旋转爆轰发动机燃烧室掺混特性数值研究
旋转爆轰的三维数值模拟
2010年2月第31卷 第1期推 进 技 术J OURNAL OF PRO PUL SI ON TECHNOLOGYFeb 12010V ol 131 No 11旋转爆轰的三维数值模拟*归明月,范宝春,张旭东,潘振华,姜孝海(南京理工大学瞬态物理实验室,江苏南京210094)摘 要:旋转爆轰利用爆轰波在燃烧室的供气端传播,而爆轰产物从另一端排出。
为了揭示其宏观特性,采用带化学反应的三维Euler 方程,在贴体坐标系中,利用带限制函数的波传播算法,对圆环形燃烧室内的旋转爆轰进行了数值研究,讨论了爆轰传播过程中的波系结构。
数值结果表明,即使仅在燃烧室内壁面的部分区域充入可燃气,爆轰波也能够以旋转方式在该区域稳定传播。
关键词:旋转爆轰;数值仿真;激波中图分类号:O 382;V 235122 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2010)01-0082-05* 收稿日期:2008-12-03;修订日期:2009-06-04。
基金项目:国家自然科学基金(10872096)。
作者简介:归明月(1977)),男,博士,研究领域为燃烧、爆轰等方面。
E -m ai:l gu i m i ngyue @yahoo .co Three -di m ensional si m ul ation of conti nuous spin det onationGU IM i n g -yue ,FAN Bao -chun ,Z HANG Xu -dong ,PAN Zhen -hua ,JI A NG X iao -hai(Lab .o f T ransient Phy si cs ,N anji ng U n i v .of Science and T echno logy ,N anji ng 210094,Ch i na)Abstrac t :The de tonation w ave propagates a t the c l o sed one end of t he annua l co m bustor and t he de t onati on product is e -jected a t the opened one end i n continuous spi n detonation .In order to study the m acro -charac ter ,based on the three -d i m en -s i ona l Euler equati ons coup li ng w ith che m ical reacti ons ,the phenom ena o f the conti nuous sp i n de t onati on i n an annular com -bustor were nu m er ica lly stud ied by using wave propaga ti on a l go rith m w ith li m ite r i n the body -fitted coord i nate system .The w ave structure i n t he fl ow fi e l d w as discussed acco rding to the calculated resu lts .Even the combustor are pa rtia lly filled w it h the combusti b l e gas ,t he rotating detona ti on w ave can propaga te stead il y in the layer o f prem ixed gas .K ey word s : C onti nuous sp i n detonation ;N u m er ica l si m ulati on ;Shock w av e1 引 言与普通燃烧不同,爆轰是一种由激波诱导的,在高温高压下进行的燃烧,具有数千米/秒的传播速度,故具有更高的燃烧效率、更少的污染和更宽广的飞行马赫数的适用范围。
连续旋转爆轰三维流场的数值模拟
第 ３ 第 ５期 ３卷
２ ０ １２年 ５月
兵
工
学
报
Ｖ０ ． ３ Ｉ ３ Ｎｏ ５ ．
Ｍａ ｖ ２ ２ ０１
ＡＣＴＡ ＡＲＭＡＭ ＥＮＴＡＲＩ Ｉ
连续旋转爆轰三维流场数值模拟
潘振 华 ，范 宝春 ，张旭 东 ，归 明 月
（ 南京 理 工 大 学 瞬态 物 理 国家 重 点 实 验 室 ， 苏 南 京 ２０ ９ ） 江 １０ ４
Ａｂ ｔａ ｔ ｓ ｒ ｃ ：Ｔｈ ｏａｉ ｇ ｄ ｔｎ ｔｏ ｎ ａ ｃｒ ｕ ａ ｏ ｕ ｔ ｎ ｃ ａ ｅ ｓｎ ｍｅ ｉａｌ ｉ ｌｔ ｄ ｂ ｓｎ ｅ ｒ ｔｔｎ ｅ ｏ ａ ｉｎ ｉ ｉｃ ｌ ｒｃ ｍｂ ｓｉ ｈ ｍｂ ｒｗａ ｕ ｒｃ ｌｙ ｓｍｕ ａｅ ｙ ｕ ｉ ｇ ａ ｏ
旋转爆轰自持机理的数值研究
弹
道
学
报
Jour nal of Ballistics
Vo l. 23 N o. 1 M ar . 2011
旋转爆轰自持机理的数值研究
张旭东 , 范宝春, 潘振华, 归明月
( 南京理工大学 瞬态物理重 点实验室 , 南京 210094) 摘要 : 为研究旋转爆轰的自持机理 , 基于带化学反应的二维 Euler 方程 , 对 2H 2 / O2 / A r 系统在圆环管内爆轰的传 播 进行了数值模拟 . 用二阶附加半隐的 Rung e Kutta 法和五阶 WEN O 格 式分别离散 欧拉方程的 时间和空 间导数项 , 采用 基元反应简化模型描述爆轰化学反应过程 , 得到了旋 转爆轰流场温度 、 压力 、 典型组元 OH 质量 分数的分布 及 数值胞格结构 . 结果表明 , 爆轰波在圆环管中传播时 , 受壁 面敛散性的影响 , 沿圆环 凹壁面一侧 流场的温 度 、 压力 和 化学反应强度均高于凸壁面侧 , 而胞格尺寸则要 小于凸壁面 侧 ; 旋 转爆轰 波沿凹 壁面的 传播速度 要大于 沿凸壁 面 的速度 . 数值计算得到的胞格结构与实验结果定 性一致 . 关键词 : 旋转爆轰 ; 自持机理 ; 胞格结构 ; 基元反应 中图分类号 : O 382 文献标识码 : A 文章编号 : 1004 499X( 2011) 01 0001 04
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数值模拟
1. 1 基本方程 假设混合气体为理想气体, 忽略扩散、 粘性和热 传导. 在贴体坐标系中 , 带基元化学反应的多组分二 维 Euler 方程为 Q F G + + = S t 式中, Q= (
1 2 2 N
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旋转爆轰发动机流场数值模拟研究及三维高精度并行程序设计
旋转爆轰发动机流场数值模拟研究及三维高精度并行程序设计摘要：本文针对现代飞行器的性能需求和环保要求，对旋转爆轰发动机的流场进行数值模拟研究。
首先对旋转爆轰发动机的结构和工作原理进行介绍，然后使用ANSYS Fluent软件建立了旋转爆轰发动机的三维数值模型，并对不同工况下的流场进行了模拟分析。
同时，设计了一种高精度的三维并行程序，以提高计算效率和准确性。
最后，对模拟结果进行分析，得出了旋转爆轰发动机在不同工况下的性能参数，并提出了进一步优化的建议。
关键词：旋转爆轰发动机，数值模拟，流场分析，三维并行程序，性能参数1. 引言旋转爆轰发动机是一种新型的发动机，具有高功率、高效率、低排放等优点，在航空航天、汽车及船舶等领域具有广泛的应用前景。
然而，由于其工作过程涉及到高温、高压、高速等极端条件，实验测试受限，因此需要进行数值模拟研究以获得更多的信息。
本文旨在对旋转爆轰发动机的流场进行数值模拟，并提出高精度的并行程序设计，为优化旋转爆轰发动机的性能和减少环境污染提供参考。
2. 旋转爆轰发动机结构及工作原理旋转爆轰发动机由压气机、燃烧室和涡轮机三部分组成。
其中，由多个旋转叶轮组成的压气机将外界空气压缩，送入燃烧室燃烧。
燃烧室内的混合气体在点火后燃烧，产生高温高压气体，推动涡轮机旋转，产生动力输出。
由于旋转叶轮的转速极高，压缩、燃烧、膨胀等过程快速完成，因此能够获得高功率和高效率。
3. 数值模拟方法和程序设计本文使用ANSYS Fluent软件建立了旋转爆轰发动机的三维数值模型，并对不同工况下的流场进行了模拟分析。
同时，设计了一种高精度的三维并行程序，以提高计算效率和准确性。
程序采用了基于MPI和OpenMP的并行计算技术，具有可拓展性和高效性。
在程序设计中，采用了多项式压缩技术和格点重构技术，提高了计算精度和网格质量，减少了计算误差。
程序在多节点并行计算环境下进行了测试，结果显示其可以有效地提高计算效率和准确性。
煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性
第９卷㊀第２期２０２４年３月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.９㊀Ｎｏ.２Ｍａｒ.２０２４㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０８２煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性舒㊀晨１ꎬ㊀顾福涛１ꎬ㊀陈㊀斌２ꎬ㊀晏成龙１ꎬ㊀仝毅恒１ꎬ㊀林㊀伟１(１.航天工程大学宇航科学与技术系ꎬ北京１０１４１６ꎻ２.中国人民解放军６３８７０部队ꎬ陕西华阴７１４２００)ＲｏｔａｔｉｎｇＤｅｔｏｎａｔｉｏｎＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆＫｅｒｏｓｅｎｅ￣ＦｕｅｌｅｄＷｉｄｅ￣ＡｒｅａＳｃｒａｍｊｅｔｓＳＨＵＣｈｅｎ１ꎬ㊀ＧＵＦｕｔａｏ１ꎬ㊀ＣＨＥＮＢｉｎ２ꎬ㊀ＹＡＮＣｈｅｎｇｌｏｎｇ１ꎬ㊀ＴＯＮＧＹｉｈｅｎｇ１ꎬ㊀ＬＩＮＷｅｉ１(１.ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＳｐａｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙꎬＢｅｉｊｉｎｇ１０１４１６ꎬＣｈｉｎａꎻ２.Ｕｎｉｔ６３８７０ｏｆｔｈｅＰＬＡꎬＨｕａｙｉｎ７１４２００ꎬＣｈｉｎａ)收稿日期:２０２３￣０８￣２４ꎻ修回日期:２０２３￣１２￣０４第一作者简介:舒晨(１９９９ )㊀男ꎬ硕士ꎬ主要研究方向为爆震推进ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｓｈｕｃｈｅｎｈｇｄ＠１６３.ｃｏｍ通信作者简介:林伟(１９８７ )㊀男ꎬ博士ꎬ副教授ꎬ主要研究方向为空天推进技术ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｌｉｎｗｅｉｑｙ＠１６３.ｃｏｍ摘㊀要:通过三维数值仿真的方法ꎬ研究了Ｍａ＝３~７飞行工况下ꎬ煤油燃料冲压旋转爆震燃烧特性ꎮ在Ｍａ＝３飞行工况下ꎬ由于燃料雾化蒸发效果较差ꎬ无法实现煤油燃料的爆震燃烧ꎮＭａ＝４ꎬ５ꎬ６的飞行工况下ꎬ随着飞行Ｍａｃｈ数的增大ꎬ波头数目整体上逐渐增多ꎬ分别为单波㊁三波㊁五波模态ꎻ但传播速度逐渐减小ꎻ冲压模态下ꎬ液态燃料雾化蒸发效果较好ꎬ但流场内均不同程度地残存有煤油蒸气ꎬ其未参加反应便排出燃烧室ꎮＭａ＝７的飞行工况下ꎬ由于来流接近ＣＪ速度ꎬ流场将以驻定爆震模态组织燃烧ꎮ关键词:煤油ꎻ宽域冲压ꎻ旋转爆震ꎻ燃烧特性㊀㊀㊀中图分类号:Ｖ２３１.１㊀㊀文献标志码:ＡＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｍｅｔｈｏｄｏｆｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬｔｈｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅ￣ｆｕｅｌｅｄｓｃｒａｍｊｅｔｓｉｎｔｈｅｒａｎｇｅｏｆＭａ＝３~７ｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄ.ＩｎｔｈｅｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆＭａ＝３ꎬｄｕｅｔｏｔｈｅｐｏｏｒｅｆｆｅｃｔｏｆｆｕｅｌａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎａｎｄｅｖａｐｏｒａｔｉｏｎꎬｔｈｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅｆｕｅｌｃａｎｎｏｔｂｅｒｅａｌｉｚｅｄ.ＩｎｔｈｅｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆＭａ＝４ꎬ５ꎬ６ꎬｗｉｔｈｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒꎬｔｈｅｎｕｍｂｅｒｏｆｗａｖｅｈｅａｄｓｉｎｃｒｅａｓｅｓｇｒａｄｕａｌｌｙꎬｗｈｉｃｈａｒｅｓｉｎｇｌｅ￣ｗａｖｅꎬｔｈｒｅｅ￣ｗａｖｅꎬａｎｄｆｉｖｅ￣ｗａｖｅｍｏｄｅｓꎬｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ.Ｈｏｗｅｖｅｒꎬｔｈｅｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｓｐｅｅｄｇｒａｄｕａｌｌｙｄｅｃｒｅａｓｅｓ.