和氧氣主管路電磁閥，持續(xù)噴注空氣數(shù)秒后關(guān)閉空氣主管路電磁閥，熄火過程完成。

圖4 CRDE發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)序圖Fig.4 Schematic diagram of CRDE test time sequence

2.2 高頻壓力時(shí)域和頻域分析

圖5為P1～P4所采集的原始?jí)毫π盘?hào)，由于起爆后燃燒室頭部溫度急劇上升，高頻壓力原始信號(hào)受高溫和傳感器放電常數(shù)影響，超出了高頻壓力采集系統(tǒng)的測(cè)量下限，出現(xiàn)了壓力信號(hào)截止的現(xiàn)象，故未能測(cè)得發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)工作時(shí)間內(nèi)的全部高頻壓力信號(hào)。采用高通濾波方法對(duì)原始高頻壓力信號(hào)進(jìn)行了處理，閥值為0.5 kHz，處理后的爆轟波高頻壓力整體分布如圖6所示，為了便于對(duì)比壓力幅值，對(duì)P1～P4所得壓力信號(hào)基線進(jìn)行了調(diào)整。此次試驗(yàn)工況下富氧空氣(34.3%O2和65.7% N2)流量為945.3 g/s，汽油流量為84.3 g/s，當(dāng)量比為0.82，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間為1 s.

對(duì)爆轟波高頻壓力信號(hào)進(jìn)行放大分析處理，P1在154.1 ms時(shí)刻采集到第1個(gè)壓力峰值，爆轟壓力為0.85 MPa，根據(jù)傳感器之間初始波峰時(shí)間間隔計(jì)算可得，微小型PDE的初始爆轟波傳播速度為770.4 m/s. 收縮- 擴(kuò)張進(jìn)氣環(huán)縫軸向進(jìn)氣流速較高，會(huì)在切向起爆入口處形成一個(gè)負(fù)壓區(qū)[14]，導(dǎo)致微小型PDE內(nèi)H2/O2在點(diǎn)火前損失較多，導(dǎo)致起爆能量不足，初始爆轟波壓力和波速偏低也是導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)爆轟波波速虧損的原因之一。初始爆轟波進(jìn)入環(huán)形燃燒室后，引燃氧化劑與霧化汽油顆粒的預(yù)混氣，在相反方向上引起壓力擾動(dòng)，經(jīng)過約34 ms的起爆過程，形成了自持傳播的旋轉(zhuǎn)爆轟波，起爆過程時(shí)間的長(zhǎng)短與點(diǎn)火能量、燃料霧化粒徑、燃料顆粒與氧化劑的預(yù)混合效果有關(guān)。

該工況下，在該發(fā)動(dòng)機(jī)模型上旋轉(zhuǎn)爆轟波為雙波對(duì)撞傳播模態(tài)，爆轟波局部壓力振蕩特征曲線如圖7所示，燃燒室內(nèi)存在兩個(gè)爆轟波頭，傳播方向相反，周期性發(fā)生對(duì)撞。雙波對(duì)撞點(diǎn)主要集中于P2和P4附近，每一個(gè)雙波對(duì)撞周期內(nèi)P1和P3存在兩個(gè)壓力峰值，壓力峰值上升沿時(shí)刻一致但低于P4處的壓力峰值，其傳播過程示意圖如圖8所示，對(duì)撞點(diǎn)附近燃燒室溫度上升較快，P2和P4由于溫度滑移，在500 ms附近即出現(xiàn)了壓力信號(hào)截止，P1和P3處燃燒室溫度上升幅值較為滯后，分別在530 ms和580 ms出現(xiàn)壓力信號(hào)截止，如圖6所示。

圖5 原始?jí)毫π盘?hào)Fig.5 Original pressure signal

圖6 高通濾波后的壓力信號(hào)Fig.6 Pressure signal after high-pass filtering

圖7 雙波對(duì)撞點(diǎn)位于P4的壓力隨時(shí)間分布Fig.7 Distribution of pressure on two-wave collision point at P4 vs. time

圖8 雙波對(duì)撞點(diǎn)位于P4的傳播過程示意圖Fig.8 Schematic diagram of propagation of two-wave collision point at P4

