2018, Vol. 39
连续旋转爆轰发动机（Continuous rotating detonation engine，CRDE）是一种基于爆轰燃烧方式的新概念发动机，具有单次起爆、热力循环效率高、结构紧凑、推重比大等优点，近年来成为世界各国的研究热点。通常采用环形燃烧室，燃料和氧化剂单独喷注，燃烧室内存在一个或多个爆轰波沿周向持续传播，高温高压爆轰产物迅速膨胀从尾部高速排出，从而产生推力。CRDE的诸多优点使得其以火箭基或冲压基的形式，在航空航天推进领域具有广阔的应用前景[1~3]。
Bykovskii等[4~6]尝试了多种起爆方式，对不同推进剂组合在多种发动机结构上进行了试验研究，研究了推进剂喷注压降、推进剂总质量流量、燃烧室构型、尾喷管构型等因素对连续旋转爆轰波流场结构、传播机理和发动机性能的影响。Kindracki[7]使用液态煤油和空气研究了爆轰波的起爆和传播过程，常温下仅使用煤油与空气未能实现爆轰波自持传播，在空气中加入少量氢气后爆轰波成功起爆；爆轰波自持稳定传播后改变推进剂组分，在液态煤油中加入液态硝酸异丙酯，可以改变发动机出口燃气温度和速度，爆轰波传播速度存在20%~25%速度亏损。国内方面，南京理工大学[8~10]、北京大学[11, 12]和国防科技大学[13, 14]开展了CRDE相关试验和数值研究，并取得了初步成果。
针对推进性能的相关数值研究验证了CRDE的性能优势。Schwer等[15]分析了喷注面积比、环形燃烧室直径、燃烧室长度和燃烧室宽度对CRDE流场和性能影响，结果表明在高喷注压力下发动机性能的变化趋势具有可预见性，喷注压力较低时的结果难以解释，得到的比冲变化范围为3300~5500s。Zhou等[12]对CRDE的热力学性能进行了二维分析，爆轰燃烧的平均热效率为31%，平均净机械功为1.3MJ/kg；CRDE的整体热效率为26.4%，净机械功为理想ZND模型的30%。陈洁等[16]研究了轴向长度对发动机性能的影响，轴向长度为200mm时出口轴向平均速度最大，发动机比冲达到最大值。
目前少数单位针对CRDE开展了推力性能测试。Bykovskii等[17]使用H2/Air获得了83N的推力，最大比冲值为2200s。Suchocki等[18]使用H2作为燃料进行了推力测试，当富氧空气（24.8%O2和75.2% N2）质量流量达到130lb/min时，得到了超过890N的推力，并未发现富氧空气的质量流量上限。Kindracki等[19]进行了火箭式CH4/O2连续旋转爆轰发动机推力测试，获得了平均250~300N的推力，单位面积推力达1.1×105~1.3×105N/m2。Daniau等[1]使用煤油/氧气，在内径50mm，长100mm的发动机上获得了2750N的推力。林伟等[20]进行了双波模态下H2/Air连续旋转爆轰发动机推力测试，产生可靠的有效推力约808.5N。Frolov等[21]在外径406mm，长310mm的发动机上使用H2/Air，总质量流量为5.8kg/s，氢气质量流量为0.17kg/s，获得了约5kN的推力，燃料比冲约3000s。
本文在环形阵列式连续旋转爆轰发动机模型上，以汽油为燃料实现了爆轰波自持传播，分析了不同燃烧室长度下，爆轰波自持传播模态、平均压力峰值和传播速度的变化特征。测量了发动机模型的轴向一维推力，分析了燃烧室长度对发动机的性能影响。
2 实验系统介绍 2.1 发动机模型及起爆装置环形阵列式连续旋转爆轰发动机（如图 1中部件2所示）采用环形燃烧室，环形燃烧室内径120mm，外径153mm，燃烧室长度定义为L，初始长度为135mm。距离进气环缝出口端面轴向55mm断面上，以切向喷注口定义为0°起点，发动机出口方向观测逆时针方向，沿燃烧室外壁面周向分布压力传感器P1_55mm_0°，P2_55mm_120°，P3_55mm_240°，如图 2所示。使用H2/O2微小型脉冲爆轰发动机（Pulse detonation engine，PDE）切向安装进行起爆，采用了环形阵列式精细雾化装置，16个喷嘴以环形阵列形式分布，如图 3所示。
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Fig. 1 View of the experimental system 1)Micro pulse detonation engine; 2)Model engine; 3)Inlet system; 4)Thrust wall; 5)Thrust sensor; 6)Rails; 7)Oxygen supply line; 8)Gasoline supply lines; 9)Pressure sensor 1 |
