爆震燃燒具有熱效率高澄耍、放熱速率快浊伙、工作范圍寬等優(yōu)點，理論上具有比等壓燃燒更高的熱循環(huán)效率和熱量釋放速率为障，與等壓燃燒方式的常規(guī)渦輪發(fā)動機相比晦闰，基于爆震燃燒方式的航空渦輪發(fā)動機具有潛在的性能優(yōu)勢，被越來越多的學(xué)者所關(guān)注鳍怨。爆震燃燒憑借自增壓特性散烂、更高循環(huán)熱效率和熱釋放速率等優(yōu)點，應(yīng)用于航空渦輪發(fā)動機中有望大幅度提高其性 能估横，具有廣闊的應(yīng)用前景变钙。

20 世紀(jì) 50 年代 Voitsekhovskii首先發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)爆 震燃燒現(xiàn)象，經(jīng)過數(shù)十年發(fā)展台筷，旋轉(zhuǎn)爆震燃燒機理逐 漸清晰挥棒，正逐步轉(zhuǎn)向工程可行性研究。自2010 年開始售微，國內(nèi)外研究機構(gòu)和學(xué)者針對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒航空渦輪發(fā)動機技術(shù)開展了大量試驗測試和數(shù)值仿真工作宿柜， 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒應(yīng)用于航空渦輪發(fā)動機的可行性得到 初步驗證，旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室與渦輪發(fā)動機的耦合技術(shù)也得到了一定發(fā)展望星。 

本文對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒航空渦輪發(fā)動機技術(shù)的國內(nèi)外研究進展進行綜述霹补。

01

旋轉(zhuǎn)爆震燃燒原理及特點

旋轉(zhuǎn)爆震是爆震燃燒的一種典型形式，其具有熱效率高浸萤、放熱速率快十匆、結(jié)構(gòu)簡單緊湊、工作范圍寬等優(yōu)點顷锰，近年來在國內(nèi)外備受關(guān)注柬赐，成為推進領(lǐng)域研究的熱點。旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機工作原理如圖 1 所示官紫。

如圖中可見肛宋，旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的結(jié)構(gòu)通常為環(huán)形，新鮮燃料和氧化劑從燃燒室頭部進入束世，在混合室混合后形成可燃的預(yù)混氣進入旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室酝陈，經(jīng)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(zhuǎn)爆震波毁涉，燃氣經(jīng)尾噴管加速后沿軸向排出沉帮。與其它類 型爆震燃燒方式比較，旋轉(zhuǎn)爆震燃燒有如下幾方面優(yōu)勢：首先贫堰，它只需1次起爆穆壕，所產(chǎn)生的爆震波就可持續(xù)地旋轉(zhuǎn)傳播；其次其屏，由于爆震波的自維持性和自壓縮性喇勋，可燃混合物可由爆震波增壓到一定壓強缨该，可以在較低的增壓比下產(chǎn)生更大的有效功；此外判逊，爆震波傳播方向與進氣饿遏、排氣方向獨立，爆震波被封閉在燃燒室內(nèi)不噴出舀鼎，主要用來進行可燃混合物燃燒產(chǎn)生高效工質(zhì)选从，避免了爆震波噴出管外而造成的巨大能量損失呜颓。

旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室作為燃燒發(fā)生裝置园桑，一般可布置 于航空渦輪發(fā)動機的外涵道、加力燃燒室候摹、主燃燒室等不同位置塔端，航空渦輪發(fā)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(xué)循環(huán)效率高的特點她添，利用連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室替代常規(guī)航空渦輪發(fā)動機的等壓燃燒室媒湖，可將發(fā)動機熱力循環(huán)模式由等壓循環(huán)轉(zhuǎn)變?yōu)楸鹧h(huán)，有利于提 高發(fā)動機的燃燒室效率屎洒，在發(fā)動機相同總增壓比條件下還能減少壓氣機級數(shù)舒贼、降低發(fā)動機質(zhì)量，使發(fā)動機的結(jié)構(gòu)得到簡化虑稼，從而有效降低系統(tǒng)的復(fù)雜度琳钉。

02      旋轉(zhuǎn)爆震燃燒航空渦輪發(fā)動機研究進展

01      國外研究進展        

1.1美國研究進展

Wright-Patterson 空 軍 基 地 的 Debarmore 等[8]與Welsh 等在直徑為 15 mm 的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室（Rotat? ing Detonation Combustion，RDC）出口處安裝 T63 渦 輪蛛倦，采用氫氣為燃料歌懒，空氣為氧化劑進行試驗研究，T63 渦輪與旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機（Rotating Detonation En? gine溯壶，RDE）組合試驗裝置如圖3所示及皂。

