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連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理與技術(shù)

包郵 連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理與技術(shù)

作者：王健平
出版社：科學(xué)出版社出版時(shí)間：2018-01-01
開(kāi)本： 16開(kāi) 頁(yè)數(shù)： 256
中 圖 價(jià):¥110.6(7.9折) 定價(jià)  ¥140.0 登錄后可看到會(huì)員價(jià)
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連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理與技術(shù) 版權(quán)信息

連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理與技術(shù) 內(nèi)容簡(jiǎn)介

《連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理與技術(shù)》主要分為三部分：第1章主要介紹爆轟的基本理論和爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究背景；第2章與第3章分別介紹連續(xù)轟爆發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)研究手段與數(shù)值模擬方法；從第4章開(kāi)始主要以作者近十年來(lái)的研究成果為基礎(chǔ)，以專(zhuān)題的形式對(duì)連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)行介紹，包括國(guó)內(nèi)外的*新研究進(jìn)展。

連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理與技術(shù) 目錄

目錄
第1章 概述 1
1.1 爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) 1
1.1.1 駐定爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) 1
1.1.2 脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) 3
1.1.3 連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) 5
1.2 爆轟理論 18
1.2.1 爆轟理論的形成和發(fā)展 18
1.2.2 C-J理論 19
1.2.3 ZND模型 21
第2章 實(shí)驗(yàn)技術(shù) 23
2.1 燃燒室 23
2.2 供氣系統(tǒng) 27
2.2.1 氣庫(kù) 27
2.2.2 針閥與質(zhì)量流量控制器 28
2.2.3 電磁閥 30
2.2.4 單向閥 31
2.3 排氣系統(tǒng) 31
2.4 點(diǎn)火系統(tǒng) 33
2.5 控制系統(tǒng) 35
2.6 測(cè)量系統(tǒng) 36
2.6.1 壓強(qiáng)傳感器 36
2.6.2 數(shù)據(jù)采集記錄 38
2.7 實(shí)驗(yàn)方法 40
2.7.1 實(shí)驗(yàn)基本流程 40
2.7.2 實(shí)驗(yàn)時(shí)序設(shè)計(jì) 41
第3章 數(shù)值模擬方法 42
3.1 化學(xué)反應(yīng)模型 43
3.1.1 一步化學(xué)反應(yīng)模型 44
3.1.2 兩步化學(xué)反應(yīng)模型 45
3.1.3 基元化學(xué)反應(yīng)模型 47
3.2 控制方程 54
3.3 數(shù)值方法 57
3.3.1 Steger-Warming矢通量分裂 58
3.3.2 MPWENO格式 63
3.3.3 Runge-Kutta法 66
3.3.4 MPI并行計(jì)算 67
3.4 邊界條件 68
第4章 進(jìn)氣與點(diǎn)火起爆 73
4.1 噴注與摻混 73
4.1.1 燃料噴注與摻混 74
4.1.2 非均布進(jìn)氣方式的數(shù)值模擬 76
4.1.3 陣列式小孔進(jìn)氣方式 78
4.2 點(diǎn)火與起爆 82
4.2.1 預(yù)爆轟管起爆 82
4.2.2 電火花塞起爆 84
4.2.3 其他起爆方式 84
第5章 流場(chǎng)結(jié)構(gòu) 85
5.1 二維連續(xù)爆轟流場(chǎng) 85
5.1.1 計(jì)算方法 86
5.1.2 連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng) 88
5.1.3 入流總壓及管長(zhǎng)對(duì)連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能的影響 94
5.2 三維連續(xù)爆轟流場(chǎng) 95
5.2.1 控制方程 95
5.2.2 網(wǎng)格收斂性 96
5.2.3 流場(chǎng)結(jié)構(gòu) 98
5.2.4 曲率效應(yīng) 103
5.3 入流極限 104
5.3.1 數(shù)學(xué)模型與邊界條件 104
5.3.2 物理模型 105
5.3.3 分析 105