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Fig. 2 Schematic diagram of the pressure sensor and micro pulse detonation engine |
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Fig. 3 Schematic diagram of the ring array atomization device |
发动机燃料存储于高压反应釜内，通过高压反应釜上端盖进气口喷注N2调节背压，经燃油主管路由电磁阀控制进行喷注，油路流量计安装于电磁阀前端，电磁阀开启后燃料进入环形分支管路，如图 1中部件8所示，随后进入环形阵列式精细雾化装置在燃烧室头部进行喷注雾化。Air存储于高压罐中，高压罐内初始压力为4.85MPa，经气体流量计和空气主管路电磁阀后喷入进气道头部；四路O2经气体流量计、电磁阀于距离Air入口轴向100mm截面处，以切向旋流方式喷入进气道头部，与前端喷入空气进行预混合。进气道内装有收缩扩张段及蜂窝结构，Air与O2的预混过程好坏，直接影响到环形燃烧室头部周向氧化剂分布是否均匀。
2.3 推力测试平台推力测试平台如图 1所示，推力测试平台上装有一对平行滑轨，两条滑轨中心距为800mm，滑轨上安装有三块可依靠滑块轴向移动的铝板，第一块用于安装推力壁，固定于发动机进气道前端，发动机模型及进气道系统通过支架固定于第二块和第三块铝板上，整体可以轴向移动。进气道头部端面刚性连接有一圆柱体，用于将发动机产生的推力传递至高频动态推力传感器上，为保证推力测量不产生偏转力矩，高频推力传感器安装位置经过校对，保证了发动机模型与高频推力传感器的同轴度。
2.4 高频压力/推力传感器及采集系统高频数据采集系统共有8个通道，采样频率设定为500kHz；高频压力传感器量程为3.45MPa，灵敏度为1.45mV/kPa，分辨率为0.014kPa，谐振频率≥500kHz，上升时间小于等于1.0μs，低频响应0.01Hz，非线性≤1.0%FS，工作温度为-73~+135℃，灵敏度温度系数≤0.054%/℃；高频推力传感器为压电式动态传感器，传感器灵敏度为224.82mV/kN，压力量程为22.24kN，拉力量程为2.224kN，最大静态压力为35.59kN，最大静态拉力为2.224kN，低频响应为0.003Hz，频响上限为36kHz，非线性≤1.0%FS，工作温度为-54~+121℃，灵敏度温度系数≤0.09%/℃。微小型脉冲爆轰发动机的H2/O2、燃料、氧气和空气的喷注时刻，以及点火时间均由单片机进行控制，各通道之间最小时间间隔为5ms。
3 实验结果及理论分析 3.1 实验时序实验系统时序如图 4所示，实验开始前打开压力传感器冷却水和风机，0ms时刻向微小型PDE内喷注H2/O2，550ms时刻向CRDE进气道头部喷注Air/O2，650ms时刻开始喷注燃料，800ms时刻关闭微小型PDE的H2/O2，900ms点火，Δt为点火延迟时间，tRDE为发动机工作时间，由实际实验工况决定，发动机熄火过程先关闭燃料和氧气的主管路电磁阀，持续喷注空气数秒后关闭空气主管路电磁阀，熄火过程完成。
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Fig. 4 Schematic diagram of CRDE test time sequence |
通过改变发动机燃烧室长度，进行了135，155，175，195，215和235mm六种工况下的实验研究，分析了爆轰波的自持传播模态、平均压力峰值和传播速度的变化特征。由于高频压力传感器的工作特性，原始高频压力信号存在温度滑移现象，采用高通滤波对原始高频压力信号进行了处理。六种燃烧室长度实验工况下燃料与氧化剂质量流量保持一致，空气流量为762.9g/s，氧气流量为182.4g/s，汽油流量为84.3g/s，当量比为0.82。
如图 5所示，当L=235mm时，该发动机模型上旋转爆轰波为双波对撞传播模态，且双波对撞点稳定于压力传感器3附近，其传播过程示意图如图 6所示。爆轰波A和B同时存在且传播方向相反，于压力传感器3附近发生对撞后，两个爆轰波的前导激波分别透射进入到彼此的爆轰产物区，形成透射激波a和b，此时的周向速度最小，对撞后的短时间内对撞点处的瞬时高温高压对发动机轴向可燃预混气的喷注过程会产生较大影响，形成局部短时壅塞区，对撞后仅有透射激波a和b按原方向继续传播。随着透射激波a和b的继续前传，接触到新鲜的预混可燃气，且预混可燃气体层高度不断增加，爆轰波高度也随之增加，此刻透射激波a和b接触到的新鲜可燃预混气，为上一轮爆轰波B和A的燃烧产物接触面上的新鲜可燃预混气，已具有较高温度微小的激波扰动即可促使其温度急剧上升，透射激波a和b逐渐增强为爆轰波A'和B'，于压力传感器3对称点C1处再次发生对撞，形成透射激波a'和b'，继而重复上述的传播过程。
