連續旋轉爆轟發動機的研究進展

王健平, 周 蕊, 武 丹

(1.北京大學工學院力學與工程科學系 湍流與復雜系統國家重點實驗室, 北京 100871; 2. 北京應用物理與計算數學研究所, 北京 100094)

連續旋轉爆轟發動機的研究進展

王健平1,*, 周 蕊1,2, 武 丹1

(1.北京大學工學院力學與工程科學系 湍流與復雜系統國家重點實驗室, 北京 100871; 2. 北京應用物理與計算數學研究所, 北京 100094)

連續旋轉爆轟發動機(CRDE)是一種基于爆轟燃燒方式的新概念發動機，具有一次起爆、燃燒速度快、熱效率高、結構緊湊等優點，有望帶來航空航天推進技術的跨越式發展，近年來受到世界各主要國家的高度關注。本文從基本概念、應用前景、實驗研究和數值模擬等角度，對連續旋轉爆轟發動機的研究進展進行了全面綜述。通過總結有代表性的研究成果，給出尚待解決的問題，為其進一步工程化應用研究提供參考。

連續旋轉爆轟發動機；CRDE；綜述；推進技術；航空航天

0 引 言

燃燒一般定義為：產生熱或同時產生光和熱的快速氧化反應；也包括只伴隨少量熱沒有光的慢速氧化反應。燃燒在推進系統中起著重要作用，它通過化學反應將燃料的化學能轉變為工質的熱能，再轉變為動能，進而產生推力。

燃燒一般分為2種模式，即爆燃 (Deflagration) 燃燒和爆轟(Detonation) 燃燒，分別簡稱爆燃和爆轟(也稱為爆震)。根據熱力學性質，在壓強(p)-比容(v)圖中，充分預混好的可燃氣體，在狀態變化時可分別得到2條斜率不同的Rayleigh線和1條經過放熱反應后的Hugoniot線，如圖1所示。預混好的可燃氣的初始狀態為A，經燃燒放熱后可過渡到2種狀態，即經爆燃過渡到下C-J點，或經爆轟過渡到上C-J點。對于爆燃來說，燃燒波傳播速度為米每秒量級，燃燒過程中，壓強略降，體積大幅膨脹，通常被近似為等壓燃燒。而爆轟傳播速度可達到千米每秒量級，燃燒波與激波緊密耦合在一起，燃燒過程中壓強和溫度驟增，體積略有減小，通常被近似為等容燃燒。爆轟燃燒放熱快，產生的熵增較小，其熱效率要明顯高于爆燃燃燒。

圖1 p-v平面上的Hugoniot線Fig.1 Hugoniot line in p-v diagram

傳統的航空航天發動機多基于爆燃燃燒，例如活塞、渦噴及沖壓發動機。經過近百年的發展，要大幅度地提高基于爆燃的發動機推進性能已經變得十分困難。由于爆轟燃燒特有的優勢，從20世紀40年代起，越來越多的學者開始關注利用爆轟實現航空航天推進。被廣泛研究的爆轟發動機主要有3種，分別為駐定爆轟發動機、脈沖爆轟發動機和連續旋轉爆轟發動機。

在駐定爆轟發動機(Standing Detonation Engine, SDE)中，爆轟波與來流方向垂直或有一定傾角并被駐定在燃燒室內。燃料在進氣道前部噴注并與超聲速氣流摻混，通過激波進行預壓縮和加熱，隨后可燃氣在燃燒室內以爆轟的方式充分燃燒后膨脹排出[1]。雖然SDE在原理上似乎可以實現，并且可以避免超燃沖壓發動機遇到的一些困難, 但它在現實應用中遇到許多技術難題。例如SDE對來流條件的限制非常苛刻，只能在一定的飛行馬赫數(Ma5～7)下運行；爆轟波難以長時間穩定在燃燒室內，容易造成發動機熄火。因此雖然國際上曾經興起過SDE的研究熱潮，但迄今為止還沒有能長時間穩定運行的實驗案例，更沒有可靠性高的發動機樣機，其研究大多局限在機理方面。

脈沖爆轟發動機(Pulse Detonation Engine, PDE)，也稱脈沖爆震發動機，是過去30年來爆轟推進研究的熱點之一。它的工作過程分為可燃物填充、爆轟波起爆和傳播、膨脹排氣與掃氣4個階段。PDE主要通過爆轟波燃燒后的高壓產物與環境氣壓的壓差在推力墻端作用產生推力。此外超聲速排出的工質對發動機的反作用力也產生推力。目前脈沖爆轟發動機的基本原理已經得到充分研究，實驗技術也很成熟，實現了幾十甚至上百赫茲的高頻率工作，研究向進一步提升有效推力的方向開展[2-6]。由于PDE的整個運行過程是間歇性、周期性的多次起爆循環，每次起爆需消耗較高能量。另外，脈沖爆轟發動機目前的研究遭遇推力不足的難題。其問題根源在于發動機工作過程本身，即做功時間占整個過程時間的比例太低。PDE運行過程中較長的時間用于不產生推力的充氣和掃氣階段(45%的時間)，使得PDE的總體性能并不高，產生的推力難以滿足實際飛行的需要。

最近幾年，關注度最高的爆轟發動機為連續旋轉爆轟發動機(Continuously Rotating Detonation Engine, CRDE)，又稱旋轉爆轟發動機(Rotating Detonation Engine, RDE)或連續爆轟發動機(Continuous Detonation Engine, CDE)。與現有的航空航天動力裝置及其他爆轟發動機相比，CRDE有明顯優勢，有望帶來航空航天推進技術的革新。本文主要介紹連續旋轉爆轟發動機的研究進展，總結其發展趨勢。首先介紹CRDE的基本概念及應用前景，接下來分別從實驗、數值模擬等角度全面總結國內外在CRDE研究上所取得的突出成果，并指出CRDE研究中尚待解決的科學問題。

1 CRDE基本概念及應用前景

1.1 基本概念

連續旋轉爆轟發動機的燃燒室通常為同軸圓環腔結構，如圖2所示。在進氣壁，燃料和氧化劑通過細縫或圓孔噴入。實驗中，多采用預爆轟管起爆爆轟波；一個或多個爆轟波在燃燒室頭部沿圓周方向旋轉傳播；燃燒后的高溫高壓產物經膨脹幾乎沿圓軸方向迅速噴出，產生推力。此外，在爆轟波斜后方伴隨有斜激波和接觸間斷。在爆轟波傳播過程中，可燃混合物從頭部連續不斷地充入燃燒室，在爆轟波面前形成三角形的未燃推進劑供爆轟波燃燒。

相比于之前的爆轟發動機，連續旋轉爆轟發動機的優勢主要體現在以下幾個方面：首先，它只需要初始起爆一次，爆轟波便可持續地旋轉傳播下去。其次，由于爆轟波的自維持和自壓縮性，可燃混合物可由爆轟波增壓到一定壓強，可以在較低的增壓比下產生更大的有效功。此外，爆轟波傳播方向與進氣、排氣方向獨立，爆轟波被封閉在燃燒室內不噴出，主要用來進行可燃混合物燃燒產生高效工質，避免了爆轟波噴出管外而造成的巨大能量損失。CRDE在亞聲速至超聲速入流速度下都可以實現穩定工作，入射燃料的平均流量大幅可調。

