高速飛行器的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震推進(jìn)技術(shù)

師迎晨，張任帥，計(jì)自飛，王 兵，*

(1. 清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084；2. 中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán) 沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)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(dǎo)彈、超聲速或高超聲速飛機(jī)、可重復(fù)使用空天飛機(jī)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(qiáng)國(guó)大力發(fā)展的一項(xiàng)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(jìn)裝置也經(jīng)歷了一代又一代的變革，從基于單一動(dòng)力的推進(jìn)裝置逐漸向基于組合動(dòng)力的推進(jìn)裝置發(fā)展。但是當(dāng)前推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)的燃燒方式，從本質(zhì)上實(shí)現(xiàn)推進(jìn)裝置的推力與熱效率相較當(dāng)前水平的大幅提升。爆震燃燒便是代替?zhèn)鹘y(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)裝置有望助力高速飛行器取得更長(zhǎng)遠(yuǎn)的發(fā)展。

本文綜述了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的流動(dòng)燃燒特性與數(shù)學(xué)模型，以及基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進(jìn)裝置的研究進(jìn)展。旨在對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提出燃燒室對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(jìn)氣道的內(nèi)流場(chǎng)特性。

1 當(dāng)前高速飛行器的推進(jìn)裝置

1.1 基于單一動(dòng)力的推進(jìn)裝置

傳統(tǒng)高速飛行器主要采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)或吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。當(dāng)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，高速飛行器具備入軌條件，可以實(shí)現(xiàn)跨大氣層飛行，缺點(diǎn)是難以進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間遠(yuǎn)距離巡航飛行；當(dāng)使用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，高速飛行器不具備入軌條件，無法實(shí)現(xiàn)跨大氣層飛行，但是得益于吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)高比沖的特點(diǎn)，此時(shí)高速飛行器可以實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間遠(yuǎn)距離巡航飛行。應(yīng)用于高速飛行器的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)一般指沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，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(dòng)機(jī)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般工作馬赫數(shù)大于3，其無法作為單一推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行使用，通常需要在飛行器整體達(dá)到一定的飛行速度之后才能起動(dòng)。吸氣渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，如渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)等，一般難以在馬赫數(shù)大于2.5的工況下使用。這就導(dǎo)致基于單一循環(huán)的吸氣式推進(jìn)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(dòng)力的推進(jìn)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(dòng)力需求，需要發(fā)展新的推進(jìn)系統(tǒng)。組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)是當(dāng)前的研究熱點(diǎn)，如火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）與渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（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(dòng)機(jī)模態(tài)、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)以及火箭模態(tài)，四種模式分別對(duì)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(duì)的界限，可能處在某一范圍內(nèi)。。TBCC將燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合使用，相比于RBCC具有更高的比沖。當(dāng)飛行器飛行速度較低時(shí)，TBCC以燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)模式工作，利用該發(fā)動(dòng)機(jī)在低馬赫數(shù)下具有較佳性能的特點(diǎn)提升飛行器速度；當(dāng)飛行器飛行速度較高達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)要求時(shí)，TBCC以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模式工作，利用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)下具有的較佳性能來實(shí)現(xiàn)高速飛行。目前，TBCC難以實(shí)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(jìn)輔助裝置，如引射火箭，幫助實(shí)現(xiàn)模態(tài)的順利切換；要么改進(jìn)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)來降低起動(dòng)速度；還可以發(fā)展預(yù)冷技術(shù)來提升渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作上限，如以英國(guó)SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)為代表的吸氣預(yù)冷式發(fā)動(dòng)機(jī)。TBCC、RBCC及其他若干類發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)現(xiàn)高速飛行。

