吸氣式斜爆轟發動機燃料摻混與燃燒組織技術研究進展

2025-04-14 00:00:00尚甲豪曹軍偉

航空兵器 2025年1期

摘要：""""" 吸氣式斜爆轟發動機采用駐定斜爆轟波組織燃燒，實現高馬赫數來流中穩定燃燒與高效快速能量轉化，具有作為高超聲速吸氣式動力的應用潛力與價值。本文梳理了近年來斜爆轟發動機燃料摻混與燃燒組織技術的研究進展，包括燃燒室流動控制、燃料敏化、燃料噴注技術等方面，并對斜爆轟發動機地面試驗技術進行了補充介紹。最后，基于當前斜爆轟發動機燃料摻混與燃燒組織技術及其地面試驗技術的研究現狀，對未來技術發展方向進行了展望。

關鍵詞："""" 斜爆轟發動機；爆轟燃燒；超聲速燃燒室；高超聲速推進；燃料摻混；燃燒組織

中圖分類號：""" """TJ760； V231

文獻標識碼：""" A

文章編號：""" "1673-5048（2025）01-0040-11

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2024.0214

0 引" 言

隨著現實需求牽引與技術發展，有動力的高超聲速飛行逐漸走向實際應用，采用吸氣式動力系統的高超聲速飛行器以大氣中氧氣作為主要氧化劑，降低飛行器所需攜帶的推進劑質量，從而提高推進系統性能。飛行馬赫數接近10狀態下，燃燒組織方式接近等壓燃燒的推進系統性能下降，受火焰傳播速度與高來流總溫影響，燃燒室需要增加長度并增添穩焰結構以促進燃料充分摻混、維持火焰駐定。結構改變導致發動機內阻增加、推力性能損失，對高總溫來流的壓縮導致進氣道出口靜溫增加、發動機熱管理困難與燃燒效率降低。因此，降低發動機內流流動損失，降低燃燒室進氣道靜溫以提高燃燒效率是在飛行馬赫數10以上實現發動機凈推力的關鍵。

爆轟燃燒是一種增壓燃燒技術，采用化學反應與激波耦合的物理現象——爆轟波作為燃燒組織方式。爆轟燃燒相較于采用等壓燃燒的發動機燃燒組織方式，其放熱過程接近等容燃燒，并具有能量轉換迅速、高推力密度、高熱效率等優勢。根據爆轟波在燃燒室中的傳播過程，爆轟發動機可分為脈沖爆轟發動機^［¹^］（Pulse Detonation Engine，" PDE）、旋轉爆轟發動機^［²^］（Rotating Detonation Engine，" RDE）、斜爆轟發動機^［³^］（Oblique Detonation Engine，" ODE）。斜爆轟發動機主要優點包括燃燒室入口速度高且一定范圍內適應性好，來流在進氣道中壓縮程度降低從而減少進氣總壓損失以及降低進氣道結構強度、熱防護指標；燃燒室入口靜溫低，提供更大升溫空間以充分燃燒放熱，提高燃燒效率；燃燒室結構簡單，斜爆轟發動機在燃燒室設置楔面誘導斜爆轟波，燃燒放熱發生在斜爆轟波后較短區域內，因此燃燒室尺寸短且無需外部點火裝置，降低了燃燒室結構質量與摩阻損失。由此可見，斜爆轟發動機在來流適應性、燃燒效率、發動機結構等方面存在優勢，其應用具有進一步提升高超聲速飛行器潛在速度極限的潛力。因此，研究吸氣式斜爆轟發動機對于拓展高超聲速飛行器速度上限、實現低成本高超聲速飛行具有重要意義。

斜爆轟發動機理論性能優勢明顯，但斜爆轟波穩定性對來流狀態要求苛刻，需要應用燃燒組織技術調控燃燒室來流狀態、波系結構以維持穩定燃燒。斜爆轟發動機內流速度高，實現高效摻混是實現高效燃燒的保障。在斜爆轟發動機工作的高馬赫數來流狀態下，適用于斜爆轟波的燃料摻混技術與燃燒組織技術被認為是斜爆轟波發動機關鍵技術之一。在有限摻混距離中，實現高效低阻摻混是高馬赫數吸氣式發動機的關鍵共性技術。斜爆轟現象流動與燃燒過程強耦合，流場結構、波面結構復雜，其起爆與駐定機理尚未完全揭示，斜爆轟燃燒組織技術尚處于基礎研究階段。本文通過對當前斜爆轟燃燒組織技術研究現狀開展總結分析，展望該領域未來發展方向。