1 爆轟波; 2 燃燒產物; 3 新鮮預混氣體混合物; 4 接觸間斷; 5 斜激波; 6 爆轟波傳播方向

圖2 CRDE燃燒室結構及流場分布

Fig.2 CRDE propagation schematic structure

1.2 應用前景

根據CRDE的自身特點和軍事需求，可預見的產品有連續旋轉爆轟火箭發動機、連續旋轉爆轟沖壓發動機和連續旋轉爆轟渦輪噴氣發動機，如圖3所示。這些發動機可使用于各類火箭和導彈、臨近空間飛行器、軍用飛機、無人機等領域。

(a) 連續旋轉爆轟火箭發動機

(b) 連續旋轉爆轟沖壓發動機

(c) 連續旋轉爆轟渦輪噴氣發動機

圖3 連續旋轉爆轟發動機可預見的應用產品：連續旋轉爆轟火箭發動機，連續旋轉爆轟沖壓發動機和連續旋轉爆轟渦輪噴氣發動機

Fig.3 Predictable application of CRDE： rotating detonation rocket engine, rotating detonation ramjet engine and rotating detonation turbojet engine

連續旋轉爆轟火箭發動機是最簡單的一種連續旋轉爆轟發動機。CRDE最早的研究就是基于氣態燃料的火箭發動機模式，目前俄羅斯、波蘭等機構已成功實現火箭模式下液態燃料的連續旋轉爆轟。已有的火箭發動機的成熟技術可高效地移植到連續旋轉爆轟發動機上來，對于連續旋轉爆轟火箭發動機的工程化應用十分有利。

與傳統的沖壓發動機相比，由于連續旋轉爆轟對來流的寬范圍適應性，使得連續旋轉爆轟沖壓發動機的工作范圍更寬，穩定性更好。相對于沖壓發動機的體燃燒，連續旋轉爆轟發動機是面燃燒，可在很短的燃燒室內完成燃燒釋熱。此外，沿與流向垂直的圓周方向的動態傳播，增加了燃燒的穩定性。以連續旋轉爆轟取代現有沖壓發動機的燃燒模式，可能成為未來沖壓發動機的發展方向。

連續旋轉爆轟也可能應用于渦輪噴氣發動機中，可以在較低的增壓比下產生更大的有效功，因此可以減少傳統渦輪發動機中壓氣機的級數，進而減少對渦輪和壓氣機制造工藝的苛刻要求，使得發動機結構更小更簡單，推重比更高。由于爆轟的特性，也會使發動機的性能顯著提高。

2 連續旋轉爆轟發動機研究進展

2.1 實驗研究

1960年，前蘇聯Voitsekhovskii[7-8]最早提出駐定旋轉爆轟的概念，實驗中成功獲得了圓盤形燃燒室內乙炔/氧氣的短暫的連續旋轉傳播，其實驗裝置如圖4 (a) 所示。預混氣沿圓盤內半徑噴入，燃燒產物從圓盤外徑排出，爆轟波在燃燒室內旋轉傳播。采用速度補償技術觀測到燃燒室內有6個波頭的流場結構，如圖4 (b) 所示。他們的實驗是CRDE研究的開端，為CRDE日后的發展奠定了基礎。

圖4 前蘇聯Voitsekhovskii實驗裝置和觀測結果[8]

Fig.4 Schematic diagram of the detonation chamber and compensation picture of rotating detonation with six heads by Voitsekhovskii in former Soviet Union[8]

此后，美國密歇根大學Adamson和Nicholls等[9-10]首次從理論和實驗的角度分析將旋轉爆轟波應用于火箭推進系統的可行性，指出雖然旋轉爆轟還有許多技術難題需要攻克，但這種新概念發動機是有望應用于火箭推進的。Nicholls等[10]采用的噴注方式與液體火箭發動機類似，采用氫、甲烷、乙炔等多種燃料，氧氣作為氧化劑。實驗成功起爆，但爆轟波旋轉一周后熄滅，不能實現長時間穩定傳播。他們指出，實驗中噴注方式、提前燃燒、流量控制等因素對連續旋轉爆轟能否形成起到決定性作用。

連續旋轉爆轟發動機的早期實驗研究主要針對其可行性以及爆轟波起爆等基本問題開展，多采用速度補償技術粗略地捕捉連續旋轉爆轟流場的波結構。由于當時未能實現長時間穩定傳播的連續旋轉爆轟，加上測量手段和數值計算能力的局限性，對連續旋轉爆轟的穩定性機理并沒有深入了解，此后20多年的時間里，連續旋轉爆轟發動機的研究未得到充分關注，未見更多的研究工作。

直到近些年，俄羅斯科學院西伯利亞分院流體力學研究所Bykovskii等[11-14]對連續旋轉爆轟開展了大量的實驗研究。他們先后對多種氣體、液體燃料在多種燃燒室結構內、不同噴注方式下實現了旋轉爆轟波的連續多圈傳播。不同燃燒室結構及噴注方式如圖5所示[11]。他們所用的燃料包括乙炔、氫氣、丙烷、甲烷、煤油、汽油、苯、酒精、丙酮和柴油等。氧化劑有氣態和液態氧以及氧氣和空氣混合物。此外，他們基于速度補償技術觀測到不同燃料下的流場波結構，如圖6所示[11]，得到了比較規則和穩定的連續旋轉爆轟流場。

圖5 俄羅斯Bykovskii等[11]實驗的燃燒室結構及噴注方式示意圖，O代表氧化劑，F代表燃料

Fig.5 Basic geometric configurations for continuously rotating detonation studies by Bykovskii et al[11]in Russia, “O” indicates locations of oxidizer injection and “F” location of fuel injections

在之后的研究中，他們還提出了燃燒室關鍵參數的設計準則[11]，這些參數對能否形成長時間穩定傳播的旋轉爆轟起到決定性作用。例如，爆轟波前預混氣要達到一定的臨界高度h*=(12±5)a，其中a是當前工況下的爆轟波胞格尺寸。燃燒室最小長度為Lmin=2h*，若長度過短，旋轉爆轟波的穩定性下降。燃燒室厚度不能小于一個胞格尺寸，當使用液態燃料時，燃燒室厚度不能低于最小液滴直徑。在對發動機性能的測量研究中，使用煤油/氧氣時，在沒有安裝尾噴管的情況下，連續旋轉爆轟發動機比沖可達到190～200s。

圖6 俄羅斯Bykovskii等[11]實驗得到不同燃料下流場波結構

Fig.6 Continuous rotating detonation wave structure in a cylindrical chamber obtained for different mixtures in the experimental research by Bykovskii et al[11]in Russia

隨著國際交流和合作的增多，越來越多的學者開始對連續旋轉爆轟發動機開展實驗研究。波蘭華沙工業大學的Wolanski教授帶領的課題組對連續旋轉爆轟發動機開展了廣泛的實驗研究[15]。他們在不同燃燒室尺寸(直徑從50mm到200mm)、不同燃料(乙炔、氫氣、甲烷、乙烷、丙烷、煤油)、不同氧化劑(空氣、富氧空氣、氧氣)、不同入流總壓和不同背壓條件下開展實驗研究，得到了長時間穩定傳播的連續旋轉爆轟，實驗裝置及測得的壓強信號如圖7和8所示[15]。

圖7 波蘭Wolanski教授課題組CRDE實驗裝置圖[15]

Fig.7 Experimental devices of CRDE in Prof. Wolanski’s lab in Poland[15]

