鞠美娜 袁成 曹軍偉

摘 要：旋轉爆震發(fā)動機以超聲速爆震形式增壓燃燒，具有結構簡單、比沖和效率高、工作域寬等一系列優(yōu)點，除自身單獨作為動力裝置外，也可與渦輪發(fā)動機、沖壓發(fā)動機和火箭發(fā)動機進行組合，更加有效提升原動力裝置性能，在航空航天領域未來應用前景廣闊。本文論述了旋轉爆震發(fā)動機的結構及基本工作原理，闡述了國內(nèi)外在機理研究和技術驗證上的最新進展，并對一些重點在研項目進行介紹。面向現(xiàn)有研究進展，提出解決燃料噴注與摻混、爆震波傳播控制、進排氣系統(tǒng)設計等關鍵技術問題是未來旋轉爆震發(fā)動機的主要研究方向?；谛D爆震發(fā)動機的優(yōu)勢和作戰(zhàn)武器裝備發(fā)展態(tài)勢，進一步對旋轉爆震發(fā)動機的軍民用領域進行展望。

關鍵詞：增壓燃燒； 旋轉爆震發(fā)動機； 組合循環(huán)發(fā)動機

中圖分類號：V236 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.001

自然界存在緩燃波和爆震波這兩種形式的燃燒波。當前航空航天各類內(nèi)燃動力系統(tǒng)全部使用緩燃波。緩燃波的傳播速度較低，通常只有每秒幾米至幾十米，且近似認為是等壓過程，即燃燒過程壓力不變。與之相反，爆震波在傳播過程中實現(xiàn)了激波和燃燒波的耦合，速度非?？?，通?？蛇_到每秒上千米，且波后壓力、密度都有很大提高，其顯著特點是能增壓、傳播速度快且接近于等容燃燒，而等容燃燒的熱循環(huán)效率大大高于等壓燃燒的效率。

由于激波的存在，爆震燃燒的破壞力極大，如果能利用其強大的破壞力，進而應用于航空動力系統(tǒng)中，可大幅提高航空發(fā)動機的性能，旋轉爆震發(fā)動機（RDE）已成為未來航空動力領域最具潛力的變革者之一。

近年來，國內(nèi)外學者對旋轉爆震機理、技術和工程化方面的研究愈加深入，取得了一定的技術突破，但離實現(xiàn)工程實際應用仍然存在較大差距。本文主要論述了RDE的結構、基本工作原理和國內(nèi)外研究進展情況，提出未來主要研究方向，并對其應用領域進行展望，以便學者們快速了解技術“瓶頸”，推動我國RDE技術發(fā)展。

1 結構及工作原理介紹

RDE使用接近于等容燃燒的爆震循環(huán)，燃燒時壓力大幅提升，能量釋放極快，產(chǎn)生功率大。美國空軍研究實驗室（AFRL）的科學家認為，RDE相比現(xiàn)役渦輪發(fā)動機理論上熱效率可提高15%。RDE的典型結構如圖1所示，其通常采用一端封閉，另一端開口的環(huán)腔形燃燒室，燃料和氧化劑由在封閉端上均布的很多微型噴嘴沿軸線方向注入。點火后形成的一個或多個爆震波，在燃燒室底部沿與燃料注入相垂直的方向連續(xù)周向旋轉傳播（而不是燃燒室旋轉），等效頻率（1s旋轉的圈數(shù)）為1～50kHz。當爆震波傳至某噴嘴時，由于爆震形成的高壓大于注入壓力，該噴嘴停止工作。而爆震波傳過后，壓力降低，允許該噴嘴繼續(xù)注入燃料和氧化劑，進一步支持爆震波的旋轉傳播。這樣燃料和氧化劑的注入便可由爆震波自動控制。高溫高壓燃燒產(chǎn)物形成后迅速向后膨脹，從開口端高速排出，產(chǎn)生推力。

RDE有火箭式和吸氣式等多種工作模態(tài)，區(qū)別在于火箭式由飛行平臺自帶氧化劑，而吸氣式發(fā)動機的氧化劑則來自大氣中的氧氣。由于爆震波能實現(xiàn)自增壓（增壓比13～55），因此RDE可省去復雜的壓氣機和渦輪等旋轉部件，極大地簡化了發(fā)動機結構，如圖2所示。

RDE除單獨使用外，按其特點與應用需求還可分別與火箭發(fā)動機、渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機等構成組合循環(huán)發(fā)動機，全面擴展發(fā)動機的工作范圍，實現(xiàn)寬速域的高超聲速飛行。因此，為發(fā)展更先進的航空動力系統(tǒng)，RDE引起了各航空強國的極大興趣。