Ｉｎｔｈｅｓｃｒａｍｊｅｔｍｏｄｅꎬｔｈｅｌｉｑｕｉｄｆｕｅｌｈａｓａｇｏｏｄｅｆｆｅｃｔｏｆａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎａｎｄｅｖａｐｏｒａｔｉｏｎ.Ｎｅｖｅｒｔｈｅｌｅｓｓꎬｋｅｒｏｓｅｎｅｖａｐｏｒｒｅｍａｉｎｓｉｎｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｔｏｖａ￣ｒｙｉｎｇｄｅｇｒｅｅｓａｎｄｉｓｄｉｓｃｈａｒｇｅｄｆｒｏｍｔｈｅｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒｗｉｔｈｏｕｔｐａｒｔｉｃｉｐａｔｉｎｇｉｎｔｈｅｒｅａｃｔｉｏｎ.ＩｎｔｈｅｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆＭａ＝７ꎬｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｗｉｌｌｂｕｒｎｉｎａｓｔａｔｉｏｎａｒｙｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｍｏｄｅｂｅｃａｕｓｅｔｈｅｉｎｃｏｍｉｎｇｆｌｏｗｉｓｃｌｏｓｅｔｏＣＪｖｅｌｏｃｉｔｙ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｋｅｒｏｓｅｎｅꎻｗｉｄｅ￣ａｒｅａｓｃｒａｍｊｅｔꎻｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎꎻｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ引㊀言爆震是目前唯一的增压燃烧技术ꎬ因此可通过其构建更高的热力循环效率ꎬ显著提高发动机做功能力的燃烧方式ꎮ爆震燃烧可以降低发动机对增压组件的要求ꎬ缩短燃烧室长度ꎬ显著提高推重比[１]ꎮ相比等压燃烧ꎬ爆震燃烧还具有低ＮＯｘ排放等优点[２]ꎮ近年来ꎬ具有较高热力循环效率的旋转爆震发动机在空天飞行推进领域展现出了极高的应用前景ꎮ旋转爆震发动机能够以火箭㊁冲压㊁涡轮等形式工作ꎮ其中ꎬ冲压旋转爆震发动机理论上能够在Ｍａ＝２.３~６＋的宽速域㊁宽空域条件下工作[３]ꎬ由于其直接从来流空气中获取氧化剂ꎬ还能够提升飞行器的燃料携带量ꎬ进而增强飞行器的续航能力ꎮ已有部分学者以氢气为燃料ꎬ通过地面模拟高空来流条件实验[３ꎬ４]㊁数值仿真[５ꎬ６]等方法验证了冲压模态旋转爆震燃烧的可行性ꎮ但高体积能量密度的液态碳氢燃料能够实现低成本㊁长时间存储ꎬ使用与维护更加方便ꎬ因此ꎬ煤油等才是支撑气体物理２０２４年㊀第９卷冲压旋转爆震发动机在飞行器推进领域工程应用的理想燃料[７]ꎬ其有望带动航空航天推进领域的跨越式发展ꎮ对于冲压模态的旋转爆震发动机ꎬ随着飞行速域和空域的调整ꎬ燃烧室入口流量㊁温度㊁压力随之改变ꎬ爆震燃烧特性会发生变化ꎬ这将对推进系统的性能产生影响ꎮ目前ꎬ大多学者在地面实验中将冷流空气增加至高总温以模拟高空飞行条件ꎮ但当模拟高空来流总温过低时ꎬ燃料液滴的蒸发混合效果并未得到显著改善ꎬ无法成功实现两相旋转爆震燃烧ꎮＭｅｎｇ等[８]模拟Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ时来流总温为８６０Ｋ飞行工况ꎬ在带有凹腔的环形燃烧室内进行了旋转爆震燃烧实验研究ꎬ验证了煤油燃料冲压模态旋转爆震燃烧的可行性ꎮ实验结果还发现ꎬ在凹腔处存在的高强度永久性先锋火焰ꎬ可以提前点燃反应物ꎬ显著减小点火延迟时间ꎬ促进旋转爆震波的形成ꎬ这证明了凹腔结构的存在有利于旋转爆震波的稳定传播ꎮＦｅｎｇ等[９]进一步研究了凹腔长度对煤油燃料冲压旋转爆震波点火起爆及传播特性的影响ꎬ实验中发现ꎬ成功实现旋转爆震最小凹腔长度约为４５ｍｍꎬ随着凹腔长度增至７５ꎬ９０ｍｍ时ꎬ贫燃当量比下限由０.８降至０.７ꎬ并且发现ꎬ随着凹腔长度的增大ꎬ有利于消除上行激波对隔离段来流的扰动ꎮ王超等[１０]使用３组元空气加热器ꎬ模拟了Ｍａ＝５飞行速度下１２５０Ｋ的高总温来流条件ꎬ以液态煤油为燃料进行了旋转爆震实验ꎬ成功实现了旋转爆震波的稳定传播ꎮＺｈｏｕ等[１１]以液态煤油为燃料ꎬ通过模拟高总温空气来流ꎬ研究了来流温度和当量比对爆震波传播模态的影响ꎮ当量比小于０.５５时ꎬ爆震燃烧起爆失败ꎻ当量比高于０.７时ꎬ又出现了更强烈的不稳定爆震现象ꎮ随着当量比的增大ꎬ煤油雾化效果得到了改善ꎬ燃烧室内逐渐出现低频的爆燃模态ꎻ但在低当量比条件下ꎬ通过提高来流总温ꎬ也可以使燃烧室内由爆燃逐渐转换为不稳定爆震模态ꎮ这是由于温度的提升ꎬ加速了煤油燃料的蒸发速度ꎬ改善了燃料与氧化剂的掺混效率ꎬ进而提升了反应物活性ꎬ实现了爆震燃烧ꎻ此外ꎬ在一定程度内增加当量比ꎬ还能够降低爆震波的峰值压力和脉动强度[１２]ꎮＺｈｅｎｇ等[１３]的研究中ꎬ在来流总温为６２０Ｋ时ꎬ旋转爆震波与供应管路之间相互作用ꎬ燃烧室内爆震波的峰值压力和传播速度在短时间内不断变化ꎬ燃烧室内燃料和氧化剂的喷注混合不均匀ꎬ导致旋转爆震波在空间内震荡ꎻ在来流总温为７３２Ｋ时ꎬ出现了单波－双波－单波模态转换的现象ꎻ在来流总温为８７０Ｋ时ꎬ由于来流总温过高ꎬ在波前反应物与爆震燃烧的接触面上爆燃程度增强ꎮ葛高杨等[１４]的研究中ꎬ当来流总温为４８３Ｋ时ꎬ燃烧室内未能成功起爆ꎬ预测能够实现煤油燃料两相旋转爆震燃烧的来流空气总温范围为５５０~７１３ＫꎮＸｕｅ等[１５]指出ꎬ空气来流总温在４８０~５６２Ｋ为实现爆震燃烧的下限温度区间ꎬ并指出应当区分燃料类型ꎬ进一步探索能够实现两相旋转爆震燃烧的当量比和空气总温可爆震边界ꎮ综上所述ꎬ目前对于煤油燃料冲压旋转燃烧的研究ꎬ大多通过在地面模拟一定的飞行工况实验的方法进行ꎬ难以对流场的详细特征进行分析ꎻ此外ꎬ鲜有关于跨Ｍａｃｈ数飞行的流场变化趋势的研究ꎮ因此ꎬ本文通过三维数值仿真的方法ꎬ对宽域(Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ~Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ)来流条件下的爆震燃烧特性及爆震波的传播模态进行数值仿真研究ꎬ期望能够为工程应用提供参考ꎮ１㊀数值计算模型１.１㊀数值计算几何模型图１为本仿真研究中ꎬ带扩张构型环形爆震燃烧室三维及二维截面示意图ꎬ包括隔离段㊁扩张段㊁燃烧室ꎮ环形燃烧室内径为１００ｍｍꎬ隔离段外径１１０ｍｍꎬ燃烧室外径１１５ｍｍꎬ燃烧室宽度１５ｍｍꎬ扩张角度为１５ʎꎬ燃烧室轴向长度为３００ｍｍꎬ煤油燃料由隔离段末端均匀布置的１８０个０.１ｍｍˑ０.１ｍｍ的小孔喷注进入燃烧室ꎮ１.２㊀数值计算方法本文研究中使用Ｆｌｕｅｎｔ软件求解带有化学反应的三维流动控制方程ꎬ已有学者采用其对类似问题进行过研究[１６ꎬ１７]ꎬ湍流模型采用ＳＳＴｋ￣ωꎮ液态煤油的喷注雾化过程采用ＤＰＭ离散模型[１８]:采用Ｅｕｌｅｒ￣Ｌａｇｒａｎｇｅ数值模型ꎬ在Ｌａｇｒａｎｇｅ坐标系中积分粒子力微分方程来求解离散相液滴的轨迹ꎻＫＨ￣ＲＴ破碎模型用以描述液滴的变形和破碎过程ꎻ采用无滑移绝热壁面条件ꎮ由于爆震锋面的温度远高于其他区域ꎬ无法忽略温度对定压比热容㊁黏度和热导率的影响ꎮ第ｉ种组分的定压比热容采用分段多项式计算ꎬ第ｉ种组分的黏度和热导率采用分子动力学理论计算ꎬ混合气体的定压比热容采用２２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性质量加权平均计算[１９]ꎮ数值求解过程采用有限体积法进行ꎬ无黏矢通量采用Ｒｏｅ￣ＦＤＳ格式分裂ꎬ梯度采用基于单元的最小二乘法计算ꎬ对流采用２阶迎风格式计算ꎬ湍流方程和比耗散率采用１阶迎风格式计算ꎮ煤油燃料的化学反应过程采用单步总包反应计算ꎬ具体反应参数如表１所示ꎮ(ａ)Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｄｏｍａｉｎｏｆｔｈｅ３Ｄｍｏｄｅｌ(ｂ)Ｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎｏｆｔｈｅａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图１㊀冲压旋转爆震环形燃烧室示意图Ｆｉｇ.１㊀Ａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒｆｏｒｓｃｒａｍｊｅｔｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎ表１㊀化学反应方程式及参数Ｔａｂｌｅ１㊀ＣｈｅｍｉｃａｌｒｅａｃｔｉｏｎｅｑｕａｔｉｏｎｓａｎｄｐａｒａｍｅｔｅｒｓｒｅａｃｔｉｏｎｅｑｕａｔｉｏｎＡＥ/(Ｊ/(ｋｇ ｍｏｌ))Ｃ１２Ｈ２３＋１７.７５Ｏ２＝１２ＣＯ２＋１１.５Ｈ２Ｏ２.５８ˑ１０９１.２５ˑ１０８该数值计算模型准确性在课题组前期工作中已经过验证ꎬ计算结果能够较好地揭示旋转爆震燃烧流场特征ꎬ研究结论已经得到了同行的认可[２０]ꎮ１.３㊀网格无关性验证为验证网格无关性ꎬ本文在绘制结构性网格时主要对扩张段下游爆震波头传播区域进行了局部加密ꎬ验证算例为Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ工况ꎬ研究了０.２５ｍｍ(细网格)ꎬ０.５０ｍｍ(中等网格)ꎬ０.７５ｍｍ(粗网格)这３种网格分辨率下爆震燃烧的宏观流场结构ꎬ如图２所示ꎮ３种不同网格分辨率下ꎬ经过对撞调整ꎬ稳定阶段燃烧室内均以同向五波模态组织燃烧ꎬ流场结构较为相似ꎬ只是波头处结构存在细微差异ꎮ由于本文并不深入研究爆震波的详细结构特征ꎬ因此不需要太过精细的网格分辨率ꎮ综合考虑数值计算成本和准确性ꎬ后续仿真研究中扩张段下游区域网格分辨率均采用０.７５ｍｍ的网格尺度进行计算ꎬ网格总量在３.４ˑ１０６左右ꎮ(ａ)Ｆｉｎｅｍｅｓｈ(０.２５ｍｍ)(ｂ)Ｍｅｄｉｕｍｍｅｓｈ(０.５０ｍｍ)(ｃ)Ｃｏａｒｓｅｍｅｓｈ(０.７５ｍｍ)图２㊀不同网格尺度下的流场压力云图Ｆｉｇ.２㊀Ｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｎｔｏｕｒａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｇｒｉｄｓｃａｌｅｓ２㊀结果与讨论本文对Ｍａ＝３~７宽域范围内ꎬ煤油燃料冲压旋转爆震燃烧特性进行了研究ꎬ各工况来流参数如表２所示ꎬ后文各小节对其爆震波的传播模态㊁燃烧特性㊁流场特征进行详细分析ꎮ定义变量:飞行高度为Ｈꎻ飞行Ｍａｃｈ数为Ｍａꎻ来流总压为Ｐｉｎꎻ来流总温为Ｔｉｎꎻ隔离段入口Ｍａｃｈ数㊁总压㊁静压㊁静温依次记为ＭａｉｎꎬＰ０ꎬＰｓꎬＴｓꎻ燃烧室出口压力为Ｐｏｕｔꎮ３２气体物理２０２４年㊀第９卷表２㊀Ｍａ＝３~７飞行工况下隔离段入口条件Ｔａｂｌｅ２㊀ＥｎｔｒａｎｃｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆｉｓｏｌａｔｉｏｎｓｅｃｔｉｏｎａｔＭａ＝３~７Ｈ/ｋｍＭａＰｉｎ/ｋＰａＴｉｎ/ＫＭａｉｎＰ０/ｋＰａＰｓ/ｋＰａＴｓ/ＫＰｏｕｔ/ｋＰａ１５３４４２.５１６０６.６９１.５２５２.２３６８.７１４１８.４１１２.０５２０４８３１.３１９０９.０２４１５.６５５３.１２５０５.０５.４６２４５１５５０.６２１３２３.１２.５６９７.７８４０.８４５８８.０４２.９３２８６２５０４.５６１８４１.１３１００１.８３２７.２７６５７.５４１.５８６３０７４８４７.７４２４２６.２３.５１６９６.７０９２２.２５７０３.２５１.１７２.１㊀Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ来流工况Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ来流工况时ꎬ由于煤油燃料蒸发掺混效果不佳ꎬ未能产生较好的流场初始环境ꎬ点火起爆后ꎬ爆震波在第１个传播周期内在与燃料液滴相互作用的过程中逐渐解耦熄灭ꎮ环形燃烧室中径环面处的爆震燃烧流场温度逐渐演变过程如图３所示ꎬ随着时间的推进ꎬ燃烧室内爆震波头高温区逐渐沿燃烧室轴向向下移动ꎬ波头逐渐解耦熄灭ꎬ因此Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ的近速域来流工况下ꎬ无法实现液态常温煤油燃料的冲压旋转爆震燃烧ꎮ(ａ)０.１００ｍｓ㊀㊀㊀(ｂ)０.１２０ｍｓ㊀㊀㊀(ｃ)０.１４０ｍｓ(ｄ)０.１６０ｍｓ㊀㊀㊀(ｅ)０.１８０ｍｓ㊀㊀㊀(ｆ)０.２００ｍｓ(ｇ)０.２２０ｍｓ㊀㊀㊀(ｈ)０.２４０ｍｓ㊀㊀㊀(ｉ)０.２６０ｍｓ图３㊀Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ飞行工况下煤油燃料冲压旋转爆震解耦云图Ｆｉｇ.３㊀Ｄｅｃｏｕｐｌｅｄｃｏｎｔｏｕｒｆｏｒｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅ￣ｆｕｅｌｅｄｓｃｒａｍｊｅｔａｔＭａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ４２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性２.