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Fig. 5 Distribution of pressure with time of bifurcation at the position of pressure sensor 3 |
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Fig. 6 Schematic diagram of bifurcation at the position of pressure sensor 3 |
进一步分析图 5中压力曲线特征，压力传感器3所得压力峰值较高，且相邻压力峰值时间间隔基本一致，压力传感器2和3的压力信号幅值相当且上升时刻基本一致，即表明双波对撞点稳定于压力传感器3处；但压力传感器3所得压力峰值存在压力振荡现象，是由于第一个双波对撞周期于P3点处产生了第一个较高的对撞压力峰值后，该压力峰值远大于氧化剂轴向喷注压降，在C2~C3区域内形成短时壅塞区，该模态下爆轰波周向平均传播速度为1.068km/s，氧化剂轴向喷注速度低于声速，透射激波a和b远离P3后，直至于C1点对撞后再次返回P3的一个双波对撞周期内，P3点处的短时壅塞现象无法完全恢复，积累的预混可燃气体层较低，导致了第二个双波对撞周期P3点处的对撞压力峰值较低，对撞压力峰值降低后氧化剂轴向喷注压降恢复，在第三个双波对撞周期内P3附近的预混可燃气体层高度恢复，P3点处再次出现较高的对撞压力峰值，宏观表现为对撞点爆轰波压力峰值一高一低的间隔现象。
但是对撞点处的短时壅塞现象，可能无法在第三个双波对撞周期内完全恢复，导致对撞点的压力峰值在数个双波对撞周期内均维持较低幅值，如图 5中303~305ms所示，是由于对撞点的瞬时高温高压改变了该区域内氧化剂的轴向喷注压降和速率，氧化剂和燃料的喷注压降和速率存在一个最佳匹配区间，改变任一条件均会导致该区域预混段的掺混效果发生变化，且该区域可燃气体层高度无法在短时间内恢复到较高水平。每一个双波对撞周期内，预混段内燃料的喷注雾化，轴向喷注的氧化剂对燃油颗粒的剪切力所形成的二次雾化掺混过程，以及预混段内的流场分布均无法保持一致，诸多因素综合导致了双波对撞压力峰值振荡的现象。
轴向新鲜可燃气体的快速喷注，稳定可燃气体层的快速建立，以及对撞后透射激波保持足够的强度，能够快速诱燃可燃气体层增强为新的爆轰波，这些条件为实现稳定双波对撞传播模态的关键[13]。分析该发动机模型的喷注雾化结构，16个喷嘴为径向环形阵列，爆轰波对撞的瞬时高压对轴向喷注的氧化剂存在较强的抑制作用，对径向阵列喷嘴燃料喷注过程影响较小，导致了燃料的可持续喷注，保证了新鲜可燃气体层的快速建立；对该发动机模型进行了冷流工况氧化剂单独喷注，发现C2~C3区域内气流速度明显高于周向其他位置，导致P3点附近具有较高的氧化剂密度，这两方面因素综合导致了在该发动机模型上，双波对撞模态的稳定传播，并且对撞点稳定于P3点附近。燃烧室头部周向不同位置的可燃混合气体层高度不断变化，也是导致对撞点不断产生相位偏移的原因之一，更多影响双波对撞点位置的因素有待进一步深入研究。
发动机燃烧室长度变短，出现了非稳态双波对撞传播过程，对撞点不断发生变化无法稳定于同一位置，图 7显示了L=195mm工况下对撞点发生偏移的现象，在710~720ms时间段内双波对撞点稳定于压力传感器3处，在720ms时刻对撞点开始发生偏移，经过20ms后对撞点稳定于压力传感器2处，751.5ms时刻对撞点再次发生偏移短暂存在于压力传感器1附近，随后在758.8ms时刻双波对撞点回到压力传感器3处。
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Fig. 7 Migration process of the phase point of L=195mm |
