噴注方案對CH4-O2旋轉爆轟發動機冷流摻混特性的影響

摘 要：""""" 旋轉爆轟發動機是一種可自增壓、 持續提供推力的新概念發動機， 在航空航天領域具有遠大的應用前景。 噴注結構是旋轉爆轟發動機設計的基礎， 為研究不同噴注方案下發動機內流場的演化過程， 本文選取模型為雙側噴注的環形燃燒室， 通過求解三維雷諾時均N-S方程， 針對噴孔直徑與旋流噴注角度變化開展了一系列冷流場研究。 結果表明： 增大噴孔直徑將有利于提高燃料射流動量， 增加燃料徑向穿透深度， 促進推進劑組分的擴散與混合； 增大旋流噴注角度將使得燃料射流動量下降， 氣流沿徑向發生顯著偏折， 降低混合效率。 低噴注動量的燃料射流難以與氧化劑主流充分摻混， 受氣流沖擊影響嚴重， 表現出沿燃燒室內外壁面分布的特性， 在流場中心形成帶狀的低濃度區， 最終導致混合不充分現象。

關鍵詞："""" 旋轉爆轟； 噴注結構； 摻混； 噴孔直徑； 旋流

中圖分類號："""""" TJ760； V231

文獻標識碼：""" A

文章編號："""" 1673-5048（2025）01-0099-08

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2025.0002

0 引" 言

旋轉爆轟發動機（Rotating Detonation Engine， RDE）是一種可在封閉構型燃燒室內旋轉自持的新型發動機， 具有熱循環效率高、 無需重復點火、 組合形式多樣等特點。 該設計理念由Voitsekhovskii^［1-2］在20世紀50年代率先提出， 并于60年代在盤型燃燒室內首次實現了旋轉爆轟的成功運行。 此后， Bykovskii等^［3-4］與Nicolls等^［5］分別就爆轟于噴氣推進領域的工程應用潛力進行了一系列探索研究。 時至今日， RDE已然成為新概念推進領域的研究熱點， 有望成為下一代高超聲速推進動力的備選方案， 美國、 俄羅斯、 日本、 德國、 法國等國家均針對旋轉爆轟開展了大量相關研究。

經典爆轟物理理論認為， 作為燃燒波與激波的高度耦合現象， 爆轟波的前導激波后將會因橫波反射而產生魚鱗狀結構^［6］， 并由此衍生出胞格概念。 胞格尺寸對爆轟波的形成與發展機制起到至關重要的作用， 尺寸越小， 反應活性越高、 可爆性越強。 此參數對爆轟混合物當量比的變化較為敏感， 根據Aminallah等^［7］的試驗結果， 對于本文采用的CH4-O2混合氣， 其在120 kPa和293 K條件下的胞格尺寸在當量比0.76與1.09時分別為3.49 mm與2.09 mm， 爆轟性質存在顯著差異， 可見燃燒室內混合氣的局部當量比分布不均勻將對爆轟發動機特性產生巨大影響； 并且， 在現有RDE試驗^［8-10］中， 已廣泛觀察到燃燒室內旋轉傳播的爆轟波將與噴注結構相互作用， 由此導致的包括集氣腔壓力振蕩與聲學耦合在內的諸多現象將深刻影響爆轟波起爆與自持。 由此可知， 噴注結構與相應參數的設計是RDE研究的基礎， 良好的抗反壓性能與燃料摻混特性有助于旋轉爆轟波在燃燒室內的起爆與自持傳播^［11］， 也有利于拓寬自持工況范圍。

由于仿真可直觀獲得全流場數據， 目前針對噴注與混合過程的研究以二維與三維數值模擬為主。 Schwer等^［12-13］通過二維仿真探索了噴注面積與幾何形狀對旋轉爆轟的影響， 在集氣腔中觀測到了與爆轟波同頻的壓力振蕩， 且振幅隨噴注面積增大而增加。 徐雪陽等^［14-15］使用三維非預混數值模擬， 全面分析了質量流率、 當量比等噴注參數與噴注位置、 角度、 單雙側噴注等噴注結構對混合效果影響的作用機理。 Weiss等^［16］采用雷諾平均方程（Reynolds Average Navier-Stokes， RANS）詳細研究了高速射流、 回流區、 渦旋如何作用于混合過程。 Lietz等^［17］在大渦模擬（Large-Eddy Simulation， LES）的基礎上開展了高保真數值模擬， 注意到噴注參數改變將顯著影響爆轟前沿， 并導致小尺度變化的發生。 Kou等^［18］針對噴注孔間距的變化開展了試驗研究， 引入無量綱參數并確定了其最優值， 總結了更改當量比導致的不穩定爆轟工況范圍變化的規律。