第6章 粒子跟蹤法與熱力學(xué)分析 112
6.1 熱力學(xué)循環(huán) 113
6.1.1 Humphrey循環(huán) 113
6.1.2 F-J循環(huán) 116
6.1.3 ZND循環(huán) 118
6.1.4 Brayton循環(huán) 119
6.1.5 幾種理想循環(huán)模型對(duì)比 121
6.2 粒子跟蹤法在連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值模擬中的應(yīng)用 122
6.2.1 反應(yīng)模型和網(wǎng)格驗(yàn)證 122
6.2.2 粒子軌跡跟蹤 124
6.2.3 熱力學(xué)過(guò)程分析和比較 135
6.3 二維和三維流場(chǎng)中的粒子軌跡及結(jié)果分析 138
6.3.1 物理模型和數(shù)值方法 138
6.3.2 二維流場(chǎng)中的粒子軌跡 140
6.3.3 三維流場(chǎng)中的粒子軌跡 142
6.3.4 三維和二維結(jié)果對(duì)比分析 147
第7章 多波面現(xiàn)象 151
7.1 波面數(shù)量與穩(wěn)定性 151
7.1.1 進(jìn)氣與點(diǎn)火方式 151
7.1.2 燃燒室條件對(duì)波面?zhèn)數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響 152
7.1.3 點(diǎn)火至穩(wěn)定燃燒過(guò)程的分析 156
7.2 多種進(jìn)氣方式 160
7.2.1 全面進(jìn)氣（全范圍進(jìn)氣） 162
7.2.2 居中細(xì)縫進(jìn)氣 163
7.2.3 兩側(cè)細(xì)縫進(jìn)氣 166
7.2.4 放射間隔進(jìn)氣 169
7.2.5 傾斜帶狀進(jìn)氣 171
7.2.6 討論 172
7.3 多波面自發(fā)形成過(guò)程 174
7.3.1 典型算例 175
7.3.2 與傳統(tǒng)數(shù)值模擬結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較 180
7.3.3 多波面現(xiàn)象的分析 184
第8章 空心圓筒燃燒室 186
8.1 新模型的提出 186
8.2 網(wǎng)格 189
8.3 流場(chǎng) 192
8.3.1 爆轟波穩(wěn)定過(guò)程 193
8.3.2 波面與可燃?xì)?196
8.3.3 兩種模型對(duì)比 199
8.3.4 性能 205
8.4 空心圓筒燃燒室中的粒子軌跡 207
8.4.1 布點(diǎn) 208
8.4.2 結(jié)果分析 209
第9章 噴管與尾流 211
9.1 四種噴管構(gòu)型 211
9.2 流場(chǎng)結(jié)構(gòu) 213
9.3 推力性能分析 215
9.4 尾流場(chǎng)的影響 220
參考文獻(xiàn) 222
彩圖 237
展開(kāi)全部

連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理與技術(shù) 節(jié)選

第1章 概述 20世紀(jì)40年代，我國(guó)著名科學(xué)家錢(qián)學(xué)森先生就提出了高超聲速（馬赫數(shù)大于5）的概念。隨著空天探索范圍的不斷拓展、空間安全認(rèn)識(shí)的逐步加深以及空間攻防競(jìng)爭(zhēng)的日益激烈，高超聲速飛行器因其速度快、突防能力強(qiáng)等特點(diǎn)，已成為當(dāng)今國(guó)際上航空航天強(qiáng)國(guó)競(jìng)相關(guān)注的發(fā)展方向，有著巨大的軍事價(jià)值和潛在的經(jīng)濟(jì)價(jià)值。發(fā)動(dòng)機(jī)是飛行器的“心臟”，因此高超聲速推進(jìn)技術(shù)是高超聲速飛行器發(fā)展的核心。 1.1 爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) 基于傳統(tǒng)化石燃料的推進(jìn)系統(tǒng)中，燃燒是十分重要的過(guò)程。它通過(guò)化學(xué)反應(yīng)將燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)變?yōu)楣べ|(zhì)的熱能，再通過(guò)膨脹轉(zhuǎn)變?yōu)楣べ|(zhì)的動(dòng)能，進(jìn)而產(chǎn)生推力。燃燒有兩種形式：爆燃（deflagration）和爆轟（detonation）。已有的航空航天動(dòng)力推進(jìn)裝置幾乎均基于爆燃燃燒模式，如活塞、渦噴/渦扇和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。經(jīng)過(guò)百年的發(fā)展，這些發(fā)動(dòng)機(jī)已發(fā)展到一個(gè)相當(dāng)成熟的階段，要大幅地提高其推進(jìn)效率和性能已經(jīng)變得十分困難。若要實(shí)現(xiàn)航空航天推進(jìn)技術(shù)的突破，需要尋求新的燃燒和熱力循環(huán)模式，探索具有更高性能的新型推進(jìn)技術(shù)，以滿足高超聲速飛行器對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的要求。 