試驗成功獲得 旋轉(zhuǎn)爆震波，傳播速度為 1750 m/s且改，爆震產(chǎn)物經(jīng)過渦 輪導(dǎo)向器葉片后靜壓衰減了約33.5%验烧，但渦輪導(dǎo)向器后仍存在與旋轉(zhuǎn)爆震波頻率一致的壓力振蕩。測量了渦輪導(dǎo)向器出口的壓力又跛、溫度等流場參數(shù)噪窘，發(fā)現(xiàn)經(jīng) 過渦輪導(dǎo)向器的作用，滯止壓力的振幅下降約5%效扫。

創(chuàng)新科學(xué)解決方案公司的 Naples 等對 T63（C20-250）燃氣輪機進行了改進倔监，將其燃燒室替換為 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室，T63 旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機如圖 4 所 示计侯。

采用傳統(tǒng)燃燒室和 RDC 分別驅(qū)動 T63 發(fā)動機進 行試驗研究帝畸。RDC 的渦輪進口不穩(wěn)定度比傳統(tǒng)燃燒 室高500%～700%蜀梢，通過尾部安裝空氣引射器來降低 不穩(wěn)定性，最終達到與傳統(tǒng)燃燒室一致的水平邀安。在該渦輪機組中颗用，RDC 可以實現(xiàn)與傳統(tǒng)燃燒室相似的渦輪效率。試驗結(jié)果還表明扬瘸，RDC 的高頻擾動在渦輪中迅速消散类繁，并可能是壓力增益燃燒應(yīng)用于燃氣 輪機的關(guān)鍵。

Aerojet Rocketdyne 公司的 Edward 等開展了超 過600次旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室熱試車乌骇，包括：概念驗證撞浪、利用氣態(tài)燃料（H2、CH4序摔、C2H6炭央、天然氣）成功實現(xiàn)起爆和 穩(wěn)定爆震、結(jié)合等離子體技術(shù)實現(xiàn)效率提升柱悬、采用液 態(tài)燃料（JP-8熙掺、JP-10）成功實現(xiàn)起爆和穩(wěn)定爆震等內(nèi) 容，他們還進一步對旋轉(zhuǎn)爆震渦輪組合技術(shù)開展了一 系列的理論咕宿、數(shù)值模擬和試驗研究工作币绩。普渡大學(xué)的Braun等分析了超聲速渦輪與旋 轉(zhuǎn)爆震燃燒室的耦合問題，旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室進行了2維非定常雷諾時均N-S數(shù)值模擬府阀，將此出口條件作為3維非反應(yīng)的URANS模擬的入口條件缆镣，研究了燃燒 室下游的擴散性噴嘴的影響。計算結(jié)果表明：長度為10 cm 的噴管提供了最佳阻尼肌似。接著通過數(shù)值方式费就， 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 等設(shè)計了 1 個光學(xué)測試平臺川队，利用高速光學(xué)診斷技術(shù)來研究旋轉(zhuǎn)爆震波與渦 輪之間的基本相互作用力细。Sousa等對暴露在脈動超聲速條件下的內(nèi)部流道所經(jīng)歷的不穩(wěn)定性進行了詳細描述。之后固额，Sousa等設(shè)計了1個超聲速渦輪機眠蚂，Liu等將2維RDC出 口數(shù)據(jù)賦予渦輪入口進行了數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)葉片 前緣的激波對總壓損失起到主導(dǎo)作用斗躏，穩(wěn)定流場的馬 赫數(shù)如圖5所示逝慧。

Liu等提出了一種建模方法，通過 在燃燒器下游加入擴散器父森，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保跨，使旋轉(zhuǎn)引爆燃燒器 和改造后的燃氣輪機實現(xiàn)了優(yōu)越的熱力學(xué)循環(huán)。同 時提出了多步驟的優(yōu)化策略，用幾個控制點對端壁的 幾何形狀進行參數(shù)化强媚。

1.2 波蘭研究進展

2010年断迁，華沙航空研究所啟動了1項將連續(xù)旋轉(zhuǎn) 爆震發(fā)動機（Continuously Rotating Detonation Engine，CRDE）應(yīng)用于 GTD-350 渦軸發(fā)動機的項目捞幅，GTD350發(fā)動機與旋轉(zhuǎn)爆震組合方案如圖6所示迎硼。