根據Bykovskii等^［4］提出的公式， 爆轟波在燃燒室內穩定傳播條件需滿足波高大于等于臨界高度， 即噴注結構在爆轟波掃掠后必須迅速恢復噴注以維持可燃混合氣累積層高度， 使得旋轉爆轟得以自持。 然而， 爆轟波在燃燒室內以高度非定常的形式自持， 噴注結構與爆轟波的相互耦合將導致一系列不穩定爆轟現象； 旋流噴注則可使得部分噴注動量與爆轟傳播方向平行， 減少波頭的高度波動， 一定程度減弱瞬時傳播特性的不穩定。 Zhou等^［19］設計了偏轉角度為60°的旋流噴注結構并通過試驗研究了煤油/摻氫空氣在此條件下的爆轟性質， 觀察到大量的模態轉換、 低頻振蕩與零星爆轟等不穩定現象。 Shao等^［20］通過二維數值模擬針對不同旋流噴注角度作用于旋轉爆轟波的影響進行了仿真， 認為在波高不受明顯影響的前提下， 旋流噴注使得反應區恢復填充的混合氣更加均勻， 減輕了推進劑消耗速率的振蕩， 并觀測到爆轟前沿區域開爾文-亥姆霍茲不穩定性的明顯改善， 可知旋流噴注更有利于爆轟波穩定自持。

推進劑混合特性是旋轉爆轟起爆與自持的基礎， 噴注結構的變化將直接影響燃燒室可爆性、 爆轟效率與傳播穩定性^［21］。 目前， 基于雙側噴注構型的噴注孔徑變化研究尚顯不足， 亦未存在可顯著改善爆轟不穩定的旋流噴注方案， 冷態旋流流場下燃料與氧化劑的分布特性亟待深入研究。 為深入研究高效噴注摻混方案， 并為旋流噴注下旋轉爆轟發動機流場分布提供參考， 本文擬針對噴注孔徑與旋流噴注角度的變化開展三維冷態流場數值模擬研究。

1 計算模型與方法

1.1 物理模型

本文采用的旋轉爆轟發動機模型如圖1所示， 其中， 氧氣為環縫進氣， 甲烷為小孔進氣。 氧化劑經過收縮-擴張的Laval結構進入燃燒室， 在擴張段壁面均勻分布著若干對稱的燃料噴注孔， 內外環集氣腔內的甲烷由此注入燃燒室中。 發動機擴張段長20 mm， 燃燒室長度為60 mm， 燃燒室內外半徑分別為30 mm與38 mm， 氧氣噴注喉部寬度為1.2 mm。 基于發動機設計參數與流量要求， 選取的噴孔直徑為0.8 mm， 0.6 mm與0.5 mm， 并在改變噴孔直徑時通過增加噴孔數量保持總噴注面積不變， 達到控制變量的效果。 旋流噴注下， 燃料噴孔則將與氧氣來流成圖1（c）所示的夾角， 圖中夾角為30°。 由于較小的旋流角度對流場周向動量影響較弱， 較大的旋流角度將使得氣流與設計工況下的軸向馬赫數偏差較大， 無法充分形成對照， 參照Shao等^［20］對旋流角度變化的研究， 本文選定的旋流角度為30°， 45°與60°。 本文各算例對應的噴孔直徑d與旋流噴注角度α如表1所示。

1.2 計算方法

本文對噴注混合過程進行了三維全流場數值模擬， 采用隱式Coupled求解器進行穩態雙精度求解； 對流通量采用Roe格式分解； 動量方程、 湍流方程以及能量方程的離散格式均為二階迎風格式。 數值解收斂標準為各項殘差值下降三個數量級， 且入口與出口流量達到定常。 對熱力參數使用NASA分段多項式擬合每一種組分的比熱， 采用分子動力學理論計算各組分的導熱系數與動力粘度， 再利用理想氣體混合定律確定混合氣的熱力性質。