1.1.1 駐定爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) 駐定爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（standing detonation engine，SDE）中，爆轟波被正駐定或斜駐定在燃燒室壁面上。燃料在進(jìn)氣道前部噴注并與超聲速氣流摻混，通過(guò)激波進(jìn)行預(yù)壓縮和加熱，隨后可燃?xì)庠谌紵覂?nèi)以爆轟的方式充分燃燒后膨脹排出。1946年，Roy[1]*早提出了利用駐定正爆轟波實(shí)現(xiàn)超聲速燃燒推進(jìn)的概念，通過(guò)熱力學(xué)循環(huán)分析證實(shí)了駐定正爆轟波的可行性。但它對(duì)來(lái)流條件的限制非常高，入流需要達(dá)到接近馬赫數(shù)5的爆轟C-J（Chapman Jouguet）速度，而爆轟波后的燃燒產(chǎn)物卻為亞聲速。然而，亞聲速的波后產(chǎn)物由于溫度極高而組分開(kāi)始解離，帶來(lái)巨大的能量損失。這使得駐定正爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在性能方面沒(méi)有明顯優(yōu)勢(shì)，相關(guān)研究并不多見(jiàn)。 Dunlap等[2]于1958年提出利用駐定斜爆轟波實(shí)現(xiàn)超聲速燃燒推進(jìn)的概念。斜爆轟波后雖然沿爆轟波面法線方向爆轟產(chǎn)物速度為聲速或亞聲速，但整體上爆轟產(chǎn)物為超聲速，這樣既避免了產(chǎn)物解離帶來(lái)的巨大能量損失，又可發(fā)揮爆轟熱效率高的優(yōu)勢(shì)。隨后關(guān)于斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研究被廣泛開(kāi)展，Nicholls等[3]對(duì)超聲速射流誘導(dǎo)駐定激波起爆來(lái)流的現(xiàn)象進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。實(shí)驗(yàn)中為防止燃料提前燃燒，采用了將燃料直接噴入超聲速氧化劑來(lái)流內(nèi)部的方法。Pratt等[4]應(yīng)用簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型對(duì)駐定斜爆轟特性進(jìn)行了理論分析，得到了斜爆轟波的穩(wěn)定條件，以及入流馬赫數(shù)變化和楔形體尖角變化對(duì)駐定斜爆轟波轉(zhuǎn)角和火焰穩(wěn)定性的影響。Lehr[5]對(duì)氫氣/空氣混合氣中高速飛行彈丸誘導(dǎo)斜激波點(diǎn)燃?xì)怏w現(xiàn)象進(jìn)行了分析。實(shí)驗(yàn)中觀測(cè)到了低頻、高頻不穩(wěn)定現(xiàn)象及爆轟波的過(guò)驅(qū)和欠驅(qū)現(xiàn)象。Shepherd[6]于1994年綜述了駐定斜爆轟推進(jìn)技術(shù)的研究進(jìn)展，分析了當(dāng)時(shí)研究的成果與遇到的主要問(wèn)題。Choi等[7]通過(guò)數(shù)值模擬分析了超聲速入流時(shí)爆轟胞格與靜止氣體中爆轟胞格的差異。董剛等[8]對(duì)圓錐體誘導(dǎo)的氫氣/空氣預(yù)混氣燃燒和爆轟的不穩(wěn)定性進(jìn)行了分析。Trotsyuk等[9]對(duì)不同入流馬赫數(shù)下超聲速流中雙楔面反射的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分析。Starik等[10]通過(guò)等離子點(diǎn)火器對(duì)超聲速入流中駐定斜爆轟起爆過(guò)程進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。 雖然駐定斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在原理上可以實(shí)現(xiàn)，并且可以避免超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的一些困難，但它在現(xiàn)實(shí)應(yīng)用中遇到許多技術(shù)難題，例如，斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)來(lái)流條件的限制非常苛刻，只能在一定的飛行馬赫數(shù)（5～7）下運(yùn)行；爆轟波難以長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定在燃燒室內(nèi)，容易造成發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。因此雖然國(guó)際上曾興起過(guò)駐定爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究熱潮，但迄今還沒(méi)有能長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定運(yùn)行的實(shí)驗(yàn)案例，更沒(méi)有可靠性高的發(fā)動(dòng)機(jī)樣機(jī)，其研究大多局限在機(jī)理方面。 1.1.2 脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) 脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（pulse detonation engine，PDE）是過(guò)去30年來(lái)爆轟推進(jìn)研究的熱點(diǎn)之一。脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程分為可燃物填充、爆轟波起爆和傳播、膨脹排氣與掃氣四個(gè)階段，如圖1.1所示？扇嘉锾畛溥^(guò)程中，進(jìn)氣閥開(kāi)啟，燃料與氧化劑充入并混合，同時(shí)將燃燒室內(nèi)原有的產(chǎn)物向尾噴口排出。當(dāng)可燃物填充完畢時(shí)，關(guān)閉進(jìn)氣閥門(mén)，并在燃燒室前端固壁面附近用火花塞高能點(diǎn)火從而形成爆轟波。爆轟波在進(jìn)氣壁端起爆并向尾部高速傳播燃燒可燃?xì)。隨后高溫高壓爆轟產(chǎn)物噴出燃燒室，外界稀疏波進(jìn)入燃燒室使壓強(qiáng)下降。當(dāng)推力墻端壓強(qiáng)降到接近外界環(huán)境壓強(qiáng)時(shí)，進(jìn)氣閥開(kāi)啟，噴入隋性氣體用于掃氣，之后開(kāi)始下一循環(huán)的充氣過(guò)程。脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)主要通過(guò)爆轟波燃燒后的高壓產(chǎn)物與環(huán)境氣壓的壓差在推力墻端作用產(chǎn)生推力，此外，超聲速排出的工質(zhì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的反作用力也產(chǎn)生推力。 圖1.1 脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)過(guò)程示意圖 1940年，Hoffman[11]*早提出利用間歇式爆轟實(shí)現(xiàn)推力的概念。隨后，Helman等[12]在美國(guó)海軍的支持下，開(kāi)展了廣泛的吸氣式脈沖爆轟實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)成功實(shí)現(xiàn)了多次脈沖爆轟循環(huán)，并*次使用預(yù)爆轟管點(diǎn)火實(shí)現(xiàn)了乙烯/空氣的爆轟起爆實(shí)驗(yàn)。他們獲得的*大循環(huán)頻率為25Hz。此后，脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)得到各國(guó)研究機(jī)構(gòu)的廣泛關(guān)注。相關(guān)研究從對(duì)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)原理研究和實(shí)驗(yàn)嘗試階段過(guò)渡到研制具有實(shí)際推進(jìn)能力的原理樣機(jī)階段。1996年，Bussing等[13]對(duì)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的基本理論、設(shè)計(jì)模型和當(dāng)時(shí)的研究現(xiàn)狀做了全面綜述。美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的LEAP（low emission alternative power）計(jì)劃、美國(guó)海軍研究總署（Office of Naval Research，ONR）、通用電氣（General Electric，GE）公司、美國(guó)普惠（Pratt＆ Whitney）公司、英國(guó)的Rolls＆ Royce公司、俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院（Center Institute of Aviation Motors，CIAM）、“土星”科研生產(chǎn)聯(lián)合體等機(jī)構(gòu)和企業(yè)都不同程度地進(jìn)行了脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作。2004年，Roy等[14]詳細(xì)綜述了爆轟的基礎(chǔ)研究及脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展和發(fā)展前景。綜合當(dāng)時(shí)的研究成果，他們認(rèn)為利用爆轟波脈沖式循環(huán)產(chǎn)生推力的方法在理論上是不存在基礎(chǔ)性障礙的，脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在低緯度亞聲速飛行條件下較傳統(tǒng)爆燃燃燒方式的發(fā)動(dòng)機(jī)具有更高的熱效率。2009年，Kailasanath[15]進(jìn)一步綜述了五年來(lái)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在爆轟起爆、噴管設(shè)計(jì)及基于整個(gè)系統(tǒng)層級(jí)上推進(jìn)性能分析的*新研究，介紹了基于常用航空燃料的脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)研究，著重強(qiáng)調(diào)了中國(guó)、日本、法國(guó)等在爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)研究中的快速發(fā)展。 