郑权， 李宝星， 翁春生， 白桥栋

(南京理工大学 瞬态物理国家重点实验室, 江苏 南京 210094)



双波对撞模态下的液态燃料旋转爆轰发动机推力测试研究

郑权， 李宝星， 翁春生， 白桥栋

(南京理工大学 瞬态物理国家重点实验室, 江苏 南京 210094)

在环形阵列式连续旋转爆轰发动机上，以汽油/富氧空气为工质，分析了双波对撞模态下爆轰波自持的传播特征、时域频域特征和爆轰波高度，测量了发动机模型在双波对撞模态下的一维推力。试验结果表明：在富氧空气(34.3%O2和65.7% N2)流量为945.3 g/s、汽油流量为84.3 g/s、当量比为0.82的工况下，爆轰波平均传播频率为2.174 kHz，平均传播速度为1 051 m/s，爆轰波高度在55～70 mm之间，有效推力为607.3 N，单位面积推力8.587×104N/m2，燃料比冲为735.1 s. 推力曲线表明：双波对撞模态下发动机推力波动较大，推力围绕推力平均值振荡，稳定工作阶段发动机振动频率与爆轰波传播频率基本一致。

兵器科学与技术； 连续旋转爆轰发动机； 汽油/富氧空气混合物； 双波对撞模态； 时频分析； 推力； 比冲

0 引言

连续旋转爆轰发动机(CRDE)通常采用环形燃烧室，燃料和氧化剂进行单独喷注，燃烧室内存在一个或多个爆轰波沿周向持续传播，爆轰波后产生高温高压爆轰产物迅速膨胀，从CRDE的尾部高速排出，从而产生持续的推力。CRDE只需单次点火即可形成稳定的连续旋转爆轰波，燃料的连续填充，使得其具有更高的燃料平均流量，可提供更大的推力，具有热力循环效率高、结构简单、推重比大等优点。CRDE的诸多优点，使得其在新型超声速、高超声速推进系统研究领域具有广阔的应用前景[1-3]。

俄罗斯拉夫连季耶夫流体力学研究所(LIH)的Bykovskii等[4-7]采用了多种气态、液态燃料在不同发动机结构上进行了试验研究，分析了发动机出口压力、推进剂喷注压力降、推进剂总质量流量、燃烧室结构参数、尾喷管构型等因素对连续旋转爆轰波流场结构和传播机理的影响研究，基于速度补偿观测方法，对旋转爆轰波的传播过程进行了记录。Kindracki等[8-9]分析了火箭基旋转爆轰波起爆过程和传播稳定性，并对多种气态推进剂组合、燃烧室长度和燃烧室内壁面构型进行了试验研究。国内方面，郑权等[10]、李宝星等[11]对液态燃料旋转爆轰发动机进行了试验和数值研究；WANG等[12]、Yao等[13]分析了H2/空气旋转爆轰发动机燃料喷注速度极限和喷管对其推进性能的影响，以及不同进气压力和喷注方式下多波头现象的形成机制；刘世杰等[14-15]对连续旋转爆轰波结构、传播模态和自持传播机理进行了大量的试验和数值研究。

CRDE的相关数值研究验证了其优越的推进性能。Schwer等[16-17]对旋转爆轰波的流场结构和发动机推进性能进行了数值分析，在喷注压力与出口背压之比5～30的范围内，模拟了H2/空气喷射比对发动机的燃料比冲的影响，得到的比冲变化范围为3 845～5 560 s. Shao等[18]分析了不同的来流总压条件下，流量与比冲的变化规律，对于较高的来流总压，流量呈线性增长，但比冲变化微小，维持在2 200 s左右。Braun等[19]通过数值计算获得吸气式CRDE适宜工作范围为1.5～5 Ma，使用C3H8为燃料时，比冲可达1 500 s，使用H2时比冲可达3 800 s.

国内外部分单位针对CRDE的推进性能开展了试验研究。美国俄亥俄州立大学Suchocki等[20]使用H2/空气对CRDE进行了推力测试，在空气质量流量为40 lb/min时，产生大约50 lb(222.5 N)推力；当改变空气氧含量(23% O2和77% N2)时，50 lb/min的流量产生了65 lb(289.3 N)推力；当富氧空气(24.8%O2和75.2% N2)质量流量达到130 lb/min时，得到了超过200 lb(890 N)的推力，即使进行了如此大流量的试验测试，他们依然未发现富氧空气的质量流量上限。波兰华沙工业大学的Kindracki等[8]进行了火箭基CH4/O2的CRDE推力性能测试，发动机模型内径140 mm，外径150 mm，带有塞式喷管，获得了平均250～300 N的推力，单位面积推力达110～130 kN/m2. Daniau[2]使用煤油/氧气，在内径50 mm、长100 mm的发动机上获得了2 750 N的推力，如果安装喷管推力可以更大，进一步证明了CRDE在推力方面的巨大潜力。林伟等[21-22]进行了单波和双波模态下H2/空气CRDE推力测试，获得的有效推力分别为183.7 N和808.5 N，对应的燃料比冲为3 048 s和4 125 s.