通過對實驗結果的總結，結合理論分析，他們給出燃燒室內爆轟波波頭數目的計算公式[16-17]。隨后，他們設計了小的火箭式發動機模型進行實驗，并逐步對燃燒室進行優化設計，成功實現長時間穩定傳播的連續旋轉爆轟。在實驗的推力性能測量中，他們在內直徑140mm，外直徑150mm 的火箭式甲烷/氧連續爆轟發動機燃燒室內獲得了平均250～300 N 的推力，換算為單位面積推力達1.1～1.3×105N/m2，這一可觀推力進一步證明了連續爆轟發動機在推力方面具有很大的潛力[16]。最近，他們在開展連續旋轉爆轟應用于渦輪軸發動機的研究工作[18]。他們將傳統的GTD-350渦輪軸發動機的燃燒室替換為連續旋轉爆轟燃燒室進行實驗。在這個構型下，他們已初步測得穩定的壓強信號，初步驗證了連續旋轉爆轟應用于渦輪軸發動機的可行性。目前他們正在開展不同工況、不同燃料下的實驗研究。

圖8 波蘭Wolanski教授課題組實驗測得壓強信號[15]

Fig.8 Experimental pressure signals of CRDE in Prof. Wolanski’s lab in Poland[15]

我國北京大學王健平課題組在國內最早開展連續旋轉爆轟發動機的實驗研究。他們自行設計了六代燃燒室，并進行了測試[19]，自行研制了五代單片機控制系統，可以通過編程實現進氣、點火和數據采集的控制。加裝了單向閥和手動氣閥，自行設計了預爆轟管起爆裝置，實驗裝置如圖9所示。

圖9 北京大學王健平課題組連續旋轉爆轟實驗裝置圖

Fig.9 Experimental devices of CRDE in Wang’s lab at Peking University in China

2009年11月，他們在國內首次成功實現了氫/氧連續旋轉爆轟，測得爆轟波傳播速度為2041m/s[19]。隨后對連續旋轉爆轟發動機開展廣泛的基礎研究，進展迅速，取得了豐富的成果[20-23]。他們實現了氫/氧和氫/空氣連續旋轉爆轟運轉2s的長時間穩定傳播，爆轟波每秒旋轉1萬2千周，壓強信號如圖10所示。考慮到壓力傳感器的壽命問題，實驗中一般只對連續旋轉爆轟進行最長2s的壓強信號采集。研究發現，氫氣和氧氣入流總壓分別為0.7MPa和0.8MPa時，爆轟波傳播速度在1311m/s至2123m/s之間變化。研究中還發現在入流總壓一定的情況下，入流流量與爆轟波強度相互耦合，同步周期性波動。此外，通過高速攝影拍攝到連續旋轉爆轟多圈旋轉傳播的過程，捕捉到連續旋轉爆轟流場中一個及多個爆轟波傳播的現象，如圖11所示[21]。由于非接觸觀測可避免壓力傳感器受熱時間長而受損問題，連續旋轉爆轟運轉超過10s。

(a) 全局圖

(b) 局部放大圖圖10 氫/氧長時間穩定傳播的連續旋轉爆轟壓強信號Fig.10 Pressure signals of rotating detonation waves

圖11 高速數碼攝像機拍攝到的1個及2個爆轟波旋轉傳播(20 000fps)

Fig.11 Rotating detonation waves captured by high-speed camera (20 000fps)

目前，他們正在開展不同燃燒室結構、不同噴注方式、不同燃料、不同當量比以及不同噴管結構等參數變化對爆轟波穩定性的影響，通過實驗手段研究爆轟波穩定性機理，定量測得連續旋轉爆轟發動機的推進性能。

近些年，各國軍方關注到連續旋轉爆轟發動機的前景，并相繼資助這方面的研究工作，使連續旋轉爆轟發動機從概念研究階段過渡到應用研究階段。歐洲導彈集團(MBDA)法國公司與俄羅斯Lavrentiev流體力學研究所合作[24]開展CRDE的實驗研究。他們設計了全尺寸的模型發動機進行地面實驗驗證[25]。MBDA公司在2011年公布基于連續旋轉爆轟發動機的英仙座超聲速導彈系統概念，指出“新型的沖壓連續旋轉爆轟發動機大大提升了超聲速導彈的性能”[26]，并將這種新型號與原有布拉莫斯導彈進行對比。在有效載荷200kg，巡航速度3馬赫數相同的情況下，新型號可將發射質量由3噸降為800千克，彈長由8.4m降為5m。他們還公布：“基于沖壓連續旋轉爆轟發動機的英仙座超聲速導彈預計于2030年列裝。”

法國國家科學院(Centre National de la Recherche Scientifique, CNRS)燃燒和爆轟實驗室(Laboratory of Combustion and Detonation, LCD)開展了連續旋轉爆轟發動機的實驗研究[27-28]，圖12為燃燒室示意圖及實驗裝置圖。他們通過壓力傳感器測得穩定的周期性壓強信號，并通過高速攝影捕捉到燃燒室內同時有多個爆轟波旋轉傳播，如圖13所示。他們指出旋轉爆轟波對推進劑流量具有一定的自適應性，隨著推進劑噴注流量的增大，燃燒室內穩定的爆轟波波頭數目會增加。2011年，他們開展了長達5s的連續爆轟實驗，表明連續旋轉爆轟波可在長時間范圍內穩定傳播。在對發動機推力測量時發現，內徑50mm、長100mm 的煤油/氧氣發動機可獲得2750 N 的推力(如安裝噴管，推力可能更大)[29]。同時，他們對旋轉爆轟中燃燒室C/SiC復合材料耐熱性能進行了初步研究，證實現有材料可滿足連續爆轟發動機中燃燒室頭部近1000～2000 K高溫的要求。

圖12 法國CNRS實驗的燃燒室示意圖(a)及實驗裝置圖(b)[27]

Fig.12 Schematic diagram of the combustion chamber(a)and experimental devices(b) at CNRS in France[27]

美國的幾家機構也陸續開展連續旋轉爆轟發動機的實驗研究。美國空軍實驗室(Air Force Research Laboratory, AFRL)與多所大學合作開展連續旋轉爆轟發動機的實驗研究。與之前的實驗研究相比，他們在實驗裝置和觀測手段上有一定提升[30-32]。他們采用的燃燒室仍為同軸圓環腔結構，如圖14所示。他們針對多種尺寸的燃燒室進行實驗，采用氫/空氣，乙烯/空氣推進劑，研究不同當量比、不同入流速率對燃燒室內波頭數的影響。通過高速攝影拍攝到燃燒室內多波頭現象，追蹤壓強信號，計算爆轟波的傳播速度。此外，他們采用透明材料制作的燃燒室進行實驗，通過高速攝影追蹤到不同燃燒室內爆轟波旋轉傳播的全過程，并分別捕捉到燃燒室內形成穩定爆轟和不穩定爆轟時的火焰傳播過程[33]，如圖15所示。

圖13 法國CNRS實驗中高速攝影拍攝到的燃燒室內7個爆轟波頭[27]

Fig.13 Rear-view of CRDE with the high speed camera at CNRS in France[27]

圖14 美國空軍實驗室的燃燒室結構圖[30]

Fig.14 Experimental facilities of CRDE and its combustion chamber at AFRL in USA[30]

圖15 透明材料制作的燃燒室及拍攝到的穩定爆轟流場結構[33]Fig.15 Optically accessible CRDE and the flow field structure in it[33]