1.2.1 控制方程

本文將針對有粘的Navier-Stokes方程進行求解， 包含如下所示的連續性方程、 動量方程與能量方程：

ρt+Δ·（ρV）=0（1）

t（ρV）+Δ·（ρV）=Δ·σ+ρg（2）

t（ρCpT）+Δ·ρCpTV=Δ·（λΔT）+DpDt+D+

V·ρF（3）

式中： ρ為流體密度； V為速度矢量； σ為表面力； g為體積力； Cp為定壓比熱容； T為流體溫度； λ為導熱系數； D為粘性耗散項； F為體積應力。

1.2.2 湍流方程

非預混條件下， 粘性是影響噴注混合過程的重要因素， 本文采用SST k-ω兩方程模型^［22］計算， 該模型在遠場采用k-ε模型， 壁面附近激活k-ω模型， 并通過混合函數實現模型的切換。 方程具體形式如下：

DρkDt=τijuixj－β*ρωk+xj（μ+σkμt）kxj（4）

DρwDt=Yvtτijuixj－βρω2+xj（μ+σωμt）ωxj+2（1－F1）ρσω21ω kxjωxj（5）

式中： k為湍流動能； ω為湍流耗散率； ui為速度分量； μ為動力粘度； μt為湍流動力粘度； vt為k與ω之比值； Y， β， β*， σk， σω， F1均為模型參數， 具體取值同Menter^［21］一致； τij為雷諾應力張量， 定義為

τij=μtuixj+ujxi－23ukxkδij（6）

式中： δij為克羅內克爾符號。

1.3 邊界條件

本文中的各算例采用相同的氣動參數， 計算模型包含甲烷與氧氣兩組壓力入口， 絕對壓力分別為709 275 Pa與607 950 Pa； 出口絕對壓力的選擇則考慮應用環境而選為50 000 Pa； 壁面均選為無滑移絕熱壁； 邊界溫度均為300 K； 計算初始化將從氧氣入口開始， 并填充300 K、 0.1 MPa的氧氣。 具體計算參數如表2所示。

1.4 無關性驗證

本文采用六面體與分層多棱柱（Poly-Hexcore）方法進行網格劃分，并對噴孔區域采取局部加密以提高算例的可靠性， 網格示意圖如圖2（a）所示。 分別使用3套網格進行無關性驗證， 網格數量分別為102萬， 184萬和295萬， 燃燒室主流區域平均尺寸約為0.8 mm， 0.6 mm和0.4 mm， 具體無關性驗證結果如圖2（b）所示。 由圖可知， 燃燒室中軸線的馬赫數在加密后波動較小， 中等網格與細網格下燃燒室主流區馬赫數間的偏差不超過2%， 甲烷濃度偏差不超過0.5%， 捕捉到的流場結構與波系基本一致。 結合網格精度， 出于計算資源考慮， 本文最終選用中等尺寸網格對流場進行劃分。

2 計算結果與討論

本文將參考以下無量綱參數以確保可充分衡量各工況下的摻混性能。 引入混合效率η（z）^［23］以充分描述推進劑混合狀況：

η（z）=c′CH4·ρω·dxdycCH4·ρω· dxdy（7）

式中： ρ為混合氣密度； ω為軸向速度； cCH4為甲烷質量分數， 可發生反應的甲烷濃度c′CH4定義為

c′CH4=cCH4"""""" cCH4≤c^stoicCH4

1－cCH41－c^stoicCH4·c^stoicCH4cCH4gt;c^stoicCH4 （8）

式中： c^stoicCH4為達到化學計量當量比時甲烷的質量分數， 此處應為0.2； η（z）的取值應在0～1之間， 愈接近1表征摻混性能愈加良好。 此外， 使用質量平均后的總壓恢復系數與噴注動量比q衡量噴注效果。