目的是研究爆震燃燒在渦輪發(fā)動機上應(yīng)用的可能性，并證明 提高發(fā)動機效率闲窃。Wolanski等改變多種 GTD350發(fā)動機的燃燒室構(gòu)型進行試驗雹税，并選取最優(yōu)結(jié)構(gòu) 的 RDC 替代 GTD-350 渦輪軸發(fā)動機常規(guī)等壓燃燒室，使發(fā)動機更短骇诈、更簡單且性能更好旧庶，試驗結(jié)果表 明：發(fā)動機可以在貧油條件下工作，在額定轉(zhuǎn)速下工作時燃油消耗率降低勃痴，利用旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室代替常規(guī)燃燒室后發(fā)動機性能提高了5%~7%谒所。

1.3 德國研究進展

柏林工業(yè)大學(xué) Bach 等開發(fā)了一種具有模塊化參數(shù)的導(dǎo)向器热康，研究了不同葉片傾角對旋轉(zhuǎn)爆震傳播方向和性能的影響沛申，研究表明：隨著質(zhì)量流量的增加，燃燒室的壓力明顯增大姐军，葉片傾角對壓力增益影響不大铁材，但對爆震波傳播方向有較大的影響。Asli等對RDC出口條件下5種構(gòu)型的靜子葉柵進行2維URANS 數(shù)值模擬計算奕锌，研究了葉柵幾何參數(shù)對總壓 損失及速度角波動等的影響著觉。

1.4 日本研究進展

名古屋大學(xué)的 Ishiyama 等和 Higashi 等以乙 烯為燃料，氧氣為氧化劑惊暴，在帶有單級離心式壓氣機 和單級徑流式渦輪的旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機上進行了點火試驗饼丘，點火試驗裝置如圖7所示，

發(fā)現(xiàn)了多種燃燒現(xiàn)象辽话。試驗中觀察到的燃燒波的速度為600~1300 m/s肄鸽， 為C-J值的25%~45%，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速提高了160 r/min油啤。

1.5 俄羅斯研究進展 

羅斯科學(xué)院謝苗諾夫物理化學(xué)聯(lián)邦研究中心Frolov 等成功測試了直徑為 406 mm 的大尺寸旋轉(zhuǎn)啄灭。

爆震燃燒室，其試驗臺如圖8所示党纱。

采用氫氣和空氣 分別作為燃料和氧化劑囊喜，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豹恶，進一步提高了燃燒室內(nèi)的爆震波數(shù)量和推力汪具。

Frolov 等還設(shè)計、制造、測試了以 TS-1 航空煤 油為燃料的旋轉(zhuǎn)爆震加力燃燒室滞逼，并集成于 TJ100S125小型單回路渦噴發(fā)動機上在地面試驗臺進行點火 試驗馋顶，實現(xiàn)了穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)爆震模式運行，并觀察到縱向 脈沖爆震模態(tài)和單波旋轉(zhuǎn)爆震模態(tài)试旬。帶加力旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的TJ100S-125渦噴發(fā)動機如圖9所示麻彬。

試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)，在相同的燃燒室入口壓力下注寥，與傳統(tǒng)加力燃燒室相比窍各，帶旋轉(zhuǎn)爆震加力燃燒室的發(fā)動機燃油 消耗降低30%， 比推力和推力系數(shù)提高 30%廷蓉，揭示了旋轉(zhuǎn)爆震加力燃燒室在渦輪發(fā)動機上的巨大應(yīng)用潛力全封。

1.6 白俄羅斯研究進展

白俄羅斯國家科學(xué)院開發(fā)了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室和TJ-20渦噴發(fā)動機串聯(lián)的試驗臺，如圖10所示桃犬。

研究了不同推進劑組合下旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的工作狀態(tài)刹悴。發(fā)動機工作期間渦噴發(fā)動機的噴嘴區(qū)域溫度和旋轉(zhuǎn) 爆震燃燒室的溫度分別增加了 50 和 70 K。其中攒暇，旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機提供了渦噴發(fā)動機25%的推力土匀。

1.7 國外研究進展總結(jié)

國外各國經(jīng)過多年研究，已經(jīng)取得了諸多關(guān)鍵進 展形用。在試驗方面開展了多種構(gòu)型的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒渦 輪發(fā)動機點火試驗就轧，驗證了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室代替常規(guī) 燃燒室后發(fā)動機性能得到提高；同時系統(tǒng)地開展了數(shù)值模擬方面的研究田度，對于優(yōu)化旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室與渦輪發(fā)動機耦合提供了技術(shù)支持妒御。