美國普惠公司(Pratt&Whitney, Rocketdyne)驗證了連續旋轉爆轟發動機的可行性之后，針對多種燃料、多種噴注模型、多種噴管結構以及等離子體點火技術進行實驗，均成功實現了長時間穩定傳播的連續旋轉爆轟，并不斷優化燃燒室結構[34]。他們采用壓力傳感器和高速攝影兩種測試手段，實驗裝置及測試結果如圖16所示。他們指出連續旋轉爆轟發動機研究中的挑戰是如何有效提高爆轟波釋放的能量轉化為推進功的效率。

圖16 美國普惠公司燃燒室結構及壓強信號[34]

Fig.16 Experimental facilities of CRDE and pressure signals of detonation wave at PWR[34]

此外，美國GHKN公司與Aerojet公司(負責測試和控制系統)合作開展連續旋轉爆轟發動機的實驗研究[35]，但迄今沒有獲得成功。圖17為GHKN公司裝載在推力架上的連續旋轉爆轟發動機實驗裝置。美國德克薩斯州立大學也對連續旋轉爆轟發動機中的推進劑噴注和起爆過程開展了實驗研究，他們實驗中有效控制了起爆時的爆轟波傳播方向[36]。

圖17 GHKN公司實驗裝置圖[35]Fig.17 Experimental facilities of CRDE at GHKN[36]

我國國防科技大學林志勇、劉世杰等[37-41]設計和加工了2套連續爆轟發動機模型，分別采用噴孔-噴孔對撞式和環縫-噴孔對撞式噴注方式，對連續旋轉爆轟發動機的開展了廣泛的實驗研究。圖18為他們在實驗中采集到的壓強信號，實驗成功起爆并實現了長時間穩定傳播的連續旋轉爆轟波。在采用預爆轟管起爆旋轉爆轟波時，他們發現從預爆轟管點火到形成穩定傳播的旋轉爆轟之間存在時間間隔。為提高旋轉爆轟波的穩定性，他們研究了點火時機、混合效果、點火方式等對起爆過程的影響，并對比分析了不同起爆方案的可行性和優缺點。

圖18 國防科技大學林志勇、劉世杰等實驗結果[41]

Fig.18 Experimental results of CRDE at National University of Defense Technology[41]

他們實驗觀測到了爆轟波的2種傳播模式：同向傳播和對撞傳播。并根據高頻壓力測量結果和高速攝影觀測結果，詳細分析了2種傳播模式下爆轟波波頭數、傳播方向和瞬時傳播速度等特性。同時，通過改變H2/Air混合氣的總流量和當量比，他們得到了連續旋轉爆轟波的自持工況范圍，如圖19所示。在圖中，Mode1-4工況下，連續旋轉爆轟波均能實現。此外，他們還針對連續旋轉爆轟發動機的應用做了研究。例如，驗證了通過改變局部噴注壓降實現推力矢量調節的可行性。

我國南京理工大學翁春生課題組[42-43]也成功獲得了穩定傳播的H2/Air連續旋轉爆轟波。此時，CRDE尾部火焰呈淡藍色且長度較短，如圖20所示。實驗中，爆轟波傳播速度的變化范圍為1518.5～1606.1m/s，頻率變化范圍為5.0～5.3kHz。

2.2 數值研究

由于爆轟波具有高速、高溫和高壓的特點，使得實驗手段很難得到連續旋轉爆轟流場內詳細的物理參數和波結構。在CRDE的早期研究中，由于數值格式精度和計算能力的限制，未曾開發出滿足爆轟流場計算所需的大規模數值計算程序。對連續旋轉爆轟流場的分析僅僅基于理論模型開展。Shen等[44]對CRDE的工作頻率和燃燒室流場分布進行了近似理論分析，獲得了近似流場分布，如圖21所示。

(a) 以氫氣和空氣質量流量為坐標的統計結果

(b) 以當量比和比質量為坐標的統計結果圖19 H2/Air連續旋轉爆轟波的自持工況范圍[39]

Fig.19 Self sustaining working range of H2/Air continuously roteting detonation waves[39]

圖20 H2/Air連續旋轉爆轟波的自持工況范圍[43]Fig.20 Schematic diagram of CRDE successful initiation[43]

圖21 Shen等近似理論分析得到的連續旋轉爆轟流場結構[44]Fig.21 Basic flow structure of CRDE by Shen et al[44]

連續旋轉爆轟的數值計算(針對不同的燃燒室結構、尺寸及參數)不僅可以很好地理解在復雜構型中爆轟波的傳播機制，也能為燃燒室的結構設計及燃料/氧化劑噴注參數的設計提供技術支持。近年來，隨著計算能力的提高以及程序并行化的快速發展，數值模擬可以得到比較詳細的連續旋轉爆轟流場結構，成為輔助實驗及指導實驗研究的有力手段。

俄羅斯Zhdan等[45-46]結合理論分析對連續旋轉爆轟波進行平面內的二維數值模擬研究，獲得了與實驗定性符合的連續旋轉爆轟流場結構，如圖22所示。但是他們計算獲得的旋轉爆轟波傳播速度僅為理論C-J速度的80%，該課題組在數值模擬方面的研究并不多見，而且采用的數值格式和網格尺寸也相對簡單，只得到了較粗糙的流場結構。

圖22 俄羅斯Zhdan等數值結果[45]Fig.22 Numerical results by Zhdan et al in Russia[45]

日本Hishida等[47]采用2步化學反應模型，數值模擬得到二維平面燃燒室內爆轟流場詳細結構，如圖23所示。他們獲得了旋轉爆轟波頭部的胞格結構，首次分析了三波交匯處的Kelvin-Helmholtz不穩定性，并對推進性能進行了分析，數值計算得到的比沖達到4700s。

圖23 日本Hishida等數值模擬得到二維CRDE詳細的流場結構[47]

Fig.23 Detailed 2D flow structure of CRDE in the numerical results by Hishida et al in Japan[47]

我國北京大學王健平課題組與國際同期最早開展CRDE的數值模擬研究。分別開展了二維、三維，以氫氣為燃料的一步化學反應、2步化學反應和基元化學反應，圓柱和廣義坐標系下的數值模擬研究。對連續旋轉爆轟流場結構、可燃混合物成功入射、提前燃燒、入流上下極限、噴管效應、粘性效應、比沖、流量、推力、進氣方式、爆轟波的產生和熄滅、多波頭現象形成與演化、燃燒室頭部激波反射等進行了廣泛、深入、細致的研究。

他們[48-50]最早對CRDE的可行性及物理機理進行了二維和三維數值模擬研究，獲得了爆轟波連續多圈旋轉傳播過程，圖24(a)為流場的壓強分布圖。他們對燃燒室頂部可爆混合物的成功入射及旋轉爆轟波保持機理進行了分析，發現了可燃預混氣體入流速度從100m/s至2000m/s噴注均可實現爆轟波的連續旋轉傳播的特有優點。通過對Laval噴管、擴張噴管、收縮噴管以及等截面直管內爆轟波傳播進行了數值模擬，得出4種噴管中Laval噴管具有最佳的推進性能的結論。圖24(b)為有噴管時的燃燒室內馬赫數分布。

圖24 北京大學數值研究：(a)三維流場壓強和流線分布[48]，(b)噴管影響[50]，(c)多波頭現象[53]和(d)無內柱燃燒室頭部壓強分布[54]

Fig.24 Numerical results at Peking University, (a) pressure contours and streamline of 3D flow field[48], (b) Laval nozzle’s effects[50], (c) multi-head rotating detonation waves[53]and (d) hollow CRDE[54]