σ=Pt， outPt， in（9）

q=ρCH4u4CH4·dxdyρO2u2O2· dxdy（10）

式中： Pt，in與Pt，out分別為質量加權后的各個進口與出口總壓； ρCH4與ρO2分別為甲烷與氧氣的密度； uCH4與uO2分別為甲烷與氧氣的噴注速度。

2.1 不同噴孔直徑下流場特性分析

本節針對噴孔直徑d分別為0.8 mm， 0.6 mm， 0.5 mm的算例Case1， Case2， Case3進行分析， 首先討論作為基準構型的Case1。 圖3為該工況下馬赫數與甲烷分布示意圖， 由圖3（a）可知， 在噴注過程中， 氧氣和甲烷從集氣腔中分別經Laval噴管和小孔噴出， 其中經Laval噴管加速的氧氣射流在喉道至噴注平面前可達馬赫數1.2～1.4， 由燃料噴注孔進入的甲烷射流馬赫數則整體處于0.5～1.0之間， 孔內靠近氧化劑環縫側的氣流較燃燒室側有著更高的流動速度， 二者于軸向位置為x=2.5 mm的噴注平面處沖擊、 混合并形成復雜的激波波系， 而后混合氣在擴張段流道中獲得充分膨脹， 最終在燃燒室主流區域加速至馬赫數2.8～2.9并由出口高速排出。 由局部放大圖可知， 射流在噴注平面前后存在局部低速區R1和R2， 此為氧氣射流受甲烷射流阻礙所致， 并最終形成類似圓柱繞流的特征， 該現象在噴注達到穩態后將逐漸減弱； 噴注面附近波面呈雙峰形分布， 并隨著甲烷組分擴散、 動量降低恢復錐形的波陣面。 圖3 （b）為甲烷組分分布云圖， 其中軸向沿程截面分別截取噴注面x=2.5 mm與x=10， 20， 30， 40， 50， 60 mm各截面， 可觀察到內外環注入的甲烷射流在高速注入擴張段后受氧氣射流影響， 徑向動量減小、 流動發生偏轉， 并開始向周向方向大量擴散， 與四周的氧氣摻混。 燃料主流從x=2.5 mm噴注平面處穿透至約x=7.5 mm平面后， 甲烷射流動量開始發生明顯衰減， 隨后以0.2左右的恰當量比質量分數在燃燒室主流區域廣泛分布， 壁面區域則受約1.5 mm厚的邊界層影響， 組分分布質量分數由0.2遞減至0。 隨著流道向燃燒室中下游發展， 自x=40 mm到x=60 mm截面， 主流的沖擊效果逐漸減弱，" 中心軸線附近甲烷組

分穩定保持0.2的質量分數，" 邊界層厚度隨之亦略有增加， 由1.5 mm增加至2.3 mm。

圖4與圖5分別為Case2與Case3工況（噴孔直徑d分別為0.6 mm與0.5 mm）下馬赫數與甲烷組分分布示意圖。 由圖4馬赫數云圖可知， 流場馬赫數分布并無明顯變化， 僅體現在噴注平面附近高速入射氣流與主流對撞后誘發的激波前沿小尺度變化， 使得波鋒面更接近錐形， 而非Case1中的雙峰形。 該情況的產生原因系流場高速區源于Laval噴管收縮-擴張結構對氣流軸向速度的加速， 甲烷射流注入后對通過擴張段膨脹的主流擾動停留在內外壁面側， 未受擾動的中央氣流形成錐形波面。 圖5所示的甲烷組分分布云圖則可完全體現改變噴孔直徑后的影響： Case2與Case3工況下， 甲烷射流無法穿透至燃燒室中心區域， 在氧氣射流的沖擊下發生強烈偏轉， 組分主要沿壁面兩側分布， 中心位置則分布較少， 在靠近x=2.5 mm噴注平面側的中軸附近區域甚至均產生了如V1和V2所示的低濃度區。 此現象的誘因在于縮小孔徑后， 由每個噴孔注入燃燒室的甲烷射流噴注動量大幅下降， 用于徑向穿透的動量亦隨之下降， 甲烷無法向徑向充分擴散， 在主流沖擊下只能沿內外壁面兩側分布。 由中心低濃度區對比同樣可知， Case3的帶狀低濃度區V2可延伸至平面x=40 mm、 寬度為4.3 mm， 相較Case2延伸至平面x=25 mm、 寬3.7 mm的低濃度區V1分布更廣、 更狹長， 甲烷組分距壁面更為接近， 邊界層效應微弱， 表明Case3工況中內外環噴注的甲烷射流受主流影響較為嚴重， 向兩側壁面偏轉較大， 這與Case3工況中的噴孔直徑d更小、 孔均噴注動量更低相對應。 此外， 兩種工況下均可觀測到超音速氣流的馬赫數在燃燒室尾段因受出口反壓影響而逐漸衰弱， 由噴注平面至出口平面的噴注壓降不足從而導致的氣流過膨脹將使得燃燒室尾部出現部分回流， 本現象與發動機基準構型設計時綜合考慮冷態流動與熱態點火過程的預計工況表現一致， 并在實際壓降更低的Case2與Case3中表現更為顯著。