２㊀Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况下ꎬ三维环形燃烧室内爆震燃烧流场的压力㊁温度云图如图４所示ꎮ燃烧室内以稳定单波模态组织燃烧ꎬ由于非预混工况下煤油组分的非稳态分布ꎬ爆震波头锋面呈现出扭曲ꎮ靠近下游由于燃料液滴的蒸发雾化效果不断改善ꎬ下游爆震波锋面的传播速度较快ꎬ爆震波以略微倾斜的模态向前传播ꎬ这与气相煤油燃料的旋转爆震燃烧波面存在较大差异ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图４㊀Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况下三维环形燃烧室内流场云图Ｆｉｇ.４㊀Ｃｏｎｔｏｕｒｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｎａｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒａｔＭａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ图５给出了在Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝－６０ｍｍ监测点处的压力温度随时间变化曲线ꎬ由图５(ａ)中压力监测曲线可知ꎬ点火起爆后对撞调整时间较短ꎬ经过一个传播周期便形成了稳定爆震波ꎬ稳定传播阶段的爆震平均峰值压力大致为２.０ＭＰａꎻ由图５(ｂ)可知温度峰值在３０００~４０００Ｋ波动ꎬ通过记录相邻两个爆震波压力峰值的时间间隔ꎬ计算了稳定传播阶段６个周期内爆震波的平均传播速度约为１６９１ｍ/ｓꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图５㊀Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝－６０ｍｍ处监测点压力㊁温度随时间变化图Ｆｉｇ.５㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｕｒｖｅｓｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｔｈｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｐｏｉｎｔａｔＸ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝－６０ｍｍ将三维环形燃烧室内径Ｒ＝１０５ｍｍ环面处压力㊁温度云图沿轴线展开如图６所示ꎮ沿轴线向下ꎬ燃油粒径蒸发雾化效果不断提升ꎬ下游爆震波头传播速度较快ꎬ爆震波以倾斜模态向前传播ꎮ同时上行激波对隔离段入口来流产生了一定的影响ꎬ温度云图中ꎬ可以明显观察到爆震波头㊁燃料填充区㊁上行激波㊁滑移线㊁斜激波等典型的爆震波结构ꎮＭａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ的飞行工况下ꎬ由于来流速度相对较慢ꎬ爆震波后的反应物填充较慢ꎬ反应物活性较低ꎬ波后较长距离内无法累积较高的反应物ꎬ不利于同向多波模态的形成ꎬ燃烧室内以单波模态组织燃烧ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ５２气体物理２０２４年㊀第９卷(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ(ｃ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＣ１２Ｈ２３(ｄ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＯ２图６㊀Ｒ＝１０５ｍｍ流场环面展开云图Ｆｉｇ.６㊀ＡｎｎｕｌａｒｃｏｎｔｏｕｒｓａｔＲ＝１０５ｍｍＭａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况下ꎬ反应物与燃烧产物接触面及燃料填充区域内并未出现严重的缓燃现象ꎬ流场相对较为稳定ꎬ但在靠近滑移线附近及波后仍然存在部分液滴ꎬ部分液滴在波后继续蒸发放热ꎬ因此反应区延长ꎬ波后高压区较宽ꎬ且波后温度分布不均匀ꎬ爆震波面相比于气相爆震波增厚ꎮ图７中绘制了燃烧室内液滴分布及与爆震波头压力等值面相互作用过程ꎮ由图可知ꎬ残存的煤油蒸气燃料形成粗条带斜丝盘旋在燃烧室中ꎬ单波模态下ꎬ波前燃料液滴呈现规则的三角形分布ꎬ但上行激波带来的压力前传ꎬ导致煤油燃料在燃烧室内出现一条 液滴聚集带 ꎬ此处为局部富燃状态ꎮ波后的高压区对煤油液滴的分布影响较大ꎬ靠近爆震波处ꎬ来流空气被阻断进而导致流场中出现 富油贫氧 的条带结构ꎬ煤油燃料出现聚集ꎬ远离爆震波后ꎬ前期聚集的粒子团加速向下游传播ꎬ并与新喷注进入燃烧室的煤油液滴出现间断ꎮ爆震波扫掠过后只是实现了部分蒸发ꎬ仍存在部分燃料液滴及煤油蒸气未发生反应ꎮ１.５８ｍｓ时刻环形燃烧室内燃料液滴的分布及统计分析情况如图８所示ꎬ燃烧室内２０μｍ以下的燃料液滴占比达到了９７.４％ꎬ１０μｍ以下燃料液滴占比达到了８６.５％ꎮ图７㊀燃烧室内燃油粒径及爆震波头压力等值面Ｆｉｇ.７㊀Ｆｕｅｌｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｉｓｏ￣ｓｕｒｆａｃｅｏｆｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图８㊀稳定传播阶段粒径分布统计Ｆｉｇ.８㊀Ｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓｔａｔｉｓｔｉｃｓｉｎｓｔａｂｌｅｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｓｔａｇｅ２.３㊀Ｍａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ飞行工况Ｍａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ飞行工况条件下ꎬ点火起爆后经对撞调整ꎬ带有扩张构型的环形旋转爆震燃烧室中以稳定同向三波模态组织燃烧ꎬ流场内爆震燃烧的压力㊁温度云图如图９所示ꎮ燃烧室内位于Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１２０ｍｍ处监测点压力曲线如图１０所示ꎮ点火起爆后经过约１.５ｍｓ的对撞调整ꎬ燃烧室内便以同向三波模态组织燃烧ꎬ稳定传播阶段各个爆震波头的峰值压力较为平稳ꎬ均在０.７ＭＰａ左右ꎬ相邻爆震波头之间间隔均匀ꎮ通过监测同一爆震波相邻波峰压力的时间间隔ꎬ计算得到１.５ｍｓ后稳定阶段内５个传播周期爆震波ＤＷ１的平均传播速度约为１５７７ｍ/ｓꎬ通过ＮＡＳＡ￣ＣＥＡ软件计算得到的气态６２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性煤油燃料理想爆震速度约为ＵＣＪ＝１７２６ｍ/ｓꎬ达到了理想ＣＪ爆震速度的９１.４％ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图９㊀Ｍａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ飞行工况下流场云图Ｆｉｇ.９㊀Ｃｏｎｔｏｕｒｓｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｎａｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒａｔＭａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图１０㊀Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１２０ｍｍ监测点处的压力及温度随时间变化曲线Ｆｉｇ.１０㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｕｒｖｅｓｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｔｈｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｐｏｉｎｔａｔＸ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１２０ｍｍ为进一步详细研究爆震燃烧流场结构ꎬ截取了环形燃烧室中径(Ｒ＝１０５ｍｍ)处压力㊁温度云图并展开为二维平面ꎬ如图１１所示ꎮ相比于Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ的来流工况ꎬ同向三波模态下ꎬ爆震波头高度有所降低ꎬ冲压旋转爆震燃烧室上游不存在喷注面板ꎬ爆震波轴向方向在上下游均存在侧向膨胀ꎬ导致爆震波面弯曲ꎬ并形成了斜激波ꎬ波面整体呈现反 Ｃ 形ꎬ这与文献[２１]中的现象类似ꎮ由于爆震波后存在燃料液滴雾化破碎及反应过程ꎬ爆震波头高压区较宽ꎮ由展开的二维温度云图可知ꎬ波前三角形反应物与燃烧产物的交界面处出现缓燃现象ꎮ环形燃烧室中径处燃油及氧气分布情况如图１１(ｃ)㊁(ｄ)所示ꎬ波前燃料与氧化剂呈规则的三角形结构分布ꎬ靠近上游的爆震波头扫掠过后几乎没有反应物存在ꎬ但在滑移线附近爆震波后残存有大量条带状反应物ꎮ分析认为:这是因为上行激波导致燃料液滴在此处聚集ꎬ所以局部富燃烧ꎬ爆震波强度减弱ꎬ化学反应强度降低ꎬ残存的部分反应物未经反应便排出燃烧室ꎬ导致燃料利用率降低ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ７２气体物理２０２４年㊀第９卷(ｃ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＣ１２Ｈ２３(ｄ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＯ２图１１㊀Ｒ＝１０５ｍｍ流场环面展开云图Ｆｉｇ.１１㊀ＡｎｎｕｌａｒｃｏｎｔｏｕｒｓａｔＲ＝１０５ｍｍ图１２为燃烧室内燃料液滴分布及爆震波头等压面(０.３ＭＰａ)分布云图ꎮ爆震波达到前ꎬ液滴在燃烧室内随来流破碎同时蒸发ꎬ爆震波经过时的冲击下ꎬ破碎蒸发加速ꎬ部分燃料以爆震的形式被消耗ꎬ波前燃料液滴分布均呈现出均匀三角形ꎬ但波后仍然存在大量燃料液滴ꎬ且主要集中在波后滑移线附近ꎮ对爆震波稳定传播阶段燃烧室内燃油液滴分布情况进行了统计ꎬ如图１３所示ꎬ液滴直径小于２０μｍ的燃油液滴占比达到９６.３１％ꎬ小于１０μｍ的燃油液滴占比达到８９.７８％ꎬ相比于Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ的飞行工况ꎬ燃料液滴雾化破碎效果进一步提高ꎮ图１２㊀环形燃烧室内燃油粒径及爆震波头等值面Ｆｉｇ.１２㊀Ｆｕｅｌｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｉｓｏ￣ｓｕｒｆａｃｅｏｆｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图１３㊀粒径分布曲线Ｆｉｇ.１３㊀Ｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｃｕｒｖｅ２.４㊀Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ来流工况Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ的来流工况条件下ꎬ三维环形燃烧室内流场以同向五波模态组织燃烧时流场的压力㊁温度如图１４所示ꎬ由温度云图可知ꎬ靠近燃烧室内外壁面处流场波前温度较高ꎬ缓燃现象较为严重ꎬ但由高温区仍然能区分出爆震波头ꎬ并未出现典型的三角形燃料气体层结构ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图１４㊀Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ飞行工况下三维环形燃烧室内流场云图Ｆｉｇ.１４㊀Ｃｏｎｔｏｕｒｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｎａｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒａｔＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ８２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性燃烧室内位于Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１１０ｍｍ处的压力㊁温度监测曲线如图１５所示ꎮ点火起爆后经过１.５２ｍｓ的对撞调整ꎬ最终以稳定的同向五波模态组织燃烧ꎬ各个爆震波头的压力相差不大ꎬ平均峰值压力约为０.５ＭＰａꎬ传播模态较为平稳ꎬ爆震波峰值压力间隔相等ꎬ计算了１.５２ｍｓ后ＤＷ１在４个传播周期内的平均传播速度约为１４５７ｍ/ｓꎮ温度监测曲线峰值约为３０００Ｋꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图１５㊀Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１１０ｍｍ监测点处的压力及温度随时间变化曲线Ｆｉｇ.