1 斜爆轟發動機結構

斜爆轟發動機滿足高馬赫數飛行條件下的動力需求，其結構設計也與其適用速域相匹配。圖1為典型斜爆轟發動機示意圖^［⁴^］，由進氣道、燃料噴注裝置、燃燒室、噴管等部分組成。飛行過程中，空氣由飛行器前體壓縮進入進氣道再次壓縮，燃料噴注裝置在空氣壓縮過程中噴注、摻混燃料，經過摻混的燃料-空氣進入燃燒室起爆斜爆轟波產生高溫高壓爆轟產物，爆轟產物經過噴管膨脹加速產生推力。該過程中燃燒組織技術面臨兩方面技術挑戰，即燃料噴注摻混與燃燒室燃燒組織。斜爆轟發動機燃料需要在較高來流速度與靜溫噴注、摻混，降低燃料噴注造成的流動損失、增強摻混效果、避免提前燃燒是燃料噴注系統設計的重點。楔面是斜爆轟發動機燃燒室典型構型，混合后的高速可燃氣體被楔面壓縮偏轉，斜激波后靜溫升高誘導化學反應發生，燃燒波與斜激波耦合形成駐定于楔面的斜爆轟波。增強燃燒室起爆能力、降低流動損失是燃燒室燃燒組織技術的發展方向。 Zhang等^［⁵^］指出在燃燒室受限空間中，斜爆轟波易在壁面作用下形成過驅動爆轟波，其更強的激波強度帶來較高的熵增。除楔面燃燒室外，研究人員也提出了應用不同起爆方式的等截面燃燒室^［6^］、匯聚斜激波燃燒室^［⁷^］等概念，但楔面燃燒室仍是斜爆轟燃燒室研究最常見構型。

斜爆轟發動機性能受到其關鍵部件構型、參數影響，高性能部件開發是斜爆轟發動機研發的關鍵。馬凱夫等^［⁸^］基于準一維理論分析明確了斜爆轟發動機性能提升的兩個主要設計方向，燃燒室斜激波后溫度應當高于1 400 K以維持斜爆轟波起爆駐定；最佳燃料當量比約為0.5，大于該值時增加當量比不再獲得性能增益。楊鵬飛等^［⁹^］對斜爆轟發動機的理論分析則指出來流馬赫數與噴管面積比是影響發動機比沖的關鍵因素。

噴管是斜爆轟發動機主要推力部件，楔面燃燒室或等截面燃燒室中產生的燃燒產物在噴管中膨脹產生推力，由于高超聲速飛行器發動機凈推力較低，因此優化噴管設計是提高發動機性能的重要途徑。韓信等^［¹⁰^］建立了一種斜爆轟發動機噴管一維理論分析方法，研究面積比與入口馬赫數對噴管推力性能影響。結果表明噴管推力隨入口馬赫數增加而增加；噴管的面積比A1/A2＞15后，噴管推力增加變得有限。將該方法分析結果與二維數值模擬結果進行對比，表明斜爆轟發動機內部波系在噴管入口產生的復雜流動結構對噴管推力性能影響較小，作為對比的單邊膨脹噴管理論性能與數值模擬積分結果最大相差3.28%。

進氣道與燃燒室的匹配是實現斜爆轟發動機性能優勢的關鍵。 Ling等^［¹¹^］對飛行馬赫數10斜爆轟發動機的模擬研究指出，進氣道出口馬赫數對燃燒室性能影響為U型，壓縮不足會導致燃燒損失，而過度壓縮會增加進氣道阻力。陳嘉豪等^［¹²^］對斜爆轟發動機一體化數值模擬指出，通過適當增加進氣道壓縮程度，提高燃燒室入口來流靜溫靜壓，可增大斜爆轟波駐定窗口。邊靖等^［¹³^］的數值模擬也表明通過改變進氣道壓縮方式，提高燃燒室入口靜溫，可增強低馬赫數下楔面起爆能力。 Liu等^［¹⁴^］對H2/煤油燃料的斜爆轟發動機性能理論分析指出，降低燃燒室入口靜溫可通過降低進氣道壓縮比、提高燃燒室增壓比兩方面提高發動機推力。需要根據實際飛行狀態，平衡進氣道出口狀態對燃燒室起爆能力、燃燒效率的影響，因此采用可調進氣道相較于固定進氣道可有效提高斜爆轟發動機在不同速域工作性能。