2 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀

2.1 美國

美國近些年在RDE上的投入相對較多。進入21世紀后的第一個10年，空軍研究實驗室（AFRL）、海軍研究實驗室（NRL）、航空噴氣-洛克達因（Aerojet Rocketdyne）公司、密歇根大學等研究機構相繼開展了理論、試驗及工程應用研究。到目前為止，美國已完成了旋轉爆震機理、點火試驗、旋轉爆震代替航空渦輪發(fā)動機主燃燒室等多項關鍵技術驗證。

2.1.1 機理研究和技術驗證

2017年，NRL研究了吸氣式RDE進氣道和燃燒室的相互作用。2019年，密歇根大學確認了RDE中二次波的存在。二次燃燒和二次波耦合在一起，最終改變了主爆震波的穩(wěn)定性和結構[1]。

為進一步明確旋轉爆震燃燒室內(nèi)的復雜流場結構和燃燒產(chǎn)物，各研究機構借助先進的光學和粒子成像技術手段開展大量試驗，涉及進氣道、尾噴管與燃燒室的流場耦合作用以及燃燒室產(chǎn)物的探究。2017年，美國海軍研究生院研究了進氣道特性對RDE性能的影響，并進行了熱態(tài)試驗，開展了爆震區(qū)域成像、光學診斷并與NRL合作進行了計算。2018年，AFRL和中佛羅里達大學應用了激光吸收光譜技術，分析了RDE燃燒產(chǎn)物的組分、溫度和流速；加州大學洛杉磯分校研究了高速、兆赫茲、光學診斷方法，使用可調的中波段紅外激光器現(xiàn)場測量環(huán)形火箭式RDE流場的壓力、溫度和組分，并可預判波速和推力；密歇根大學研究人員在4—5月完成一系列試驗，使用了一種可進行光學觀察的RDE，研究了反應物注入和爆震波之間的動態(tài)耦合，并在此基礎上得到了詳細的仿真結果；亞拉巴馬大學優(yōu)化了100kHz粒子成像速度儀，測量了RDE尾噴口高度周期性的亞聲速-超聲速流場[2-3]。

在探索旋轉爆震機理的同時，旋轉爆震組合發(fā)動機可行性技術驗證也在同步進行。2014—2015年，AFRL和空軍科學研究辦公室面向火箭式RDE燃燒室噴射器進行設計。2017年2月，AFRL用旋轉爆震燃燒室替換T63渦軸發(fā)動機的燃燒室進行試驗研究，結果顯示，該燃燒室的氮氧化物排放量低且燃燒效率高，驗證了渦輪旋轉爆震技術的廣闊應用前景；4月，AFRL進行了吸氣式RDE的熱穩(wěn)定運行試驗，該RDE的外殼體采用了陶瓷基復合材料。2020年，航空噴氣-洛克達因公司在政府和內(nèi)部經(jīng)費支持下，研發(fā)了吸氣式RDE分析工具和熱端部件，驗證在使用先進燃料時大范圍飛行條件下的可用性[2，4]。金星航宇公司（Venus Aerospace）歷時三個月完成高超聲速旋轉爆震發(fā)動機地面試驗，并于2022年10月公布了發(fā)動機試驗視頻，宣告該公司成為世界上第一家將室溫可儲存液體燃料用于旋轉爆震火箭發(fā)動機（RDRE）的企業(yè)。

目前，美國在RDE的工程化應用方面已經(jīng)有所突破。2019年6月，AFRL和創(chuàng)新科學解決方案公司開展了一型RDE的地面演示驗證，證明了這型發(fā)動機有足夠推力驅動一架long-EZ飛機（見圖3）進行起飛和巡航，并且聲學測量結果表明其對地面擁有安全的噪聲等級[1]。

2.1.2 重點在研項目

基于前期RDE的機理研究成果，在進入21世紀第二個10年后，美國國防部、各軍種都將旋轉爆震技術作為動力設備重點發(fā)展方向，授出大量研究合同進行概念方案或工程化研究。

2020年初，美國國防部國防預先研究計劃局（DARPA）授予雷神公司100萬美元研究以RDE為動力的巡航導彈概念。2022年8月，DARPA表示即將啟動“開局”（Gambit）RDE技術項目，旨在利用吸氣式RDE在尺寸和燃料效率等方面的優(yōu)勢，為第四代戰(zhàn)斗機提供遠程打擊導彈，對時敏目標進行防區(qū)外打擊。該項目將為期42個月，DARPA計劃選擇兩家公司來研究吸氣式RDE動力導彈的概念和初步設計，并在18個月內(nèi)測試燃燒室和進氣道。其中一家公司將被選中完成關鍵設計評審，制造驗證彈和開展試驗測試[5]。