１５㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｕｒｖｅｓｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｔｈｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｐｏｉｎｔａｔＸ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１１０ｍｍ提取了直径为２１０ｍｍ处环面的流场信息ꎬ并将其展开为二维平面ꎬ如图１６所示ꎮ流场内同向五波模态时各爆震波头间距较为均匀ꎬ传播较为稳定ꎬ压力云图中可以清晰地观察到爆震波头㊁斜激波㊁上行激波等结构ꎮＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ的来流条件下ꎬ上行激波几乎呈现出与来流垂直状态ꎬ此时对隔离段上游扰动较小ꎬ各个爆震波头的上行激波连接形成了一道激波带ꎬ高速来流跨过此处将会减速ꎬ来流较为平稳ꎬ有利于组织旋转爆震燃烧ꎮ但由温度云图可知ꎬ波前反应物与燃烧产物接触面上存在着明显的缓燃ꎬ同时波前反应物填充区域内出现明显的零星爆燃ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ(ｃ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＣ１２Ｈ２３㊀㊀㊀㊀㊀(ｄ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＯ２图１６㊀环形燃烧室二维环面展开图Ｆｉｇ.１６㊀Ｔｗｏ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｅｘｐａｎｓｉｏｎｄｉａｇｒａｍｏｆａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ９２气体物理２０２４年㊀第９卷对燃烧室内燃料液滴的分布情况进行绘制并统计分析ꎬ燃料液滴分布情况及同向五波模态下爆震波头等值面(０.３ＭＰａ)如图１７所示ꎬ燃料液滴尺寸占比如图１８所示ꎮＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ的飞行工况下ꎬ燃料液滴尺寸小于１０μｍ的工况的液滴占比达到了８８.６％ꎬ小于２０μｍ的工况的液滴占比达到了９２.１％ꎮ图１７㊀燃料粒径分布及爆震波头压力等值面Ｆｉｇ.１７㊀Ｆｕｅｌｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｉｓｏ￣ｓｕｒｆａｃｅｏｆｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图１８㊀燃料液滴尺寸分布图Ｆｉｇ.１８㊀Ｆｕｅｌｄｒｏｐｌｅｔｓｉｚｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ２.５㊀Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ飞行工况Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ的飞行工况时ꎬ由于来流总温达到了３０００Ｋꎬ并且此时燃烧室入口来流空气速度达到了ＣＪ速度量级ꎬ由于轴向来流速度与爆震波周向传播速度不匹配ꎬ点火起爆后ꎬ经对撞调整ꎬ环形燃烧室内将以驻定爆震模态组织燃烧ꎬ波头沿着环形燃烧室周向分布ꎬ如图１９所示ꎬ这表明液态煤油燃料已无法满足Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ飞行工况下的旋转爆震燃烧ꎮ图２０为环形燃烧室内燃料液滴及驻定爆震波头压力等值面(０.３ＭＰａ)的分布图ꎮ环形爆震波头沿周向分布在靠近燃料液滴喷注下游区域ꎬ波下游仍存在部分燃料液滴ꎬ此部分燃料将会以缓燃形式被消耗ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ(ｃ)Ｃ１２Ｈ２３(ｄ)Ｏ２(ｅ)Ｒｅａｃｔｉｏｎｈｅａｔｒｅｌｅａｓｅ０３第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性(ｆ)Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ图１９㊀Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ飞行工况时Ｒ＝１０５ｍｍ处环面Ｆｉｇ.１９㊀ＡｎｎｕｌａｒｆｌｏｗｆｉｅｌｄｓａｔＲ＝１０５ｍｍｉｎｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆＭａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ图２０㊀燃烧室内燃料液滴分布及驻定爆震波头分布Ｆｉｇ.２０㊀Ｆｕｅｌｄｒｏｐｌｅｔａｎｄｓｔａｔｉｏｎａｒｙｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ３㊀小结本文探索了宽域来流(Ｍａ＝３~７)条件下冲压旋转爆震燃烧特性ꎬ并研究了各工况点火起爆稳定传播阶段爆震波的传播模态㊁燃烧特性㊁反应物分布情况等ꎬ在本文所采用的环形燃烧室构型及计算模型下ꎬ得到的主要结论如下:１)在被认为是冲压发动机 推力陷阱 的Ｍａ＝２.５~３近冲压下限边界时ꎬ由于来流总温较低ꎬ当采用低活性液态煤油燃料时ꎬ点火起爆后ꎬ由于燃料雾化蒸发效果不佳ꎬ传播途中爆震波逐渐解耦熄灭ꎮ２)Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ的飞行工况下ꎬ由于来流空气速度达到了ＣＪ速度量级ꎬ爆震波的传播速度与其不匹配ꎬ位于燃料喷注位置下游出现了驻定的爆震波头ꎬ此时无法以旋转爆震模态组织燃烧ꎮ３)Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍꎻＭａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍꎻＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ这３种飞行工况下ꎬ环形燃烧室内分别以单波㊁同向三波㊁五波模态组织燃烧ꎮ随着飞行Ｍａｃｈ数的提升ꎬ新鲜反应物与燃烧室产物交界面附近缓燃现象逐渐明显且逐渐加剧ꎮ此外ꎬ由流场内反应物分布可知ꎬ冲压模态下ꎬ滑移线附近均存在部分燃料未经反应便排出燃烧室ꎬ随着飞行Ｍａｃｈ数的提升ꎬ爆震波头数目不断增多ꎬ残存的反应物不断减少ꎬ燃料利用率上升ꎮ参考文献(Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ)[１]㊀ＷｏｌａńｓｋｉＰ.Ｄｅｔｏｎａｔｉｖｅｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ[Ｊ].ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅꎬ２０１３ꎬ３４(１):１２５￣１５８.[２]秦亚欣.旋转爆震发动机研制新进展[Ｊ].航空动力ꎬ２０２２(３):１６￣１９.ＱｉｎＹＸ.Ｎｅｗｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅ[Ｊ].ＡｅｒｏｓｐａｃｅＰｏｗｅｒꎬ２０２２(３):１６￣１９(ｉｎＣｈｉ￣ｎｅｓｅ).[３]师迎晨ꎬ张任帅ꎬ计自飞ꎬ等.高速飞行器的连续旋转爆震推进技术[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０２２ꎬ４０(１):１０１￣１１３.ＳｈｉＹＣꎬＺｈａｎｇＲＳꎬＪｉＺＦꎬｅｔａｌ.Ｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄａｉｒｃｒａｆｔｓ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０２２ꎬ４０(１):１０１￣１１３(ｉｎＣｈｉ￣ｎｅｓｅ).[４]ＺｈｄａｎＳＡꎬＲｙｂｎｉｋｏｖＡＩ.Ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｉｎａｓｕ￣ｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｏｆａｈｙｄｒｏｇｅｎ￣ｏｘｙｇｅｎｍｉｘｔｕｒｅ[Ｊ].Ｃｏｍｂｕｓ￣ｔｉｏｎꎬＥｘｐｌｏｓｉｏｎꎬａｎｄＳｈｏｃｋＷａｖｅｓꎬ２０１４ꎬ５０(５):５５６￣５６７.[５]ＳｍｉｒｎｏｖＮＮꎬＮｉｋｉｔｉｎＶＦꎬＳｔａｍｏｖＬＩꎬｅｔａｌ.Ｔｈｒｅｅ￣ｄｉ￣ｍｅｎｓｉｏｎａｌｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｉｎａｒａｍｊｅｔｅｎ￣ｇｉｎｅ[Ｊ].ＡｃｔａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａꎬ２０１９ꎬ１６３:１６８￣１７６.[６]ＷｕＫꎬＺｈａｎｇＳＪꎬＬｕａｎＭＹꎬｅｔａｌ.Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆｆｌｏｗ￣ｆｉｅｌｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｏｎｔｈｅｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｒａｍｊｅｔｅｎ￣ｇｉｎｅ[Ｊ].ＡｃｔａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａꎬ２０２０ꎬ１６８:１７４￣１８１.[７]王健平ꎬ周蕊ꎬ武丹.连续旋转爆轰发动机的研究进展[Ｊ].实验流体力学ꎬ２０１５ꎬ２９(４):１２￣２５.ＷａｎｇＪＰꎬＺｈｏｕＲꎬＷｕＤ.Ｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｌｙｒｏｔａ￣ｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅｒｅｓｅａｒｃｈ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１５ꎬ２９(４):１２￣２５(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[８]ＭｅｎｇＨＬꎬＸｉａｏＱꎬＦｅｎｇＷＫꎬｅｔａｌ.Ａｉｒ￣ｂｒｅａｔｈｉｎｇｒｏｔａ￣ｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｌｉｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅｉｎｃａｖｉｔｙ￣ｂａｓｅｄａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｏｒ[Ｊ].ＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２２ꎬ１２２:１０７４０７.[９]ＦｅｎｇＷＫꎬＺｈｅｎｇＱꎬＸｉａｏＱꎬｅｔａｌ.Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆｃａｖｉｔｙｌｅｎｇｔｈｏｎｏｐｅｒａｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｒａｍｊｅｔｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏ￣ｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅｆｕｅｌｅｄｂｙｌｉｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅ[Ｊ].Ｆｕｅｌꎬ２０２３ꎬ３３２:１２６１２９.[１０]王超ꎬ郑榆山ꎬ蔡建华ꎬ等.碳氢燃料旋转爆震直连试验研究[Ｊ].实验流体力学ꎬ２０２２ꎬ３６(４):１￣９.ＷａｎｇＣꎬＺｈｅｎｇＹＳꎬＣａｉＪＨꎬｅｔａｌ.Ｄｉｒｅｃｔｃｏｎｎｅｃｔｅｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｈｙｄｒｏｃａｒｂｏｎ￣ｆｕｅｌｅｄｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏ￣１３气体物理２０２４年㊀第９卷ｎａｔｉｏｎ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０２２ꎬ３６(４):１￣９(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１１]ＺｈｏｕＪＰꎬＳｏｎｇＦＬꎬＸｕＳＤꎬｅｔａｌ.Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆｒｏｔａ￣ｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｌｉｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅ[Ｊ].Ｅｎｅｒｇｉｅｓꎬ２０２２ꎬ１５(１２):４４８３.[１２]葛高杨ꎬ马元ꎬ侯世卓ꎬ等.当量比对汽油燃料两相旋转爆轰发动机工作特性影响实验研究[Ｊ].爆炸与冲击ꎬ２０２１ꎬ４１(１１):２１￣３２.