2 燃燒室燃燒組織技術

較為理想的斜爆轟研究通常采用無限長楔的假設，在來流速度較低時，其誘導的斜爆轟波具有較長的化學反應誘導區，有限空間燃燒室無法滿足該狀態斜爆轟波起爆所需楔面長度。 Yao等^［¹⁵^］對比不同長度有限楔起爆斜爆轟波過程，較短楔面會導致爆轟波焠滅，而較長楔面誘導的斜爆轟波結構與無限長楔面相近，在一定范圍內誘導區長度受頂部膨脹波影響隨著有限楔增長而增長。因此，需要采用燃燒組織技術增強燃燒室起爆能力，擴大燃燒室斜爆轟波駐定窗口。多數斜爆轟燃燒室研究采用有限楔面或改進構型，多數燃燒室燃燒組織技術也基于該構型提出與驗證，下面對其研究進展進行介紹。

2.1 被動流動控制技術

被動流動控制技術不向流場添加額外的能量，通過修改楔面結構改變附近波系結構，從而調控斜爆轟波起爆結構，實現斜爆轟波加速起爆、改變位置。常用的被動流動控制技術包括設置雙楔、連續曲面、鼓包等。

雙楔采用兩道較弱激波壓縮代替一道強激波起爆斜爆轟波，降低了流動損失，靠近上游的楔面角度較小以抑制爆轟波前傳，第二道角度較大的楔面則提高起爆能力。張宇航等^［¹⁶^］采用數值模擬方法對比了相同氣流偏轉角的雙楔與單楔斜爆轟波起爆過程，相較于單楔，雙楔起爆的斜爆轟波誘導區長度增加，燃燒過程熵增減少。 Qin等^［¹⁷^］則研究了與雙楔流動結構相似的雙錐起爆過程并與單錐進行對比，一定速域內雙錐角的總壓損失與燃燒室阻力小于單錐角，設置較大的后錐角即可在受限空間內通過其誘導激波及反射的激波提高誘導區溫度，從而加速斜爆轟波起爆。同時，雙楔結構可以通過改變結構參數調整起爆能力，從而實現斜爆轟起爆位置控制。 Teng等^［¹⁸^］的數值模擬研究指出，通過調整雙楔的第二道楔位置與角度，可實現斜爆轟波起爆結構的調控。

連續曲面誘導彎曲激波，激波后曲面處存在連續的壓縮波或膨脹波改變誘導區狀態，從而影響斜爆轟波起爆過程。 Xiang等^［¹⁹^］采用數值模擬方法對比凹曲面、凸曲面、單楔三種結構斜爆轟波起爆能力，其中凸曲面產生的膨脹波在斜爆轟波與誘導區后衰減了產物溫度與壓力，導致爆轟波的解耦焠滅，而凹曲面可以通過連續壓縮波加速爆轟波起爆。

鼓包通過誘導弓形激波提高楔面局部溫度，從而加速斜爆轟波起爆。韓信等^［²⁰^］驗證H2/O2來流中楔面鼓包起爆能力，結果表明在全速域內鼓包均可以加速斜爆轟波起爆，誘導區中鼓包通過再次加熱未反應氣體提前誘導燃燒波，從而降低誘導區長度，其研究還指出鼓包可以抑制爆轟波失穩，降低爆轟波面振蕩幅度。如圖2所示， Xiang等^［²¹^］與Zhang等^［²²^］對比了鼓包尺寸對加速起爆能力影響，誘導區內小鼓包可以再次加熱未燃燒氣體降低誘導區長度，大鼓包則可以直接在鼓包處誘導燃燒。其研究進一步指出半球形鼓包、半橢圓形鼓包、半流線型鼓包三種不同形狀鼓包形成的誘導區結構有所區別，但相同尺寸下其加速起爆能力相近。

斜爆轟波后膨脹波會衰減波后狀態導致斜爆轟波焠滅，但在誘導區設計適當的膨脹波扇可提高楔面起爆能力。 Qin等^［²³^］在楔面前設置背風楔面，誘導膨脹波加速氣流，提高楔面誘導斜激波后溫度，加快化學反應速率，降低誘導區長度。圖3為Qin等^［²⁴^］設計的一種帶有臺階

的楔面，通過該楔面壓縮-膨脹-壓縮作用提高爆轟波起爆能力，臺階第二道楔面附近形成了低速高溫區域，該區域的存在降低了臺階第二道楔面起點到斜爆轟起爆位置的距離。

被動流動控制技術大多通過改變楔面附近結構，實現爆轟波起爆過程調控。對該類技術研究大多通過數值模擬展開，且來流定常均勻。真實燃燒室中楔面附近存在邊界層，入口來流非定常、非均勻，當前研究中對被動流動控制技術效果的評估未考慮上述因素。此外，被動流動控制技術研究多關注對斜爆轟激波結構的影響，對燃燒室阻力、局部氣動加熱的影響缺少清晰的闡述。只有補充以上兩方面的研究空白，才能篩選合適的被動流動控制技術應用于斜爆轟燃燒室。