圖1 不同種類發(fā)動(dòng)機(jī)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?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)或沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，遵循的是布雷頓熱力學(xué)循環(huán)。提高推進(jìn)系統(tǒng)熱效率的主要方式是提升推進(jìn)系統(tǒng)需要的增壓比。氣流的增壓過程主要由壓氣機(jī)或進(jìn)氣道激波系來實(shí)現(xiàn)，過度提升增壓比會(huì)導(dǎo)致氣流在進(jìn)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(jī)組合效率。氣流的燃燒加熱過程發(fā)生在推進(jìn)系統(tǒng)的燃燒室內(nèi)，對(duì)于燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)而言，過高的燃燒室溫度會(huì)對(duì)渦輪造成損傷。綜上所述，這些采用布雷頓熱力學(xué)循環(huán)的吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)，包括上述的組合式推進(jìn)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(dāng)前以及未來高速飛行器對(duì)推進(jìn)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(jìn)裝置

2.1 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒的優(yōu)勢(shì)

隨著人們對(duì)爆震現(xiàn)象的深入研究，基于爆震的推進(jìn)系統(tǒng)的概念方案和原理樣機(jī)層出不窮。爆震燃燒具有單位時(shí)間放熱強(qiáng)度大、燃燒自增壓、燃?xì)鈮毫εc燃?xì)鉁囟雀叩忍攸c(diǎn)，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(xué)循環(huán)相比傳統(tǒng)布雷頓熱力學(xué)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(dòng)機(jī)可以分為駐定爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（Standing Detonation Engine，SDE）、脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（Pulse Detonation Engine，PDE）與連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（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(fù)起爆的機(jī)理認(rèn)知尚不充分，導(dǎo)致脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)可靠觸發(fā)等問題仍未良好解決，相關(guān)研究有待進(jìn)一步開展。近年來，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震成為學(xué)術(shù)界和工程界聚焦的熱點(diǎn)研究方向，基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進(jìn)裝置也逐漸成為航空航天領(lǐng)域新型推進(jìn)裝置的發(fā)展趨勢(shì)。

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(jìn)方式，如連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(jìn)系統(tǒng)在提升熱效率的同時(shí)，填補(bǔ)了傳統(tǒng)推進(jìn)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(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、適用飛行范圍寬、熱力循環(huán)效率高等特點(diǎn)，有望作為新一代高速飛行器的推進(jìn)裝置，已經(jīng)成為近年來最受關(guān)注的爆震發(fā)動(dòng)機(jī)之一。

圖2 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)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(diǎn)外，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波還具有特異的流場(chǎng)特性。

蘇聯(lián)Voitsekhovskii[3]在研究液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)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(yàn)裝置并點(diǎn)燃乙炔-氧氣預(yù)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(yàn)，成功實(shí)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(yù)燃區(qū)域、爆震產(chǎn)物區(qū)域三個(gè)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?？?，導(dǎo)致通過試驗(yàn)觀察旋轉(zhuǎn)爆震波詳細(xì)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(duì)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室流場(chǎng)進(jìn)行模擬仿真進(jìn)而得到旋轉(zhuǎn)爆震波的詳細(xì)特征逐漸成為研究熱點(diǎn)。日本名古屋大學(xué)Hishida等[5]采用數(shù)值計(jì)算的方法獲得了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波的精細(xì)結(jié)構(gòu)。國(guó)防科技大學(xué)的劉世杰等[6]基于化學(xué)非平衡流解耦的方法對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波內(nèi)流場(chǎng)與爆震波掃掠惰性氣體界面的傳播過程進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，獲得了較為詳細(xì)的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波結(jié)構(gòu)并進(jìn)行分析。北京大學(xué)王健平等[7-8]基于單步化學(xué)反應(yīng)、兩步化學(xué)反應(yīng)與基元化學(xué)反應(yīng)對(duì)氫燃料連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震流場(chǎng)開展了二維、三維情況下的數(shù)值模擬，并對(duì)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(jìn)行了研究。