2020年3月，AFRL經(jīng)濟可承受任務先進渦輪技術（ATTAM）倡議主管托馬斯強調了RDE絕對擁有最高優(yōu)先級地位，AFRL在ATTAM倡議的第一階段授予了三項RDE的關鍵研發(fā)合同，總價值5.2億美元，其中授予通用電氣公司和普惠公司各2.5億美元，發(fā)展、驗證和轉化關鍵技術；授予航空噴氣-洛克達因公司2000萬美元合同。盡管透露的合同細節(jié)不多，但這三家公司預計都將在2026年9月前完成開發(fā)和試驗。同時在過去三年中，AFRL還有其他幾個RDE開發(fā)項目：隱身戰(zhàn)斗機彈艙內(nèi)攜帶、速度高達馬赫數(shù) 3、配裝液體燃料旋轉爆震沖壓發(fā)動機的空地導彈項目；采用固體燃料RDE的空空導彈項目；可替代渦輪發(fā)動機加力燃燒室的旋轉爆震燃燒室項目以及自由射流測試項目。2022年初，普惠公司獲得了AFRL一份RDE地面演示驗證項目合同，項目將與雷神導彈與防務公司、雷神技術研究中心共同執(zhí)行。普惠公司新獲得的合同可能屬于前期2.5億美元合同的一部分，盡管技術細節(jié)未公開，但也從側面證明美國正在大力發(fā)展配裝RDE的巡航導彈技術，且進展較為順利。巡航導彈配裝旋轉爆震發(fā)動機概念圖如圖4所示。

2022年4月21日，美國海軍空戰(zhàn)中心武器部測試了一種由RDE提供動力的新型戰(zhàn)術導彈，表明這種動力系統(tǒng)在從概念轉化為實用方面取得了重大進展。這款新型導彈的細節(jié)是在1月AIAA技術會議期間披露的。但這種武器保密程度很高，其他細節(jié)未知。美國空軍和海軍對RDE的投資也得到了國防部部長辦公室研究與工程部門的支持。該部門組織的“聯(lián)合增強彈藥技術”計劃對兩款吸氣式RDE原型機進行了測試。

2.2 俄羅斯

俄羅斯重點開展了液體爆震發(fā)動機的研制工作。2014年，俄羅斯先期研究基金會在俄羅斯動力機械科研生產(chǎn)聯(lián)合體基礎所建立了液體爆震發(fā)動機專業(yè)實驗室。2016年8月，該基金會成功完成了首型新一代液體燃料RDE（見圖5）的測試，推進劑為氧氣和煤油。試驗共進行了33次，爆震波旋轉頻率達到約20kHz，實現(xiàn)了連續(xù)爆震并產(chǎn)生穩(wěn)定推力。俄羅斯科學院新西伯利亞拉夫連季耶夫流體力學研究所以及莫斯科航空學院共同完成了上述工作。

2017年，俄羅斯科學院新西伯利亞拉夫連季耶夫流體力學研究所對帶有爆震燃燒室的液氧煤油火箭發(fā)動機開展了長時間的運行試驗測試，該發(fā)動機長1.05m，直徑為0.31m，在馬赫數(shù)4～8的風洞試驗環(huán)境中取得了3600m/s的高比沖[2]。

2.3 法國

2010年，法國MBDA公司設計了小尺寸演示驗證RDE，如圖6所示。其環(huán)形燃燒室內(nèi)外徑分別為80mm和100mm，燃燒室長90mm，沒有冷卻系統(tǒng)，反應物為氣氫/甲烷，燃料和氧化劑通過570個噴嘴注入燃燒室，最大注入壓力8MPa。研究人員使用電爆絲點燃反應物，點火壓力10J。受承熱能力影響，該RDE最長工作時間為5s，地面最大推力54.7N。經(jīng)過換算，在真空環(huán)境下其最大推力為338.5N，比沖310m/s。該試驗完成后，MBDA公司又進一步對安裝了噴管的RDE進行演示驗證，環(huán)形燃燒室內(nèi)外徑分別為280mm和350mm，使用主動冷卻裝置。

2018年，法國賽峰集團、Pprime研究所和歐洲導彈集團共同對RDE燃燒室內(nèi)連續(xù)定容燃燒循環(huán)以及燃料——氧化劑非均勻分布條件下的爆震特性開展研究工作[3]。

2.4 日本

為有效推動旋轉爆震技術進展，日本研究機構和多所大學聯(lián)合驗證了大量RDE項目。2017年8月，名古屋和慶應義塾大學聯(lián)合團隊、室蘭工業(yè)大學和日本航宇開發(fā)局聯(lián)合開展了乙烯/氧氣RDE試驗，圖7給出點火試驗圖片，在近真空環(huán)境中可以獲得330m/s比沖和895N的高推力，燃燒效率超過95%。2018年，日本橫濱國家大學、九州大學技術學院、索菲亞大學、薩塔瑪大學和日本托拜大學成立聯(lián)合研究團隊，研發(fā)旋轉爆震燃氣渦輪發(fā)動機技術，驗證該組合發(fā)動機的發(fā)電性能；日本名古屋大學、慶應義塾大學、JAXA太空和航天科學研究所、室蘭技術研究所面向探空火箭對象開展系統(tǒng)級RDE地面燃燒試驗，為火箭級旋轉爆震技術工程應用做好前期準備[2-3]。