2.2 主動流動控制技術

主動流動控制技術向流場注入額外能量以顯著改變局部流動特征，為提高燃燒室起爆能力提供了可能。研究人員通過數值模擬與試驗探索了多種流動控制技術，研究其加速起爆機理與調控斜爆轟波位置機理。

2.2.1 主動射流技術

主動射流在超聲速流場中誘導彎曲激波，而激波強度則受到射流狀態影響。通過射流形成激波，壓縮加熱可燃氣體實現爆轟波加速起爆或直接起爆。 Yao等^［²⁵^］研究了有限長度楔面上射流起爆性能，射流可以在較低來流速度與靜壓下起爆斜爆轟波，同時降低了燃燒室流動損失，其起爆能力隨著射流動量比增加而增強，同時爆轟波面位置可以通過射流穿透比調控。根據射流氣源類型，主動射流可分為噴射燃氣的熱射流與噴射未反應氣體的冷射流。

熱射流噴射高溫高壓燃氣形成較高強度弓形激波，高溫燃氣也同時誘導化學反應，控制射流參數即可實現爆轟波起爆與位置的調控。 Li等^［²⁶^］對楔面上垂直熱射流的研究指出射流形成的氣動楔面再次壓縮來流，加速爆轟波起爆，圖4為有無熱射流斜爆轟波結構的對比，通過改變熱射流速度、壓力、位置可以控制楔面誘導區長度，從而調控爆轟波面位置。

Qin等^［²⁷^］提出一種同向熱射流加速楔面斜爆轟起爆方法，采用同向欠膨脹熱射流誘導兩道激波，該激波強度高于楔面誘導的斜激波，從而提高波后溫度加速斜爆轟波起爆，數值模擬結果表明同向熱射流加速起爆能力也與熱射流總壓正相關。

冷射流通常采用燃料作為氣源，誘導弓形激波同時參與燃燒，相較于熱射流其結構簡單，無需燃氣生成或引流裝置。 Han等^［²⁸^］研究了垂直冷射對燃燒室性能影響，不同楔角的數值模擬結果中射流動量的增加均會導致起爆區長度的減小，同時導致整體推力性能的損失。 Zhang等^［²⁹^］對楔面冷射流研究指出，誘導區射流強度增加會改變前導激波后狀態降低斜爆轟波誘導區長度，較弱射流在前導激波后誘導斜激波，射流存在一個最佳位置使得誘導區最短；射流增強會導致該斜激波強度增加轉變為斜爆轟波。 Zhang等^［³⁰^］研究受限空間上下壁面射流對流動結構影響，下壁面射流提高楔面起爆能力，在較低馬赫數下加速起爆斜爆轟波；上壁面射流誘導弓形激波與楔面斜激波作用形成馬赫反射，較強的馬赫激波在流場中心誘導化學反應形成爆轟波。

主動射流通過結合被動流動控制技術，可以進一步提高其燃燒調控效果。蔡曉東^［⁶^］提出在熱射流下游設置凹腔的斜爆轟等截面燃燒室，相對于無凹腔燃燒室，凹腔中低速流動的回流區在激波后不斷產生壓力振蕩，增強熱射流誘導的弓形激波強度從而增強起爆能力。 Zhang等^［²²^］開展冷射流與鼓包結合流動控制技術數值模擬，射流與鼓包的結合將楔面誘導區長度降低至10%；射流鼓包則強化楔面起爆能力，但過于靠近楔面前段的射流鼓包會導致爆轟波脫體。

主動射流技術通過誘導弓形激波加速斜爆轟波起爆，是一種有效且易于調控的燃燒組織技術。當前研究中多采用氫氣射流或燃氣熱射流，前者對于氫燃料發動機，可以直接加壓氣態燃料獲得，但采用液體燃料的發動機需要攜帶額外的氣源；后者則需要額外的燃氣源，燃氣發生器需要增加額外燃燒室并供應氧化劑，從斜爆轟燃燒室引流的射流總壓受到限制。因此，在斜爆轟發動機應用主動射流技術還需選擇合適的氣源類型，以降低發動機消極質量，并選擇合適的射流參數，包括射流角度、壓力與位置，從而在真實燃燒室來流條件下獲得最佳的調控效果。