02      中國研究進展        

2.1 北京大學(xué)研究進展

王健平等通過試驗和仿真等手段對旋轉(zhuǎn)爆 震燃燒機理開展了大量主要研究，設(shè)計了多種構(gòu)型的 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室镇饺，進行了燃燒起爆乎莉、湮滅、再起爆的機 理研究戏喊，對使用多種燃料的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的工作特性進行了試驗研究炒圈，并正在結(jié)合航空渦輪發(fā)動機上應(yīng)用需求，開展寬范圍燃燒特性研究篡前。北京大學(xué)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室如圖11所示户克。

Shen 等對具有 3 種超聲速導(dǎo)葉結(jié)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室進行了數(shù)值研究，并與無噴嘴導(dǎo)葉的基準(zhǔn)工況進行了比較泡愉，發(fā)現(xiàn)對齊結(jié)構(gòu)具有最佳的非定常尼输僻、流量調(diào)節(jié)、總壓增益和有用的功產(chǎn)量等綜合性能锄灾；并首次確定了一種稱為耙式?jīng)_擊波包絡(luò)線的沖擊結(jié)構(gòu)春庇。數(shù)值模擬得到的波系結(jié)構(gòu)如12所示。

2.2 清華大學(xué)研究進展

王兵等設(shè)計了連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室試驗平臺，探討了貧猜逮、富燃以及流量胆快、當(dāng)量比變化對旋轉(zhuǎn)爆震波穩(wěn)定工作區(qū)間的影響規(guī)律，并分析了爆燃不不穩(wěn)定 性爆震的形成機制和燃燒特性照菱。旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室試 驗臺如圖13所示烁焙。

計自飛等提出了一種雙通道旋轉(zhuǎn)爆震航空渦輪發(fā)動機（Dual - duct Rotating Detonation Aero - turbine, DRDATE）結(jié) 構(gòu) 。在旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的上游和下游分別設(shè)置隔離段和混合器耕赘，實現(xiàn)了渦輪機械與RDC 的相容性骄蝇。將傳統(tǒng)的單環(huán) RDC 改為多環(huán) RDC， 擴大了RDC的穩(wěn)定運行范圍操骡。建立了旋轉(zhuǎn)爆震過程 的低階解析模型九火，計算結(jié)果與 CFD 計算結(jié)果吻合較好。在此基礎(chǔ)上册招，建立了DRDATE飛機的性能仿真模型岔激，研究了3種不同飛行工況下飛機整體性能隨設(shè)計參數(shù)的變化規(guī)律。連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機系統(tǒng)方案如圖14所示是掰。

2.3 中山大學(xué)研究進展

張成明等研究了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒與渦輪部件 組合的工作特性虑鼎，對旋轉(zhuǎn)爆震波與渦輪靜子葉柵的相 互作用過程進行了2維數(shù)值模擬研究；然后又對旋轉(zhuǎn) 爆震燃燒室與轉(zhuǎn)子葉片相互作用進行了 3 維數(shù)值模 擬研究冀惭，發(fā)現(xiàn)爆震波與反射波對氣體的壓縮會導(dǎo)致葉片壁面溫度急劇升高震叙，同時斜激波會改變氣流的流動軌跡掀鹅，導(dǎo)致氣流方向偏離入射角散休。爆震波與渦輪相互作用的流場輪廓如圖15所示。

2.4 南京理工大學(xué)研究進展

翁春生課題組通過數(shù)值模擬及試驗手段對旋轉(zhuǎn) 爆震燃燒展開了大量研究出蛾。Wang 等基于改進型 的時空守恒元與求解元方法（The Space-Time Conser? vation Element and Solution Element Method促讶，CE / SE Method），數(shù)值研究了來流總溫和入口面積比下煤油/空氣旋轉(zhuǎn)爆震波的傳播特性的影響掏躬，發(fā)現(xiàn)隨著來流總 溫的提高侮捷，三角形新鮮燃料層內(nèi)的已燃氣體容易發(fā)生 爆燃現(xiàn)象，影響旋轉(zhuǎn)爆震波的傳播模態(tài)续疲，入口面積比對于旋轉(zhuǎn)爆震波的傳播模態(tài)影響至關(guān)重要偶画。沖壓式點旋轉(zhuǎn)爆震燃燒試驗裝置如圖16所示。