但P4所得壓力峰值存在壓力振蕩現(xiàn)象，是由于第1個(gè)雙波對(duì)撞周期P4點(diǎn)處產(chǎn)生的對(duì)撞壓力峰值，高于氧化劑軸向噴注壓力，導(dǎo)致在P4點(diǎn)附近區(qū)域內(nèi)形成短時(shí)壅塞區(qū)，該模態(tài)下爆轟波周向傳播速度遠(yuǎn)大于氧化劑軸向噴注速度，透射激波m和透射激波n遠(yuǎn)離P4于P2點(diǎn)對(duì)撞后再次返回P4的一個(gè)雙波對(duì)撞周期內(nèi)，P4點(diǎn)處的短時(shí)壅塞現(xiàn)象無(wú)法完全恢復(fù)，導(dǎo)致了不同雙波對(duì)撞周期內(nèi)P4點(diǎn)處積累的預(yù)混可燃?xì)怏w層高度存在差異；每一個(gè)雙波對(duì)撞周期內(nèi)，預(yù)混段內(nèi)燃料的噴注霧化，軸向噴注的氧化劑對(duì)燃油顆粒的剪切力所形成的二次霧化摻混過程，以及預(yù)混段內(nèi)的流場(chǎng)分布均無(wú)法保持一致，諸多因素綜合導(dǎo)致了雙波對(duì)撞模態(tài)下壓力峰值振蕩的現(xiàn)象。雙波對(duì)撞模態(tài)不同于單波模態(tài)，爆轟波在燃燒室內(nèi)僅傳播二分之一圈即發(fā)生對(duì)撞，爆轟波在單個(gè)傳播周期內(nèi)所吸收的能量有限，且短時(shí)壅塞現(xiàn)象恢復(fù)的過程中，對(duì)撞點(diǎn)處新建立的可燃?xì)怏w層與上一輪對(duì)撞的高溫高壓產(chǎn)物長(zhǎng)時(shí)間接觸，使得接觸面上的燃料已發(fā)生緩燃，不僅造成了能量損失，而且導(dǎo)致新鮮可燃?xì)怏w層已具有一定的溫度，可燃?xì)怏w層的初始溫度越高，爆轟波掃過后的壓力升值越低[14]。

發(fā)動(dòng)機(jī)出口背壓為大氣壓，采用總壓耙對(duì)冷流富氧空氣噴注工況下，發(fā)動(dòng)機(jī)出口周向不同位置的總壓進(jìn)行了測(cè)量，測(cè)得P4附近(即240°處)的總壓略高于周向其他位置，即燃燒室內(nèi)P4附近的氧化劑軸向氣流速度高于其他位置。氧化劑噴注結(jié)構(gòu)為環(huán)形收縮擴(kuò)張環(huán)縫，環(huán)縫前端為漸變型面的中心錐結(jié)構(gòu)，對(duì)富氧空氣來流起到整流作用，中心錐依靠間隔90°的4個(gè)中心片通過螺桿定位于集氣腔中心，收縮擴(kuò)張進(jìn)氣環(huán)縫喉部理論值為1.0 mm，如圖9所示。由于中心錐和定位中心片的加工以及裝配存在誤差，無(wú)法保證中心錐與集氣腔的絕對(duì)同軸度，以及收縮擴(kuò)張環(huán)縫型面的加工誤差，共同導(dǎo)致了進(jìn)氣環(huán)縫喉部周向不同位置的實(shí)際尺寸與理論值存在偏差，在固定的富氧空氣來流條件下，導(dǎo)致了燃燒室內(nèi)周向不同位置氣流速度的不均勻性。