本文在环形阵列式CRDE模型上，以汽油为燃料，供应大流量富氧空气工质，爆轰波以长时间维持的双波对撞模态存在，对该传播模态下的爆轰波传播特征、高频压力时域和频域分布特征、爆轰波高度进行了分析，并对双波对撞模态的形成机制进行了研究，开展了该模态下的轴向一维推力测量和性能分析。

1 试验系统介绍

试验系统由环形阵列式CRDE模型、起爆装置、供气/供油系统、集气腔、推力测试平台、高频压力/高频推力传感器及采集系统几部分组成，试验系统如图1所示。

1.1 发动机模型及起爆装置

环形阵列式CRDE采用环形燃烧室，环形燃烧室内直径为120 mm，外直径为153 mm，燃烧室外壁面长235 mm. 距离进气环缝出口轴向55 mm断面上，以切向喷注口定义为0°起点，从发动机出口方向观测，逆时针方向沿燃烧室外壁面周向分布压力传感器P1(55 mm，0°)、P2(55 mm，60°)、P3(55 mm，120°)和P4(55 mm，240°)；在240°角度上，沿发动机轴向方向间隔15 mm均匀分布P5(70 mm，240°)、P6(85 mm，240°)、P7(100m，240°)，如图2(a)所示。使用微小型脉冲爆轰发动机(PDE)切向安装进行起爆，尾部装有P8和P9，距离出口分别为165 mm和65 mm，如图2(b)所示。采用了环形阵列式精细雾化装置，16个喷嘴以环形阵列形式分布，雾化后的燃料平均液滴直径约为40 μm，喷嘴喷注角度为60°，如图3所示。

图1 试验系统图Fig.1 Experimental system

图2 压力传感器及微小型PDE相对位置示意图Fig.2 Schematic diagram of pressure sensor and micro pulse detonation engine

图3 环形阵列式精细雾化装置结构示意图Fig.3 Schematic diagram of ring array atomization device

1.2 供气/供油系统

发动机燃料存储于高压反应釜内，通过高压反应釜上端盖进气口喷注N2调节背压，燃料通过主管路经电磁阀控制进行喷注，油路流量计安装于电磁阀前端，电磁阀开启后燃料进入环形分支管路，随后进入环形阵列式精细雾化装置在燃烧室头部进行喷注雾化。空气存储于高压罐中，高压罐内初始压力为4.85 MPa，经气体流量计和电磁阀后喷入集气腔头部；四路O2经气体流量计和电磁阀于距离空气入口轴向100 mm截面处，以切向旋流方式喷入集气腔头部，与前端喷入空气进行预混合。集气腔内空气与O2混合气的压力可调范围为0.3～0.8 MPa，其预混过程好坏直接影响到燃烧室头部周向氧化剂分布是否均匀。

1.3 推力测试平台

推力测试平台如图1所示。推力测试平台上装有一对平行滑轨，两条滑轨中心距为800 mm，滑轨上安装有3块可依靠滑块轴向移动的铝板，第1块用于安装推力壁，被固定于发动机集气腔前端，发动机模型及集气腔通过支架固定于第2块和第3块铝板上，整体可以轴向移动。集气腔头部端面刚性连接有一个圆柱体，用于将发动机产生的推力传递至高频动态推力传感器上，为保证推力测量不产生偏转力矩，高频推力传感器安装位置经过校对，保证了发动机模型与高频推力传感器的同轴度。

1.4 高频压力/推力传感器及采集系统

高频数据采集系统共有8个通道，采样频率设定为500 000采样点/s. 高频压力传感器量程为3 450 kPa，灵敏度为1.45 mV/kPa，分辨率为0.014 kPa,谐振频率≥500 kHz，上升时间≤1.0 μs，低频响应0.01 Hz，非线性误差≤1.0%FS，工作温度范围为-73～135 ℃，灵敏度温度系数≤0.054%/℃. 高频推力传感器为压电式动态传感器，传感器灵敏度为224.82 mV/kN，压力量程为22.24 kN，拉力量程为2.224 kN，最大静态压力为35.59 kN，最大静态拉力为2.224 kN，低频响应为0.003 Hz，频响上限为36 000 Hz，非线性误差≤1.0%FS，工作温度范围为-54～121 ℃，灵敏度温度系数≤0.09%/℃. 微小型PDE H2/O2、燃料、氧气和空气的喷注时刻，以及点火时间均由单片机进行控制。

2 试验结果及理论分析

2.1 试验时序

试验系统时序如图4所示，试验开始前打开压力传感器冷却水和风机，0 ms时刻向微小型PDE内喷注H2/O2，550 ms时刻向CRDE集气腔头部喷注空气/O2，650 ms时刻开启燃料主管路电磁阀和压力/推力数据采集系统，800 ms时刻停止喷注微小型PDE H2/O2，900 ms进行点火，Δt为点火延迟时间，tCRDE为发动机工作时间，由试验工况决定，发动机熄火过程先关闭燃料和氧气主管路电磁阀，持续喷注空气数秒后关闭空气主管路电磁阀，熄火过程完成。