上述試驗(yàn)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(dǎo)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(shí)，對(duì)于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室也進(jìn)行了許多探索。Bykovskii等[9-11]針對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（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(dòng)機(jī)燃燒室尺寸與構(gòu)型、噴注方式等因素對(duì)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(chǎng)特征—較高的波前預(yù)混氣溫度、極高的爆震波后壓力等。還發(fā)現(xiàn)預(yù)混氣的預(yù)混程度越強(qiáng)，則越有利于爆震波的穩(wěn)定傳播。滕宏輝等[12-13]針對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)中多種變量，如燃燒室入口溫度、燃燒室徑向尺寸、混合氣預(yù)混程度等，對(duì)于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性的影響，利用數(shù)值手段進(jìn)行分析研究。

目前，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室研究大致采用近似構(gòu)型開展，即預(yù)混氣從燃燒室進(jìn)口處的環(huán)形通道沿軸向噴入燃燒室，預(yù)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(yù)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(shí)在壓差作用下會(huì)有新鮮預(yù)混氣被注入燃燒室，等待下一輪反應(yīng)。

根據(jù)流場(chǎng)特征，可以將燃燒室內(nèi)的氣動(dòng)、熱力學(xué)過程大致分為預(yù)混氣的噴注過程、預(yù)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(gè)部分。對(duì)不同的部分分別建模并進(jìn)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(dòng)機(jī)燃燒室氣動(dòng)熱力模型。

Wintenberger等[14]分析了爆震的熱力學(xué)循環(huán)特性，提出了以純熱力學(xué)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(jì)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(dòng)熱力學(xué)模型，以此為基礎(chǔ)建立了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)一體化分析模型，驗(yàn)證了包括旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動(dòng)熱力學(xué)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(dòng)熱力學(xué)參數(shù)計(jì)算方法可以概括如下：（1）根據(jù)已知的噴注口參數(shù)（壓強(qiáng)、溫度等）和假定的噴注速度，計(jì)算旋轉(zhuǎn)爆震波前參數(shù)；（2）基于爆震波ZND模型結(jié)合計(jì)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(qiáng)、溫度、噴注起始點(diǎn)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(chǎng)結(jié)構(gòu)，依次迭代求解達(dá)到收斂，最終得到真實(shí)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(chǎng)結(jié)構(gòu)圖、出口參數(shù)與利用CFD工具得到的進(jìn)行對(duì)比（圖7），可知該旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動(dòng)熱力學(xué)模型可以較好地描述真實(shí)物理情況。

圖6 Sousa等提出的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室氣動(dòng)熱力學(xué)參數(shù)計(jì)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(jì)算結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比圖[15]Fig. 7 Comparison between CFD and aerothermodynamic model[15]

本質(zhì)定常燃燒的發(fā)動(dòng)機(jī)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(dǎo)致流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化。而內(nèi)部流動(dòng)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(dòng)機(jī)燃燒室，其內(nèi)部存在高頻旋轉(zhuǎn)的爆震波，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化更加劇烈。考慮到推進(jìn)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(dòng)燃燒的劇烈變化勢(shì)必會(huì)影響氣流上下游部件（進(jìn)氣道和尾噴管等）的工作特性，從而導(dǎo)致強(qiáng)烈的內(nèi)外流耦合。發(fā)展基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震的推進(jìn)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)的要求，這將在第3節(jié)中重點(diǎn)闡述。

2.4 基于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震構(gòu)建的推進(jìn)系統(tǒng)研究進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)。Frolov等[16]利用連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)（圖8），采用氫氣與空氣作為燃料與氧化劑進(jìn)行試車，測(cè)得發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力達(dá)到6 kN，最大比沖在3 000 s左右。此外，他們還對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值模擬[17]，計(jì)算得到流場(chǎng)結(jié)構(gòu)（圖9）與相關(guān)熱力學(xué)性能指標(biāo)參數(shù)均與試驗(yàn)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(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)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(chǎng)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(dòng)機(jī)方面也開展了很多研究。Wolański等[18]將某渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室替換成連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室，將原有發(fā)動(dòng)機(jī)改裝成連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)并進(jìn)行試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)可以在稀薄混合氣條件下運(yùn)行，通過對(duì)油耗與功率的綜合評(píng)估，判斷改裝后的發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)渦輪的影響，在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)出口處安裝渦輪。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，高溫的爆震產(chǎn)物會(huì)對(duì)渦輪葉片造成損傷，同時(shí)也會(huì)導(dǎo)致一定程度的壓力損失。