圖9 中心錐結(jié)構(gòu)示意圖Fig.9 Schematic diagram of central plug

軸向新鮮可燃?xì)怏w的快速噴注，穩(wěn)定可燃?xì)怏w層的快速建立，以及對(duì)撞后透射激波保持足夠的強(qiáng)度，能夠快速誘燃可燃?xì)怏w層增強(qiáng)為新的爆轟波，這些條件為實(shí)現(xiàn)雙波對(duì)撞傳播模態(tài)的關(guān)鍵[14]。燃燒室內(nèi)P4附近的氧化劑軸向氣流速度高于其他位置，證明此角度附近的燃燒室頭部推進(jìn)劑噴注壓力降較高，易于形成較高的可燃?xì)怏w層；該發(fā)動(dòng)機(jī)模型的噴注霧化結(jié)構(gòu)為16個(gè)噴嘴徑向環(huán)形陣列，爆轟波對(duì)撞的瞬時(shí)高壓對(duì)軸向噴注的氧化劑存在較強(qiáng)的抑制作用，對(duì)徑向陣列噴嘴燃料噴注過程影響較小，使得燃料可持續(xù)噴注保證了新鮮可燃?xì)怏w層的快速建立，綜合以上因素導(dǎo)致了燃燒室內(nèi)不同相位點(diǎn)的可燃?xì)怏w層高度差，并處于動(dòng)態(tài)平衡過程，透射激波m′和n′在遠(yuǎn)離P2靠近P4的過程中，可燃?xì)怏w層高度逐漸增加，透射激波在P4兩側(cè)迅速增強(qiáng)于P4處發(fā)生對(duì)撞，對(duì)撞后P4兩側(cè)暫無(wú)可燃?xì)怏w層，透射激波速度差較小，繼續(xù)按原方向傳播，形成了長(zhǎng)時(shí)間維持的雙波對(duì)撞模態(tài)的對(duì)撞點(diǎn)主要集中于P4和P2點(diǎn)附近的現(xiàn)象。

對(duì)高頻壓力曲線進(jìn)行詳細(xì)分析，由于集氣腔頭部軸向噴注的空氣與圓周切向旋流噴注的氧氣摻混過程受噴注總壓的波動(dòng)影響，動(dòng)態(tài)平衡的可燃?xì)怏w層高度差會(huì)發(fā)生短暫變化，出現(xiàn)短暫的雙波對(duì)撞衰減過程以及對(duì)撞點(diǎn)偏移現(xiàn)象。如圖10所示，黑色虛線圈內(nèi)為每一個(gè)雙波對(duì)撞周期內(nèi)P1和P3處壓力峰值，可燃?xì)怏w層高度差分布發(fā)生變化，導(dǎo)致透射激波存在速度差，壓力峰值上升沿時(shí)刻出現(xiàn)差值，紅色虛線圈內(nèi)僅存在P3處壓力峰值，證明P1側(cè)透射激波未能接觸到新鮮可燃?xì)獍l(fā)生了衰減，定義從燃燒室出口方向觀測(cè)，爆轟波在257 ms時(shí)刻衰減為單個(gè)沿順時(shí)針方向傳播的爆轟波，但此傳播過程很短暫，P4處的短時(shí)壅塞恢復(fù)后，經(jīng)過短暫的壓力振蕩后即恢復(fù)為雙波對(duì)撞模態(tài)。圖11為對(duì)撞點(diǎn)短暫位于P1處的現(xiàn)象，黑色虛線圈內(nèi)為P3和P4處壓力峰值，332 ms時(shí)刻P3處透射激波出現(xiàn)了衰減，爆轟波速度虧損較大存在前導(dǎo)激波和燃燒面解耦現(xiàn)象，如332.75 ms時(shí)刻出現(xiàn)了兩個(gè)較低藍(lán)色壓力峰值。圖12為對(duì)撞點(diǎn)短暫位于P3處的現(xiàn)象，黑色虛線圈內(nèi)為P1和P4同時(shí)采集到的透射激波壓力峰值，紅色虛線圈內(nèi)為P1側(cè)透射激波衰減現(xiàn)象。對(duì)撞點(diǎn)短暫位于P1和P3處現(xiàn)象主要存在于起爆和熄火階段，且傳播過程不穩(wěn)定，未發(fā)現(xiàn)雙波對(duì)撞點(diǎn)長(zhǎng)時(shí)間維持在P1或P3附近的現(xiàn)象。導(dǎo)致雙波對(duì)撞點(diǎn)產(chǎn)生相位偏移的原因包括可燃?xì)怏w層高度變化和透射激波衰減，更多影響雙波對(duì)撞點(diǎn)位置的因素有待進(jìn)一步深入研究。

圖10 雙波對(duì)撞衰減為單波頭過程Fig.10 Evolution process of bifurcation-single detonation wave

圖11 雙波對(duì)撞點(diǎn)位于P1附近的壓力隨時(shí)間分布Fig.11 Distribution of pressure on two-wave collision point near P1 vs. time

圖12 雙波對(duì)撞點(diǎn)位于P3附近的壓力隨時(shí)間分布Fig.12 Distribution of pressure on two-wave collision point near P3 vs. time