图4 CRDE发动机试验时序图Fig.4 Schematic diagram of CRDE test time sequence

2.2 高频压力时域和频域分析

图5为P1～P4所采集的原始压力信号，由于起爆后燃烧室头部温度急剧上升，高频压力原始信号受高温和传感器放电常数影响，超出了高频压力采集系统的测量下限，出现了压力信号截止的现象，故未能测得发动机整个工作时间内的全部高频压力信号。采用高通滤波方法对原始高频压力信号进行了处理，阀值为0.5 kHz，处理后的爆轰波高频压力整体分布如图6所示，为了便于对比压力幅值，对P1～P4所得压力信号基线进行了调整。此次试验工况下富氧空气(34.3%O2和65.7% N2)流量为945.3 g/s，汽油流量为84.3 g/s，当量比为0.82，发动机工作时间为1 s.

对爆轰波高频压力信号进行放大分析处理，P1在154.1 ms时刻采集到第1个压力峰值，爆轰压力为0.85 MPa，根据传感器之间初始波峰时间间隔计算可得，微小型PDE的初始爆轰波传播速度为770.4 m/s. 收缩- 扩张进气环缝轴向进气流速较高，会在切向起爆入口处形成一个负压区[14]，导致微小型PDE内H2/O2在点火前损失较多，导致起爆能量不足，初始爆轰波压力和波速偏低也是导致旋转爆轰波波速亏损的原因之一。初始爆轰波进入环形燃烧室后，引燃氧化剂与雾化汽油颗粒的预混气，在相反方向上引起压力扰动，经过约34 ms的起爆过程，形成了自持传播的旋转爆轰波，起爆过程时间的长短与点火能量、燃料雾化粒径、燃料颗粒与氧化剂的预混合效果有关。

该工况下，在该发动机模型上旋转爆轰波为双波对撞传播模态，爆轰波局部压力振荡特征曲线如图7所示，燃烧室内存在两个爆轰波头，传播方向相反，周期性发生对撞。双波对撞点主要集中于P2和P4附近，每一个双波对撞周期内P1和P3存在两个压力峰值，压力峰值上升沿时刻一致但低于P4处的压力峰值，其传播过程示意图如图8所示，对撞点附近燃烧室温度上升较快，P2和P4由于温度滑移，在500 ms附近即出现了压力信号截止，P1和P3处燃烧室温度上升幅值较为滞后，分别在530 ms和580 ms出现压力信号截止，如图6所示。

图5 原始压力信号Fig.5 Original pressure signal

图6 高通滤波后的压力信号Fig.6 Pressure signal after high-pass filtering

图7 双波对撞点位于P4的压力随时间分布Fig.7 Distribution of pressure on two-wave collision point at P4 vs. time

图8 双波对撞点位于P4的传播过程示意图Fig.8 Schematic diagram of propagation of two-wave collision point at P4

但P4所得压力峰值存在压力振荡现象，是由于第1个双波对撞周期P4点处产生的对撞压力峰值，高于氧化剂轴向喷注压力，导致在P4点附近区域内形成短时壅塞区，该模态下爆轰波周向传播速度远大于氧化剂轴向喷注速度，透射激波m和透射激波n远离P4于P2点对撞后再次返回P4的一个双波对撞周期内，P4点处的短时壅塞现象无法完全恢复，导致了不同双波对撞周期内P4点处积累的预混可燃气体层高度存在差异；每一个双波对撞周期内，预混段内燃料的喷注雾化，轴向喷注的氧化剂对燃油颗粒的剪切力所形成的二次雾化掺混过程，以及预混段内的流场分布均无法保持一致，诸多因素综合导致了双波对撞模态下压力峰值振荡的现象。双波对撞模态不同于单波模态，爆轰波在燃烧室内仅传播二分之一圈即发生对撞，爆轰波在单个传播周期内所吸收的能量有限，且短时壅塞现象恢复的过程中，对撞点处新建立的可燃气体层与上一轮对撞的高温高压产物长时间接触，使得接触面上的燃料已发生缓燃，不仅造成了能量损失，而且导致新鲜可燃气体层已具有一定的温度，可燃气体层的初始温度越高，爆轰波扫过后的压力升值越低[14]。

发动机出口背压为大气压，采用总压耙对冷流富氧空气喷注工况下，发动机出口周向不同位置的总压进行了测量，测得P4附近(即240°处)的总压略高于周向其他位置，即燃烧室内P4附近的氧化剂轴向气流速度高于其他位置。氧化剂喷注结构为环形收缩扩张环缝，环缝前端为渐变型面的中心锥结构，对富氧空气来流起到整流作用，中心锥依靠间隔90°的4个中心片通过螺杆定位于集气腔中心，收缩扩张进气环缝喉部理论值为1.0 mm，如图9所示。由于中心锥和定位中心片的加工以及装配存在误差，无法保证中心锥与集气腔的绝对同轴度，以及收缩扩张环缝型面的加工误差，共同导致了进气环缝喉部周向不同位置的实际尺寸与理论值存在偏差，在固定的富氧空气来流条件下，导致了燃烧室内周向不同位置气流速度的不均匀性。