2.5 中國

國內(nèi)旋轉爆震發(fā)動機技術研究也取得了重要進展，北京大學、清華大學、國防科技大學、西北工業(yè)大學，以及研究院所等均圍繞旋轉爆震技術開展了大量探索工作。

燃燒室構型對RDE爆震波傳播特性具有顯著影響。面向環(huán)形燃燒室內(nèi)壁溫度高所導致的燒蝕問題，北京大學王健平[6]團隊于2012年創(chuàng)新性地提出空桶形燃燒室結構并模擬驗證了該模型的可行性，但與環(huán)形燃燒室結構相比，比沖減少約5%。2019年，國防科技大學彭浩陽等[7]提出環(huán)形燃燒室內(nèi)筒空腔結構，驗證了腔內(nèi)再循環(huán)區(qū)穩(wěn)定的先導火焰，爆震波傳播速度和傳播壓力較高，最高傳播速度達到1228.68m/s。2021年，西北工業(yè)大學趙明皓等[8]綜合對比分析了相同尺寸參數(shù)的以上三種燃燒構型，在三種燃燒室內(nèi)都實現(xiàn)了爆震波的穩(wěn)定傳播，其中空桶形燃燒室爆震波傳播速度最高且穩(wěn)定爆震模態(tài)下的當量比范圍最寬，內(nèi)筒空腔燃燒室次之，環(huán)形燃燒室最低。

目前RDE仍以環(huán)形燃燒室為主要研究對象，由于環(huán)形燃燒室受到尺寸約束只能選取點火能量更大的直接起爆方式。2020年，北京動力機械研究所基于圖8所示裝置對以燃油/空氣為推進劑的RDE進行試驗，結果表明，預爆震波壓力升高可縮短起爆時間；來流總溫為740K時接近當量比1的工況起爆時間最短；當量混氣條件下來流高溫由于降低燃油蒸發(fā)時間而影響起爆時間；垂直安裝預爆點火器比切向安裝形成爆震波時間更短[9]。

旋轉爆震波自持傳播穩(wěn)定傳播是保證爆震發(fā)動機推進性能的前提。2013年，國防科技大學劉世杰等[10-11]針對采用環(huán)縫和噴孔兩套不同氧化劑噴注方式的RDE進行試驗，觀察到同向傳播和對撞傳播兩種傳播模式；環(huán)縫噴注下大多為同向傳播，隨著推進劑總流量增大，爆震波頭個數(shù)增加；環(huán)縫噴注燃燒室中，由于壓力振蕩，發(fā)現(xiàn)了短暫的雙波對撞過程，并且在推進劑H2中噴注小流量的N2也可實現(xiàn)長時間維持的雙波對撞過程；噴孔噴注下均為對撞傳播，分析得知爆震波頂部形成混合氣體層是實現(xiàn)雙波對撞傳播過程的關鍵。

在演示驗證方面，清華大學率先取得突破性成果，其自主研發(fā)的旋轉爆震沖壓發(fā)動機已于2022年1月進行了飛行試驗并取得成功。

3 關鍵技術問題分析

3.1 燃料噴注與摻混問題

燃料噴注方式主要有兩種：一種為預混噴注，另一種為非預混噴注。預混噴注極易產(chǎn)生回火現(xiàn)象，因此目前RDE主要采取非預混噴注，燃料和氧化劑通過對撞式、半對撞式以及交錯式方式進行摻混。旋轉爆震燃燒室內(nèi)燃料充足、燃料和氧化劑的充分摻混是保證爆震波穩(wěn)定傳播的前提，但非預混噴注方式部分燃料和氧化劑未能充分混合，導致發(fā)動機推進性能下降，因此燃料穩(wěn)定噴注和燃料摻混既是研究重點也是難點。

在國內(nèi)外研究學者的不斷探索下，對于影響燃料噴注和摻混問題的諸多因素已經(jīng)有了基本的定性研究結論。非預混噴注主要有噴孔/環(huán)縫和噴孔/噴孔噴注兩種形式，但噴孔/噴孔噴注所需噴注壓力較高，摻混效果較差，目前噴孔/環(huán)縫的形式更加常用。也有研究者提出噴孔/環(huán)縫/噴孔的噴注方式，利用三股氣流的相互作用增強摻混。小流量噴注條件下燃燒室頭部產(chǎn)生的回流區(qū)可提升周向、軸向和徑向的摻混效果，并且噴注位置靠近上游可增大燃料徑向穿透深度，使回流區(qū)影響范圍擴大。燃料噴注總面積一定時，增加噴孔數(shù)目可使噴注間隔縮小，提高周向分布均勻性，爆震波損失小，傳播速度更快，但燃料穿透能力下降，軸向和徑向摻混效果減弱，建立爆震波難度增大。液態(tài)燃料的噴注首要考慮的就是液滴霧化問題，噴注壓力增大，液滴霧化細度得到改善，旋轉爆轟波可以成功起爆并穩(wěn)定自持傳播。但液態(tài)燃料在爆轟波前沿軸向不均勻分布導致燃燒室內(nèi)產(chǎn)生局部富燃區(qū)，在流量以及當量比恒定時，壓力較高導致部分燃料被輸送至下游，爆震反應所占比率減小，燃燒室比沖性能下降，因此存在最佳的噴注壓力使得發(fā)動機性能最佳[12-15]。