基于處理后的P4所得信號(hào)進(jìn)行了頻域分析，采用快速傅里葉變換(FFT)和短時(shí)傅里葉變換(STFT)，結(jié)果如圖13和圖14所示，高通濾波僅改變了閥值以下的頻譜特性，未對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟波的頻譜特性產(chǎn)生影響。FFT可以將原始信號(hào)從時(shí)域變換到頻域，將信號(hào)的頻譜分布特征提取出來進(jìn)行分析，旋轉(zhuǎn)爆轟波傳播頻率受推進(jìn)劑噴注過程等因素影響會(huì)產(chǎn)生波動(dòng)，F(xiàn)FT分析所得主頻即為該時(shí)段內(nèi)旋轉(zhuǎn)爆轟波傳播頻率的集中值。FFT結(jié)果顯示旋轉(zhuǎn)爆轟波的主頻為2.222 kHz，但從頻譜特性上可以觀察到，除了主頻之外存在多個(gè)較小頻譜峰值，是由于對(duì)撞點(diǎn)發(fā)生短時(shí)相位偏移和短暫雙波對(duì)撞衰減過程所形成。FFT可以得到高頻壓力信號(hào)整體振蕩主頻，但無(wú)法反應(yīng)信號(hào)的時(shí)頻特性，STFT結(jié)果反映了高頻壓力信號(hào)在不同時(shí)刻的振蕩特性。

圖13 雙波對(duì)撞模態(tài)下的FFT結(jié)果Fig.13 FFT result under two-wave collision mode

圖14 雙波對(duì)撞模態(tài)下的STFT結(jié)果Fig.14 STFT result under two-wave collision mode

根據(jù)P4所得信號(hào)對(duì)爆轟波傳播一周的平均傳播頻率和速度進(jìn)行了時(shí)域分析，即根據(jù)該時(shí)段內(nèi)所有壓力峰值上升沿時(shí)刻，計(jì)算出所有傳播周期內(nèi)的爆轟波瞬時(shí)傳播頻率和速度，對(duì)其求和取平均值即為爆轟波平均傳播頻率和速度，計(jì)算結(jié)果如圖15和圖16所示。該方法獲得的平均傳播頻率為2.174 kHz，平均傳播速度為1 051 m/s，已達(dá)到超音速爆轟燃燒模態(tài)，時(shí)域頻率分布特征與FFT所得結(jié)果基本一致，由于對(duì)撞點(diǎn)發(fā)生短時(shí)相位偏移和短暫雙波對(duì)撞衰減過程的存在，在其他頻譜范圍內(nèi)有少量頻點(diǎn)分布，但存在過程較為短暫，該發(fā)動(dòng)機(jī)模型上旋轉(zhuǎn)爆轟波主要以雙波對(duì)撞模態(tài)存在。

圖15 雙波對(duì)撞模態(tài)下的頻率隨時(shí)間分布Fig.15 Frequency distribution vs. time under two-wave collision mode

圖16 雙波對(duì)撞模態(tài)下的波速隨時(shí)間分布Fig.16 Velocity distribution vs. time under two-wave collision mode

由熱力計(jì)算軟件CEA計(jì)算的氣態(tài)C8H18與富氧空氣(34.3%O2和65.7% N2)對(duì)應(yīng)工況下C-J爆轟速度為1 896.5 m/s,速度虧損為44.6%，爆轟波傳播速度虧損是由諸多因素共同導(dǎo)致的。實(shí)際試驗(yàn)中，燃料霧化無(wú)法達(dá)到理論的完全氣化狀態(tài)，燃料和氧化劑的噴注壓力和速度存在一個(gè)最佳匹配區(qū)間，雙波對(duì)撞產(chǎn)生的瞬時(shí)高壓導(dǎo)致的短時(shí)壅塞對(duì)燃料與氧化劑的噴注過程影響較大；預(yù)混段內(nèi)的霧化摻混效果、燃油顆?？臻g組分分布、燃燒室頭部周向不同位置的當(dāng)量比均為動(dòng)態(tài)過程，爆轟波傳播速度受當(dāng)量比和總質(zhì)量流量影響較大；雙波對(duì)撞模態(tài)下，同時(shí)存在兩個(gè)反向爆轟波，爆轟波波后高溫高壓產(chǎn)物與可燃?xì)怏w層的接觸面上，提前緩燃現(xiàn)象導(dǎo)致燃料能量損失較高，可燃?xì)怏w層初始溫度較高導(dǎo)致了爆轟波壓力峰值偏低，部分爆轟波壓力峰值出現(xiàn)分叉現(xiàn)象，說明存在短暫的前導(dǎo)激波和反應(yīng)區(qū)解耦[14]。爆轟波傳播一周要經(jīng)過爆轟波對(duì)撞、透射激波傳播、透射激波再次增強(qiáng)為爆轟波等不同過程，因此其平均傳播速度存在較大虧損，為不穩(wěn)定爆轟燃燒模態(tài)。