2.2.2 非侵入式主動流動控制技術

非侵入式主動流動控制技術通過設置激光或改變磁場向流場注入能量，調控局部流動以影響斜爆轟波起爆過程。

激光通過加熱局部流場加速化學反應， Carrier等^［^31-32^］與Fendell等^［³³^］對該方法進行了理論、數值模擬與試驗研究，結果表明起爆駐定斜爆轟波的臨界激光能量對來流壓力敏感，通過向來流加入敏化劑并選擇特定波長的激光器可以降低激光器能量需求。較高能量激光器通過聚焦于可燃氣體直接起爆斜爆轟波，從而消除燃燒室楔面阻力，但激光器功率變化也會改變流動現象。 Zhang等^［³⁴^］研究了等截面燃燒室中激光起爆斜爆轟波過程，圖5為激光誘導的爆轟波結構，圖中溫度T采用來流靜溫無量綱化，坐標x和y采用化學反應半誘導區長度無量綱化。激光在燃燒室中央小區域內加熱來流，適當的激光能量注入可在燃燒室駐定斜爆轟波，一定范圍內燃燒室來流速度改變對斜爆轟駐定沒有影響，較低的激光能量無法起爆爆轟波，而較高的激光能量則會導致較強的激波間相互作用，導致爆轟波前傳。

較低能量的激光器無法直接起爆爆轟波，但其可通過加熱未燃氣體調控楔面上誘導區長度。 Xin等^［³⁵^］提出一種激光加熱楔面局部區域加速起爆方法，數值模擬結果表明，激光對楔面的加熱可以有效縮短誘導區長度，其加速起爆效果與激光能量成正相關，通過減小、前移加熱區域可以進一步降低激光能量需求。

爆轟產物中存在熱電離產生的帶電粒子，通過控制局部流場磁場強度與分布，可以實現對斜爆轟波的調控。孫曉暉等^［³⁶^］提出一種采用MHD（Magneto Hydrodyn-amics）流動控制技術的斜爆轟波調控方法，通過在前楔設置磁場使洛倫茲力指向流向同向或逆向，可以控制前楔面流動速度改變誘導區長度，數值模擬結果表明沿流向的洛倫茲力可以降低爆轟波橫波尺度、提高爆轟波面穩定性，而逆向的洛倫茲力則降低了爆轟波面穩定性甚至導致爆轟波解耦。

采用非侵入式流動控制技術可以減少改變局部流動結構產生的阻力，從而提高燃燒室性能。但當前技術中采用的激光器與磁鐵，對發動機空間與供能兩方面提出了要求。激光加熱加速爆轟波起爆需要聚焦激光光束，額外的透鏡與光學窗口一方面增加了發動機質量，另一方面光學器件熱防護有待解決。對燃燒室磁場產生T級別的影響需要強磁鐵，采用組合永磁體需要考慮高溫退磁，采用電磁鐵需要增加功供能與散熱裝置。可以看出以上兩種技術與實用化還存在一定距離，非侵入式流動控制裝置的小型化與高效化是實現該類技術落地的關鍵。

2.3 燃燒室燃料敏化

斜爆轟波后化學反應速率受來流組分影響，通過調整來流組分可以調控斜爆轟波穩定性。燃料敏化技術通過改變燃料/空氣混合物的點火特性，加入少量強氧化劑、易燃燃料等促進點火放熱，從而加速斜爆轟波起爆、拓展燃燒室工作狀態，增強較低速度下燃燒穩定性。

加入強氧化劑通過加速燃料燃燒放熱，提高溫度以加速起爆。如圖6所示， Vashishtha等^［³⁷^］對比向H2-空氣混合物中加入少量O3（圖中虛線所示）或H2O2（圖中實線所示）的加速起爆效果，不同來流速度的結果均表明加入少量O3與H2O2均可大幅降低誘導區長度，在馬赫數較低時O3的起爆加速效果優于H2O2，在馬赫數較高時則相反。

向點火延遲較高燃料中加入易燃燃料，通過其燃燒放熱加速斜爆轟波起爆。 Xi等^［³⁸^］通過向甲烷-空氣混合物中加入少量H2以加速起爆，如圖7所示。圖中， L為誘導區長度，下標t代表理論解，下標n代表數值解。 H2的加入有效降低了斜爆轟波誘導區長度，在H2摩爾分數較低時，增加H2濃度可以增強加速起爆效果。