ＧｅＧＹꎬＭａＹꎬＨｏｕＳＺꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｅｑｕｉｖａｌｅｎｔｒａｔｉｏｏｎｗｏｒｋｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｇａｓｏｌｉｎｅｆｕｅｌｔｗｏ￣ｐｈａｓｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅ[Ｊ].ＥｘｐｌｏｓｉｏｎａｎｄＳｈｏｃｋＷａｖｅｓꎬ２０２１ꎬ４１(１１):２１￣３２(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１３]ＺｈｅｎｇＱꎬＭｅｎｇＨＬꎬＷｅｎｇＣＳꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅ￣ｓｅａｒｃｈｏｎｔｈｅｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｌｉ￣ｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ[Ｊ].ＤｅｆｅｎｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２０ꎬ１６(６):１１０６￣１１１５.[１４]葛高杨ꎬ马元ꎬ夏镇娟ꎬ等.高总温空气与汽油燃料的旋转爆震验证试验[Ｊ].推进技术ꎬ２０２２ꎬ４３(６):２１３￣２２３.ＧｅＧＹꎬＭａＹꎬＸｉａＺＪꎬｅｔａｌ.Ｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｇａｓｏｌｉｎｅｗｉｔｈｈｉｇｈｔｏｔａｌｔｅｍ￣ｐｅｒａｔｕｒｅａｉｒ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２２ꎬ４３(６):２１３￣２２３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１５]ＸｕｅＳＮꎬＹｉｎｇＺＪꎬＭａＨꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｉｎｖｅｓｔｉｇａ￣ｔｉｏｎｏｎｔｗｏ￣ｐｈａｓｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｋｅｒｏｓｅｎｅｉｎａｈｏｌｌｏｗｄｉｒｅｃｔｅｄｃｏｍｂｕｓｔｏｒ[Ｊ].ＦｒｏｎｔｉｅｒｓｉｎＥｎｅｒｇｙＲｅｓｅａｒｃｈꎬ２０２２ꎬ１０:９５１１７７.[１６]ＺｈａｏＭＪꎬＺｈａｎｇＨＷ.Ｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｖｅｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｉｎｐａｒｔｉａｌｌｙｐｒｅ￣ｖａｐｏｒｉｚｅｄｄｉｌｕｔｅｎ￣ｈｅｐｔａｎｅｓｐｒａｙｓ:ｄｒｏｐｌｅｔｓｉｚｅａｎｄｅｑｕｉｖａｌｅｎｃｅｒａｔｉｏｅｆｆｅｃｔｓ[Ｊ].Ｆｕｅｌꎬ２０２１ꎬ３０４:１２１４８１.[１７]ＺｈａｏＭＪꎬＺｈａｎｇＨＷ.Ｏｒｉｇｉｎａｎｄｃｈａｏｔｉｃｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｏｆｍｕｌｔｉｐｌｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｓｉｎｈｙｄｒｏｇｅｎ/ａｉｒｍｉｘｔｕｒｅｓ[Ｊ].Ｆｕｅｌꎬ２０２０ꎬ２７５:１１７９８６.[１８]ＨｕａｎｇＸＸꎬＬｉｎＺＹ.Ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｃｏｕｐｌｅｄ￣ｗａｖｅｓｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｉｎｈｙｄｒｏｇｅｎ￣ａｓ￣ｓｉｓｔｅｄｋｅｒｏｓｅｎｅ￣ａｉｒｔｗｏ￣ｐｈａｓｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＨｙｄｒｏｇｅｎＥｎｅｒｇｙꎬ２０２２ꎬ４７(７):４８６８￣４８８４.[１９]ＹａｎＣＬꎬＳｈｕＣꎬＺｈａｏＪＦꎬｅｔａｌ.ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆｔｈｅｒｍａｌｐｈｙｓｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｙｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｎｏｐｅｒａｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｓｉｍｕｌａｔｅｄｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｒａｍｊｅｔｆｕｅｌｅｄｂｙＣ１２Ｈ２３[Ｊ].ＡＩＰＡｄｖａｎｃｅｓꎬ２０２２ꎬ１２(１１):１１５３０９. [２０]ＹａｎＣＬꎬＺｈａｏＪＦꎬＴｏｎｇＹＨꎬｅｔａｌ.Ｆｏｒｍａｔｉｏｎａｎｄｅｖｏ￣ｌｕｔｉｏｎｏｆｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌａｉｒ￣ｂｒｅａｔｈｉｎｇｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙＣ１２Ｈ２３[Ｊ].ＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２３ꎬ２０:３０￣３１.[２１]王超.吸气式连续旋转爆震波自持传播机制研究[Ｄ].长沙:国防科学技术大学ꎬ２０１６.ＷａｎｇＣ.Ｓｅｌｆ￣ｓｕｓｔａｉｎｉｎｇａｎｄｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｍｅｃｈａｎｉｓｍｏｆａｉｒｂｒｅａｔｈｉｎｇｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ[Ｄ].Ｃｈａｎｇｓｈａ:ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＤｅｆｅｎｓｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０１６(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).２３。
旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究综述
收稿日期：2023-03-14基金项目：军科委基础加强课题（2019-JCJQ-ZD-033-00）资助作者简介：芮长胜（1977），男，硕士，自然科学研究员。
引用格式：芮长胜，武郁文，王晓东，等.旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究综述[J].航空发动机，2023，49（2）：1-12.RUI Changsheng ，WU Yuwen ，WANG Xiaodong ，et al.Review of research on rotating detonation turbine engine[J].Aeroengine ，2023，49（2）：1-12.旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究综述芮长胜1，武郁文2，王晓东1，李群2，姜海龙1，翁春生2（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015；2.瞬态物理国家重点实验室，南京210094）摘要：旋转爆震燃烧具有燃烧过程自增压、熵增小、循环热效率高等特性，将其应用于航空涡轮发动机，有望实现发动机性能阶跃式突破。
主要介绍了旋转爆震燃烧的基本原理及特点，总结了国内外旋转爆震燃烧技术、旋转爆震涡轮发动机性能和试验技术的研究现状，论述了旋转爆震燃烧加快应用到航空涡轮发动机上需要深化研究宽范围进气下稳定爆震燃烧组织、旋转爆震燃烧与上下游匹配等关键技术，并对中国旋转爆震燃烧航空涡轮发动机工程化应用提出了制定长期发展规划、实施专项研究计划、组建联合团队等发展建议。
关键词：旋转爆震；燃烧；航空涡轮发动机；推进系统；研究现状；关键技术中图分类号：V235.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.02.001Review of Research on Rotating Detonation Turbine EngineRUI Chang-sheng 1，WU Yu-wen 2，WANG Xiao-dong 1，LI Qun 2，JIANG Hai-long 1，WENG Chun-sheng 2（1.AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ；2.National Key Laboratory of Transient Physics ，Nanjing 210094，China ）Abstract ：As the rotating detonation combustion has the characteristics of self-pressurization,low entropy increase and high cycle thermal efficiency,it is expected to achieve a breakthrough in engine performance when the detonation combustion was applied to aero tur⁃bine engine.The basic principle and characteristics of rotating detonation combustion are mainly introduced,and the research status of ro⁃tating detonation combustion technology,performance and test technology of rotating detonation turbine engines at home and abroad are summarized.The key technologies for accelerating the application of rotating detonation combustion to turbine engines are discussed,such as stable detonation combustion organization under a wide intake range,and matching of rotating detonation combustion with upstream and downstream components.Some suggestions are put forward for the engineering application of rotating detonation turbine engines in China,including long-term development planning,implementation of special research programs,and establishment of joint teams.Key words ：rotating detonation;combustion;turbine engine;propulsion system;research status;key technology第49卷第2期2023年4月Vol.49No.2Apr.2023航空发动机Aeroengine0引言爆震燃烧具有热效率高、放热速率快、工作范围宽等优点，理论上具有比等压燃烧更高的热循环效率和热量释放速率，与等压燃烧方式的常规涡轮发动机相比，基于爆震燃烧方式的航空涡轮发动机具有潜在的性能优势，被越来越多的学者所关注。
旋转爆震发动机工作特性试验研究
第29卷第3期2017年9月弹 道学报Journal of Ballistics Vol. 29 No. 3 Sept. 2017旋转爆震发动机工作特性试验研究徐灿\马虎\严宇2,邓利\余陵1(1.南京理工大学机械工程学院，江苏南京210094;2.西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室，陕西西安710100)摘要：为研究旋转爆震发动机的工作特性，在以H2/air为推进剂的发动机模型上进行试验，利用离子探针和高频压力传感器分别采集火焰信号和压力信号，改变空气质量流量，分析并对比了高、低质量流量下发动机的点火、稳定传播及熄火过程中火焰和压力波的变化情况。
结果表明：火焰与压力波的主频相同，是耦合传播的，传播速度可达1 660 m/s;对于低质量流量（75.37 g/s)，靠近燃烧室入口的离子探针的离子信号峰值大于远离燃烧室入口的离子信号峰值;对于高质量流量（102. 125 g/S)，远离燃烧室入口的离子探针的离子信号峰值大于较近点的离子信号峰 值;新鲜反应物填充对靠近燃烧室入口的点的作用时间长于较远的点；压力信号瞬时频率的相对标准差小于火焰信号；小流量的点火时间短于大流量;切断H2供给后火焰比压力波更早熄灭。