图9 中心锥结构示意图Fig.9 Schematic diagram of central plug

轴向新鲜可燃气体的快速喷注，稳定可燃气体层的快速建立，以及对撞后透射激波保持足够的强度，能够快速诱燃可燃气体层增强为新的爆轰波，这些条件为实现双波对撞传播模态的关键[14]。燃烧室内P4附近的氧化剂轴向气流速度高于其他位置，证明此角度附近的燃烧室头部推进剂喷注压力降较高，易于形成较高的可燃气体层；该发动机模型的喷注雾化结构为16个喷嘴径向环形阵列，爆轰波对撞的瞬时高压对轴向喷注的氧化剂存在较强的抑制作用，对径向阵列喷嘴燃料喷注过程影响较小，使得燃料可持续喷注保证了新鲜可燃气体层的快速建立，综合以上因素导致了燃烧室内不同相位点的可燃气体层高度差，并处于动态平衡过程，透射激波m′和n′在远离P2靠近P4的过程中，可燃气体层高度逐渐增加，透射激波在P4两侧迅速增强于P4处发生对撞，对撞后P4两侧暂无可燃气体层，透射激波速度差较小，继续按原方向传播，形成了长时间维持的双波对撞模态的对撞点主要集中于P4和P2点附近的现象。

对高频压力曲线进行详细分析，由于集气腔头部轴向喷注的空气与圆周切向旋流喷注的氧气掺混过程受喷注总压的波动影响，动态平衡的可燃气体层高度差会发生短暂变化，出现短暂的双波对撞衰减过程以及对撞点偏移现象。如图10所示，黑色虚线圈内为每一个双波对撞周期内P1和P3处压力峰值，可燃气体层高度差分布发生变化，导致透射激波存在速度差，压力峰值上升沿时刻出现差值，红色虚线圈内仅存在P3处压力峰值，证明P1侧透射激波未能接触到新鲜可燃气发生了衰减，定义从燃烧室出口方向观测，爆轰波在257 ms时刻衰减为单个沿顺时针方向传播的爆轰波，但此传播过程很短暂，P4处的短时壅塞恢复后，经过短暂的压力振荡后即恢复为双波对撞模态。图11为对撞点短暂位于P1处的现象，黑色虚线圈内为P3和P4处压力峰值，332 ms时刻P3处透射激波出现了衰减，爆轰波速度亏损较大存在前导激波和燃烧面解耦现象，如332.75 ms时刻出现了两个较低蓝色压力峰值。图12为对撞点短暂位于P3处的现象，黑色虚线圈内为P1和P4同时采集到的透射激波压力峰值，红色虚线圈内为P1侧透射激波衰减现象。对撞点短暂位于P1和P3处现象主要存在于起爆和熄火阶段，且传播过程不稳定，未发现双波对撞点长时间维持在P1或P3附近的现象。导致双波对撞点产生相位偏移的原因包括可燃气体层高度变化和透射激波衰减，更多影响双波对撞点位置的因素有待进一步深入研究。

图10 双波对撞衰减为单波头过程Fig.10 Evolution process of bifurcation-single detonation wave

图11 双波对撞点位于P1附近的压力随时间分布Fig.11 Distribution of pressure on two-wave collision point near P1 vs. time

图12 双波对撞点位于P3附近的压力随时间分布Fig.12 Distribution of pressure on two-wave collision point near P3 vs. time

基于处理后的P4所得信号进行了频域分析，采用快速傅里叶变换(FFT)和短时傅里叶变换(STFT)，结果如图13和图14所示，高通滤波仅改变了阀值以下的频谱特性，未对旋转爆轰波的频谱特性产生影响。FFT可以将原始信号从时域变换到频域，将信号的频谱分布特征提取出来进行分析，旋转爆轰波传播频率受推进剂喷注过程等因素影响会产生波动，FFT分析所得主频即为该时段内旋转爆轰波传播频率的集中值。FFT结果显示旋转爆轰波的主频为2.222 kHz，但从频谱特性上可以观察到，除了主频之外存在多个较小频谱峰值，是由于对撞点发生短时相位偏移和短暂双波对撞衰减过程所形成。FFT可以得到高频压力信号整体振荡主频，但无法反应信号的时频特性，STFT结果反映了高频压力信号在不同时刻的振荡特性。