燃料噴注結構設計是多元素耦合的復雜流程，受到噴注流量、當量比、噴注壓力、噴孔數(shù)目及噴注面積等多因素的綜合影響?，F(xiàn)有研究成果基于給定的噴注結構得到，通過單一變量得到定性結論，并未考慮幾種影響因素的綜合作用效果，對于指導工程化設計的目標仍有較大差距。基于現(xiàn)有結論使噴注結構在高壓下穩(wěn)定工作并保證燃料/氧化劑快速充分摻混依然是有待解決的難題，嚴重阻礙了RDE的工程化應用。

3.2 爆震波傳播控制問題

爆震波的高效起爆和傳播可有效提高RDE的推進性能，連續(xù)旋轉爆震需燃料達到一定濃度后才可自持傳播，采用富氧空氣時的自持邊界顯著增大，目前對自持傳播的工況要求并未給出明確的機理解釋。旋轉爆震波主要存在同向傳播和對撞傳播兩種傳播模式。與同向傳播模式相比，對撞傳播導致平均流場特性周向分布不均，且流場內(nèi)存在高壓力峰值，不利于開展爆震燃燒。環(huán)縫/噴孔噴注結構的燃燒室在穩(wěn)態(tài)工作時為同向傳播模式，但在起爆過程和壓力振蕩間斷時會出現(xiàn)短暫的對撞傳播模式，當燃料噴注壓降過高和燃料/氧化劑活性較低時甚至會長時間處于對撞傳播模式。

在同向傳播模式下，雙波模態(tài)爆震波傳播速度要低于單波模態(tài)，但可燃氣體層高度約為單波模態(tài)的1/2，有助于減小發(fā)動機的軸向長度。燃燒室結構一定時，爆震波數(shù)目主要受推進劑總流量影響，且兩者呈正相關性。但在同一運行工況下，初始點火條件不同時，所產(chǎn)生的爆震波數(shù)目仍會產(chǎn)生差異。因此，旋轉爆震單雙波模態(tài)轉化受到多因素的共同影響，按照影響機制將其分為波前反應物有效高度和反應物活性兩類，總流量、當量比、燃燒室寬度等因素發(fā)生改變都會導致波前反應物有效高度變化，當量比、背壓和噴注面積決定了波前反應物的活性。目前對導致單雙波模態(tài)轉換的途徑和機制仍存在不確定性，對實現(xiàn)單雙波模態(tài)的快速轉化和控制對減小爆震發(fā)動機尺寸、實現(xiàn)工程化應用具有重要意義[16-19]。

爆震波傳播是一個不穩(wěn)定過程，不同周期內(nèi)爆震波的瞬時傳播速度和峰值壓力都會存在差異。當運行工況偏離最佳范圍時，爆震波將會出現(xiàn)強弱交替、轉向和解耦等非穩(wěn)態(tài)傳播現(xiàn)象，通過激波相互碰撞、激波壓縮自點火以及爆震產(chǎn)物高溫誘導等方式進行再起爆，所形成的爆震波方向具有隨機性，難以對其進行控制。目前對于旋轉爆震的模擬研究?；谌剂?氧化劑完全摻混、爆震波符合C-J理論等假設條件，忽略了流體黏性、熱傳導和擴散等輸運效應，從而對旋轉爆震波的傳播過程進行簡化，其數(shù)值模擬結果不能完全表征真實作用效果。并且，通過以上研究成果雖加深了對旋轉爆震波的理解和認識，但其機理性的研究深度仍不足以實現(xiàn)穩(wěn)定控制爆震波傳播方向和爆震波頭數(shù)。

3.3 進排氣系統(tǒng)設計問題

RDE多以組合動力形式存在，如旋轉爆震渦輪發(fā)動機、旋轉爆震沖壓發(fā)動機和旋轉爆震火箭發(fā)動機。旋轉爆震渦輪發(fā)動機核心部件包括壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管，可在稀薄燃料/空氣混氣條件下穩(wěn)定工作，與傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機燃燒室相比性能增益明顯，綜合評估油耗和功率可提升5%～7%[20]，但爆震波回傳會對壓氣機穩(wěn)定工作造成影響，并且從燃燒室流出的高溫爆震產(chǎn)物會損傷渦輪葉片并由于來流速度分布不均造成壓力損失。旋轉爆震沖壓發(fā)動機核心部件包括進氣道、燃燒室和尾噴管，面臨同旋轉爆震渦輪發(fā)動機相同的壓力回傳和燃燒室非定常壓力出口問題。旋轉爆震火箭發(fā)動機通常由一端封閉、一端開口的環(huán)形燃燒室和尾噴管組成，因此并不涉及壓力回傳問題，但燃燒室出口流場的不均勻性對發(fā)動機性能損失較大，并且尾噴管的構型對燃燒室的爆震波結構也會產(chǎn)生影響，合理的噴管結構可有效推動旋轉爆震火箭發(fā)動機工程化應用。