圖17 P4、P5、P6和P7的壓力隨時(shí)間分布Fig.17 Distribution of pressures at P4,P5,P6 and P7 vs. time

根據(jù)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波流場(chǎng)特征，爆轟波與斜激波作為一個(gè)波系整體沿環(huán)形燃燒室周向傳播，爆轟波高度即為燃燒室頭部旋轉(zhuǎn)爆轟波波陣面沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向的高度。旋轉(zhuǎn)爆轟波前為可燃燃料層初始溫度較低，斜激波前為上一輪燃燒產(chǎn)物具有較高溫度，由于斜激波傾斜角的影響，斜激波處的壓力升比較低，高頻壓力傳感器所得結(jié)果的壓力升比受波前燃料層初始溫度影響，可通過對(duì)比不同軸向位置的壓力升比判斷旋轉(zhuǎn)爆轟波的高度。如圖17(b)所示，P4處的壓力升值大于其他測(cè)量結(jié)果，P5、P6和P7處的壓力升值接近，說明P4位于可燃燃料層高度內(nèi)，上一輪燃燒產(chǎn)物與可燃燃料層接觸面位于P4和P5之間，即爆轟波高度在55～70 mm之間。由于雙波對(duì)撞模態(tài)下的爆轟波傳播速度虧損導(dǎo)致激波強(qiáng)度下降，爆轟波波陣面掃過可燃燃料層后溫度和壓力上升幅度有限，爆轟波后為未完全反應(yīng)的燃燒產(chǎn)物，經(jīng)過一個(gè)傳播周期后到達(dá)斜激波波陣面前，未完全反應(yīng)的混合氣已具有較高溫度，所以P5、P6和P7測(cè)量結(jié)果壓力升值較低，未完全反應(yīng)混合氣經(jīng)過斜激波后再次燃燒放熱，所以此工況下斜激波波陣面會(huì)早于爆轟波波陣面，出現(xiàn)圖17(b)中P5、P6和P7處的壓力上升時(shí)刻早于P4處的現(xiàn)象，爆轟波傳播速度存在較大虧損的情況下會(huì)出現(xiàn)此現(xiàn)象，劉世杰在不穩(wěn)定爆轟波傳播過程中也發(fā)現(xiàn)了相同的現(xiàn)象[14]。

3 高頻推力分析

為了對(duì)雙波對(duì)撞模態(tài)下CRDE進(jìn)行一維軸向推力性能分析，設(shè)計(jì)了一套適用于環(huán)形陣列式CRDE推力測(cè)量的推力測(cè)試平臺(tái)，進(jìn)行推力測(cè)試時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間較長(zhǎng)，由于燃燒室溫度過高會(huì)導(dǎo)致高頻壓力傳感器產(chǎn)生溫度滑移超過下限值，所以為了防止損壞進(jìn)行推力測(cè)試時(shí)未安裝高頻壓力傳感器，其他工況參數(shù)值均相同。