針對(duì)此問題，計(jì)自飛等[20]提出一種雙通道連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)（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(duì)上游進(jìn)氣裝置的影響，同時(shí)混合器的引入也降低了高溫爆震產(chǎn)物對(duì)渦輪葉片的損傷，提高了系統(tǒng)可靠性。對(duì)比傳統(tǒng)燃?xì)廨啓C(jī)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(duì)較高的比推力，在增壓比較低的時(shí)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(dòng)機(jī)相比，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)具有明顯的性能優(yōu)勢(shì)。

同時(shí)，對(duì)于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)模型（圖11），并對(duì)每個(gè)部分先獨(dú)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(dòng)機(jī)循環(huán)分析流程。計(jì)算發(fā)現(xiàn)使用氫氣-空氣預(yù)混氣時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)，理論上比沖可以達(dá)到3 800 s，飛行速度可以達(dá)到馬赫數(shù)5，證實(shí)了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)構(gòu)型，通過計(jì)算分析發(fā)現(xiàn)，隨著飛行高度的提升，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖與比推力均會(huì)下降，同時(shí)隨著飛行馬赫數(shù)的提升，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖與比推力呈現(xiàn)先上升后下降的趨勢(shì)。

北京動(dòng)力機(jī)械研究所對(duì)于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)各部件之間的匹配工作問題開展研究，利用試驗(yàn)樣機(jī)進(jìn)行自由射流情況下的試車，成功實(shí)現(xiàn)了進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管的協(xié)同工作，驗(yàn)證了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工程上的可行性。國(guó)防科技大學(xué)的劉世杰等[23]也開展了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)研究，通過在風(fēng)洞中模擬自由射流來對(duì)樣機(jī)進(jìn)行試車并取得成功，實(shí)現(xiàn)了穩(wěn)定傳播的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波，并初步測(cè)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(duì)旋轉(zhuǎn)爆震相關(guān)機(jī)理研究的逐步深入，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的性能優(yōu)勢(shì)日益體現(xiàn)，其作為新型推進(jìn)裝置越來越受到重視。

對(duì)于內(nèi)部流動(dòng)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(shì)必會(huì)影響氣流上下游部件（進(jìn)氣道和尾噴管等）的工作特性，從而導(dǎo)致強(qiáng)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(dòng)機(jī)進(jìn)排氣設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求

3.1 進(jìn)氣道氣動(dòng)熱力設(shè)計(jì)及其科學(xué)問題

進(jìn)氣道作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件之一，主要負(fù)責(zé)將來流減速并增壓。進(jìn)氣道與燃燒室等其他部件協(xié)同工作，決定了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)總壓恢復(fù)系數(shù)等關(guān)鍵參數(shù)。進(jìn)氣道性能好壞直接決定了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能好壞。如前文所述，對(duì)于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而言，進(jìn)氣道工作時(shí)會(huì)承受來自燃燒室的非定常波動(dòng)壓力的作用，其內(nèi)部存在復(fù)雜的非定常流場(chǎng)。同時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化又會(huì)直接影響進(jìn)氣道出口相關(guān)氣流參數(shù)，進(jìn)而對(duì)燃燒室產(chǎn)生影響。可見進(jìn)氣道與燃燒室之間存在復(fù)雜的協(xié)調(diào)與耦合干擾問題，所以進(jìn)氣道的非定常流動(dòng)分析及氣動(dòng)熱力設(shè)計(jì)是一個(gè)重要的研究方向。