目前主要通過設置隔離段來抑制進氣道內(nèi)的壓力回傳現(xiàn)象，部分研究學者在進氣道適當位置開設抽吸槽，隔離段構造研究主要圍繞凹腔隔離段、S形轉環(huán)隔離段以及在隔離段內(nèi)設置倒刺結構等[21-22]。計自飛等[23]基于旋轉爆震渦輪發(fā)動機提出壓氣機后設置隔離段，渦輪前段設置摻混室的主體結構，隔離段將來流空氣分成兩股：一部分參與燃燒，另一部分進入摻混室調節(jié)渦輪前溫度，既削弱了爆震波回傳效應，又保證了燃燒室出口溫度均勻性。其示意圖如圖9所示。對于燃燒室非定常出口壓力問題，基于尾噴管幾何構型、噴管內(nèi)部流場分析等方法實現(xiàn)旋轉爆震燃燒室和尾噴管的流場匹配，提高發(fā)動機推進性能。

基于給定的燃燒室結構、特定燃料和運行工況，國內(nèi)外學者大多都只定性研究了不同構型的隔離段和噴管對于抑制壓力回傳和脈動現(xiàn)象的作用效果，并已經(jīng)有了部分研究成果[24-25]。但目前仍無法通過這些定性結論完全解決組合動力RDE在工程化應用中進氣道和尾噴管的匹配最優(yōu)化問題，亟須開展一系列定量研究支撐旋轉爆震組合發(fā)動機進排氣系統(tǒng)的設計工作。

4 未來應用分析

目前作戰(zhàn)武器裝備正在向長射程、高超聲速、強機動和智能化方向發(fā)展，掌握先進的武器裝備系統(tǒng)是奪取制海制空以及制天權的前提，而動力系統(tǒng)往往是制約武器裝備性能強化的核心問題[26-27]。AFRL經(jīng)濟可承受任務先進渦輪技術（ATTAM）倡議主管托馬斯曾在會議中強調RDE“絕對擁有最高優(yōu)先級地位，該發(fā)動機可成為高速巡航導彈的動力或成為更大型高超聲速飛行器組合循環(huán)推進系統(tǒng)的一部分”。相比飛行器，巡航導彈對發(fā)動機的流量、推力、壽命等都要求較低，從前文關于美國RDE重點在研項目的介紹中也可以看到，美軍有意把RDE與巡航導彈相結合以提高巡航導彈性能。

由于RDE具有熱效率高、結構簡單、重量（質量）輕、單位燃油消耗率低等潛在優(yōu)點，在軍民用領域應用前景廣闊。其中，根據(jù)技術發(fā)展的成熟度，RDE的應用可劃分三個階段：近期可作為機載武器、無人機、靶機、誘餌機、靶彈的動力系統(tǒng)；中期可作為高超聲速隱身偵察機以及空間作戰(zhàn)平臺的變軌發(fā)動機、姿控發(fā)動機等；遠期可作為飛機、單級和多級入軌飛行器的組合動力系統(tǒng)。如果以上設想變?yōu)楝F(xiàn)實，科研機構還需要進一步研究液態(tài)碳氫燃料的高效霧化與摻混、熱管理、進氣道設計、系統(tǒng)集成等關鍵技術。

5 結束語

雖然增壓燃燒與等壓燃燒相比具有諸多優(yōu)勢，但RDE的關鍵技術問題還有待解決。加深對旋轉爆震燃燒機理的認識，并通過工程化手段把RDE應用于型號實踐中，將對航空動力領域產(chǎn)生變革性影響。如果我國能夠抓住機會，深耕旋轉爆震領域，有機會迅速縮短與世界航空動力強國的差距，甚至有可能躋身世界航空動力的第一梯隊。

參考文獻

[1]Agrawal A， Ferguson D. Advances in science and technology of pressure gain combustion[EB/OL].（2019-12-01）. Https：// aerospaceamerica.aiaa.org/year-in-review/advances-in-scienceand-technology-of-pressure-gain-combustion/.

[2]Heister S， Tangirala V. Advances made toward rotating detona‐tion engines [EB/OL]. （2017-12-01）. Https：//aerospaceamerica. aiaa. org/year-in-review/advances-made-toward-rotating-detona‐tion-engines/.