鄭權(quán)等對使用液態(tài)煤油或汽油為燃料的旋 轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機進行了較為系統(tǒng)的試驗和數(shù)值模擬研究嘁梦。試驗觀測到單波祟期、同向雙波、單雙波混合滩蔼、雙波對撞等傳播模態(tài)希弟，試驗發(fā)現(xiàn)隨著質(zhì)量流量的增大，兩相 旋轉(zhuǎn)爆震波波頭數(shù)目呈現(xiàn)增多趨勢。還進行了沖壓 式旋轉(zhuǎn)爆震燃燒試驗研究洞枷，分析了凹腔長度對液 體煤油沖壓旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機工作特性的影響诺舔。續(xù)晗等進行了固體燃料的旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機 試驗研究，通過對比分析粉末旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機和氣體 旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機的爆震特性和發(fā)動機性能备畦，揭示了粉 末旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機的具體特點低飒。為吸氣式粉末燃料 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動機奠定一定的實驗和理論基礎(chǔ)。Wu 等開展了以氫氣為燃料懂盐，空氣為氧化劑的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室與渦輪導(dǎo)向器耦合試驗逸嘀，試驗裝置 如圖 17 所示，

研究了不同當(dāng)量比下渦輪導(dǎo)向器對旋 轉(zhuǎn)爆震波傳播特性的影響允粤，發(fā)現(xiàn)經(jīng)過導(dǎo)向器作用后壓 力振蕩的幅值及其靜壓均有明顯地降低崭倘；發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)爆 震波與渦輪葉片作用后會產(chǎn)生反射激波向燃燒室中 傳播，渦輪導(dǎo)向器對壓力振蕩存在衰減作用类垫，且不同傳播方向的旋轉(zhuǎn)爆震波經(jīng)過渦輪導(dǎo)向器后壓力衰減有所不同司光。他們還進行了旋轉(zhuǎn)爆震波與渦輪平面葉柵相互作用數(shù)值模擬研究，研究旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室 內(nèi)的復(fù)雜波系與渦輪葉片的相互作用悉患，分析渦輪葉柵 對高頻爆震壓力振蕩的抑制作用残家，發(fā)現(xiàn)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%以上售躁。Zhou 等開展了軸流式渦輪與旋轉(zhuǎn)爆震燃燒 室組合的試驗研究闸骨。研究了軸流式渦輪導(dǎo)向器對旋 轉(zhuǎn)爆震燃燒室工作特性的影響，分析了渦輪導(dǎo)向器對 燃燒室內(nèi)旋轉(zhuǎn)爆震波傳穩(wěn)定性的影響缰鹏，研究了軸流式 渦輪對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室工作特性的影響奔祟，分析了旋轉(zhuǎn)爆震波的傳播特點，以及穩(wěn)定爆震波建立過程的傳播規(guī)律榄路。還開展了徑流式渦輪與旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室組合 的試驗研究翎丢，研究了徑流式渦輪導(dǎo)向器對旋轉(zhuǎn)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(nèi) 爆震波傳播特性的影響心篡。渦輪與旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室組合的試驗?zāi)Ｐ腿鐖D18所示量懂。

2.5 空軍工程大學(xué)研究進展

吉冰等通過數(shù)值模擬方法研究了周向旋轉(zhuǎn) 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蔼说，但會產(chǎn)生更大的流動損 失仿竣。同時，轉(zhuǎn)子內(nèi)部通道渦和葉尖泄漏渦的強度也在增加唐绍。隨著流場不均勻性的增加氢觉，渦輪的質(zhì)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所示症杏。

2.6 哈爾濱工業(yè)大學(xué)研究進展

Su 等系統(tǒng)推導(dǎo)了分別排氣渦扇發(fā)動機和混合排氣渦扇發(fā)動機的循環(huán)熱效率装获、實際循環(huán)功瑞信、油耗和單位推力的計算公式⊙ㄔィ基于2種研究方法凡简，討論了不同類型發(fā)動機在不同壓比范圍下的燃油消耗率和單 位推力性能。發(fā)現(xiàn)在特定燃燒室壓力比下精肃，在中高壓比范圍內(nèi)秤涩，旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機的單位推力性能可與節(jié)能特性相結(jié)合，最高可提高4倍以上司抱。傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機和旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機如圖20所示筐眷。