燃烧室长度变短，导致了燃烧室轴向沿程压力下降趋势变快，爆轰波波后产物沿燃烧室周向旋转膨胀至发动机出口截面的压力、温度、出口轴向速度和出口周向速度等动态参数均发生改变，受出口反压影响，氧化剂轴向喷注压降和速度发生动态变化，预混段内的掺混效果和组分空间分布发生变化，导致了在不同双波对撞周期内，对撞后的透射激波a和b强度不同，且C2C1和C3C1段的可燃预混气活性和浓度存在差异，所形成的爆轰波A'和B'存在速度差，导致了爆轰波对撞点相对于C1点开始发生偏移。燃烧室长度为155，175，195和215mm四种工况下，双波对撞点均无法稳定于同一位置，在三个压力传感器测压点之间不断转换。
如图 8所示，在L=155mm工况下的起爆初期阶段发现了短暂的双波对撞中断现象，发动机燃烧室长度较短时，非稳态双波对撞过程对推进剂的喷注过程影响较大，580ms对撞后的透射激波a和b强度较低，燃烧室顶部可燃混合气体层较低，且可燃预混气的活性较差，导致透射激波a和b在到达C1点时未能在该周期内增强为爆轰波A'和B'，出现了短暂的中断现象；可燃混合气体层高度恢复后，与燃烧产物接触面上的可燃混合气已具有较高温度，激波扰动促使其温度上升达到着火条件，逐渐增强为新的爆轰波，582.5ms非稳态双波对撞过程恢复。旋转爆轰波短暂中断现象，以及激波诱导可燃气体层再次增强为爆轰波的机理分析有待进一步深入研究。
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Fig. 8 Interruption phenomenon of bifurcation of L=155mm |
图 9为L=135mm时爆轰波的压力振荡特征曲线，此工况下双波对撞点仅在压力传感器2和3之间进行转换，未发现对撞点稳定于压力传感器1附近的双波对撞现象。对L=135mm工况下高频压力传感器3所得信号进行频域分析，快速傅里叶变换FFT结果如图 10所示，FFT结果显示旋转爆轰波的主频为2.093kHz，爆轰波传播一周的平均传播速度为1.0057km/s。
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Fig. 9 Pressure signal measured by pressure sensor of L=135mm |
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Fig. 10 FFT result of pressure sensor 3 of L=135mm |
图 11给出了不同燃烧室长度下爆轰波平均压力峰值和传播速度的变化趋势，L=235mm工况下爆轰波平均压力峰值和传播速度达到所有实验工况中的最大值，分别为0.9MPa和1.068km/s，爆轰波传播频率为2.223kHz。非稳态双波对撞传播过程中，对撞相位点不断变化，透射激波存在无法增强为爆轰波的情况，仍处于激波诱导燃烧阶段，压力幅值小于稳态下的双波对撞压力峰值，该模态下燃烧室长度对平均压力峰值影响较小。爆轰波传播速度随燃烧室长度变短而降低，仅在L=135mm时爆轰波传播速度略高于L=155mm工况点，因为L=135mm工况下双波对撞点仅在压力传感器2和3之间转化，传播过程较L=155mm工况稳定，爆轰波能量损失相对较少。双波对撞模态下爆轰波传播一周要经过爆轰波对撞、透射激波传播、透射激波增强为爆轰波等不同过程，存在较大的速度亏损，因此其平均传播速度偏低[13]。
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Fig. 11 Distribution of velocity and pressure with L |
进行了八种燃烧室长度工况下的CRDE一维轴向推力测试，长度变化为135~275mm。由于推力测试工况下发动机工作时间较长，为了防止燃烧室头部温度过高损坏高频压力传感器，各工况下均未安装高频压力传感器，燃料与氧化剂质量流量保持与高频压力测试时一致。
图 12显示了L=135mm工况下进气道压力和推力随时间变化曲线，此工况下高频推力采集系统触发时间为330ms，550ms开启Air/O2喷注后进气道压力迅速升高至0.47MPa，冷流工质所形成的推力进入稳定波动阶段，直至900ms时刻点火起爆发动机推力瞬间增大，由于高频推力传感器的工作特性，短时间内无法达到电位平衡表现出大幅值振荡，约500ms后推力曲线振荡趋于稳定，发动机工作时间为1350ms。在2250ms时关闭燃料和O2持续喷注Air进行熄火，进气道压力降至0.35MPa，推力曲线经过约70ms振荡降至低位。发动机轴向安装了弹性限位装置，Air喷注熄火过程发动机在轴向发生弹性位移，形成数个推力振荡峰值，熄火后推力曲线零点基线较好。从推力曲线随时间整体分布来看，其上升、下降时刻与时序控制一致。冷流工质所形成的推力F1=142.8N，对推力曲线进行面积积分如图 13所示，选取稳定工作范围两个点FI1(t1)和FI2(t2)进行线性拟合，可得平均总推力F2=579.5N，由爆轰燃烧产生的推力增益ΔF=436.7N。环形燃烧室截面积为7.072×10-3m2，单位面积推力为8.194×104N/m2，以火箭模式计算总比冲为57.4s，以吸气模式计算燃料比冲为701.5s。