关键词：旋转爆震发动机；离子信号；传播速度;起爆过程;熄爆过程中图分类号:V235.22 文献标识码:A 文章编号:1004499乂(2017)03^0074名8Experimental Study on Operating Characteristics ofRotating Detonation EngineXU Can1 ,MA Hu1 ,YAN Yu2,DENG Li1 ,YU Ling1(1. School of Mechanical Engineering,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing 210094 ,China；2. Laboratory of Science and Technology on Liquid Rocket Engine,Xi'an AerospacePropulsion Institute,Xi'an 710100 ,China)Abstract ：Experiments on rotating detonation engine ( RDE) with the propellant of H2/a ir were conductedto investigate the operating characteristics of engine. Ion probes and high-frequency pressure transducer were installed simultaneously to measure flame signal and pressure signal respectively. By changing air mass-flow-rate, the flame and pressure wave signals of the ignition process, stable stage and shut down process were analyzed under the high and low mass-flow-rate. The dominant frequency of flame is the same as that of pressure wave, and they are coupling during propagation, and the propagation velocity reaches 1 660 m/s. When mass flow rate is low(75. 37 g/s) ,the flame signal peaks at the point near the inlet of combustion chamber, are larger than that at the further point. When mass flow rate is high (102. 125 g/s) ,the flame signal peaks at the further point are larger than that at the closer point. The fresh gas injection has more time-wise effect on the closer point than the further one. The relative standard deviation of instantaneous frequency of pressure signal is smaller than that of the flame signals. Furthermore, the ignition time under the conditions of lower mass flow rate is shorter than that under the收稿日期:2017-03-23基金项目：国家自然科学基金项目（51606100);江苏省自然科学基金项目（BK20150782);中央高校基本科研业务费专项资金资助项目 (30915118836)作者简介:徐灿（1993-)，女，硕士研究生，研究方向为旋转爆震发动机。
旋转爆轰发动机工作过程的数值模拟
2014年12月第35卷第12期推进技术JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGYDec.2014V ol.35No.12旋转爆轰发动机工作过程的数值模拟*卓长飞，武晓松，封锋，马虎（南京理工大学机械工程学院，江苏南京210094）摘要：为了深入研究旋转爆轰发动机工作过程，采用高精度高分辨率迎风通量分裂格式（AUS⁃MPW+）、氢氧7组分8反应化学动力学模型，求解三维带化学反应的Euler方程。
对旋转爆轰发动机工作过程进行了数值模拟，分析了采用预爆轰管点火过程的流场特征以及整个发动机推力、推力偏心距、侧向力随时间的变化规律。
计算结果表明：切向预爆轰管紧贴喷注入口时，点火过程仅产生一道单向爆轰波，能成功点燃旋转爆轰发动机；在本文给定的计算条件下，旋转爆轰发动机平均推力约180N，旋转爆轰波传播频率约为14285Hz；旋转发动机正常工作过程中，推力偏心矩、侧向力随时间周期性变化。
关键词：计算流体力学；Euler方程；旋转爆轰；点火方式；高频振动中图分类号：V235.22文献标识码：A文章编号：1001-4055（2014）12-1707-08DOI：10.13675/ki.tjjs.2014.12.017Numerical Simulation of Operation Process ofRotating Detonation EnginesZHUO Chang-fei，WU Xiao-song，FENG Feng，MA Hu（School of Mechanical Engineering，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing210094，China）Abstract：In order to study the operation process of rotating detonation engines，three dimensional Euler equations with chemical reactions are solved by coupling with high-resolution upwind flux split scheme（AUS⁃MPW+），7species and8reaction kinetics model.The operation process of rotating detonation engines are simu⁃lated，the flow characteristics of the ignition process using pre-detonation ignition method，the thrust，the ec⁃centric moment of thrust，and the lateral force varying with time are analyzed.Calculation results show that when pre-detonation is close to the injection inlet，ignition can produce detonation wave in a direction，and then al⁃lows rotating detonation engine to work properly.In the given calculation condition，the average thrust of the ro⁃tating detonation engine is about180N，and the propagation frequency of rotating detonation wave is about 14285Hz.In the operation process of rotating detonation engines，eccentric moment of thrust and lateral force pe⁃riodically vary with time.Key words：Computational fluid dynamics；Euler equations；Rotating detonation；Method of ignition；High-frequency vibration*收稿日期：2013-10-28；修订日期：2013-12-11。
旋转爆震发动机研究进展综述 -回复
旋转爆震发动机研究进展综述-回复旋转爆震发动机（Rotating Detonation Engine，简称RDE）是一种新型的燃烧发动机，它的燃烧过程不同于传统发动机，通过使用旋转爆震形成的循环爆炸波从而实现燃烧过程。
近年来，旋转爆震发动机的研究引起了广泛的关注和研究，其被认为是未来发动机技术的一种潜在突破。
在传统的内燃发动机中，燃烧过程是通过点燃燃料来产生燃烧波，然后这个波从燃烧室的一个边缘传播到另一个边缘完成燃烧过程。
而旋转爆震发动机则通过产生旋转爆震引起的爆炸波来实现燃烧过程。
这种爆炸波会连续地沿着燃烧室壁旋转，并将燃料与氧气混合来形成爆震波。
相比传统的燃烧方式，旋转爆震发动机具有更高的效率和更低的排放。
至于旋转爆震发动机的研究进展，目前主要集中在理论模拟和实验验证上。
在理论模拟方面，研究人员通过数值模拟和计算流体力学方法来研究旋转爆震发动机的燃烧过程。
他们通过对流场、温度分布和压力特点的模拟研究，揭示了爆震波的形成和传播机制，以及燃烧过程中的能量转换规律。
这些理论模拟结果为进一步的实验研究提供了指导。
实验验证方面，研究人员主要采用试验台架和燃烧室来验证旋转爆震发动机的可行性和性能。
他们通过控制燃烧室的结构和燃料供给方式，以及调整内部工作参数，如旋转速度、燃料比例等来实现旋转爆震的形成。
实验结果显示，旋转爆震发动机能够实现高效燃烧和较低的排放，同时还具备较高的输出功率和较低的燃料消耗率。
这些实验验证表明，旋转爆震发动机具有很大的应用潜力，并可能成为未来发动机技术的一种重要选择。
然而，旋转爆震发动机的研究还存在一些挑战和问题需要解决。
首先，在控制爆震波的形成和传播过程方面仍需进一步研究。
如何准确控制燃料与氧气的混合比例以及控制驱动旋转爆震的速度和稳定性是目前研究的重点。
其次，燃料的选择和燃烧过程中产生的排放物的控制也是研究的难点，需要进一步的实验和技术改进。
总结而言，旋转爆震发动机作为新型发动机技术，其研究进展正逐渐取得突破。
旋转爆震发动机研究进展综述
旋转爆震发动机研究进展综述摘要：旋转爆震发动机作为一种新型的内燃机，具有高效率和低排放的潜力，吸引了越来越多的研究者的关注。
本文对旋转爆震发动机的研究进展进行了综述，包括其工作原理、优势和挑战，以及目前的研究成果和应用前景。
引言：随着汽车工业的快速发展和环境保护意识的增强，传统的内燃机逐渐暴露出其效率低和尾气排放高的问题。
为了解决这些问题，研究者们开始关注旋转爆震发动机这一新型引擎。
旋转爆震发动机以其高效率和低排放的潜力，成为了未来内燃机发展的重要方向。
工作原理：旋转爆震发动机是一种基于爆震波的引擎，其工作原理是通过产生旋转爆震波来推动活塞运动。
与传统的往复式内燃机不同，旋转爆震发动机的活塞呈螺旋形排列，形成一个旋转爆震波。
这种构造使得燃烧过程更加充分，提高了燃烧效率。
优势和挑战：旋转爆震发动机相比传统的内燃机，具有许多优势。
首先，其燃烧效率高，能够更充分地利用燃料能量，提高动力性能。
其次，由于活塞运动连续平稳，振动和噪音较小。
此外，旋转爆震发动机还可以适应多种燃料，包括氢燃料和生物柴油等。
然而，旋转爆震发动机也面临一些挑战，比如设计复杂、燃烧过程控制困难等。
研究成果：近年来，研究者们在旋转爆震发动机领域取得了许多重要的研究成果。
他们通过数值模拟和实验研究，深入探索了旋转爆震发动机的燃烧过程和性能特点。
同时，一些改进的设计和控制策略也被提出，以提高旋转爆震发动机的效率和可靠性。
应用前景：旋转爆震发动机作为一种新型的内燃机，具有广阔的应用前景。
首先，它可以应用于传统的汽车和飞机引擎，提高其动力性能和燃烧效率。
其次，旋转爆震发动机还可以用于新能源领域，比如氢能和生物能的利用。
此外，旋转爆震发动机还可以应用于舰船、发电机组等领域，提供可靠的动力支持。
结论：旋转爆震发动机作为一种新型的内燃机，具有高效率和低排放的潜力。
通过对其工作原理、优势和挑战的分析，我们可以看到旋转爆震发动机在未来的发展中具有广阔的应用前景。
掺混空气对旋转爆震主燃烧室起爆性能对比试验
收稿日期：2023-02-05基金项目：全国重点实验室项目(61422021190105)资助作者简介：谭峻然（1998），男，在读硕士研究生。
引用格式：谭峻然，宫继双，郑少泉，等.掺混空气对旋转爆震主燃烧室起爆性能对比试验[J].航空发动机，2023，49（2）：19-27.TAN Junran ，GONG Jishuang ，ZHENG Shaoquan ，et parative experiments of air mixing on the detonation performance of the rotating detonation main combustion cham⁃ber[J].Aeroengine ，2023，49（2）：19-27.掺混空气对旋转爆震主燃烧室起爆性能对比试验谭峻然，宫继双，郑少泉，道尔别克·塔布斯（中山大学航空航天学院，广东深圳518000）摘要：为以工程化应用为基础研究旋转爆震燃烧室在涡轮发动机条件下旋转爆震波的传播特性，模拟某离心式涡喷发动机的工况，以常温煤油和496K 高温空气作为燃料和氧化剂，对基于外径为220mm 、环形宽度为40mm 的环形燃烧室和相同大小的含掺混结构的环形燃烧室开展对比试验。