圖6為不同噴孔直徑下各軸向沿程截面的混合效率示意圖， 截面與前文選取一致。 由圖中可看出， 甲烷的混合不充分主要集中在噴注平面x=2.5 mm至x=10 mm擴張段中線處， 在進入燃燒室后， 三種工況的混合效率均保持總體穩定。 其中， Case1的混合效率全程基本控制在0.9以上， 且在流道擴張段與燃燒室各截面的組分分布較另兩個工況具有明顯優勢。 Case2與Case3在噴注面附近表現出顯著的不均勻， 壁面兩側過于狹長的分布使得中心區域缺乏燃料分布， 進而使得頭部混合效率低。 表3為不同噴孔直徑下各工況的總壓恢復系數σ與動量比q， 由表可知Case1與Case3的總壓恢復系數數值都偏小， 其值在0.256左右， 經分析， 可能的原因為前者在噴注混合中因高速入射撞擊混合導致的粘性耗散與后者過于貼近壁面邊界層導致的熱邊界層耗散， 使得部分能量產生損失， 而孔徑介于兩者之間的Case2總壓損失反而偏小。 動量比q則呈現明顯的遞減趨勢， 體現了孔徑減小、 噴孔數量增加后各孔噴注動量的減少， 與前文分析相互對應。

2.2 不同旋流噴注角度下流場特性分析

本節將針對旋流角度α分別為30°， 45°， 60°Case4， Case5， Case6算例開展詳細分析。 為準確展現旋流導致的周向流場變化， 除y=0 mm截面外， 還將截取內壁面在y=0 mm截面后的發動機主流場進行對比研究， 圖7即為三種工況下馬赫數分布示意圖。 由y=0 mm截面圖中可明顯看出， 旋流噴注下的馬赫數在軸向分布上表現出與Case2和Case3的縮小孔徑算例相似的流場， 波面不同程度上均呈錐形陣列， 馬赫數沿擴張段充分膨脹至2.8左右， 此為旋流噴注使得部分動量轉移至周向、 射流的徑向穿透動量削弱所導致的。 內壁面馬赫數分布云圖在x=2.5 mm至x=5 mm平面處表現出顯著的馬赫數偏折， 此時甲烷射流周向動量在總動量所占比例較大， 三個算例均可觀察到明顯的甲烷馬赫數尾跡同噴注孔所在平面的偏移與錯位。 隨著混合氣流在擴張段充分混合、 持續膨脹， 軸向速度不斷增加、 周向速度逐漸統一， 在到達x=20 mm平面、 進入燃燒室頭部后， 主流速度基本保持各向一致， 壁面區域則受邊界層效應影響， 馬赫數降低。 在燃燒室出口平面前， 受噴注軸向總動量減小、 壓降不足所影響， 同樣可觀察到與Case2和Case3相似的回流現象。

圖8為Case4， Case5， Case6的甲烷組分分布示意圖。 采用旋流噴注后， 三個算例的y=0 mm軸向截面甲烷組分分布視圖均與噴孔直徑d相同的Case1存在顯著差異： α為30°的Case4在中心截面處尚存在內外集氣腔分別注入的兩股衰減嚴重的甲烷氣流， 而α為45°與60°的Case5與Case6則完全表現出燃料射流貼近內外壁面的組分分布， 并由此在流場中央形成巨大的低濃度帶狀區域V3和V4， 區域分布隨旋流角度的增大、 徑向動量的減少依次擴大。" 此外，" 三個算例的內壁面甲烷分布云圖均觀察到如C1， C2， C3所示的甲烷以帶狀成股軸向流動現象， 其中C1成股流動的燃料帶較窄、 噴孔耦合數量亦偏少， C2則常為5～7個相鄰噴孔耦合流動， C3出現了多組3～5個相鄰噴孔分多股成帶狀流向燃燒室出口。 此典型現象集中體現了過膨脹條件下， 燃燒室反壓與火箭發動機相鄰噴孔間高速射流相互作用所導致的流體之間的耦合流動， 該帶狀分布現象受旋流噴注角度改變、 各方向動量比占比變化影響， 表現出不同程度的關聯耦合。