經(jīng)過數(shù)十年的理論分析與工程實(shí)踐，傳統(tǒng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)已經(jīng)形成完整的流程。一般進(jìn)氣道按照壓縮段的幾何形狀可以分為二元式進(jìn)氣道與軸對(duì)稱進(jìn)氣道，此外還可以根據(jù)設(shè)計(jì)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(jìn)氣道、內(nèi)壓式進(jìn)氣道和混壓式進(jìn)氣道。對(duì)于目前常用的多波系混壓式進(jìn)氣道而言，氣動(dòng)熱力設(shè)計(jì)主要需要遵循如下兩點(diǎn)要求：（1）為了保證質(zhì)量流量，需要合理設(shè)計(jì)外壓段，使得在設(shè)計(jì)工況時(shí)激波系均與進(jìn)氣道唇口相交，即達(dá)到激波封口條件；（2）為了保證進(jìn)氣道不會(huì)在設(shè)計(jì)工況下出現(xiàn)不起動(dòng)的現(xiàn)象，需要確定合理的內(nèi)壓段中喉部的截面積。同時(shí)為了保證進(jìn)氣道內(nèi)壓段具有一定的擴(kuò)壓能力，還需要合理設(shè)計(jì)進(jìn)氣道進(jìn)口截面積、喉部截面積與進(jìn)氣道出口截面積。

在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)受到業(yè)界廣泛關(guān)注之前，進(jìn)氣道內(nèi)部非定常流場(chǎng)的研究多數(shù)集中于觀察進(jìn)氣道內(nèi)激波串的運(yùn)動(dòng)來對(duì)喘振、激波振蕩等非定常流動(dòng)現(xiàn)象進(jìn)行分析。Trapier等[24-25]使用試驗(yàn)和數(shù)值仿真方法，對(duì)進(jìn)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(yùn)動(dòng)過程、頻率、壓力振幅都做了細(xì)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(dòng)引起的進(jìn)氣道不起動(dòng)過程。Wagner等[28]對(duì)于反壓引起的超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)的流場(chǎng)特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)激波誘導(dǎo)邊界層分離是不起動(dòng)的重要因素，進(jìn)氣道不起動(dòng)過程中結(jié)尾激波以一定速度通過隔離段向進(jìn)氣道入口移動(dòng)，且不起動(dòng)流場(chǎng)存在流動(dòng)脈動(dòng)。梁德旺等[29]總結(jié)前人成果得出：燃燒導(dǎo)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(dòng)，當(dāng)激波串被推出進(jìn)氣道口外，即反壓大于極限反壓時(shí)，進(jìn)氣道便不能起動(dòng)；當(dāng)反壓大于最大工作反壓且小于極限反壓時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在亞聲速模態(tài)；當(dāng)反壓小于或等于最大工作反壓時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在超聲速模態(tài)。

針對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的特點(diǎn)，需要分析高頻、高幅周向脈動(dòng)反壓對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)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(dòng)反壓對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)部氣動(dòng)熱力特性的影響，并與定常反壓作用下進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)，進(jìn)氣道內(nèi)部存在螺旋狀向上游傳播的運(yùn)動(dòng)激波（圖12），并且激波在向上游傳播的過程中強(qiáng)度逐漸衰減。此外，還觀察到運(yùn)動(dòng)激波波后存在激波/邊界層影響導(dǎo)致的回流區(qū)，且回流區(qū)由波后逐漸向波前擴(kuò)展。