图13 双波对撞模态下的FFT结果Fig.13 FFT result under two-wave collision mode

图14 双波对撞模态下的STFT结果Fig.14 STFT result under two-wave collision mode

根据P4所得信号对爆轰波传播一周的平均传播频率和速度进行了时域分析，即根据该时段内所有压力峰值上升沿时刻，计算出所有传播周期内的爆轰波瞬时传播频率和速度，对其求和取平均值即为爆轰波平均传播频率和速度，计算结果如图15和图16所示。该方法获得的平均传播频率为2.174 kHz，平均传播速度为1 051 m/s，已达到超音速爆轰燃烧模态，时域频率分布特征与FFT所得结果基本一致，由于对撞点发生短时相位偏移和短暂双波对撞衰减过程的存在，在其他频谱范围内有少量频点分布，但存在过程较为短暂，该发动机模型上旋转爆轰波主要以双波对撞模态存在。

图15 双波对撞模态下的频率随时间分布Fig.15 Frequency distribution vs. time under two-wave collision mode

图16 双波对撞模态下的波速随时间分布Fig.16 Velocity distribution vs. time under two-wave collision mode

由热力计算软件CEA计算的气态C8H18与富氧空气(34.3%O2和65.7% N2)对应工况下C-J爆轰速度为1 896.5 m/s,速度亏损为44.6%，爆轰波传播速度亏损是由诸多因素共同导致的。实际试验中，燃料雾化无法达到理论的完全气化状态，燃料和氧化剂的喷注压力和速度存在一个最佳匹配区间，双波对撞产生的瞬时高压导致的短时壅塞对燃料与氧化剂的喷注过程影响较大；预混段内的雾化掺混效果、燃油颗粒空间组分分布、燃烧室头部周向不同位置的当量比均为动态过程，爆轰波传播速度受当量比和总质量流量影响较大；双波对撞模态下，同时存在两个反向爆轰波，爆轰波波后高温高压产物与可燃气体层的接触面上，提前缓燃现象导致燃料能量损失较高，可燃气体层初始温度较高导致了爆轰波压力峰值偏低，部分爆轰波压力峰值出现分叉现象，说明存在短暂的前导激波和反应区解耦[14]。爆轰波传播一周要经过爆轰波对撞、透射激波传播、透射激波再次增强为爆轰波等不同过程，因此其平均传播速度存在较大亏损，为不稳定爆轰燃烧模态。

图17 P4、P5、P6和P7的压力随时间分布Fig.17 Distribution of pressures at P4,P5,P6 and P7 vs. time

根据连续旋转爆轰波流场特征，爆轰波与斜激波作为一个波系整体沿环形燃烧室周向传播，爆轰波高度即为燃烧室头部旋转爆轰波波阵面沿发动机轴向的高度。旋转爆轰波前为可燃燃料层初始温度较低，斜激波前为上一轮燃烧产物具有较高温度，由于斜激波倾斜角的影响，斜激波处的压力升比较低，高频压力传感器所得结果的压力升比受波前燃料层初始温度影响，可通过对比不同轴向位置的压力升比判断旋转爆轰波的高度。如图17(b)所示，P4处的压力升值大于其他测量结果，P5、P6和P7处的压力升值接近，说明P4位于可燃燃料层高度内，上一轮燃烧产物与可燃燃料层接触面位于P4和P5之间，即爆轰波高度在55～70 mm之间。由于双波对撞模态下的爆轰波传播速度亏损导致激波强度下降，爆轰波波阵面扫过可燃燃料层后温度和压力上升幅度有限，爆轰波后为未完全反应的燃烧产物，经过一个传播周期后到达斜激波波阵面前，未完全反应的混合气已具有较高温度，所以P5、P6和P7测量结果压力升值较低，未完全反应混合气经过斜激波后再次燃烧放热，所以此工况下斜激波波阵面会早于爆轰波波阵面，出现图17(b)中P5、P6和P7处的压力上升时刻早于P4处的现象，爆轰波传播速度存在较大亏损的情况下会出现此现象，刘世杰在不稳定爆轰波传播过程中也发现了相同的现象[14]。

3 高频推力分析

为了对双波对撞模态下CRDE进行一维轴向推力性能分析，设计了一套适用于环形阵列式CRDE推力测量的推力测试平台，进行推力测试时发动机工作时间较长，由于燃烧室温度过高会导致高频压力传感器产生温度滑移超过下限值，所以为了防止损坏进行推力测试时未安装高频压力传感器，其他工况参数值均相同。

图18 推力和集气腔压力随时间分布Fig.18 Distribution of thrust and inlet pressure vs. time

推力和集气腔压力随时间变化曲线如图18所示，时序在550 ms开启空气/O2喷注，集气腔压力在350 ms内上升至0.47 MPa，高频推力采集系统触发时间为650 ms，此时为冷流氧化剂轴向喷射形成的推力，900 ms时刻点火起爆，发动机推力瞬间增大，通过集气腔头部圆柱体传递至高频动态推力传感器上。由于高频推力传感器的工作特性，无法在短时间内达到电位平衡，表现出大幅值振荡，约400 ms后推力曲线振荡趋于稳定，发动机工作时间为1 500 ms. 在2 400 ms时关闭燃料和O2持续喷注空气进行熄火，集气腔压力下降0.34 MPa，推力曲线经过80 ms振荡降至低位。发动机轴向安装了弹性限位装置，空气喷注熄火阶段推力瞬间减小，由于推力壁反作用力和弹性限位装置的共同影响，发动机在轴向发生弹性位移，形成了熄火阶段的4个推力振荡峰值，熄火后推力曲线零点基线较好。从推力曲线随时间整体分布来看，推力的上升、下降时刻与时序控制一致。