我國(guó)包括西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所、中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)、南京理工大學(xué)、北京大學(xué)等多家科研單位開(kāi)展了如爆轟機(jī)理、數(shù)值模擬、實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)等多個(gè)方向的研究課題，對(duì)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了深入的探討，取得了可觀成果。以嚴(yán)傳俊、范瑋、鄭龍席等為代表的西北工業(yè)大學(xué)是我國(guó)*早進(jìn)行脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)研究的單位之一，其進(jìn)行了長(zhǎng)期的理論、實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究[16-19]，研究?jī)?nèi)容幾乎涵蓋脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)理、結(jié)構(gòu)、設(shè)計(jì)、性能等各個(gè)方面，掌握了脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)。南京航空航天大學(xué)的王家驊、韓啟祥、范育新課題組對(duì)氣動(dòng)閥的性能、兩相流的脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的激波反射起爆等進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究，其結(jié)果可優(yōu)化設(shè)計(jì)煤油/空氣脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)樣機(jī)[20，21]。中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所對(duì)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)熱射流起爆機(jī)理、爆轟基礎(chǔ)物理機(jī)理和脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)性能等問(wèn)題進(jìn)行了數(shù)值模擬研究[22，23]。中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)數(shù)值模擬了脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管流動(dòng)，研究了噴管形狀及充氣狀況對(duì)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能的影響，并對(duì)爆轟與激波的關(guān)系進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究[24，25]。徐勝利等對(duì)爆轟在復(fù)雜管道中的傳播情況進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)與數(shù)值研究[26，27]。北京大學(xué)的王健平等對(duì)火花塞點(diǎn)火的激波轉(zhuǎn)爆轟快速起爆過(guò)程和噴管對(duì)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能影響等方面開(kāi)展了數(shù)值模擬研究[28，29]。2009年和2011年于北京大學(xué)分別召開(kāi)的**屆和第二屆爆轟與爆震發(fā)動(dòng)機(jī)研討會(huì)上，各單位對(duì)近年來(lái)在脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)研究中取得的進(jìn)展和遇到的問(wèn)題進(jìn)行了深入研討。 目前脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的基本原理已經(jīng)得到充分研究，實(shí)驗(yàn)技術(shù)也很成熟，實(shí)現(xiàn)了幾十甚至上百赫茲的高頻率工作，研究向進(jìn)一步提升有效推力的方向開(kāi)展。脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)可以在一個(gè)很寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作，非常適合飛行器的需求。我國(guó)西北工業(yè)大學(xué)成功研制了6管組合的脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)，單管測(cè)得的*高比沖可達(dá)到160s[30]。2008年1月，美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（Air Force Research Laboratories，AFRL）對(duì)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)做了**次飛行測(cè)試，飛行的起飛和降落使用的是傳統(tǒng)的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，飛行過(guò)程中有10s時(shí)間使用了脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)[31]。 