圖12 周向脈動(dòng)反壓與定常反壓作用下進(jìn)氣道流場(chǎng)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(dòng)反壓對(duì)進(jìn)氣道產(chǎn)生的影響，需要在原有進(jìn)氣道設(shè)計(jì)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(jī)械閥來抑制燃燒室的壓力反傳。閥門打開進(jìn)而填充預(yù)混氣，然后關(guān)閉閥門燃燒室內(nèi)進(jìn)行爆震燃燒，由于閥門的阻擋，高溫燃?xì)庵荒芟蚝髥蜗騻鞑?。機(jī)械閥可以絕對(duì)防止燃燒室的壓力反傳，但是機(jī)械閥受限于機(jī)械結(jié)構(gòu)難以在高頻工況下使用[31]，閥門的開合也會(huì)對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響[32]。同時(shí)，機(jī)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(duì)抑制燃燒室壓力反傳的作用。當(dāng)隔離段采用特殊的幾何結(jié)構(gòu)時(shí)，可以阻礙流體的反向傳播，從而達(dá)到抑制壓力反傳的效果。隔離段的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，且可以適用于多種不同的燃燒室，具有很大的應(yīng)用價(jià)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(dòng)特性及抗反壓性能分析，將在后續(xù)章節(jié)中作詳細(xì)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(dòng)熱力設(shè)計(jì)及其科學(xué)問題

尾噴管主要負(fù)責(zé)將燃燒室產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)饧铀倥蛎浥懦霭l(fā)動(dòng)機(jī)，從而產(chǎn)生推力。尾噴管性能的好壞會(huì)直接決定發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力的大小。如前文所述，對(duì)于連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而言，尾噴管會(huì)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(fù)雜的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。所以對(duì)尾噴管的非定常流場(chǎng)分析及氣動(dòng)熱力設(shè)計(jì)是一個(gè)重要的研究方向。

隨著沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，尾噴管的分析方法與設(shè)計(jì)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(kuò)張尾噴管、收縮-擴(kuò)張尾噴管、引射尾噴管、塞式尾噴管、單壁擴(kuò)張尾噴管等。在對(duì)尾噴管進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，需要考慮燃燒室出口處（即尾噴管進(jìn)口處）的氣流參數(shù)，如壓強(qiáng)溫度、質(zhì)量流量等，同時(shí)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(shí)，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(jì)為光滑過渡，避免氣流分離，降低總壓損失，保證良好的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

在連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)受到業(yè)界廣泛關(guān)注之前，尾噴管內(nèi)部非定常流場(chǎng)的研究多數(shù)集中于非均勻入口條件對(duì)尾噴管內(nèi)部流動(dòng)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(yàn)結(jié)果與入口流動(dòng)均勻條件下的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)入口流動(dòng)非均勻時(shí)尾噴管性能會(huì)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(shí)尾噴管內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。全志斌等[36]通過數(shù)值仿真與試驗(yàn)，研究了非均勻進(jìn)口對(duì)尾噴管性能的影響，對(duì)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(jìn)口非均勻程度的增加，噴管推力不斷下降。

針對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的特點(diǎn)，需要考慮燃燒室出口處隨時(shí)間和空間復(fù)雜變換的流場(chǎng)對(duì)尾噴管造成的影響，進(jìn)一步研究綜合性能較高的尾噴管構(gòu)型。Fotia等[37]設(shè)計(jì)了小型連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)，并在此試驗(yàn)臺(tái)的基礎(chǔ)上研究尾噴管的構(gòu)型對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)參數(shù)的影響，如圖14所示。對(duì)比分析發(fā)現(xiàn)，當(dāng)尾噴管中心錐采用圓錐構(gòu)型時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)可以獲得更大的比推力，進(jìn)一步研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)尾噴管流通通道包含截面收縮段時(shí)，在相同質(zhì)量流量與當(dāng)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(dòng)機(jī)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(duì)比研究發(fā)現(xiàn)，尾噴管的幾何構(gòu)型（圖15和圖16）對(duì)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(huì)造成影響。在四種構(gòu)型中選取相對(duì)性能較佳的構(gòu)型3，進(jìn)而研究塞式噴管出口錐面傾角與長(zhǎng)度對(duì)性能參數(shù)的影響，發(fā)現(xiàn)錐面傾角或錐體長(zhǎng)度為特定值時(shí)尾噴管有最大推力，隨著錐面傾角或錐體長(zhǎng)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(kuò)張噴管對(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，仿真得到的馬赫數(shù)云圖如圖17所示。通過對(duì)比發(fā)現(xiàn)，收縮-擴(kuò)張噴管有助于改善燃燒室內(nèi)非定常流動(dòng)導(dǎo)致的尾噴管的流場(chǎng)振蕩，噴管出口處的壓力與馬赫數(shù)相對(duì)于時(shí)間平均值的變化量均小于5%，并且收縮-擴(kuò)張噴管有助于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖。