等離子助燃技術采用等離子放電誘導燃料裂解產生自由基，通過改變燃料點火延遲對溫度的敏感系數調控誘導區長度。" Zhang等^［³⁹^］研究了乙烯/乙炔-空氣混合物中的等離子助燃技術，結果表明等離子放電產生的H、 O自由基加速了斜爆轟波起爆，而CHO則延遲斜爆轟波起爆。

燃料敏化技術不依賴于改變流場結構，通過改變化學反應速率調控爆轟波起爆結構。相對于流動控制技術，其無須增添新的燃燒室結構與流動控制裝置。在發動機中增加少量氧化劑或燃料儲罐與流量控制裝置，將敏化劑與燃料同步噴注，通過控制濃度即可調控斜爆轟波，是一種可行的燃燒組織技術。實現該技術實際應用，應當進一步研究敏化劑貯存方式、噴注方式與調控機理，并考慮摻混效果的影響，從而篩選合適的敏化劑組分與添加方式，在確定的發動機構型中最大限度提高發動機燃燒穩定性與性能。

3 燃料摻混技術

爆轟波傳播速度快且對當量比敏感，使得其對來流摻混效果要求較爆燃波更高，需要較為均勻的燃料當量比分布以維持爆震波穩定傳播。由于斜爆轟發動機內流速度高，燃料需要在進氣道高速來流中噴注、摻混，以盡可能提高摻混效果，燃料摻混技術主要面臨兩方面技術挑戰，即在保證摻混效果同時降低流動損失、避免提前燃燒。

非均勻摻混可能影響燃燒室燃燒效率，甚至導致爆轟波焠滅。局部燃料當量比過高或過低可能導致局部爆轟波轉換為爆燃波，從而失去爆轟燃燒高熱效率的優勢。 Xin等^［⁴⁰^］研究表明非均勻當量比來流會明顯改變受限空間燃燒室燃燒方式，而且壁面附近較低的燃料當量比會導致燃燒室無法起爆，其設計了一種懸臂與壁面射流組合的斜爆轟發動機燃料摻混方案，圖8中壁面噴注提高了燃燒室入口處摻混效果，形成更為均勻的燃料當量比分布，相較于懸臂噴注更有利于斜爆轟波起爆。劉憶東等^［⁴¹^］提出一種垂直支板噴注方案，相較于水平支板可以在燃燒室入口壁面附近形成更均勻的摻混，有利于有限長度楔面上的起爆，而垂直支板噴注導致燃料當量比橫向非均勻分布，燃燒室斜爆轟波彎曲、誘導區長度隨位置改變。

進氣道邊界層內高溫也可能導致提前燃燒，而邊界層與侵入式摻混裝置相互作用會導致額外的流動損失。 Yang等^［⁴²^］對懸臂噴注方案的數值模擬研究指出，懸臂與邊界層的相互作用還會造成局部熱負荷明顯上升。杜鵬等^［⁴³^］的研究也指出燃燒室入口邊界層會導致提前燃燒從而加速斜爆轟波起爆，邊界層內氣流速度降低導致靜溫升高，加快了誘導反應發生的速率，從而加速斜爆轟波起爆。為避免燃料在邊界層內提前燃燒， Du等^［⁴⁴^］等設計了一種煤油噴注方案，圖9中斜爆轟發動機采用支架噴注與壁面噴注組合，通過在噴注位置前設置邊界層抽吸裝置，消除壁面高溫區域，避免燃料提前燃燒。杜磊等^［⁴⁵^］模擬了33 km高度、飛行馬赫數10的飛行狀態進氣道壁面冷卻對邊界層的影響，結果表明對進氣道壁面的冷卻可以有效降低邊界層厚度，相同壁面條件下層流邊界層厚度約為湍流、轉捩狀態三分之一。

燃料摻混技術的選擇需要平衡摻混效果與流動損失，同時外噴注構型的燃料摻混技術還應當考慮對進氣道性能與氣動加熱的影響。當前研究表明，壁面附近與流場中心同步噴注可以獲得良好的摻混效果。未來研究中優化噴注裝置外形、位置與數量，降低阻力與氣動加熱，采用邊界層抽吸、壁面冷卻技術，避免貼近壁面的燃料提前燃燒，從而在燃燒室實現斜爆轟波迅速起爆、穩定燃燒，是燃料摻混技術發展關注的重點。