圖9為不同旋流噴注角度下各軸向沿程截面的混合效率， 選取截面與2.1節保持一致。 由圖中可看出， 所有旋流工況下發動機在噴注平面x=2.5 mm處的摻混情況均不理想， 混合效率接近25%， 其主要原因為噴注平面附近流道寬度較窄， 燃料射流被主流擠壓至兩側的窄小區域內形成局部高濃度區， 中心區域的燃料組分分布接近于無， 使得混合效率遠低于孔徑相同的Case1； 而隨著向流道下游發展， 燃料組分在徑向方向充分擴散， 三種旋流角度下算例混合效率的差異較為明顯： Case4混合效率最高， 組分擴散最廣， Case5的摻混性能較為接近， 而Case6混合效率最低， 即使發展到燃燒室中下游區域， 在較長的擴散距離下其值亦僅有0.9。 表4為各個工況下總壓恢復系數的變化， 其值基本保持穩定不變， 可判斷更改旋流角度對噴注混合過程中的總壓損失并無明顯影響。 噴注動量比同樣隨旋流角度的增大而減小， 其中Case4的動量比便已達到0.677 6， 低于2.1節中的Case2即d=0.6 mm工況下的噴注動量比0.713 1， 表明旋流噴注大幅降低了燃料射流注入燃燒室內的動量。

3 總" 結

本文基于三維RANS數值模擬， 針對不同噴孔直徑與不同旋流噴注角度下的火箭基旋轉爆轟發動機冷流場開展了一系列研究， 結論如下：

（1） 噴孔直徑變化將使得推進劑分布出現不同的特點。 孔徑增大， 燃料射流穿透深度增加， 可噴注至流道中心集中分布形成高濃度區， 再向兩側壁面區域擴散， 組分濃度沿徑向向外依次遞減， 混合效率整體較高； 孔徑縮小， 燃料射流穿透距離不足， 受氧化劑主流沖擊影響而在兩側壁面分布， 難以擴散至流道中心， 混合效率較低， 并因壓降不足而出現部分回流現象。

（2） 旋流噴注角度增加將減少徑向噴注動量， 使得相同孔徑下的燃料射流更難以穿透至中心流道位置， 組分沿兩側壁面分布， 不利于提高混合效率。 此外， 帶有初始周向動量的燃料射流將發生不同程度的偏移， 并出現相鄰噴孔射流間耦合成股流動、 形成燃料帶的現象。

（3） 在燃燒室中下游， 隨著組分擴散與質量輸送在長軸向距離的持續進行， 混合效率基本保持穩定在較高的數值； 總壓恢復系數在各噴注方案下均表現平穩， 受噴孔直徑與旋流角度變化影響較小； 燃料與氧化劑的噴注動量比則隨噴注方案更改而有較大波動， 并顯著表現于冷態流場特性的演化。

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Effect of Injection Scheme on Mixing Characteristic of

Methane-Oxygen Rotating Detonation Engine

Liu Xiangyu1， Zhao Nannan2， Zhu Long1， Huang Yakun1， Wang Yuanding3， Zheng Quan^1*， Weng Chunsheng1

（1. National Key Laboratory of Transient Physics， Nanjing University of Science and Technology， Nanjing 210094， China;

2. China Aerospace Science and Technology Corporation， Xi’an 710100， China;

3. Shanghai Engineering Research Center of Space Engine， Shanghai Institute of Space Propulsion， Shanghai 201112， China）

Abstract： Rotating detonation engine is known as a new concept engine which has the property of self-pressurization and continuous thrust supply. It has already shown ambitious potential for applications in the aviation and aerospace field. As the injection structure is the foundation for researchers to design the engine， the evolution process of the flow distribution under different injection schemes has been studied in this article. A model with dual-side injection in an annular combustion chamber has been adopted， and by solving the three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations， a series of works have been conducted aiming on transformation in nozzle diameter and swirling injection angle. The results indicate that the addition of nozzle diameter is beneficial for enhancing the momentum of the fuel jet flow， increasing the radial penetration depth and promoting the diffusion as well as the mixing of propellant components. It is also suggested that the increments of swirl injection angle leads to the decrease in fuel jet momentum， causing significant deflection of flow in the radial direction and reducing mixing efficiency. It proves difficult for the fuel jet with low injection momentum to mix adequately with the oxidizer mainstream， severely affected by main flow impacts and finally distributed along the inner and outer wall， forming a low banding concentration zone in the center area of combustion and non-uniform distribution.

Key words： rotating detonation； injection structure； mixing； orifice diameter； swirling flow