他們[51-53]利用GPU機群進行連續旋轉爆轟發動機的并行數值模擬，得到了極高的加速效果，并首次捕捉到連續旋轉爆轟發動機燃燒室內的多波面自發形成的現象，如圖24(c)所示。他們討論了連續旋轉爆轟傳播的穩定性問題，指出爆轟波以一定波頭數傳播并不是連續旋轉爆轟發動機工作的必要條件，一定和變動波頭數傳播都是爆轟發動機工作的正常狀態，二者相互切換。他們建立了4種全新的進氣模型，分析不同進氣模式下的流場演化過程及進氣面積對爆轟波穩定性的影響。

同時，他們[54]首次提出無內柱的空筒連續旋轉爆轟發動機燃燒室模型，通過數值模擬證實了它的可行性，可實現動態穩定的軸對稱多波面連續旋轉爆轟，如圖24(d)所示。他們[55-56]提出粒子跟蹤法，分析連續旋轉爆轟流場及其熱力學過程，并研究CRDE燃燒室頭部的激波反射現象。此外，他們[57]通過數值模擬研究了粘性和熱傳導對連續旋轉爆轟流場的影響，表明粘性和熱傳導對連續旋轉爆轟流場的影響很小。他們還通過三維數值模擬研究噴注參數和波頭數對連續旋轉爆轟流場穩定性的影響，深入研究爆轟波周期性震蕩的現象[58]。

新加坡Yi等[59-61]采用H2/Air一步化學反應模型對連續旋轉爆轟發動機進行二維和三維數值模擬研究。他們的研究主要圍繞推進性能的影響因素展開，分別探討了總壓、總溫、噴注面積比、燃燒室長度、爆轟波波頭數對CRDE推進性能的影響，結果顯示CRDE的推進性能強烈依賴于噴注參數，而燃燒室軸向長度和爆轟波波頭數對其沒有明顯影響。他們還研究了尾噴管形狀和尺寸對CRDE推進性能的影響，給出性能最優時的噴管設計參數[60]。

法國Davidenko和Eude等[62]對連續旋轉爆轟流場進行二維數值模擬研究，如圖25(a)所示。他們結合理論分析，系統地比較了傳統的火箭發動機和連續旋轉爆轟火箭發動機的性能，指出后者相比于傳統的火箭發動機在推進性能方面具有明顯優勢。此外，他們也開展了三維數值模擬研究，利用自適應網格技術在一定程度上提高了計算效率，并將3D數值結果與2D結果進行比較分析，二者流場結構和爆轟波傳播規律雖大體相同，但3D流場中由于內、外壁面對爆轟波的作用，存在其特有的三維現象[63]，如圖25(b)所示。

日本Hayashi和Yamada等[64-65]二維數值模擬研究形成穩定連續旋轉爆轟時的計算域、起爆能量及噴注參數的上、下閥值。他們指出計算域小于下閥值時，無法形成穩定的旋轉爆轟，而計算域不存在上閥值。噴注總壓過大或過小，都無法形成穩定的連續旋轉爆轟。日本Tsuboi等[66]采用H2/O2詳細化學反應模型，數值模擬比較二維和三維連續旋轉爆轟流場的結構及性能參數。在三維計算中，研究尾部收縮噴管對流場的影響。在不加噴管的情況下，3D數值計算得到的比沖和推力與2D同等情況相差不大，收縮噴管會使推力和比沖有所提高。

(a) 二維流場分布

(b) 三維流場分布圖25 法國Davidenko等[62]的二維和Eude等[63]的三維數值結果

Fig.25 Flow field of 2D CRDE by Davidenko et al[62](a) and 3D CRDE by Eude et al[63](b) in France

日本Uemura等[67]采用詳細化學反應模型對小尺寸燃燒室內精細的流場結構進行了數值模擬研究。數值模擬結果顯示爆轟波面上存在若干運動的三波點，如圖26所示。它們互相碰撞，在爆轟波與斜激波接觸點處周期性地形成未反應的氣體包并被引爆，進而周期性地產生新的橫波結構，是旋轉爆轟波能夠長時間穩定傳播的機制。日本學者們雖然得到了非常精細的流場結構，但研究多局限在微觀的橫波結構上，燃燒室尺寸在毫米量級，與實際應用存在較大差距。

圖26 日本Uemura等數值得到爆轟波面上的橫波結構[67]

Fig.26 Transvers waves at the detonation front in the numerical results by Uemura et al in Japan[67]

美國海軍實驗室(Naval Research Laboratory, NRL)的Kailasanath和Schwer等[68-71]自2010年開展連續旋轉爆轟發動機的數值模擬研究。他們得到了典型的連續旋轉爆轟流場分布，研究總壓、背壓、燃燒室尺寸、不同燃料以及噴注腔對CRDE流場和性能的影響。由于之前的大多數數值模擬研究沒有考慮上游噴注腔對連續旋轉爆轟流場的影響，在這方面他們做了新的嘗試，建立多種進氣模型[72-73]，如圖27所示。他們研究了燃燒室內的高壓強波對上游噴注腔的影響，以及不同噴注模型下爆轟波的穩定性和連續旋轉爆轟的性能參數，以期為實驗中燃燒室頭部設計提供參考。

圖27 美國海軍實驗室數值計算得到的不同噴注模型下的流場結構[72]

Fig.27 Numerical results of CRDE with different injectors by U.S. Naval Research Laboratory[72]

此外，他們還研究了燃燒室尾部場外流場對燃燒室內流場結構及性能的影響[74]，計算域及數值結果如圖28所示。計算結果顯示，計算域中加入出口場外區域與之前沒有加場外區域的流場結構和性能沒有明顯差別，即在數值模擬中采用之前所提到的出口邊界條件設置是可行且可靠的。

圖28 美國海軍實驗室考慮場外區域的數值結果[74]

Fig.28 Numerical results of CRDE with an exhaust plenum by U.S. Naval Research Laboratory[74]

美國德州大學阿靈頓分校Lu等[75]對CRDE研究中仍需深入的領域和CRDE應用于航空航天推進中將要面臨的技術挑戰做了全面的闡述。他們建立了吸氣式CRDE的循環分析模型，分析了在不同飛行馬赫數下幾種參數對推進性能的影響，比較了吸氣式的CRDE和PDE在穩定運行時的性能，比較了吸氣式與火箭式CRDE的性能[76]。在他們的計算中，以氫氣為燃料的吸氣式CRDE的比沖能達到3800s，丙烷作為燃料時為1500s[77]。

波蘭航空研究所Folusiak[78]等和Swiderski等[79]采用非結構網格開展了CRDE的數值模擬研究，計算所用的物理模型與實驗裝置十分相似，如圖29所示。雖然網格和數值格式的精度不高，無法得到精細的流場結構，但可為實驗研究提供定量的參考，值得進一步推廣應用。

(a) 數值計算物理模型和網格分布

(b) 流場分布

圖29 波蘭Folusiak等[78]和Swiderski等[79]使用的物理模型和計算結果

Fig.29 Computational model (a) and flow field (b) of CRDE in the numerical work by Folusiak et al[78]and Swiderski et al[79]in Poland