[3]Ferguson D， Saracoglu B H. Funding increase for pressure gain begins to pay off [EB/OL]. （2018-12-01）.Https：//aerospaceam‐erica. aiaa. org/year-in-review/funding-increase-for-pressuregain-begins-to-pay-off/.

[4]Saracoglu B H， Agrawal A K. Taking off from Earth to space with pressure gain combustion research[EB/OL].（2020-12-01）. Https：//aerospaceamerica. aiaa. org/year-in-review/taking-offfrom-earth-to-space-with-pressure-gain-combustion-research/.

[5]Trimble S. DARPA aims gambit missile project at fourth-gen fight‐ers[EB/OL]. （2022-08-01）. Https：//aviationweek. com/defensespace/missile-defense-weapons/darpa-aims-gambit-missile-projectfourth-gen-fighters.

[6]唐新猛，王健平，邵業(yè)濤.連續(xù)旋轉爆轟波在無內(nèi)柱圓筒內(nèi)的數(shù)值模擬[J].航空動力學報，2013，28（4）：792-799. Tang Xinmeng， Wang Jianping，Shao Yetao. 3D simulation of rotating detonation wave in combustion chambers without inner wall[J]. Journal of Aerospace Power， 2013， 28（4）： 792-799. （in Chinese）

[7]Peng Haoyang， Liu Weidong， Liu Shijie， et al. The effect of cavity on ethylene-air continuous rotating detonation in the annular combustor[J]. International Journal of Hydrogen Energy，2019，44（26）：10-15.

[8]趙明皓，王可，王致程，等.燃燒室構型對旋轉爆震波傳播特性的影響[J].航空學報，2022，43（5）：251-262. Zhao Minghao， Wang Ke， Wang Zhicheng， et al. Effect of combustor configurations on propagation characteristics of rotating detonation waves[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2022，43（5）：251-262. （in Chinese）

[9]賈冰岳，張義寧，潘虎，等.液態(tài)碳氫燃料旋轉爆震發(fā)動機起爆過程試驗研究[J].推進技術，2021，42（4）：906-914. Jia Bingyue， Zhang Yining， Pan Hu， et al. Experimental study on initiation process of liquid hydrocarbon rotary detonation engine[J]. Journal of Propulsion Technology， 2021，42（4）：906-914. （in Chinese）

[10]劉世杰，劉衛(wèi)東，林志勇，等.連續(xù)旋轉爆震波傳播過程研究（Ⅰ）：同向傳播模式[J].推進技術，2014，35（1）：138-144. Liu Shijie， Liu Weidong， Lin Zhiyong， et al. Research on continuous rotating detonation wave propagation process （Ⅰ）： One direction mode[J]. Journal of Propulsion Technology， 2014，35（1）：138-144. （in Chinese）

[11]劉世杰，林志勇，劉衛(wèi)東，等.連續(xù)旋轉爆震波傳播過程研究（Ⅱ）：雙波對撞傳播模式[J].推進技術，2014，35（2）：269-275. Liu Shijie， Lin Zhiyong， Liu Weidong， et al. Research on continuous rotating detonation wave propagation process （Ⅱ）： Two-wave collision propagation mode[J]. Journal of Propulsion Technology， 2014，35（2）：269-275. （in Chinese）

[12]馬虎，張義寧，楊成龍，等.燃料分布對旋轉爆震波傳播特性影響[J].航空動力學報，2019，34（3）：513-520. Ma Hu， Zhang Yining， Yang Chenglong， et al. Effects of fuel distribution on propagation of rotating detonation wave[J]. Journal of Aerospace Power， 2019，34（3）：513-520. （in Chinese）

[13]焦中天，王永佳，李偉，等.燃料噴孔數(shù)對非預混旋轉爆震起爆過程的影響[J].火箭推進，2021，47（5）：22-34. Jiao Zhongtian， Wang Yongjia， Li Wei， et al. Effects of the number of fuel injection orifices on rotating detonation initiation process under non-premixed conditions[J]. Journal of Rocket Propulsion， 2021，47（5）：22-34. （in Chinese）

[14]鄭權，魏萬里，翁春生，等.液態(tài)燃料噴注壓力對旋轉爆轟波影響的實驗研究[J].推進技術，2020，41（12）：2790-2797. Zheng Quan， Wei Wanli， Weng Chunsheng， et al. Experimental study for effects of liquid-fuel injectionpressure on rotating detonation wave[J]. Journal of Propulsion Technology， 2020，41（12）：2790-2797. （in Chinese）

[15]丁陳偉，翁春生，武郁文，等.基于液體碳氫燃料的旋轉爆轟燃燒特性研究[J].爆炸與沖擊，2022，42（2）：3-18. Ding Chenwei， Weng Chunsheng， Wu Yuwen， et al. Combustion characteristics of rotating detonation based on liquid hydrocarbon fuel[J]. Explosion and Shock Waves， 2022， 42（2）：3-18. （in Chinese）