2.7 廈門大學(xué)研究進展

趙廷等建立了級間旋轉(zhuǎn)爆震渦軸發(fā)動機集總參數(shù)模型，研究發(fā)現(xiàn)級間旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室的引入可實現(xiàn)對燃氣的2次增溫增壓习柠，能夠較為明顯地提升渦軸發(fā)動機單位功率匀谣。相比于高熱力循環(huán)參數(shù)發(fā)動機， 中资溃、低熱力循環(huán)參數(shù)發(fā)動機引入級間旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室后的性能提升更為明顯武翎。級間旋轉(zhuǎn)爆震渦軸發(fā)動機的構(gòu)型如圖21所示。

2.8 哈爾濱工程大學(xué)研究進展

祈磊等開展了面向燃氣輪機的旋轉(zhuǎn)爆震燃 燒技術(shù)及循環(huán)特性研究走柠，提出了直接摻混式旋轉(zhuǎn)爆震 燃氣輪機循環(huán)方案和級間抽氣式旋轉(zhuǎn)爆震燃氣輪機循環(huán)方案督巍，研究了渦輪進口總溫、壓氣機壓比括者、壓氣機 引氣等因素對旋轉(zhuǎn)爆震燃氣輪機的影響規(guī)律单旺，發(fā)現(xiàn) 2種旋轉(zhuǎn)爆震燃氣輪機方案的循環(huán)熱效率和循環(huán)凈功 均優(yōu)于常規(guī)燃氣輪機，渦輪進口總溫 1279~1450 K時脂挥，循環(huán)效率提升 6.87%~17.92%拔怜，循環(huán)凈功提高13.5%~25.76%。

2.9 西北工業(yè)大學(xué)研究進展

趙明皓等開展了不同燃燒室構(gòu)型對旋轉(zhuǎn)爆 震波傳播特性的影響静熊，分析了點火方式和點火位置對空筒型旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室起爆特性的試驗研究泥觉，試驗發(fā)現(xiàn)點火方式對旋轉(zhuǎn)爆震波傳播方向影響較小，存在最佳相對點火位置使穩(wěn)定爆震模態(tài)建立時間最短且對應(yīng)的工作范圍最寬亩咪。朱亦圓等開展了塞式噴管對 旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室起爆、傳播和推進特性影響的試驗研究怯路，安裝噴管的燃燒室推力可增加101.9%纲缠。

2.10 南京航空航天大學(xué)研究進展

田佳等針對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室高熱流密度的 熱防護需求，開展了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室壁面燒蝕熱防護 技術(shù)的數(shù)值仿真研究蛉加，并提出一種梯度熱防護結(jié)構(gòu)并 開展了試驗驗證蚜枢，發(fā)現(xiàn)低熱導(dǎo)率、高熱解潛熱和高熱 解氣體質(zhì)量流率的高硅氧燒蝕層材料具有更好的熱防護效果针饥。王元帥等開展了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室壁面 氣膜冷卻的數(shù)值仿真研究厂抽，發(fā)現(xiàn)氣膜對爆震波傳播特性影響較小需频，且對燃燒斜激波覆蓋區(qū)域既有明顯的冷卻效果。

2.11 國防科技大學(xué)研究進展

王迪等對煤油燃料兩相旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室噴 注器噴注霧化特性筷凤、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(shù)值仿真和試驗研究昭殉，發(fā)現(xiàn)2相旋轉(zhuǎn)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藐守。氧化劑中含氧量對2相旋 轉(zhuǎn)爆震燃燒室中爆震波傳播速度影響很大挪丢，含氧量越大，爆震波頻率越大且傳播速度越快卢厂。

2.12 北京動力機械研究所研究進展

孟皓等以小型渦噴發(fā)動機為基礎(chǔ)乾蓬，將旋轉(zhuǎn)爆震 燃燒室替代原渦噴發(fā)動機的等壓燃燒室，開展了旋轉(zhuǎn) 爆震渦輪發(fā)動機總體方案研究和性能分析慎恒，計算結(jié)果表明：旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機可大幅提高渦輪發(fā)動機的 推進性能任内，寬馬赫數(shù)范圍單位推力平均增加 39.5%， 耗油率平均減小 38.9%庸灶。他們還從工程應(yīng)用的角度 分析將旋轉(zhuǎn)爆震燃燒應(yīng)用 到吸氣式推進系統(tǒng)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)炒垫，提出采用液態(tài)燃料的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒技術(shù)是未來重要的發(fā)展方向。旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動機結(jié)構(gòu) 如圖22所示氨筑。