点火起爆前冷流工质所形成的推力Ff=146.9 N，为获得稳定推力Ftot对推力曲线进行面积积分，积分后的推力面积如图19所示。推力曲线振荡趋于稳定后，推力面积积分从1 426.4 ms至2 328.8 ms呈线性增长，选取稳定工作范围内两个点FI1(t1)和FI2(t2)进行线性拟合，可得平均总推力Ftot=607.3 N，由爆轰燃烧产生的推力增益ΔF=460.4 N. 此试验工况下富氧空气(34.3%O2和65.7% N2)流量为945.3 g/s，汽油流量为84.3 g/s，总质量流量为1 029.6 g/s，当量比为0.82，燃烧室截面积为7.072×10-3m2，单位面积质量流量为1.456×105g/(m2·s)，单位面积推力为8.587×104N/m2，以火箭模式计算总比冲为60.2 s，以吸气模式计算燃料比冲为735.1 s. 双波对撞模态下发动机内在能量损耗较大，爆轰波压力和传播速度存在亏损，爆轰波波后产物在斜激波和膨胀波的共同作用下膨胀至发动机出口截面，其压力、温度和轴向分速度偏低，发动机推进性能受出口截面的温度、密度、压力和轴向分速度影响，导致了该模态下的发动机推进性能偏低。为进一步提高发动机性能，需对多波头同向传播模态形成机理进行分析，根据已有气态旋转爆轰传播模态研究结果，首先可以通过提高燃料喷注压力降，减小燃料雾化粒径并提高液滴颗粒径向速度，改善推进剂组分掺混效果从而提高爆轰波压力和传播速度，使爆轰波达到燃烧室头部减小可燃气体层高度，消除双波对撞模态从而形成单波模态，随后进一步提高推进剂总质量流量实现多波头同向传播模态。

图19 推力和面积积分随时间分布Fig.19 Distribution of thrust and areal integral vs. time

推力测试的误差来源主要包括：1)起爆后发动机切向喷注孔所导致的爆轰波周期性能量损失；2)切向安装的微小型PDE导致发动机质心不稳，所产生的偏转力矩；3)推力壁面轴向弹性形变所导致的推力值偏低；4)供应管路侧向牵制力和流量计误差等。推力测试平台安装了轴向弹性限位装置，使得推力传感器零点基线稳定，同时避免了起爆时所产生的瞬间推力导致发动机反弹产生的轴向位移。滑块与滑轨之间进行了充分润滑，滚动摩擦力影响几乎可以忽略，高频推力采集系统的响应及采样频率远高于发动机的工作频率，确保了信号的原始真实性。

选取推力积分面积呈线性增长区间进行频域分析，选取区间如图20所示。从图20中可以看出，旋转爆轰波长时间维持双波对撞模态阶段，发动机推力围绕平均总推力Ftot振荡，推力主要集中在上限Fu到下限Fl之间约为δFtot=385 N，约占平均总推力607.3 N的63.4%，从推力曲线振荡范围可以看出，双波对撞模态下推力波动范围较大。切向安装的预爆轰管喷注入口直径为16 mm，点火后预爆轰内经过燃烧转爆轰过程形成单个爆轰波，爆轰波及其波后产物切向进入环形燃烧室，引燃燃烧室头部的可燃气体层，形成长时间维持的双波对撞传播模态。但成功起爆后相对于发动机主体预爆轰则为一个闲置腔体，双波对撞模态的每一个对撞周期内，传播方向相反的两个爆轰波分别经过切向喷注孔一次，根据预爆轰管内压力和燃烧室压力的比值，预爆轰管不断吸入或排出爆轰波后的高温燃气，并且爆轰波经过切向喷注孔时也会在预爆轰管内引起高频压力扰动，从而导致燃烧室内流场不均匀，宏观表现为发动机的推力波动[23]，预爆轰管内压力曲线如图21所示。

