褚 驰,翁春生,武郁文,孟豪龙,徐 高

(南京理工大学 瞬态物理国家重点实验室,江苏 南京 210094)

目前,传统的航空航天发动机的动力系统所采用的燃烧放热过程都是等压燃烧。但此类发动机的发展已经达到了比较成熟的阶段,基于等压燃烧的传统动力系统的性能难以进一步提高。爆轰波是一道超声速传播的激波,扫过气相反应物后其热力学状态参数急剧上升,同时爆轰燃烧也是一种化学反应动力学过程,相比爆燃燃烧具有更高的热循环效率和热量释放速率[1-2]。连续旋转爆轰发动机(continuous rotating detonation engine,CRDE)只需一次点火,便可产生稳定自持传播的旋转爆轰波,且拥有能量转换效率高、可适应多种来流工况等优点[3-6],已成为国内外的研究热点。

CRDE研究始于20世纪50年代,苏联Voitsekhovskii等[7-8]以乙炔/氧气为反应物,并在燃烧室内设计特殊结构以防止爆轰波向多个方向发展,实现了圆盘形燃烧室内的短时间连续旋转爆轰。1966年,Nicholls等[9]采用直接起爆方式,以电火花为点火源,并在点火源一侧安装了防止产生两道对撞爆轰波的隔板装置,成功起爆了CRDE。这样的起爆结构设计提高了CRDE点火起爆的成功率,但同时增加了多次重复试验的拆装难度。为了解决这个问题,美国德州大学CRDE研究小组于2006年提出了一种旋流起爆方式[10],即在燃烧室周向位置布置多处旋流喷注出口,并在旋流喷注出口附近沿喷注方向设置点火点,通过精确的时序控制实现旋转爆轰波初始传播方向的操纵。但这种沿周向的喷注方式导致推进剂沿燃烧室轴向的传播速度较小,使得预混层的形成效果较差,故旋转爆轰波难以在燃烧室内稳定自持传播。……