2.13 中國航發(fā)科研院所研究進展

中國航發(fā)集團馮子軒和中國航發(fā)研究院秦亞欣開展了增壓燃燒技術(shù)的應(yīng)用前景研究够煮，提出旋轉(zhuǎn) 爆震技術(shù)在工程應(yīng)用上需要克服液態(tài)燃料快速起爆方法、液態(tài)燃料非預(yù)混旋轉(zhuǎn)爆震3維數(shù)值模擬和高頻 高精度測試技術(shù)等技術(shù)問題瑰齐；中國航發(fā)湖南動力機械 研究所鄭華雷等[78]和沈陽發(fā)動機研究所王曉東等開 展了爆震渦輪發(fā)動機性能分析工作弟茸，考慮了燃氣渦輪冷卻、封嚴仔醒、低損失等問題版叁，分別提出帶增壓壓氣機的爆震渦軸發(fā)動機和外涵爆震渦扇發(fā)動機方案，與常規(guī)渦輪發(fā)動機相比序评，爆震渦輪發(fā)動機具有較大性能優(yōu)勢敲侧。除上述高校和科研院所之外，西安航天動力研究所辽廊、中國空氣動力研究與發(fā)展中心僻匿、北京理工大學(xué)等也從不同技術(shù)角度對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒開展了大量數(shù)值 仿真和試驗研究的工作。

2.14 中國研究進展總結(jié)

中國相較于國外開展的時間稍晚酿傍，但是也取得了很大的進展烙懦。開展了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室與渦輪耦合的試驗研究，驗證了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室應(yīng)用于燃氣輪機的可行性赤炒；開展了多種爆震波與渦輪相互作用的數(shù)值模擬研究氯析，在微觀層面上揭示了旋轉(zhuǎn)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莺褒，還未開展旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室應(yīng)用于燃氣輪機的整體試驗掩缓，有待突破雪情。

03      需要深化研究的關(guān)鍵技術(shù)

國內(nèi)外在旋轉(zhuǎn)爆震燃燒渦輪發(fā)動機性能計算、數(shù) 值模擬和試驗驗證等方面已經(jīng)取得了較大的進展你辣。然而要將旋轉(zhuǎn)爆震燃燒技術(shù)用到航空渦輪發(fā)動機上巡通， 實現(xiàn)工程應(yīng)用，還需要加快以下關(guān)鍵技術(shù)研究绢记，主要包括：

01      寬范圍進氣下穩(wěn)定的爆震燃燒組織技術(shù)        

航空渦輪發(fā)動機外涵道扁达、加力燃燒室、主燃燒室等部位 進氣條件各不相同蠢熄，進氣溫度最低在 300 K 左右缨拇，最 高可達1000 K以上，隨著發(fā)動機工作狀態(tài)的改變敞冤，燃燒室進口氣流狀態(tài)也要發(fā)生變化类紧，特別是加力燃燒室進口還是貧氧的已燃氣體。目前的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒技術(shù)研究崭甩，基本都是在穩(wěn)定進氣且來流為純凈空氣條件下開展的抵思，針對航空渦輪發(fā)動機實際工況則研究較少，需要加快開展低進氣總溫起爆有愚、寬范圍進氣條件 下穩(wěn)定爆震燃燒組織以及貧氧條件下起爆/自持等技術(shù)研究焙句。

02      大流量條件下旋轉(zhuǎn)爆震燃燒尺寸效應(yīng)問題     

目前已開展的旋轉(zhuǎn)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叔抡，而大型航空渦輪發(fā)動機加力燃燒室直徑可達 1000 mm左右港摘、空氣流量100 kg/s以上，如何實現(xiàn)大流量躬源、大尺寸 條件的爆震燃燒脖嗽，需要開展不同尺寸下燃燒技術(shù)研究， 以及單/多環(huán)結(jié)構(gòu)拆座、異型結(jié)構(gòu)等不同結(jié)構(gòu)方案的研究主巍。

03      旋轉(zhuǎn)爆震燃燒氣流與渦輪的氣動匹配技術(shù)   

旋轉(zhuǎn)爆震燃燒出口的氣流流動是非定常、非穩(wěn)態(tài)流場挪凑，處在一定的壓力脈動孕索，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岖赋。旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室出口壓力比進口壓力要高檬果，對 高壓渦輪的冷卻也帶來一定的挑戰(zhàn)。

04      旋轉(zhuǎn)爆震燃燒壓力反傳抑制技術(shù)