俄羅斯Frolov等[80]對非預混氫/空氣情況下的CRDE進行了三維數值模擬，數值計算所用物理模型與實驗裝置接近，如圖30所示。數值模擬成功顯示了燃料混合以及爆轟燃燒的過程，數值得到的流場參數與Bykovskii等[13]的實驗結果基本符合。但是相同條件下數值模擬只得到1個穩定的爆轟波波頭，而實驗中燃燒室內會有2或3個穩定的爆轟波，對于數值與實驗結果的不同之處還需要進一步深入探究。燃料與氧化劑的持續高效混合一直是連續旋轉爆轟能穩定傳播的重要前提之一，他們的研究通過數值模擬實現非預混推進劑的連續旋轉爆轟，為CRDE中燃料與氧化劑的混合過程和混合程度提供了定量的數據。

(a) 非預混燃燒室結構圖

(b) 數值計算得到流場分布圖30 俄羅斯Frolov等[80]對非預混燃料/氧化劑的數值研究

Fig.30 Physical model (a) and flow field (b) of CRDE in the numerical work by Frolov et al[80]in Russia

我國南京理工大學范寶春課題組[81-85]也開展了連續旋轉爆轟發動機的數值模擬研究。他們使用基元化學反應模型，對旋轉爆轟波流場的精細結構和自持傳播機理做了詳細研究。他們獲得的圓環管內旋轉爆轟的胞格結構，與實驗結果定性一致，如圖31所示。研究發現，爆轟波在圓環管中穩定傳播時，外壁的收斂作用，增強了該側爆轟波的強度，導致該側流場的壓力和溫度增高，化學反應強度增強，爆轟胞格尺寸小；同時，內壁的發散作用，削弱了該側的爆轟波強度，導致該側流場的壓力和溫度降低，化學反應強度減弱，爆轟胞格尺寸大。此外，由于沿圓環凹壁面側爆轟波的強度高于沿凸壁面側爆轟波的強度，外壁面側爆轟的傳播速度要快于凸壁面側爆轟的傳播速度，這使得爆轟波可以以穩定的角速度繞軸旋轉。

圖31 旋轉爆轟波胞格結構[84]Fig.31 Cellular structure of rating detonation waves [84]

3 CRDE研究中尚待解決的問題

連續旋轉爆轟發動機的研究雖已取得諸多成果，近些年進展顯著。但目前仍有許多技術問題需要進一步深入研究。

(1) 燃料和氧化劑進氣和摻混機理。由于爆轟波需在摻混比較均勻的可燃混合物中才能自持，而爆轟波傳播速度快，波后產物壓強高，使得快速預混好的推進劑持續噴注到燃燒室成為維持CRDE長時間運行的基本條件。因此燃料和氧化劑的進氣方式、摻混方式、摻混過程需要進一步明確。目前多數數值模擬都是基于理想噴注模型下的按當量比預混好的可燃混合物，對不同當量比、非預混情況以及真實噴注模型下的數值模擬需要進一步深入開展。

(2) 不同燃料與氧化劑的連續旋轉爆轟特性和推進性能研究。目前數值模擬中多采用氣態氫為燃料，這在實際應用中是不現實的。所以有必要深入探討不同燃料和氧化劑的匹配，能否形成或形成什么樣的連續旋轉爆轟。通過數值模擬定量研究不同燃料的連續旋轉爆轟特性和推進性能。

(3) 連續旋轉爆轟發動機推進性能的定量化、尾噴管的優化設計、吸氣式連續旋轉爆轟發動機的應用研究以及發動機機體的熱防護等問題都需要進一步研究。

4 結 論

連續旋轉爆轟發動機具有一次起爆、燃燒速度快、熱效率高、結構緊湊等優點。由于其自身特點和軍事需求，有望帶來航空航天推進技術的革新，目前已成為國內外學者和工業部門的研究熱點。

近年來，通過實驗研究已成功實現多種燃料、多種燃燒室結構、多種噴注模型下的長時間穩定傳播的連續旋轉爆轟，初步測得推力和比沖等性能參數，通過速度補償技術、壓力傳感器、高速攝像儀等手段觀測到CRDE燃燒室內的壓強信號和流場結構。通過數值模擬研究，得到詳細的流場分布結構，噴注參數、進氣模型、燃燒室尺寸等參數對流場結構和推進性能的影響得到了深入的研究。結合理論分析，通過研究連續旋轉爆轟的熱力學循環過程，定量給出循環凈功和熱效率，驗證了連續旋轉爆轟發動機性能上的優勢。目前，連續旋轉爆轟發動機的工程化應用研究也已陸續開展，相信在不久的將來就會有相對可靠的原理樣機問世。

通過近年來對CRDE的廣泛研究，對連續旋轉爆轟發動機的特性有了充分的把握，但還有許多技術難題需要去攻克，需要廣大專家學者的共同努力。

[1] Ashford S A, Emanuel G. Oblique detonation wave engine performance prediction[J]. Journal of Propulsion and Power, 1996, 12 (2): 322-327.

[2] Bussing T, Pappas G. Introduction to pulse detonation engines[R]. AIAA-1994-0263.

[3] Ma F H, Choi J Y, Yang V G.Propulsive performance of airbreathing pulse detonation engines[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22 (6): 1188-1203.

[4] Kasahara J, Hasegawa A, Nemoto T, et al. Thrust demonstration of a pulse detonation rocket “TODOROKI”[R]. AIAA-2007-5007.

[5] Kailasanath K.Research on pulse detonation combustion systems-a status report[R]. AIAA-2009-631.

[6] Li J L, Fan W, Yan C J, et al.Performance enhancement of a pulse detonation rocket engine[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2011, 33: 2243-2254.

[7] Voitsekhovskii B V.Stationary spin detonation[J]. Soviet Journal of Applied Mechanics and Technical Physics, 1960, 3: 157-164. (In Russian)

[8] Voitsekhovskii B V, Mitrofanov V V, Topchian M E. Structure of detonation front in gases [J]. Siberian Branch USSR Academy Science, Novosibirsk, 1963. (In Russian).

[9] Adamson T C Jr, Olsson G R. Performance analysis of a rotating detonation wave rocket engine[J]. Astronautica Acta, 1967, 13 (4): 405-415.

[10] Nicholls J A, Cullen R E, Ragland K W. Feasibility studies of a rotating detonation wave rocket motor[J]. J Spacecraft Rockets, 1966, 3 (6): 893-898.

[11] Bykovskii F A, Zhdan S A, Evgenii F V. Continuous spin detonations[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22 (6): 1204-1216.

[12] Bykovskii F A, Vedernikov E F. Continuous detonation of a subsonic flow of a propellant[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2003, 39 (3): 323-334.

[13] Bykovskii F A, Zhdan S A, Vedernikov E F. Continuous spin detonation of a hydrogen-air mixture with addition of air into the products and the mixing region[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2010, 46 (1): 52-59.

[14] Bykovskii F A, Vedernikov E F. Heat fluxes to combustor walls during continuous spin detonation of fuel-air mixtures[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2009, 45 (1): 70-77.

[15] Kindracki J, Wolanski P, Gut Z. Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels-oxygen mixtures[J]. Shock Waves, 2011, 21: 75-84.

[16] Wolanski P. Rotating detonation wave stability[R]. 23rd ICDERS, California, USA, 2011.

[17] Tobita A, Fujiwara T, Wolanski P. Detonation engine and flying object provided therewith[P]. Publication Data: 2005-12-29; Japanese Patent No. 2004-191793 (Granted 2009), Patent US 7784267 (Granted 2010).

[18] Wolanski P.Detonation propulsion[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2013, 34: 125-158.

[19] 王健平, 石天一, 王宇輝, 等. 連續爆轟發動機的實驗研究[C]. 第十四屆全國激波與激波管學術會議, 黃山, 2010.