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Fig. 12 Distribution of thrust and inlet pressure with time of L=135mm |
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Fig. 13 Distribution of thrust and integration with timeof L=135mm |
爆轰波维持在燃烧室头部沿周向传播，爆轰波波后高温高压产物在斜激波和膨胀波的作用下，在燃烧室迅速膨胀至发动机出口后高速排出形成推力。发动机出口截面的压力、温度、密度和轴向分速度，任一参数的变化均会导致发动机的推力产生波动。该发动机模型上，爆轰波为双波对撞传播模态，双波对撞过程的内部能量损耗较大，该模态下爆轰波传播速度存在较大的速度亏损，爆轰波压力峰值偏低，导致了爆轰产物膨胀至发动出口截面所形成的推力值明显偏低。
图 14给出了不同燃烧室长度下推力和燃料比冲的变化趋势。由于L=135mm工况下的双波对撞点稳定于压力传感器2和3之间，爆轰波传播速度略高于L=155mm工况点，发动机出口截面平均推力密度相对较高，表现出L=135mm工况下的推力和燃料比冲大于L=155mm工况点。当155mm≤L < 235mm时，随着燃烧室长度增加高温高压爆轰产物膨胀过程逐渐变得更加充分，其周向速度不断减小，发动机出口截面平均推力密度缓慢增加，表现出发动机推力和燃料比冲随燃烧室长度增加而缓慢增大，当L=235mm时发动机推力和燃料比冲达到八种实验工况下的最大值，分别为607.3N和735.1s，随后的255mm和275mm工况的推力和燃料比冲变化趋于平缓，说明当235mm≤L≤275mm时，发动机出口截面的压力、温度、密度和轴向分速度虽然存在差异，但由发动机出口截面平均推力密度积分所得推力值波动较小。如果燃烧室轴向长度进一步增大，爆轰产物在燃烧室内旋转膨胀至发动机出口时，其轴向分速度已越过极大值呈下降趋势，爆轰产物过度膨胀呈衰减趋势，导致发动机出口截面推力密度下降。
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Fig. 14 Distribution of thrust and fuel specific impulsewith L |
推力测试的误差来源主要包括切向喷注孔所导致的爆轰能量损失、微小型PDE引起的发动机质心不稳所产生的偏转力矩、供应管路侧向牵制力等因素。滑块与滑轨之间进行了充分润滑，滚动摩擦力影响几乎可以忽略，高频推力采集系统的响应及采样频率确保了信号的原始真实性。
4 结论通过本文分析，得到结论如下：
（1）在该发动机模型上，出口背压为大气压时，空气流量为762.9g/s，氧气流量为182.4g/s，汽油流量为84.3g/s，当量比为0.82，L=235mm工况下爆轰波为稳态双波对撞传播模态，此时爆轰波平均压力峰值和传播速度为所有实验工况中的最大值，分别为0.9MPa和1068m/s，爆轰波传播频率为2.223kHz；当L < 235mm时爆轰波为非稳态双波对撞传播过程，该模态下燃烧室长度对平均压力峰值影响较小，爆轰波传播速度随燃烧室长度变短而降低，仅在L=135mm时爆轰波传播速度略高于L=155mm工况点。
（2）L=135mm工况下平均总推力F2=579.5N，推力增益ΔF=436.7N，单位面积推力为8.194×104N/m2，燃料比冲为701.5s。当155mm≤L < 235mm时推力和燃料比冲随燃烧室长度增加而缓慢增大，当L=235mm时推力和燃料比冲达到八种实验工况中的最大值，分别为607.3N和735.1s，L > 235mm时推力和燃料比冲变化趋于平缓。
在该发动机模型上双波对撞模态长期存在，为进一步提高发动机性能，同向双波头传播模态自持传播机理有待进一步研究。环形阵列式精细雾化装置和点火起爆方式有待优化，喷射比、燃烧室宽度、尾喷管结构等因素对发动机推力性能影响均有待研究。
致谢: 感谢国家自然科学基金、国防预研基金、中央高校基本科研业务专项资金资助。
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