图20 稳定工作阶段推力随时间分布Fig.20 Thrust distribution vs. time at steady stage

图21 P8和P9所采集到的预爆轰管内压力信号Fig.21 Pressure signals of PDE measured at P8 and P9

图22 推力曲线的FFT结果Fig.22 FFT result of thrust curves

对推力曲线进行FFT结果如图22所示。FFT结果显示最大频谱峰值为0.594 kHz，第2个频谱峰值为2.175 kHz，对所选区间的推力曲线进行高通滤波，设置阀值0.6 kHz所得结果如图23所示。从图23可以发现推力曲线的幅值振荡特征消失，推力曲线稳定于平均总推力Ftot处，证明最大频谱峰值0.594 kHz为推力曲线围绕平均总推力Ftot振荡所形成。发动机出口截面周向不同位置的推力密度存在差异，出口截面上的推力密度最大值出现在斜激波处，出口截面斜激波处推力密度、压力、温度、轴向速度和周向速度均存在间断面，出口截面推力密度对环形燃烧室中心轴线的积分合力矩不为0，形成了推力偏心力矩。由于双波对撞模态爆轰波的传播特性，燃烧室内两个爆轰波的相对位置周期性变化，发动机的推力偏心力矩在燃烧室周向和径向的分力矩也随时间周期性变化，大小和方向由燃烧室内两个爆轰波的相对传播位置决定，导致了发动机正常工作时的整机高频振动，如图22中第2个频谱峰值2.175 kHz与旋转爆轰波平均传播频率2.174 kHz一致，说明旋转爆轰发动机工作阶段振动频率与旋转爆轰波传播频率基本一致，卓长飞等在相关数值研究中也发现了该现象[23]。如何选定一个最佳的旋转爆轰波传播模态和特殊的发动机燃烧室构型，以降低旋转爆轰发动机工作阶段的推力振荡和整机高频振动将成为未来一个重要的研究内容。

图23 稳定工作阶段FFT高通滤波后的结果Fig.23 The result of steady stage after high pass FFT filtering

4 结论

通过上述分析，本文所得的主要结论如下：

1)在该发动机模型上，富氧空气(34.3%O2和65.7% N2)流量为945.3 g/s，汽油流量为84.3 g/s，总质量流量为1 029.6 g/s，当量比为0.82，该工况下爆轰波长时间维持双波对撞模态，对撞点主要集中于P2和P4附近。爆轰波平均传播频率为2.174 kHz，平均传播速度为1 051 m/s，FFT所得主频为2.222 kHz，爆轰波高度在55～70 mm之间。

2)燃烧室截面积为7.072×10-3m2，单位面积质量流量为1.456×105g/(m2·s)，发动机稳定工作时间达1 500 ms，平均总推力Ftot=607.3 N，推力增益ΔF=460.4 N，单位面积推力为8.587×104N/m2，以火箭模式计算总比冲为60.2 s，以吸气模式计算燃料比冲为735.1 s. 双波对撞模态下发动机推力波动较大，推力曲线围绕平均推力振荡，发动机工作阶段振动频率与爆轰波平均传播频率基本一致。

3)为进一步提高发动机性能，多波头同向传播模态自持传播机理有待进一步研究，稳定的多波头同向传播模态可形成更大更稳定的推力；环形阵列式精细雾化装置和起爆方式有待优化，以提高旋转爆轰波压力和传播速度；推进剂喷射比、燃烧室构型、尾喷管结构等因素对发动机推力性能影响均为未来有待研究的工作内容。

References)

[1] 王建平, 周蕊, 武丹. 连续旋转爆轰发动机的研究进展[J].实验流体力学,2015, 29(4):12-25. WANG Jian-ping, ZHOU Rui, WU Dan. Progress of continuously rotating detonation engine research[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2015, 29(4):12-25. (in Chinese)

[2] Daniau E, Falempin F, Getin N, et al. Design of a continuous detonation wave engine for space application[C]∥42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Sacramento, California: AIAA , 2006.

[3] Zheng Q, Weng C S, Bai Q D. Experimental research on the propagation process of continuous rotating detonation wave[J]. Defence Technology, 2013, 9(4): 201-207.

[4] Bykovskii F A, Zhdan S A, Vedernikov E F. Continuous spin de-tonation of fuel-air mixtures[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2006, 42(4):463-471.

[5] 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.

[6] Bykovskii F A, Zhdan S A, Vedernikov E F. Reactive thrust generated by continuous detonation in the air ejection mode[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2013, 49(2): 188-195.

[7] Bykovskii F A, Zhdan S A, Vedernikov E F, et al. Effect of combustor geometry on continuous spin detonation in syngas-air mixtures[J]. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2015, 51(6): 688-699.

[8] Kindracki J, Wolanski P, Gut Z. Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels-oxygen mixtures[J]. Shock Waves, 2011, 21(2): 75-84.

[9] Kindracki J. Experimental research on rotating detonation in liquid fuel-gaseous air mixtures[J]. Aerospace Science and Technology, 2015, 43: 445-453.

[10] 郑权, 翁春生, 白桥栋. 当量比对液体燃料旋转爆轰发动机爆轰影响实验研究[J]. 推进技术, 2015, 36(6):947-952. ZHENG Quan, WENG Chun-sheng, BAI Qiao-dong. Experimental study on the effect of equivalent ratio on detonation cha-racteristics of liquid-fueled rotating detonation engine[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(6): 947-952. (in Chinese)

[11] 李宝星, 翁春生. 连续旋转爆轰发动机气液两相爆轰波传播特性二维数值研究[J]. 固体火箭技术, 2015, 38(5): 646-652. LI Bao-xing, WENG Chun-sheng. Numerical investigation on two-dimensional gas-liquid two-phase detonation wave propagation cha-racteristics of continuous rotating detonation engine[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2015, 38(5): 646-652.(in Chinese)

[12] Wang J P, Shao Y T. Rotating detonation engine injection velocity limit and nozzle effects on its propulsion performance[C]∥Proceedings of the 6th International Conference on Computational Fluid Dynamics. St Petersburg, Russia: Springer Berlin Heidelberg, 2011:789-795.