Wang Jianping, Shi Tianyi, Wang Yuhui, et al. Experimental research on the rotating detonation Engine[C]. The 14th shock wave and shock tube conference, HuangShan, 2010.

[20] Wang Y H, Wang J P, Shi T Y, et al. Experimental research on transition regions in continuously rotating detonation waves[R]. AIAA-2012-3946.

[21] Wang Y H,Wang J P, Liu Y S, et al. Experimental investigation on continuously rotating detonation engines[R]. The 2013 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, Japan, 2013.

[22] Liu Y S, Wang J P, Shi T Y, et al.Experimental investigation on H2/O2continuously rotating detonation engine[R]. 24th ICDERS, Taipei, 2013.

[23] Wang Y H, Wang J P, Shi T Y, et al.Discovery of breathing phenomena in continuously rotating detonation[J]. Procedia Engineering, 2013, 67: 188-196.

[24] Falempin F, Daniau E, Getin N, et al. Toward a continuous detonation wave rocket engine demonstrator[R]. AIAA-2006-7956.

[25] Francois F, Emeric D. A contribution to the development of actual continuous detonation wave engine[R]. AIAA-2008-2679.

[26] 何煦虹. MBDA公布英仙座超聲速導彈系統概念[J]. 飛航導彈, 2012, 2: 3-6.

He Xuhong. MBDA's announcement of Perseus supersonic missile system[J]. Winged Missiles Journal, 2012, 2: 3-6.

[27] Lentsch A, Bec R, Serre L, et al. Overview of current French activities on PDRE and continuous detonation wave rocket engines[R]. AIAA-2005-3232.

[28] Naour B L, Falempin F, Miquel F. Recent experimental results obtained on continuous detonation wave engine[R]. AIAA-2011-2235.

[29] 李文杰, 盛德林, 李國強. 法俄聯合研制的連續爆震波發動機[J]. 飛航導彈, 2007, 6: 39-43.

[30] Shank J C, King P I, Karnesky J, et al. Development and testing of a modular rotating detonation engine[R]. AIAA-2012-0120.

[31] Russo R M, King P I, Schauer F R, et al. Characterization of pressure rise across a continuous detonation engine[R]. AIAA-2011-6046.

[32] Suchocki J A, Yu S J, Hoke J L, et al. Rotating detonation engine operation[R]. AIAA-2012-0119.

[33] Naples A, Hoke J, Karnesky J, et al. Flowfield characterization of a rotating detonation engine[R]. AIAA-2013-0278.

[34] Claflin S. Recent progress in continuous detonation engine development at Pratt&Whitney rocket dyne[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion 2012, Tsukuba, Japan, 2012.

[35] Smith R, Siebenhaar A. Joint development of CDE technology at GHKN engineering and aerojet[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion 2012, Tsukuba, Japan, 2012.

[36] Wilson D R, Lu F K. Summary of recent research on detonation wave engines at UTA[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion, Pusan, Korea, 2011.

[37] 劉世杰, 覃慧, 林志勇, 等. 連續旋轉爆震波精細結構及自持機理研究[J]. 推進技術, 2011, 32(3): 431-436.

Liu Shijie, Qin Hui, Lin Zhiyong, et al. Detailed structure and propagating mechanism research on continuous rotating detonation wave [J]. Journal of Propulsion Technology, 2011, 32(3):431-436.

[38] Liu S J, Lin Z Y, Sun M B, et al. Thrust vectoring of a continuous rotating detonation engine by changing the local injection pressure[J]. Chinese Physics Letter, 2011, 28 (9): 094704.

[39] 劉世杰. 連續旋轉爆震波結構、傳播模態及自持機理研究[D]. 國防科學技術大學, 2012.

Liu Shijie. Investigation on the structure, rotating mode and lasting mechanism of continuous rotating detonation wave[D]. National University of Defense Technology, 2012.

[40] Lin Z Y, Liu S J, Liang J H, et al. Experimental research on the H2/air continuous rotating detonation engine[R]. AIAA-2012-3945.

[41] Liu S J, Lin Z Y, Liu W D, et al. Experimental and three-dimensional numerical investigations on H2/air continuous rotating detonation wave[J]. Proc IMechE Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2013, 227(2): 326-341.

[42] Zheng Q, Weng C S, Bai Q D. Experimental research on the propagation process of continuous rotating detonation wave[J]. Defense Technology, 2013, 9: 201-207.

[43] 鄭權, 翁春生, 白橋棟. 傾斜環縫噴孔式連續旋轉爆轟發動機試驗[J]. 推進技術, 2014, 35(4): 570-576.

Zheng Quan, Weng Chunsheng, Bai Qiaodong. Experiment on continuous rotating detonation engine with tilt slot injector[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(4):570-576.

[44] Shen P I, Adamson T C.Theoretical analysis of a rotating two-phase detonation in liquid rocket rotors[J]. Astronautica Acta, 1972, 17 (4/5): 715-728.

[45] Zhdan S A,Bykovskii F A, Vedernikov E F. Mathematical modeling of a rotating detonation wave in a hydrogen-oxygen mixture[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2007, 43 (4): 449-459.

[46] Zhdan S A. Mathematical model of continuous detonation in an annular combustor with a supersonic flow velocity[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2008, 44 (6): 690-697.

[47] Hishida M, Fujiwara T, Wolanski P.Fundamentals of rotating detonations[J]. Shock Waves, 2009, 19 (1): 1-10.

[48] Shao Y T, Liu M, Wang J P.Numerical investigation of rotating detonation engine propulsive performance[J]. Combustion Science and Technology, 2010, 182: 1586-1597.

[49] Shao Y T, Wang J P. Change in continuous detonation wave propagation mode from rotation detonation to standing detonation[J]. Chinese Physics Letters, 2010, 27 (3): 034705.

[50] Shao Y T, Liu M, Wang J P. Continuous detonation engine and the effects of different types of nozzles on its propulsion performance[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2010, 23: 647-652.

[51] 劉勐, 王健平. 利用GPU進行連續爆轟發動機的并行數值模擬[C]. 第14屆全國激波與激波管學術會議, 安徽, 2010.

Liu Meng, Wang Jianping. GPU parallel numerical simulations of rotating detonation engines[C]. The 14th shock wave and shock tube conference, HuangShan, 2010.

[52] Liu M, Wang J P. Three dimensional simulation for the effects of fuel injection patterns in rotating detonation engine[R]. 23rd ICDERS, Irvine, USA, 2011.

[53] Liu M, Zhou R, Wang J P. Three-dimensional simulation of rotating detonation engines[R]. Third International Workshop on Detonation Engine, Tokyo, Japan, 2011.

[54] 唐新猛, 王健平, 邵業濤. 連續旋轉爆轟波在無內柱圓筒內的數值模擬[J]. 航空動力學報, 2013, 28 (4): 792-799.

Tang Xinmeng, Wang Jianping, Shao Yetao. 3D simulation of rotating detonation in combustion chambers without inner wall [J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(4):792-799.

[55] Zhou R, Wang J P. Numerical investigation of flow particle paths and thermodynamic performance of continuously rotating detonation engines[J]. Combustion and Flame, 2012, 159: 3632-3645.

[56] Zhou R, Wang J P.Numerical investigation of shock wave reflections near the head ends of rotating detonation engines[J]. Shock Waves, 2013, 23: 461-472.

[57] 武丹, 王健平. 粘性及熱傳導對于爆轟波的影響[J]. 應用力學學報, 2012, 29(6): 630-636.