雖然現(xiàn)在實(shí)驗(yàn)上可實(shí)現(xiàn)脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的高頻率工作，但由于脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的整個(gè)運(yùn)行過(guò)程是間歇性、周期性的多次起爆循環(huán)，每次起爆需要消耗較高的能量，現(xiàn)有技術(shù)很難實(shí)現(xiàn)這種高能量、高頻率的起爆。另外，脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)目前的研究遭遇推力不足的難題。其問(wèn)題根源在于發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程本身，即做功時(shí)間占整個(gè)循環(huán)過(guò)程的時(shí)間的比例太低，加之高速噴出的爆轟產(chǎn)物難以通過(guò)噴管膨脹做功。Kawai等[32]通過(guò)計(jì)算分析得出掃氣與充氣的時(shí)間約占爆轟循環(huán)時(shí)間的41.3％。雖然Brophy等[33]提到實(shí)驗(yàn)中可實(shí)現(xiàn)近百赫茲的爆轟循環(huán)，但若要求提供有效推力，這樣的循環(huán)頻率仍難以滿足實(shí)際飛行的需要。 1.1.3 連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī) *近幾年，關(guān)注度*高的爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)為連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（continuous detonation engine，CDE），又稱(chēng)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（rotating detonation engine，RDE），或連續(xù)爆轟波發(fā)動(dòng)機(jī)（continuous detonation wave engine，CDWE）。與現(xiàn)有的航空航天動(dòng)力裝置及其他爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)相比，連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)其有明顯的優(yōu)勢(shì)，有望帶來(lái)航空航天推進(jìn)技術(shù)的跨越式發(fā)展。 目前常見(jiàn)的連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室設(shè)計(jì)為同軸圓環(huán)腔結(jié)構(gòu)，如圖1.2所示。在進(jìn)氣壁，燃料和氧化劑通過(guò)細(xì)縫或圓孔噴入。實(shí)驗(yàn)中，多采用預(yù)爆轟管起爆爆轟波，一個(gè)或多個(gè)爆轟波在燃燒室頭部沿圓周方向旋轉(zhuǎn)傳播，燃燒后的高溫、高壓產(chǎn)物經(jīng)膨脹幾乎沿圓軸方向迅速噴出，產(chǎn)生推力。在爆轟波斜后方伴隨有斜激波和接觸間斷。在爆轟波傳播過(guò)程中，可燃混合物從頭部連續(xù)不斷地充入燃燒室。未燃推進(jìn)劑在爆轟波面前形成動(dòng)態(tài)三角形區(qū)域，供爆轟波旋轉(zhuǎn)燃燒。 圖1.2 連續(xù)爆轟燃燒室結(jié)構(gòu)及流場(chǎng)分布 相比于之前的爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)，連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。*先，它只需要初始起爆一次，爆轟波便可持續(xù)地旋轉(zhuǎn)傳播下去。其次，由于爆轟波的自維持和自壓縮性，可燃物可由爆轟波增壓到一定壓強(qiáng)，可以在較低的增壓比下產(chǎn)生更大的有效功。另外，爆轟波傳播方向與進(jìn)氣、排氣方向獨(dú)立，爆轟波被封閉在燃燒室內(nèi)不噴出，主要用來(lái)燃燒產(chǎn)生高效工質(zhì)，避免了爆轟波噴出管外而造成的巨大能量損失。連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在寬范圍入流速度（100～2000m/s）下均可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定工作，入射混合物的平均流量大幅可調(diào)。 1960年，Voitsekhovskii等*早提出駐定旋轉(zhuǎn)爆轟的概念[34，35]，實(shí)驗(yàn)中成功獲得了圓盤(pán)形燃燒室內(nèi)乙炔/氧氣的短暫的連續(xù)旋轉(zhuǎn)傳播，其實(shí)驗(yàn)裝置如圖1.3（a）所示。預(yù)混氣沿圓盤(pán)內(nèi)半徑噴入，燃燒產(chǎn)物從圓盤(pán)外徑排出，爆轟波在燃燒室內(nèi)旋轉(zhuǎn)傳播。采用速度補(bǔ)償技術(shù)觀測(cè)到燃燒室內(nèi)有6個(gè)波面的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)， 圖1.3 Voitsekovskii等的實(shí)驗(yàn)裝置[34，35]

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