圖18 推力和集氣腔壓力隨時(shí)間分布Fig.18 Distribution of thrust and inlet pressure vs. time

推力和集氣腔壓力隨時(shí)間變化曲線如圖18所示，時(shí)序在550 ms開啟空氣/O2噴注，集氣腔壓力在350 ms內(nèi)上升至0.47 MPa，高頻推力采集系統(tǒng)觸發(fā)時(shí)間為650 ms，此時(shí)為冷流氧化劑軸向噴射形成的推力，900 ms時(shí)刻點(diǎn)火起爆，發(fā)動(dòng)機(jī)推力瞬間增大，通過集氣腔頭部圓柱體傳遞至高頻動(dòng)態(tài)推力傳感器上。由于高頻推力傳感器的工作特性，無(wú)法在短時(shí)間內(nèi)達(dá)到電位平衡，表現(xiàn)出大幅值振蕩，約400 ms后推力曲線振蕩趨于穩(wěn)定，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間為1 500 ms. 在2 400 ms時(shí)關(guān)閉燃料和O2持續(xù)噴注空氣進(jìn)行熄火，集氣腔壓力下降0.34 MPa，推力曲線經(jīng)過80 ms振蕩降至低位。發(fā)動(dòng)機(jī)軸向安裝了彈性限位裝置，空氣噴注熄火階段推力瞬間減小，由于推力壁反作用力和彈性限位裝置的共同影響，發(fā)動(dòng)機(jī)在軸向發(fā)生彈性位移，形成了熄火階段的4個(gè)推力振蕩峰值，熄火后推力曲線零點(diǎn)基線較好。從推力曲線隨時(shí)間整體分布來看，推力的上升、下降時(shí)刻與時(shí)序控制一致。

點(diǎn)火起爆前冷流工質(zhì)所形成的推力Ff=146.9 N，為獲得穩(wěn)定推力Ftot對(duì)推力曲線進(jìn)行面積積分，積分后的推力面積如圖19所示。推力曲線振蕩趨于穩(wěn)定后，推力面積積分從1 426.4 ms至2 328.8 ms呈線性增長(zhǎng)，選取穩(wěn)定工作范圍內(nèi)兩個(gè)點(diǎn)FI1(t1)和FI2(t2)進(jìn)行線性擬合，可得平均總推力Ftot=607.3 N，由爆轟燃燒產(chǎn)生的推力增益ΔF=460.4 N. 此試驗(yàn)工況下富氧空氣(34.3%O2和65.7% N2)流量為945.3 g/s，汽油流量為84.3 g/s，總質(zhì)量流量為1 029.6 g/s，當(dāng)量比為0.82，燃燒室截面積為7.072×10-3m2，單位面積質(zhì)量流量為1.456×105g/(m2·s)，單位面積推力為8.587×104N/m2，以火箭模式計(jì)算總比沖為60.2 s，以吸氣模式計(jì)算燃料比沖為735.1 s. 雙波對(duì)撞模態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)在能量損耗較大，爆轟波壓力和傳播速度存在虧損，爆轟波波后產(chǎn)物在斜激波和膨脹波的共同作用下膨脹至發(fā)動(dòng)機(jī)出口截面，其壓力、溫度和軸向分速度偏低，發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能受出口截面的溫度、密度、壓力和軸向分速度影響，導(dǎo)致了該模態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能偏低。為進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，需對(duì)多波頭同向傳播模態(tài)形成機(jī)理進(jìn)行分析，根據(jù)已有氣態(tài)旋轉(zhuǎn)爆轟傳播模態(tài)研究結(jié)果，首先可以通過提高燃料噴注壓力降，減小燃料霧化粒徑并提高液滴顆粒徑向速度，改善推進(jìn)劑組分摻混效果從而提高爆轟波壓力和傳播速度，使爆轟波達(dá)到燃燒室頭部減小可燃?xì)怏w層高度，消除雙波對(duì)撞模態(tài)從而形成單波模態(tài)，隨后進(jìn)一步提高推進(jìn)劑總質(zhì)量流量實(shí)現(xiàn)多波頭同向傳播模態(tài)。

圖19 推力和面積積分隨時(shí)間分布Fig.19 Distribution of thrust and areal integral vs. time

推力測(cè)試的誤差來源主要包括：1)起爆后發(fā)動(dòng)機(jī)切向噴注孔所導(dǎo)致的爆轟波周期性能量損失；2)切向安裝的微小型PDE導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)心不穩(wěn)，所產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩；3)推力壁面軸向彈性形變所導(dǎo)致的推力值偏低；4)供應(yīng)管路側(cè)向牽制力和流量計(jì)誤差等。推力測(cè)試平臺(tái)安裝了軸向彈性限位裝置，使得推力傳感器零點(diǎn)基線穩(wěn)定，同時(shí)避免了起爆時(shí)所產(chǎn)生的瞬間推力導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)反彈產(chǎn)生的軸向位移?；瑝K與滑軌之間進(jìn)行了充分潤(rùn)滑，滾動(dòng)摩擦力影響幾乎可以忽略，高頻推力采集系統(tǒng)的響應(yīng)及采樣頻率遠(yuǎn)高于發(fā)動(dòng)機(jī)的工作頻率，確保了信號(hào)的原始真實(shí)性。