Wu Dan, Wang Jianping. Influences of viscosity and thermal conductivity on detonation waves[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2012, 29(6):630-636.

[58] Wu D, Zhou R,Liu M, et al. Numerical investigation on the stability of rotating detonation engine[J]. Combustion Science and Technology, 2014, 186: 1699-1715.

[59] Yi T H, Turangan C, Lou J, et al. A three-dimensional numerical study of rotational detonation in an annular chamber[R]. AIAA-2009-0634.

[60] Yi T H, Lou J, Turangan C, et al. Effect of nozzle shapes on the performance of continuously rotating detonation engine[R]. AIAA-2010-152.

[61] Yi T H, Lou J, Turangan C, et al. Propulsive performance of a continuously rotating detonation engine[J]. Journal of Propulsion and Power, 2011, 27 (1): 171-181.

[62] Davidenko D M, Eude Y,Gokalp I. Theoretical and numerical studies on continuous detonation wave engines[R]. AIAA-2011-2334.

[63] Eude Y, Davidenko D M,Gokalp I. Use of the adaptive mesh refinement for 3D simulations of a CDWRE[R]. AIAA-2011-2236.

[64] Hayashi A K, Kimura Y, Yamada T, et al. Sensitivity analysis of rotating detonation engine with a detailed reaction model[R]. AIAA-2009-0633.

[65] Yamada T, Hayashi A K, Yamada E, et al. Numerical analysis of threshold of limit detonation in rotating detonation engine[R]. AIAA-2010-153.

[66] Tsuboi N, Hayashi A K, Kojima T. Numerical study on a rotating detonation engine at KIT[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion, Taipei, 2013.

[67] Uemura Y, Hayashi A K, Asahara M, et al.Transverse wave generation mechanism in rotating detonation[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2013, 34: 1981-1989.

[68] Kailasanath K. The rotating-detonation-wave engine concept: a brief status report[R]. AIAA-2011-580.

[69] Nordeen C A, Schwer D. Thermodynamic modeling of a rotating detonation engine[R]. AIAA-2011-803.

[70] Schwer D A, Kailasanath K.Numerical study of the effects of engine size on rotating detonation engines[R]. AIAA-2011-581.

[71] Schwer D, Kailasanath K.Fluid dynamics of rotating detonation engines with hydrogen and hydrocarbon fuels[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2013, 34: 1991-1998.

[72] Kailasanath K, Schwer D A. Rotating detonation engine research at NRL[R]. International Workshop on Detonation for Propulsion, Taipei, 2013.

[73] Schwer D A,Kailasanath K. Feedback into mixture plenums in rotating detonation engines[R]. AIAA-2012-0617.

[74] Schwer D A, Kailasanath K. Modeling exhaust effects in rotating detonation engines[R]. AIAA-2012-3943.

[75] Lu F K, Braun E M, Massa L, et al. Rotating detonation wave propulsion: experimental challenges, modeling, and engine concepts (Invited) [R]. AIAA-2011-6043.

[76] Braun E M, Lu F K, Wilson D R, et al. Detonation engine performance comparison using first and second law analyses[R]. AIAA-2010-7040.

[77] Braun E M, Lu F K, Wilson D R, et al.Airbreathing rotating detonation wave engine cycle analysis[J]. Aerospace Science and Technology, 2013, 27: 201-208.

[78] Folusiak M, Swiderski K,Kindracki J, et al. Assessment of numerical simulations of CDE combustion chamber[R]. 24th ICDERS, Taipei, 2013.

[79] Swiderski K, Folusiak M,Lukasik B, et al. Three dimensional numerical study of the propulsion system based on rotating detonation using adaptive mesh refinement[R]. 24th ICDERS, Taipei, 2013.

[80] Frolov S M, Dubrovskii A V, Ivanov V S. Three-dimensional numerical simulation of the operation of a rotating-detonation chamber with separate supply of fuel and oxidizer[J]. Combustion, Explosion and Shock Waves, 2013, 32(2): 56-65.

[81] 歸明月, 范寶春, 張旭東, 等. 旋轉爆轟的三維數值模擬[J]. 推進技術, 2010, 31(1): 82-86.

Gui Mingyue, Fan Baochun, Zhang Xudong, et al. Three-dimensional simulation of continuous spin detonation [J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(1):82-86.

[82] 張旭東, 范寶春, 歸明月, 等. 旋轉爆轟的三維結構和側向稀疏波的影響[J]. 爆炸與沖擊, 2010, 30(4): 337-341.

Zhang Xudong, Fan Baochun, Gui Mingyue, et al. Three-dimensional structure of rotating detonation and effect of lateral rarefaction waves [J]. Explosion and Shock Waves, 2010, 30(4):337-341.

[83] 潘振華, 范寶春, 歸明月, 等. 流動系統中爆轟波傳播特性的數值模擬[J]. 爆炸與沖擊, 2010, 30(6): 593-595.

Pan Zhenhua, Fan Baochun, Gui Mingyue, et al. Numerical simulation of detonation wave propagation in a flow system [J]. Explosion and Shock Waves, 2010, 30(6):593-595.

[84] 張旭東, 范寶春, 潘振華, 等. 旋轉爆轟自持機理的數值研究[J]. 彈道學報, 2011, 23(1): 1-5.

Zhang Xudong, Fan Baochun, Pan Zhenhua, et al. Numerical investigation on self-sustaining mechanism of rotating detonation[J]. Journal of Ballistics, 2011, 23(1):1-5.

[85] Pan Z H, Fan B C, Zhang X D, et al. Wavelet pattern and self-sustained mechanism of gaseous detonation rotating in a coaxial cylinder[J]. Combustion and Flame, 2011, 158: 2220-2228.

(編輯：李金勇)

Progress of continuously rotating detonation engine research

Wang Jianping1,*, Zhou Rui1,2, Wu Dan1

(1. State Key Laboratory of Turbulence and Complex Systems, Department of Mechanics and Engineering Sciences, College of Engineering, Peking University, Beijing 100871, China; 2. Institute of Applied Physics and Computational Mathematics, Beijing 100094, China)

Continuously Rotating Detonation Engine (CRDE) is one kind of new-concept detonation-based engines. It has several advantages, including one-initiation, fast combustion velocity, high thermal efficiency and simple structure. Due to these characteristics, it is expected to bring revolutionary advancements to aerospace propulsion systems and has already drawn much attention throughout the world. In this paper, an overall review of the development of CRDE is given from several aspects: basic concepts, applications, experimental studies, numerical simulations, and so on. Representative results and outstanding contributions are summarized, and the unresolved issues for further engineering applications of CRDE are discussed.

continuously rotating detonation engine;CRDE;review;propulsion technology;aviation and aerospace

1672-9897(2015)04-0012-14

10.11729/syltlx20150048

2015-03-27;

2015-05-07

國家自然科學基金重大計劃(91441110);航天創新基金(SY41YYF2014009)

WangJP,ZhouR,WuD.Progressofcontinuouslyrotatingdetonationengineresearch.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(4): 12-25. 王健平, 周 蕊, 武 丹. 連續旋轉爆轟發動機的研究進展實驗流體力學, 2015, 29(4): 12-25.

O389

A

王健平(1961-)，男，山東萊州人，教授，博導。研究方向：爆轟燃燒學、計算流體力學。通信地址：北京市北京大學工學院力學與工程科學系(100871)。E-mail：wangjp@pku.edu.cn

*通信作者 E-mail: wangjp@pku.edu.cn