[16]鄧利. 旋轉爆震波傳播特性及模態(tài)控制研究[D].南京：南京理工大學，2018. Deng Li. Investigation on propagation characteristics and mode control of rotating detonation wave[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2018. （in Chinese）

[17]劉朋欣，李沁，張涵信.初始點火條件引起的三維旋轉爆震波單/雙波傳播模式[J].氣體物理，2018，3（1）：20-27. Liu Pengxin， Li Qin， Zhang Hanxin. Single-wave mode and double-wave mode caused by initiation condition in threedimensional rotating detonation wave[J]. Physics of Gases， 2018，3（1）：20-27. （in Chinese）

[18]楊成龍. 旋轉爆震波起爆過程及穩(wěn)定傳播特性研究[D]. 南京：南京理工大學，2018. Yang Chenglong. Investigation on the initiation and stable propagation characteristics of rotating detonation wave[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2018.（in Chinese）

[19]劉世杰. 連續(xù)旋轉爆震波結構、傳播模態(tài)及自持機理研究[D].長沙：國防科學技術大學，2012. Liu Shijie. Investigations on the structure， rotating mode and lasting mechanism of continuous rotating detonation wave[D]. Changsha： National University of Defense Science and Technology， 2012.（in Chinese）

[20]Wolanski P. Application of the continuous rotating detonation to gas turbine[C]//Applied Mechanics and Materials，2015.

[21]師迎晨，張任帥，計自飛，等.高速飛行器的連續(xù)旋轉爆震推進技術[J].空氣動力學學報，2022，40（1）：101-113. Shi Yingchen， Zhang Renshuai， Ji Zifei， et al. Rotating detonation propulsion technology for high-speed aircrafts[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2022， 40（1）：101-113.（in Chinese）

[22]張鑫. 沖壓旋轉爆震發(fā)動機隔離段研究[D].南京：南京理工大學，2021. Zhang Xin. Research on isolator of ramjet rotating detonation engine[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2021.（in Chinese）

[23]計自飛，張會強，謝嶠峰，等.連續(xù)旋轉爆震渦輪發(fā)動機熱力過程與性能分析[J].清華大學學報（自然科學版），2018，58（10）：899-905. Ji Zifei， Zhang Huiqiang， Xie Qiaofeng， et al. Thermal process and performance analysis of continuous rotating detonation turbine engine[J]. Journal of Tsinghua University （Science and Technology）， 2018， 58（10）：899-905.（in Chinese）

[24]王順利，吳云，金迪，等.不同當量比下噴管對旋轉爆震特性的影響研究[J].爆炸與沖擊，2020，40（10）：18-28. Wang Shunli， Wu Yun， Jin Di， et al. Effects of nozzles on performance of rotating detonation at different equivalence ratios[J]. Explosion and Shock Waves， 2020， 40（10）：18-28.（in Chinese）

[25]高劍，馬虎，裴晨曦，等.噴管對旋轉爆震發(fā)動機性能影響的實驗[J].航空動力學報， 2016，31（10）：2443-2453. Gao Jian， Ma Hu， Pei Chenxi， et al. Experiment of effect of nozzle shapes on the performance of rotating detonation engine[J]. Journal of Aerospace Power， 2016， 31（10）：2443-2453.（in Chinese）

[26]宋慶國.百年未有之大變局下的航空科技發(fā)展[J].航空科學技術，2021，32（3）：1-5. Song Qingguo. The development of aviation science and technology under change unseen in a century[J].Aeronautical Science & Technology， 2021，32（3）：1-5.（in Chinese）

[27]張廣林，李國知.美國陸軍航空裝備體系研究[J].航空科學技術，2021，32（1）：65-69. Zhang Guanglin， Li Guozhi. Research on U.S. army aviation equipment system of systems[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021，32（1）：65-69.（in Chinese）

Review of Research Progress on Rotating Detonation Engines

Ju Meina， Yuan Cheng， Cao Junwei

Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100029， China

Abstract： The rotating detonation engine is pressurized and combusted in the form of supersonic detonation， which has a series of advantages such as simple structure， high specific impulse， high efficiency and wide working range. The combination of the rotating detonation engine with the turbine engine， ramjet engine and rocket engine can effectively improve the performance of the power plant， and has broad application prospects in the field of future aerospace equipment. This paper discusses the structure and basic working principle of rotating detonation engine， expounds the latest progress in mechanism research and technical verification at home and abroad， and introduces some key research projects. Aiming at the existing research progress， this paper proposes to solve the key technical problems such as fuel injection and blending， detonation wave propagation control， intake and exhaust system design， which are the main research direction of rotating detonation engines in the future. Based on the advantages of rotating detonation engines and the development trend of combat weapons， the military and civilian fields of rotary detonation engines are further prospected.

Key Words： pressurized combustion； rotating detonation engine； combined cycle engine