4 斜爆轟燃料摻混與燃燒組織地面測試技術

地面試驗技術是斜爆轟推進技術實際應用的重要支撐。通過地面試驗設備模擬高超聲速飛行條件，開展發動機內流過程試驗研究、摻混與燃燒組織技術驗證，減少成本高昂的高超聲速飛行試驗次數、加快發動機技術開發迭代。但是高超聲速飛行條件復現對來流狀態要求苛刻，常規超聲速風洞難以滿足總溫總壓要求，需要借助高超聲速地面試驗裝置開展相關研究。地面測試設備通過加熱試驗氣體提高總溫，常見的加熱方法包括電弧加熱、激波壓縮、活塞壓縮、燃燒加熱等。斜爆轟發動機工作馬赫數較高，對應的地面試驗所需來流的總溫總壓較高，而開展發動機點火試驗對試驗時間與來流組分同樣存在限制。采用加熱器的暫沖式高超聲速風洞工作時間長，但難以滿足其總溫總壓要求。采用電弧加熱的高超聲速風洞存在來流污染，多用于飛行器熱考核，不適用于發動機測試。采用活塞壓縮與激波壓縮的高超聲速風洞，可以實現數千開爾文的來流總溫與毫秒至數十毫秒級試驗時間，是可行的的地面試驗手段之一。燃燒加熱直連臺可以產生秒級乃至分鐘級的高超聲速來流，但采用該技術的裝置來流中存在燃燒產物，需要補充氧氣調節其摩爾分數接近空氣中氧氣濃度，其來流狀態與發動機來流狀態存在偏差。當前斜爆轟試驗研究主要通過激波風洞與燃燒加熱直連臺開展，本節將對其進行介紹。

當前開展斜爆轟試驗研究的直連臺均采用燃燒加熱提高氣體總溫，再由Laval噴管加速氣體模擬來流條件。圖10為Rosato等^［⁴⁶^］采用燃燒直連臺開展斜爆轟試驗，包括試驗裝置與流場圖像。該類設備通過燃料在試驗氣體中持續燃燒實現長時間來流模擬，其來流總溫受燃燒產物總溫限制，難以超過3 000 K。而且燃燒加熱原理決定來流中存在燃燒產物，無法復現純凈空氣來流。表1為部分基于燃燒加熱直連臺的斜爆轟試驗工況，其試驗時間為秒量級，可以開展長時間發動機點火試驗，但目前試驗中采用燃燒加熱可達到的最高總溫為2 600 K，不足以覆蓋斜爆轟發動機工作高度與速域。然而該技術可長時間產生高超聲速來流，可以實現斜爆轟波秒級時間駐定，從而開展燃料噴注效果評估與非定常來流中燃燒過程測量分析。因此，該類試驗技術適宜于測試斜爆轟發動機燃燒摻混技術與燃燒組織技術，降低發動機關鍵技術風險。

激波風洞利用激波管末端激波反射后產生的高溫高壓氣體作為氣源，經過噴管膨脹后形成高超聲速來流。圖11為Zhang等^［⁵⁰^］試驗中使用的斜爆轟發動機樣機，該試驗采用JF-12爆轟驅動激波風洞開展。在一定工況范圍內，激波風洞可以通過提高激波強度將試驗氣體加熱至較高總溫，但其氣源總量相對直連臺較少，試驗時間較短。表2為部分采用激波風洞的斜爆轟試驗工況，試驗中最高總溫達到3 850 K，可以滿足不同高度與速度的斜爆轟發動機試驗要求，但激波風洞試驗時間僅為毫秒量級，適合開展純凈空氣來流斜爆轟起爆試驗，無法開展長時間發動機點火試驗。增加試驗時間需提高氣源總量，通過放大設備實現該目標成本較高難以實現。該技術可以開展飛行試驗前發動機全尺寸點火試驗，驗證發動機啟動過程，從而降低飛行試驗風險。

除以上兩種方法外，彈道靶^［^55-57^］也可以產生純凈的高超聲速來流開展斜爆轟試驗，如圖12所示。彈道靶由高速發射裝置與靶室組成，高速發射裝置將模型加速至數千米每秒，被發射至靶室中的模型在可燃氣體中飛行起爆斜爆轟波。高速發射裝置通常采用火藥驅動或輕質氣體驅動，可實現數百米至第一宇宙速度的最大發射速度^［^58-60^］。由于不需要加熱試驗氣流提高總溫，因此該試驗幾乎不存在來流污染。但該方法模型尺寸受到發射裝置限制，目前實驗中模型最大直徑為數十毫米量級^［⁶¹^］，且難以使用復雜的模型結構或安裝流動控制裝置。因此，該方法多用于斜爆轟機理研究，尚未用于斜爆轟發動機模型測試。