選取推力積分面積呈線性增長(zhǎng)區(qū)間進(jìn)行頻域分析，選取區(qū)間如圖20所示。從圖20中可以看出，旋轉(zhuǎn)爆轟波長(zhǎng)時(shí)間維持雙波對(duì)撞模態(tài)階段，發(fā)動(dòng)機(jī)推力圍繞平均總推力Ftot振蕩，推力主要集中在上限Fu到下限Fl之間約為δFtot=385 N，約占平均總推力607.3 N的63.4%，從推力曲線振蕩范圍可以看出，雙波對(duì)撞模態(tài)下推力波動(dòng)范圍較大。切向安裝的預(yù)爆轟管噴注入口直徑為16 mm，點(diǎn)火后預(yù)爆轟內(nèi)經(jīng)過燃燒轉(zhuǎn)爆轟過程形成單個(gè)爆轟波，爆轟波及其波后產(chǎn)物切向進(jìn)入環(huán)形燃燒室，引燃燃燒室頭部的可燃?xì)怏w層，形成長(zhǎng)時(shí)間維持的雙波對(duì)撞傳播模態(tài)。但成功起爆后相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)主體預(yù)爆轟則為一個(gè)閑置腔體，雙波對(duì)撞模態(tài)的每一個(gè)對(duì)撞周期內(nèi)，傳播方向相反的兩個(gè)爆轟波分別經(jīng)過切向噴注孔一次，根據(jù)預(yù)爆轟管內(nèi)壓力和燃燒室壓力的比值，預(yù)爆轟管不斷吸入或排出爆轟波后的高溫燃?xì)猓⑶冶Z波經(jīng)過切向噴注孔時(shí)也會(huì)在預(yù)爆轟管內(nèi)引起高頻壓力擾動(dòng)，從而導(dǎo)致燃燒室內(nèi)流場(chǎng)不均勻，宏觀表現(xiàn)為發(fā)動(dòng)機(jī)的推力波動(dòng)[23]，預(yù)爆轟管內(nèi)壓力曲線如圖21所示。

圖20 穩(wěn)定工作階段推力隨時(shí)間分布Fig.20 Thrust distribution vs. time at steady stage

圖21 P8和P9所采集到的預(yù)爆轟管內(nèi)壓力信號(hào)Fig.21 Pressure signals of PDE measured at P8 and P9

圖22 推力曲線的FFT結(jié)果Fig.22 FFT result of thrust curves

對(duì)推力曲線進(jìn)行FFT結(jié)果如圖22所示。FFT結(jié)果顯示最大頻譜峰值為0.594 kHz，第2個(gè)頻譜峰值為2.175 kHz，對(duì)所選區(qū)間的推力曲線進(jìn)行高通濾波，設(shè)置閥值0.6 kHz所得結(jié)果如圖23所示。從圖23可以發(fā)現(xiàn)推力曲線的幅值振蕩特征消失，推力曲線穩(wěn)定于平均總推力Ftot處，證明最大頻譜峰值0.594 kHz為推力曲線圍繞平均總推力Ftot振蕩所形成。發(fā)動(dòng)機(jī)出口截面周向不同位置的推力密度存在差異，出口截面上的推力密度最大值出現(xiàn)在斜激波處，出口截面斜激波處推力密度、壓力、溫度、軸向速度和周向速度均存在間斷面，出口截面推力密度對(duì)環(huán)形燃燒室中心軸線的積分合力矩不為0，形成了推力偏心力矩。由于雙波對(duì)撞模態(tài)爆轟波的傳播特性，燃燒室內(nèi)兩個(gè)爆轟波的相對(duì)位置周期性變化，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力偏心力矩在燃燒室周向和徑向的分力矩也隨時(shí)間周期性變化，大小和方向由燃燒室內(nèi)兩個(gè)爆轟波的相對(duì)傳播位置決定，導(dǎo)致了發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作時(shí)的整機(jī)高頻振動(dòng)，如圖22中第2個(gè)頻譜峰值2.175 kHz與旋轉(zhuǎn)爆轟波平均傳播頻率2.174 kHz一致，說明旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)工作階段振動(dòng)頻率與旋轉(zhuǎn)爆轟波傳播頻率基本一致，卓長(zhǎng)飛等在相關(guān)數(shù)值研究中也發(fā)現(xiàn)了該現(xiàn)象[23]。如何選定一個(gè)最佳的旋轉(zhuǎn)爆轟波傳播模態(tài)和特殊的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室構(gòu)型，以降低旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)工作階段的推力振蕩和整機(jī)高頻振動(dòng)將成為未來一個(gè)重要的研究?jī)?nèi)容。