[13] Yao S B, Liu M, Wang J P. Numerical investigation of spontaneous formation of multiple detonation wave fronts in rotating detonation engine[J]. Combustion Science and Technology, 2015, 187(12): 1867-1878.

[14] 刘世杰. 连续旋转爆震波结构、传播模态及自持机理研究[D]. 长沙：国防科学技术大学, 2012. LIU Shi-jie. Investigations on the structure, rotating mode and lasting mechanism of continuous rotating detonation wave[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2012.(in Chinese)

[15] 刘世杰, 林志勇, 刘卫东, 等. 连续旋转爆震波传播过程研究 (Ⅱ): 双波对撞传播模式[J]. 推进技术, 2014，35(2): 269-275. LIU Shi-jie, LIN Zhi-yong, LIU Wei-dong, 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)

[16] Schwer D A, Kailasanath K. Numerical investigation of rotating detonation engines[C]∥46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Nashville, TN, US:AIAA, 2010.

[17] Schwer D A, Kailasanath K. Numerical study of the effects of engine size on rotating detonation engines[C]∥ 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Orlando, Florida:AIAA, 2011.

[18] Shao Y T, Wang J P, Tang X M, et al. Three dimensional numerical simulation of continuous rotating detonation engine flowfields[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(8): 1717-1722.

[19] 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(1): 201-208.

[20] Suchocki J A, Yu S T J, Hoke J L, et al. Rotating detonation engine operation[C]∥50th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Nashville, Tennessee: AIAA, 2012.

[21] 林伟, 周进, 林志勇, 等. H2/空气连续旋转爆震发动机推力测试 (Ⅰ)：单波模态下的推力[J]. 推进技术, 2015, 36(4): 495-503. LIN Wei, ZHOU Jin, LIN Zhi-yong, et al. Thrust measurement of H2/air continuously rotating detonation engine (I) thrust under single wave mode[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(4): 495-503. (in Chinese)

[22] 林伟, 周进, 林志勇, 等. H2/空气连续旋转爆震发动机推力测试 (Ⅱ)：双波模态下的推力[J]. 推进技术, 2015, 36(5): 641-649. LIN Wei, ZHOU Jin, LIN Zhi-yong, et al. Thrust measurement of H2/air continuously rotating detonation engine (Ⅱ): thrust under dual wave mode[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(5): 641-649. (in Chinese)

[23] 卓长飞, 武晓松, 封锋, 等. 旋转爆轰发动机工作过程的数值模拟[J]. 推进技术, 2014, 35(12): 1707-1714. ZHUO Chang-fei, WU Xiao-song, FENG Feng, et al. Numerical simulation of operation process of rotating detonation engines[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(12): 1707-1714.(in Chinese)

Thrust Measurement of Liquid-fueled Rotating Detonation Engine under Two-wave Collision Mode

ZHENG Quan, LI Bao-xing, WENG Chun-sheng, BAI Qiao-dong

(National Key Laboratory of Transient Physics, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, Jiangsu, China)

The ring-shaped arrangement continuous rotating detonation engine, in which the mixture of gasoline/oxygen-enriched air is injected, is test. The propagation characteristics, time-domain characteristics, frequency-domain characteristics and detonation height of self-sustained detonation wave under two-wave collision mode are analyzed in detail. One-dimensional thrust of the engine model under two-wave collision mode is measured. The experimental results show that the detonation has an average frequency of 2.174 kHz and an average velocity of 1 051 m/s, the detonation wave height is between 55 and 70 mm, the effective thrust is 607.3 N, the thrust per unit area is 8.587×104N/m2, and the fuel specific impulse is 735.1 s under the operating conditions of 0.82 equivalence ratio, 945.3 g/s oxygen-enriched air (34.3%O2and 65.7% N2) and 84.3 g/s gasoline. It shows that the engine thrust under two-wave collision mode fluctuates obviously, the thrust oscillates around the average thrust, and the vibration frequency of engine and the propagation frequency of detonation wave are basically identical at the stable phase in the thrust curve.

ordnance science and technology; continuous rotating detonation engine; gasoline/oxygen-enriched air mixture; two-wave collision mode; time-domain and frequency-domain analysis; thrust; specific impulse

2016-10-10

国家自然科学基金项目(11472138)；国防预先研究基金项目(9140c300202120c30)；中央高校基本科研业务费专项资金项目(30920140112011)

郑权(1988—)，男，博士研究生。E-mail: quanta_2003@163.com

翁春生(1964—)，男，教授，博士生导师。E-mail: wengcs@126.com

V434+.3

A

1000-1093(2017)04-0679-11

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.04.008