圖17 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管非定常情況下的流動(dòng)進(jìn)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(huì)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(jìn)出口壓比會(huì)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(shí)具有相對(duì)更高的總壓恢復(fù)、推力與比沖。

圖18 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)緊湊等特點(diǎn)，各部件協(xié)同工作的同時(shí)往往也會(huì)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(dòng)機(jī)，其燃燒室對(duì)于進(jìn)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)提出新的設(shè)計(jì)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(chǎng)結(jié)構(gòu)在時(shí)間與空間上具有很強(qiáng)的非定常特征，因此需要對(duì)尾噴管選型及其型面進(jìn)行特殊設(shè)計(jì)，以解決非定常、非均勻流動(dòng)可能導(dǎo)致的噴管工作效率低下的問題。

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

因此，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)有如下設(shè)計(jì)要求：1）進(jìn)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(dòng)壓力的能力，如抵抗15～20倍波動(dòng)的背壓，并具備較高的起動(dòng)裕度；2）燃燒室結(jié)構(gòu)與進(jìn)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(jì)需要考慮激波的非定常運(yùn)動(dòng)及膨脹特性。

4 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)抗反壓波動(dòng)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及流動(dòng)特性分析

4.1 進(jìn)氣道設(shè)計(jì)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(huì)對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(dǎo)致進(jìn)氣道可能出現(xiàn)的不起動(dòng)現(xiàn)象等。因此研究瞬變反壓對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)的影響，增強(qiáng)進(jìn)氣道的抗反壓波動(dòng)能力，是連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，初步分析為進(jìn)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(dòng)措施對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流特性的影響，旨在對(duì)抗反壓措施的可行性進(jìn)行判斷。

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

圖19 超聲速混壓式軸對(duì)稱進(jìn)氣道設(shè)計(jì)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(duì)稱進(jìn)氣道幾何示意圖，為了方便數(shù)值仿真，其中編號(hào)為1的區(qū)域設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，編號(hào)為2和5的區(qū)域設(shè)置為壓力出口條件，編號(hào)為3的區(qū)域設(shè)置為軸邊界條件，編號(hào)為4的區(qū)域設(shè)置為絕熱壁面。

圖20 二維進(jìn)氣道計(jì)算模型Fig. 20 Calculation model of two-dimensional inlet

4.2 抽吸槽對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流特性的影響

對(duì)上述模型進(jìn)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?，反壓對(duì)進(jìn)氣道會(huì)產(chǎn)生顯著影響，反壓過大時(shí)甚至?xí)?dǎo)致進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)。

仔細(xì)觀察圖21（a）還可發(fā)現(xiàn)，在進(jìn)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(huì)減小進(jìn)氣道的有效流通面積，加重流動(dòng)壅塞，同時(shí)激波/邊界層干擾會(huì)導(dǎo)致邊界層分離，而邊界層分離會(huì)進(jìn)一步引起流動(dòng)畸變及進(jìn)氣道內(nèi)部激波系的變化，甚至導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)。

為了增強(qiáng)進(jìn)氣道的起動(dòng)能力，改善進(jìn)氣道性能，在進(jìn)氣道適當(dāng)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(shí)邊界層變薄會(huì)使進(jìn)氣道有效流通面積增大，能夠有效減緩流動(dòng)壅塞，對(duì)于穩(wěn)定激波幾何位置有積極的作用。