结果表明：在不同当量比工况下，观察到非稳定爆震模态、稳定双波旋转爆震模态和稳定3波旋转爆震模态。
在封闭燃烧室中，当量比较低（低于0.8）或较高（高于1.1）时无法维持爆震波的稳定传播，呈现非稳定爆震模态；在当量比接近1时，呈现稳定双波旋转爆震模态。
随着掺混结构的引入，燃烧室的工作范围得到拓宽（当量比为0.8～1.2），当当量比达到1.1时呈现稳定3波旋转爆震模态。
在对应的工况范围内，掺混空气能显著提高旋转爆震波的传播稳定性。
关键词：涡轮；旋转爆震；燃烧室；爆震模态；掺混空气中图分类号：V218文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.02.003Comparative Experiments of Air Mixing on the Detonation Performance of the Rotating Detonation MainCombustion ChamberTAN Jun-ran ，GONG Ji-shuang ，ZHENG Shao-quan ，Daoerbieke Tabusi（School of Aeronautics and Astronautics ，Sun yat-sen University ，Shenzhen Guangdong 518000，China ）Abstract ：In order to study the propagation characteristics of the detonation wave in the rotary detonation combustor under the condi⁃tion of turbine engines based on engineering applications ，under simulated working conditions of a centrifugal turbojet engine by using nor⁃mal temperature kerosene and 496K high-temperature air as fuel and oxidant ，comparative experiments were conducted on a 220mm out⁃er diameter annular combustor with a 40mm flame tube height ，and an annular combustor of the same size with mixing structure.The re⁃sults show that unstable detonation mode ，stable two-wave rotating detonation mode ，and stable three-wave rotating detonation mode are observed under different equivalent ratio conditions.For the closed combustion chamber ，if the equivalence ratio is relatively low （below 0.8）or high （above 1.1），the detonation wave cannot be maintained ，and unstable detonation mode occurs.If the equivalence ratio is close to 1，it exhibits a stable two-wave rotating detonation mode.With the introduction of the mixing structure ，the working range of the combustion chamber is broadened （the equivalent ratio range is 0.8-1.2），and the stable three-wave rotating detonation mode appears at a higher equivalent ratio.In the range of working conditions corresponding to this study ，mixing air can significantly improve the stable prop⁃agation of rotating detonation waves.Key words ：turbine ；rotating detonation ；combustion chamber ；detonation mode ；mixed air第49卷第2期2023年4月Vol.49No.2Apr.2023航空发动机Aeroengine0引言旋转爆震发动机因其具有单次点火便可实现持续爆震燃烧[1-2]和其自增压特性[3]近年来在众多新型推进方式上脱颖而出。
温度梯度影响爆燃转爆轰的数值模拟
温度梯度影响爆燃转爆轰的数值模拟
温度梯度影响爆燃转爆轰的数值模拟
采用一维带真实化学反应的Navier-Stokes方程对温度梯度影响爆燃转爆轰的过程进行了数值模拟.结果表明,点火温度的不均匀性对可燃预混气的燃烧模式有显著影响.在零温度梯度条件下,点火初期呈可燃气等容爆炸现象,随后发展为火焰传播;在小温度梯度下,点火后会导致爆轰形成,但很快衰减为爆燃过程;当温度梯度增加到合适值时,点火燃烧后可形成过驱爆轰并最终称为稳定爆轰状态;而温度梯度过大时,仅呈现正常火焰传播状态.不同温度梯度可以导致燃烧化学反应放热与热传导之间的竞争,因而形成了不同的燃烧模式.上述研究对实际过程中爆轰形成现象的防治有着一定的理论意义.
作者：董刚范宝春 DONG Gang FAN Bao-chun 作者单位：董刚,DONG Gang(南京理工大学动力学院瞬态物理重点实验室,南京,210094;北京理工大学爆炸科学与技术国家重点实验室,北京,100081)
范宝春,FAN Bao-chun(南京理工大学动力学院瞬态物理重点实验室,南京,210094)
刊名：中国安全生产科学技术 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF SAFETY SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)：2007 3(6) 分类号：O382 关键词：爆燃转爆轰温度梯度点火数值模拟。
中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧影响的数值研究
中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧影响的数值研究[中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧影响的数值研究]引言：中心锥喷管喉道比参数是指中心锥喷管的喉道面积与喷管面积之比，它对旋转爆轰燃烧过程有着重要的影响。
在本文中，我们将通过数值模拟方法，系统地研究中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧的影响，以期为相关领域的研究提供理论支持和实验设计指导。
第一部分：中心锥喷管喉道比参数的理论分析首先，我们将对中心锥喷管喉道比参数进行理论分析，探讨其对旋转爆轰燃烧的影响机制。
中心锥喷管喉道比参数的增大将导致喉道面积的增加，从而使燃料和氧气的混合程度增强，有利于燃烧反应的进行。
另一方面，中心锥喷管喉道比参数的增大也会导致喷管面积的减少，燃料和氧气的流速增加，有利于爆轰波的形成和传播。
因此，中心锥喷管喉道比参数的选择将直接影响旋转爆轰燃烧的效果。
第二部分：数值模拟方法及模型建立在本部分，我们将介绍数值模拟方法及模型的建立。
首先，我们将利用计算流体力学（CFD）方法对中心锥喷管喉道比参数进行建模，并利用数值方法求解相关的流动方程和化学反应方程。
通过选取适当的边界条件和求解策略，我们可以得到中心锥喷管流场和燃烧特性的数值解。
第三部分：中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧的数值研究结果在本部分，我们将对中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧的数值研究结果进行详细分析。
我们将研究不同中心锥喷管喉道比参数下的流场分布、燃料和氧气的混合程度以及燃烧效率等参数的变化规律。
通过比较不同中心锥喷管喉道比参数下的燃烧特性，我们可以揭示中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧的影响机制。
第四部分：实验验证及应用前景展望在本部分，我们将对数值研究结果进行实验验证，并对中心锥喷管喉道比参数在实际应用中的潜在价值进行展望。
通过与实验数据的对比，我们可以验证数值模拟方法的可靠性，并对中心锥喷管喉道比参数在工程实践中的应用提出相应建议和改进方向。
此外，我们还将探讨中心锥喷管喉道比参数在引擎燃烧优化、动力系统设计等领域的应用前景。
旋转爆轰发动机燃烧室的燃烧与流动特性研究
旋转爆轰发动机燃烧室的燃烧与流动特性研究王宇辉;乐嘉陵;杨样;谭宇【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2017(031)001【摘要】设计了一台爆轰环腔外径100mm、内径80mm、长117 mm 的不带有尾喷管的旋转爆轰发动机燃烧室，并进行了实验和数值模拟研究，来了解不同当量比下的燃烧和流动特性。
在该燃烧室头部，空气通过60个直径2mm孔轴向喷射，氢气通过2mm宽环缝喷射。
氢气和空气最大供给总压分别可达12和10.5MPa。
实验发现，当量比大于2时，燃烧发生在燃烧室以外，为爆燃；当量比接近于1时，燃烧室内存在多个反向旋转爆轰波，爆轰波平均速度较低，不超过1000m/s；当量比小于0.58时，仅有一个爆轰波准稳态旋转。
在当量比为0.55时，旋转爆轰波传播速度为1274m/s。
在当量比为1时，进行了17s 无热防护的旋转爆轰发动机实验，未发现燃烧室有明显烧蚀。
数值模拟表明在流量为400g/s时，有3个爆轰波同向旋转，外壁面侧传播速度约为1998m/s。
【总页数】7页(P32-38)【作者】王宇辉;乐嘉陵;杨样;谭宇【作者单位】西南科技大学燃烧空气动力学研究中心，四川绵阳 621010;中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心，四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心，四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V231.3【相关文献】1.旋转爆轰燃烧室结构及稳定性研究 [J], 苗淼;邓博阳;郑洪涛2.液态燃料对连续旋转爆轰发动机爆轰特性的影响 [J], 李宝星;翁春生3.旋转爆轰发动机燃烧室掺混特性数值研究 [J], 徐雪阳;武晓松;卓长飞;马虎4.连续爆轰发动机燃烧室内压力分布的实验研究 [J], 李永生;王健平;石天一;王宇辉;刘宇思;李洋;;;;;;5.旋转爆轰燃烧室高度对流场影响 [J], 赵雄飞;郭虹伯;杨家龙;夏军宏因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
吸气式连续旋转爆震发动机工作特性研究
吸气式连续旋转爆震发动机工作特性研究本文以吸气式连续旋转爆震为对象,结合数值模拟及实验研究,重点分析了爆震波的起爆过程、流场结构及传播特性,对比研究了试验工况、几何构型等因素对发动机性能的影响规律。
对喷注面板情况下连续旋转爆震开展了三维数值研究,燃料在顶部喷注时,稳定传播后的连续旋转爆震波流场特征主要包括爆震波、斜激波、三角形可燃气体区、可燃气与上一轮燃烧产物的接触面,爆震波面可抵达燃烧室顶部,但受到喷注面板阻挡,只在下侧膨胀。
当燃料在下游喷注时,基本流场特征与燃料在喷注面板喷注时相同,但高压爆震燃烧产物可沿轴向两侧膨胀,在两侧都形成了斜激波。
通过燃料喷注位置可控制爆震燃烧放热区位置,但对流场结构特征和传播过程影响不大。
对吸气式条件下连续旋转爆震波进行了三维数值模拟,分析了起爆过程,发现初始热射流不在反方向上引起爆震波时,起爆过程更简单,从点火到形成稳定传播的爆震波时间间隔更短;稳定传播后的爆震波头个数跟点火区个数无关,连续旋转爆震波在起爆过程中具有自调节能力。
在超声速来流条件下,所形成的爆震波仍可持续旋转传播,但高压爆震燃烧产物会影响到进气过程,在来流加速段内引起了正激波。
对比研究了来流总温、燃烧室半径、放热区位置的影响,发现来流总温较高时,加速段内的正激波位置更靠下游,平均出口压力更低、速度更高;燃烧室半径越小,连续旋转爆震波受曲率的影响程度较大,内、外壁面处的压力峰值差别越大;当爆震燃烧区域位于扩张段内时,燃烧室平均压力降低,加速段内的正激波位置更靠下游。
在吸气式条件下试验实现了连续旋转爆震波稳定工作,传播频率达5kHz,平均传播速度为1600m/s。