旋轉(zhuǎn)爆震燃燒形成的高壓燃氣唐断，導(dǎo)致出口壓力高于進口，可能存在高壓燃氣倒流的風(fēng)險杭抠，必須對旋轉(zhuǎn)爆震燃燒壓力 反傳進行抑制脸甘，防止壓力前傳導(dǎo)致風(fēng)扇恳啥、壓氣機、低壓渦輪無法正常工作丹诀，同時風(fēng)扇钝的、壓氣機、低壓渦輪也要 開展在一定壓力反傳條件下的擴穩(wěn)技術(shù)研究铆遭。

05      高溫部件高效冷卻與熱防護技術(shù)        

旋轉(zhuǎn)爆震燃燒的高能量密度特征會給燃燒室內(nèi)外壁帶來較大 的熱負荷港揉，導(dǎo)致燃燒室存在發(fā)生燒蝕的可能性，需要開發(fā)更耐高溫的新材料哮霹、高效再生冷卻宰孙、燃燒室結(jié)構(gòu) 優(yōu)化等新技術(shù)。

06      高頻燃燒壓力波下振動特性抑制技術(shù)        

旋轉(zhuǎn)爆震燃燒渦輪發(fā)動機工作時作用在轉(zhuǎn)子系統(tǒng)上的氣 動載荷具有強周期性墅轩、非定常特點坚哲，高頻燃燒壓力波 會改變轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的彎曲剛度，并引起轉(zhuǎn)子系統(tǒng)軸向振動付昧，導(dǎo)致滾珠軸承的軸向支反力不斷變向御欢，因此轉(zhuǎn)子系統(tǒng)設(shè)計過程中必須考慮彎曲、扭轉(zhuǎn)和軸向3方面的 振動严齿，而轉(zhuǎn)子設(shè)計要求振動幅值不超過限定值升碱，為避免共振，還要求臨近轉(zhuǎn)速距離工作轉(zhuǎn)速存在 20% 以 上的安全裕度骄闺，這些要求都對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的設(shè)計提出很大挑戰(zhàn)是酣。

07      旋轉(zhuǎn)爆震燃燒渦輪發(fā)動機總體技術(shù)        

為實現(xiàn)旋轉(zhuǎn)爆震航空渦輪發(fā)動機高效穩(wěn)定匹配，需要加快開 展發(fā)動機總體性能匹配蹦漠、總體結(jié)構(gòu)布局椭员、適應(yīng)強周期性非定常流動的耐高溫承力框架設(shè)計、渦輪冷卻封 嚴笛园、整機熱結(jié)構(gòu)匹配隘击、控制系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計等技術(shù)研究。

04      結(jié)束語

旋轉(zhuǎn)爆震具有更高的熱循環(huán)效率和熱釋放速率等優(yōu)點研铆，應(yīng)用于航空渦輪發(fā)動機替代常規(guī)燃燒室有其獨特的優(yōu)勢埋同，有潛力進一步提高航空推進系統(tǒng)的性能。重點綜述了近年來旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室應(yīng)用于燃氣 輪機的研究進展棵红。國外各軍事強國通過多年研究凶赁，突破若干項關(guān)鍵技術(shù)，加速推進了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室向航空渦輪發(fā)動機的應(yīng)用逆甜。同時虱肄，中國的研究也緊隨其后，甚至一部分關(guān)鍵技術(shù)已趕超國外交煞。從加快實現(xiàn)向 渦輪發(fā)動機工程應(yīng)用的角度出發(fā)咏窿，分析了旋轉(zhuǎn)爆震燃燒航空渦輪發(fā)動機需要突破的關(guān)鍵技術(shù)斟或。為實現(xiàn)中國現(xiàn)有航空動力裝置的升級換代，結(jié)合中國航空發(fā)展戰(zhàn)略對先進動力系統(tǒng)的需求虫喝，建議建立旋轉(zhuǎn)爆震航空 渦輪發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)清單肮插，制定旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室應(yīng)用于航空渦輪發(fā)動機的長期發(fā)展規(guī)劃，實施專項技術(shù)研究計劃俊揣，組建工程研究院所與相關(guān)高校聯(lián)合的研究團隊晚惊，共同發(fā)展旋轉(zhuǎn)爆震燃燒航空發(fā)動機技術(shù)，開展仿真乐太、設(shè)計宛蒲、試驗和集成驗證研究，加快推進爆震燃燒航空渦輪發(fā)動機的技術(shù)成熟足曹。

文章來源：旋轉(zhuǎn)爆震燃燒航空渦輪發(fā)動機研究綜述  

芮長勝 武郁文 王曉東 李 群 姜海龍 翁春生 

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