5 總結與展望

斜爆轟發動機在高馬赫數下具有釋熱迅速、來流適應性良好、燃燒效率高的優勢，具有成為高超聲速吸氣式推進系統的潛力。從以上斜爆轟發動機燃料摻混與燃燒組織技術研究進展可以看出，目前已在斜爆轟波加速起爆、波面位置調控、燃料噴注摻混技術、斜爆轟地面試驗技術等方面取得了大量進展，逐漸推動斜爆轟發動機從原理構想向實際樣機發展轉變。但當前研究與實際發動機工作狀態仍存在較大差距；地面模擬設備性能也難以完全滿足斜爆轟發動機測試需求。以上兩方面問題限制了斜爆轟發動機燃料摻混、燃燒組織技術驗證與進一步發展，為了充分利用斜爆轟諸多優點實現高效燃燒，仍需進一步深入開展相關技術基礎研究與試驗驗證。本文通過對當前斜爆轟發動機燃料摻混與燃燒組織技術研究回顧與分析，總結以下幾個未來研究方向：

（1）復雜來流條件燃燒室構型設計優化與燃燒組織技術驗證。當前研究多采用均勻定常層流來流狀態，與實際飛行來流狀態存在較大差距。實際燃燒室入口狀態受到飛行器機動、飛行高度等因素的影響，來流狀態復雜多變，燃燒室燃燒組織技術需要在非定常、非均勻來流下進行驗證和性能評估，從而選擇合適的技術方向并優化其調控效果。進氣道、摻混段中邊界層可能導致燃料提前燃燒，從而影響起爆過程與燃燒室性能，燃燒組織技術的選擇也應當考慮其影響。需要綜合考慮飛行過程對進氣壓縮、摻混影響，探索適用于非定常、非均勻來流的燃燒室構型與燃燒組織技術，并開展試驗驗證。

（2）高超聲速進氣道與燃料噴注方式耦合設計。斜爆轟發動機內流速度高，燃料摻混時間短，為獲得良好的摻混效果，采用外噴注構型可以延長摻混距離，采用流場中心與壁面同步噴注可以提高摻混均勻程度。但侵入式噴注裝置在進氣道中誘導強激波造成流動損失與熱負荷集中。同時，高超聲速進氣道中邊界層溫度高，可能誘發燃料提前燃燒。此外，燃燒室性能與來流燃料組分分布相關，在低速高效摻混同時，獲得合適的燃料組分分布對發動機性能至關重要。因此，在有限空間約束下實現高效摻混、降低流動損失是燃料摻混技術的關鍵。

（3）斜爆轟試驗裝置開發與先進測試技術應用。斜爆轟發動機工作狀態總溫總壓極高，目前可模擬其飛行狀態的地面試驗設備通常試驗時間短，長時間試驗設備則難以滿足其飛行狀態模擬，難以開展秒一級發動機內流點火試驗，開展新的地面試驗裝置研發是支撐斜爆轟燃燒組織技術發展的重要基礎。試驗中高總溫總壓來流狀態下，試驗測量時間窗口短、測試環境惡劣，常見傳感器難以應對來流沖刷與燒蝕。實現對斜爆轟發動機關鍵部件內流過程測量，需要應用高時空分辨率的非侵入式測量技術，同時需要精準的時序控制與測量裝置搭建，以保證測量時刻與位置的精確。此外，斜爆轟發動機工作于高超聲速，該狀態下發動機靜推力較小，試驗中對推力小量的測量對驗證發動機性能十分關鍵。

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Technology in Air-Breathing Oblique Detonation Engine

Shang Jiahao^{1，" 2，" 3*}， Cao Junwei^{1，" 2，" 3}

（1. China Airborne Missile Academy，" Luoyang 471009，" China;

2. Collaborative Innovation Center for Future Airborne Weapon Technology，" AVIC，" Beijing 100029，" China;

3. Chinese Aeronautical Establishment，" Beijing 100029，" China）

Abstract： The air-breathing oblique detonation engine （ODE） utilizing standing oblique detonation waves achieves stabilized combustion and highly efficient and rapid energy conversion in high Mach number flows. It holds significant potential and value as a propulsion system for hypersonic air-breathing applications. This paper reviews the recent advancements in the research of fuel mixing and combustion organization technology in ODE，" including combustion chamber flow control，" fuel sensitization，" and fuel injection technologies. Additionally，" it provides supplementary insights into the ground testing technology for ODE. Finally，" based on the current status of fuel mixing and combustion organization technology and ground testing technology，" this paper looks ahead to the future directions for technological development.

Key words： oblique detonation engine; detonation combustion; supersonic combustion chamber; hypersonic propulsion; fuel mixing; combustion organization

航空兵器2025年1期

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