圖23 穩(wěn)定工作階段FFT高通濾波后的結(jié)果Fig.23 The result of steady stage after high pass FFT filtering

4 結(jié)論

通過上述分析，本文所得的主要結(jié)論如下：

1)在該發(fā)動(dòng)機(jī)模型上，富氧空氣(34.3%O2和65.7% N2)流量為945.3 g/s，汽油流量為84.3 g/s，總質(zhì)量流量為1 029.6 g/s，當(dāng)量比為0.82，該工況下爆轟波長(zhǎng)時(shí)間維持雙波對(duì)撞模態(tài)，對(duì)撞點(diǎn)主要集中于P2和P4附近。爆轟波平均傳播頻率為2.174 kHz，平均傳播速度為1 051 m/s，F(xiàn)FT所得主頻為2.222 kHz，爆轟波高度在55～70 mm之間。

2)燃燒室截面積為7.072×10-3m2，單位面積質(zhì)量流量為1.456×105g/(m2·s)，發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作時(shí)間達(dá)1 500 ms，平均總推力Ftot=607.3 N，推力增益ΔF=460.4 N，單位面積推力為8.587×104N/m2，以火箭模式計(jì)算總比沖為60.2 s，以吸氣模式計(jì)算燃料比沖為735.1 s. 雙波對(duì)撞模態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)推力波動(dòng)較大，推力曲線圍繞平均推力振蕩，發(fā)動(dòng)機(jī)工作階段振動(dòng)頻率與爆轟波平均傳播頻率基本一致。

3)為進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，多波頭同向傳播模態(tài)自持傳播機(jī)理有待進(jìn)一步研究，穩(wěn)定的多波頭同向傳播模態(tài)可形成更大更穩(wěn)定的推力；環(huán)形陣列式精細(xì)霧化裝置和起爆方式有待優(yōu)化，以提高旋轉(zhuǎn)爆轟波壓力和傳播速度；推進(jìn)劑噴射比、燃燒室構(gòu)型、尾噴管結(jié)構(gòu)等因素對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能影響均為未來有待研究的工作內(nèi)容。

References)

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Thrust Measurement of Liquid-fueled Rotating Detonation Engine under Two-wave Collision Mode

ZHENG Quan, LI Bao-xing, WENG Chun-sheng, BAI Qiao-dong

(National Key Laboratory of Transient Physics, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, Jiangsu, China)

The ring-shaped arrangement continuous rotating detonation engine, in which the mixture of gasoline/oxygen-enriched air is injected, is test. The propagation characteristics, time-domain characteristics, frequency-domain characteristics and detonation height of self-sustained detonation wave under two-wave collision mode are analyzed in detail. One-dimensional thrust of the engine model under two-wave collision mode is measured. The experimental results show that the detonation has an average frequency of 2.174 kHz and an average velocity of 1 051 m/s, the detonation wave height is between 55 and 70 mm, the effective thrust is 607.3 N, the thrust per unit area is 8.587×104N/m2, and the fuel specific impulse is 735.1 s under the operating conditions of 0.82 equivalence ratio, 945.3 g/s oxygen-enriched air (34.3%O2and 65.7% N2) and 84.3 g/s gasoline. It shows that the engine thrust under two-wave collision mode fluctuates obviously, the thrust oscillates around the average thrust, and the vibration frequency of engine and the propagation frequency of detonation wave are basically identical at the stable phase in the thrust curve.

ordnance science and technology; continuous rotating detonation engine; gasoline/oxygen-enriched air mixture; two-wave collision mode; time-domain and frequency-domain analysis; thrust; specific impulse

2016-10-10

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11472138)；國(guó)防預(yù)先研究基金項(xiàng)目(9140c300202120c30)；中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金項(xiàng)目(30920140112011)

鄭權(quán)(1988—)，男，博士研究生。E-mail: quanta_2003@163.com

翁春生(1964—)，男，教授，博士生導(dǎo)師。E-mail: wengcs@126.com

V434+.3

A

1000-1093(2017)04-0679-11

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.04.008