在上述計(jì)算模型的基礎(chǔ)上，為進(jìn)氣道加裝抽吸槽進(jìn)行穩(wěn)態(tài)情況下的仿真，結(jié)果如圖21（b）所示。對(duì)比圖21（a）可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)進(jìn)氣道加裝抽吸槽時(shí)，邊界層厚度顯著減小。隨著進(jìn)氣道出口反壓的增大，進(jìn)氣道內(nèi)的結(jié)尾激波運(yùn)動(dòng)到抽吸槽處時(shí)，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(jìn)氣道在P/P0≥12時(shí)，由于激波系被“推出”，進(jìn)氣道故處于不起動(dòng)狀態(tài)，而開設(shè)抽吸槽的進(jìn)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(jì)算表明，抽吸槽可以有效減弱燃燒室產(chǎn)生的壓力波動(dòng)對(duì)進(jìn)氣道產(chǎn)生的影響，具有良好的抗反壓波動(dòng)的作用。

圖21 不同反壓作用下進(jìn)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(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流特性的影響

在進(jìn)氣道與燃燒室之間添加隔離段與在進(jìn)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(dòng)機(jī)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(jī)理上的相似性，針對(duì)脈沖爆震提出的抑制壓力反傳結(jié)構(gòu)，對(duì)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(jìn)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(shí)總壓分布對(duì)比圖，其中出口處為模擬某時(shí)刻的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室進(jìn)口壓力的空間分布情況。從仿真結(jié)果可以看出，當(dāng)隔離段帶有倒刺結(jié)構(gòu)時(shí)，由于燃燒室的壓力波反傳導(dǎo)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(dāng)隔離段不含倒刺結(jié)構(gòu)時(shí)，可以看到波動(dòng)的高壓區(qū)向上游傳播，直至靠近進(jìn)氣道出口，這勢(shì)必會(huì)對(duì)進(jìn)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(duì)比圖Fig. 23 Comparison of total pressure in the isolation section

通過數(shù)值仿真，證實(shí)了內(nèi)含倒刺結(jié)構(gòu)的隔離段對(duì)于抑制連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室壓力波動(dòng)反傳對(duì)進(jìn)氣道的影響具有顯著抑制作用，具有較好的抗反壓波動(dòng)能力。進(jìn)一步，可以通過對(duì)比分析倒刺結(jié)構(gòu)的數(shù)目、角度、相對(duì)高度、隔離段整體錐度等相關(guān)參數(shù)對(duì)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(dòng)熱力性能相對(duì)較佳的隔離段構(gòu)型，相關(guān)研究有待進(jìn)一步展開。在實(shí)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(jìn)一步提高連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(jià)值。為了滿足高速飛行器對(duì)推進(jìn)裝置的需求，需要對(duì)新型推進(jìn)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(dòng)機(jī)作為新型推進(jìn)裝置越來越受到重視。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震推進(jìn)裝置相比于布雷頓熱力學(xué)循環(huán)構(gòu)建的傳統(tǒng)推進(jìn)裝置，具有熱效率高、結(jié)構(gòu)緊湊等特點(diǎn)，更適合作為高速飛行器推進(jìn)裝置，如連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等。但是，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室高速運(yùn)動(dòng)的爆震波具有本質(zhì)非定常特性，對(duì)燃燒室的進(jìn)氣道和尾噴管的氣動(dòng)熱力設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)布局提出了新的匹配要求。特別是上游進(jìn)氣道，需要具備抵抗來自燃燒室的非定常壓力波動(dòng)逆流傳播的能力。

連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒涉及復(fù)雜的物理、化學(xué)過程，與之相關(guān)的應(yīng)用基礎(chǔ)研究和工程實(shí)踐有待進(jìn)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(jìn)氣道、尾噴管部件的設(shè)計(jì)模型、方法以及試驗(yàn)測(cè)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(jìn)系統(tǒng)的不斷發(fā)展與完善，基于新型動(dòng)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。