保持混合气当量比不变,爆震波传播速度随推进剂流量的增加略有上升,且传播过程的稳定性增大。
通过三维数值模拟,对比研究了来流总温、燃烧室半径、反应区构型、来流加速段面积比和喷管面积比对发动机性能的影响。
发现来流总温较大、放热区位于扩张段内、来流加速段面积比较小时,来流加速段内的正激波位置更靠下游,激波强度更大,引起的总压损失更大,发动机性能降低;燃烧室半径通过改变入口面积对流量和推力产生影响,但比冲性能变化不大;喷管面积比较大时,燃烧产物得到进一步膨胀加速,发动机性能有所提升。
连续旋转爆轰发动机模型的二维数值模拟研究
LHD 2017年度夏季学术研讨会连续旋转爆轰发动机模型的二维数值模拟研究刘洪伟1，王健平21 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室，北京，1001902北京大学工学院力学与工程科学系湍流与复杂系统国家重点实验室，北京，100871摘要使用两步化学反应模型，对连续旋转爆轰发动机（Continuously Rotating Detonation Engines，简称CRDE）的简化模型进行了二维数值模拟研究。
分别计算了氢氧H2/O2和氢空气H2/Air两种类型的CRDE工作循环过程，对流场波结构进行了分析，比较了简化模型的参数特性。
数值模拟结果与相关CRDE实验获得的流场结构匹配较好，对深入理解CRDE的物理机理和参数控制具有一定的参考价值。
关键词连续旋转爆轰发动机，参数特性，推进性能，流场波结构引言传统的航空航天发动机多基于爆燃燃烧，例如活塞、涡喷及冲压发动机。
经过近百年的蓬勃发展，要大幅度地提高基于爆燃的发动机推进性能已经日趋困难。
由于爆轰燃烧特有的优势，从２０世纪４０年代起，越来越多的学者开始关注利用爆轰实现航空航天推进。
被广泛研究的爆轰发动机主要有三种，分别为驻定爆轰发动机、脉冲爆轰发动机[1]和连续旋转爆轰发动机，这三种爆轰发动机各有优劣势，其详细比较可以参见[2]。
连续旋转爆轰发动机（CRDE）具有一次起爆、燃烧速度快、热效率高、结构紧凑等优点，近年来一直受到国内外学者和工业部门的高度关注。
前苏联Voitsekhoviskii B V于２０世纪６０年代最先开始了CRDE的研究[3]，实现了乙炔、乙烯预混燃料在圆管内短暂的连续爆轰。
近年来，俄罗斯科学院西伯利亚分院流体力学研究所Bykovski 等对多种燃料进行一系列的连续爆轰实验研究[4]，实现了长时间稳定传播的连续旋转爆轰。
Lu和Braun对CRDE近年来的相关研究做了综述回顾[5]。
本文将对连续旋转爆轰发动机的简化模型进行二维数值模拟研究，计算氢氧H2/O2和氢空气H2/Air两种类型的CRDE工作循环过程，对流场波结构进行分析，并比较简化CRDE模型的参数特性。
气体与液体两相连续旋转爆轰发动机爆轰波传播特性三维数值模拟研究
气体与液体两相连续旋转爆轰发动机爆轰波传播特性三维数值模拟研究李宝星;翁春生【摘要】为了研究气体与液体两相连续旋转爆轰波的传播特性,基于三维守恒元和求解元方法,在圆柱坐标系下采用带化学反应的气体与液体两相爆轰模型,对连续旋转爆轰发动机进行三维数值模拟.通过计算获得了爆轰波起爆及其稳定传播时的流场结构,分析了流场在燃烧室径向方向的变化以及发动机的推力性能,揭示了两相爆轰波的传播特性.研究结果表明:燃烧室内流场结构与文献[4]中的实验研究结果定性一致;由于环形燃烧室外壁面的收敛和内壁面的发散,爆轰强度沿着燃烧室的径向方向逐渐增强,实现了爆轰波的自持旋转传播;以汽油为燃料、富氧空气为氧化剂,在填充总压为0.2 MPa、总温为288.15 K、燃料液滴半径为25 μm的条件下,连续旋转爆轰发动机所获得的平均推力约为880 N,爆轰波的传播频率约为4 390 Hz.%A gas-liquid two-phase detonation model with chemical reaction is established in cylindrical coordinates based on the conservation element and solution element method,and the three-dimensional numerical simulation of continuously rotating detonation engine is performed to investigate the propagation characteristics of gas-liquid two-phase continuously rotating detonation wave.The flow field structure and stable propagation of detonation wave at initial formation stage were obtained through the calculation.Meanwhile,the variation of flow field in the radial direction and the thrust performance are analyzed,and the propagation characteristics of two-phase detonation wave are revealed.The simulated results show that the flow field structure in the combustion chamber isconsistent with the experimental results in Ref.[4].Because of the convergence of outer wall and the divergence of inner wall,the detonation strength increases along the radial direction of the combustion chamber.The self-sustaining rotating propagation of detonation wave is realized.When the injection pressure and injection temperature are 0.2 MPa and 288.15 K,respectively,and the fuel droplet radius is 25 μm,the average thrust of the gasoline and oxygen-enriched air continuously rotating detonation engine is about 880 N,and the propagation frequency of detonation wave is about 4 390 Hz.【期刊名称】《兵工学报》【年(卷),期】2017(038)007【总页数】10页(P1358-1367)【关键词】兵器科学与技术;气体与液体两相;数值模拟;连续旋转爆轰波;流场结构;推力性能【作者】李宝星;翁春生【作者单位】南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,江苏南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】V231.2+2连续旋转爆轰发动机(CRDE)是一种利用爆轰波在环形燃烧室内连续旋转传播所产生的高温高压爆轰产物由尾部高速排出，从而获得推力的新概念发动机。
旋转爆轰胞格结构的实验和数值研究
旋转爆轰胞格结构的实验和数值研究张旭东;范宝春;潘振华;归明月【摘要】Gaseous detonation propagation of 2H2/O2/Ar mixture in an annular tube was experimentally and numerically investigated. Detonation cellular patterns were recorded by smoked foils. The second-order additive semi-implicit Runge-Kutta (ASIRK) method and the fifth-order weighted essentially non-oscillatory (WENO) scheme were used to discretize the time term and the spatial derivatives, respectively. A detailed chemical reaction mechanism model was applied to describe the processes of detonation chemical reactions. Numerical cellular patterns and detonation flow field were obtained. Experimental and numerical results show that while detonation propagates in the annular tube, due to the convergence of the outer wall and the divergence of the inner wall, the detonation intensity along the inner wall is lower than that along the outer wall, and the cell size is much larger. The distribution region of OH along the inner wall is also wider than that along the outer wall, and the concentration is smaller. Just because of the character of a rotating detonation, the detonation waves can rotate around an axis at a steady angular velocity.%对爆轰波在环形圆管(预混气体为2H2/02/Ar)内的传播分别进行了实验和数值研究.实验研究采用烟迹板记录了环形圆管内爆轰波的胞格结构.数值计算利用二阶附加半隐的Runge-Kutta法和五阶WENO格式分别离散欧拉方程的时间和空间导数项,采用基元反应简化模型描述化学反应过程,得到了旋转爆轰的流场及数值胞格结构.实验和数值模拟结果表明:爆轰波在圆环管中传播时,由于圆环的内壁发散、外壁收敛,圆环内侧爆轰强度小于外侧,胞格尺寸较大；内侧OH的分布区域大于外侧,浓度较低.旋转爆轰的这种性质,使爆轰波能以稳定的角速度绕轴旋转.【期刊名称】《爆炸与冲击》【年(卷),期】2011(031)004【总页数】6页(P337-342)【关键词】爆炸力学;旋转爆轰;二阶附加半隐的Runge-Kutta法;胞格结构;自持机理【作者】张旭东;范宝春;潘振华;归明月【作者单位】南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,江苏南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,江苏南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,江苏南京210094;南京理工大学瞬态物理国家重点实验室,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】O382燃烧有两种方式，爆燃与爆轰。
多循环脉冲爆轰发动机内、外流场的实验和数值研究的开题报告
多循环脉冲爆轰发动机内、外流场的实验和数值研究的开题报告一、题目多循环脉冲爆轰发动机内、外流场的实验和数值研究二、研究背景和意义随着科技的不断发展和创新，人们对于发动机的要求越来越高，需要不断地改进发动机的性能，提高其工作效率和可靠性，降低其污染率和噪音。
因此，研究发动机的内、外流场对于提升发动机性能具有重要的意义。
多循环脉冲爆轰发动机是目前发展研究的一个热点，其工作原理是通过爆轰可控化的燃烧实现动力输出，具有高能量密度、高功率、高单元质量功率等特点。
而多循环脉冲爆轰发动机内、外流场是影响其工作性能的关键因素之一，包括燃烧室内部和燃气出口等流场，研究其流场特性对于有效地改善发动机的工作效率和性能具有重要的意义。
因此，本研究旨在通过实验和数值模拟研究多循环脉冲爆轰发动机的内、外流场特性，为发动机的开发和改进提供基础理论数据和实验依据。
三、研究内容和方法本研究主要涉及以下两个方面的内容：1. 实验研究：通过建立多循环脉冲爆轰发动机实验系统进行实验研究，包括燃烧室内部和燃气出口的流场测试，采用高速摄影和激光测量等技术手段获取流场的参数和特性数据。
2. 数值模拟：建立多循环脉冲爆轰发动机的数值模型，采用ANSYS 等流体力学软件进行数字模拟分析，对燃烧室内、燃气出口等流场进行模拟计算，获取相应的流场参数和特性数据。
四、预期成果和意义通过本研究，可以获得多循环脉冲爆轰发动机内、外流场的实验和数值数据，研究其流场特性及燃烧规律，并探究其对发动机性能的影响，为发动机的改进和升级提供理论数据和技术支持。
同时，本研究也可以为研发和应用多循环脉冲爆轰发动机的相关领域提供参考，促进新能源和新技术的发展和应用。