连续旋转爆震燃烧技术及其发动机是未来空天动力的重要技术之一。《连续旋转爆震稳定性及调控机制》总结了作者多年来在连续旋转爆震领域的研究成果，涵盖了近年来在该领域学术界和工业界十分关心的多个前沿问题，基于大量翔实的实验数据和精细的数值仿真结果，重点讨论了旋转爆震稳定性及调控机制，这也是当前连续旋转爆震推进装置应用中的核心问题之一。《连续旋转爆震稳定性及调控机制》共5章，第1章介绍了连续旋转爆震及其推进技术基本概念；第2章介绍了环形燃烧室连续旋转爆震燃烧模态及稳定性分析；第3章介绍了环形燃烧室连续旋转爆震燃烧调控；第4章介绍了环形燃烧室液雾两相连续旋转爆震稳定性分析；第5章简要讨论了连续旋转爆震研究中亟待解决的难题和未来应用前景。

目录
第1章 连续旋转爆震及其推进技术基本概念
1.1 爆震现象 001
1.1.1 爆燃和爆震 001
1.1.2 爆震的ＺＮＤ 模型 003
1.1.3 爆震的胞格结构 003
1.1.4 爆燃到爆震转捩 004
1.2 爆震发动机 005
1.2.1 脉冲爆震发动机 006
1.2.2 斜爆震发动机 007
1.2.3 旋转爆震发动机 008
参考文献 009
第2章 环形燃烧室连续旋转爆震燃烧模态及稳定性分析
2.1 氢气空气环形燃烧室内旋转爆震燃烧模态 012
2.1.1 快速爆燃模态 013
2.1.2 不稳定旋转爆震模态 018
2.1.3 准稳定旋转爆震模态 021
2.1.4 稳定旋转爆震模态 023
2.1.5 一种宽当量宽流量条件的燃烧室工作图谱 024
2.2 氢气空气环形燃烧室内连续旋转爆震稳定性规律及分析 026
2.2.1 质量流量变化对连续旋转爆震稳定性的影响 026
2.2.2 当量比变化对连续旋转爆震稳定性的影响 030
2.3 煤油气空气连续旋转爆震燃烧特性数值分析 040
2.3.1 煤油气空气旋转爆震流场基本结构 041
2.3.2 来流总温的影响 046
2.3.3 来流总压的影响 050
2.3.4 来流当量比的影响 054
参考文献 059
第3章 环形燃烧室连续旋转爆震燃烧调控
3.1 富氧空气的燃烧模态及极限扩展 060
3.1.1 不同流量和当量比条件下的燃烧模态 060
3.1.2 富氧空气连续旋转爆震燃烧室工作图谱 068
3.1.3 富氧空气质量流量对爆震波特性的影响 070
3.1.4 氧气体积分数对爆震波传播稳定性的影响 074
3.2 等离子体调控技术 076
3.2.1 低温等离子体点火起爆特性 076
3.2.2 嵌入式低温等离子体发生器及其点火助燃特性 081
3.3 多孔壁面调控技术 090
3.3.1 旋转爆震燃烧室中的声学不稳定性 091
3.3.2 多孔壁面对旋转爆震燃烧的调控规律 093
3.3.3 多孔壁面的调控机制 098
参考文献 099
第4章 环形燃烧室液雾两相连续旋转爆震稳定性分析
4.1 液雾两相旋转爆震场中的液雾弥散特性 100
4.1.1 不同粒径的影响 101
4.1.2 质载比的影响 110
4.2 液雾两相预混燃烧特性 114
4.2.1 液滴初始直径的影响 115
4.2.2 预蒸发度的影响 123
4.2.3 液雾两相连续旋转爆震燃烧稳定工作边界 128
4.3 液雾两相非预混燃烧特性 130
4.3.1 液滴初始直径的影响 131
4.3.2 雾化角的影响 136
参考文献 138
第5章 展望
5.1 连续旋转爆震发动机关键技术及展望 139
5.1.1 喷注与掺混 140
5.1.2 液雾两相雾化喷注 142
5.1.3 点火起爆 144
5.1.4 燃烧室结构 146
5.1.5 压力反传 147
5.1.6 旋转爆震燃烧模式 148
5.2 连续旋转爆震发动机应用展望 149
5.2.1 旋转爆震火箭发动机 149
5.2.2 旋转爆震涡轮发动机和燃气轮机 150
5.2.3 旋转爆震冲压发动机 151
参考文献 152
附录A 连续旋转爆震燃烧实验技术
A.1 实验系统及测试台架 157
A.1.1 燃料／氧化剂供给系统 158
A.1.2 点火起爆系统 159
A.1.3 时序控制系统 160
A.1.4 数据采集系统 162
A.2 高频压力传感器及光学测试技术 162
A.2.1 高频压力传感器 162
A.2.2 高速摄像技术 163
A.2.3 平面激光诱导荧光技术 164
参考文献 165
B.1 气液两相强可压缩数值模拟方法及验证 167
B.1.1 气相控制方程及数值离散算法 167
B.1.2 液雾相控制方程及数值离散方法 173
B.1.3 验证算例 178
B.2 连续旋转爆震数值模拟初边值条件 182
B.2.1 边界条件 182
B.2.2 初始条件 184
参考文献 184

第1章连续旋转爆震及其推进技术基本概念
　　本章*先讨论爆震现象的基本概念和理论，分别介绍爆震的Chapman-Jouguet（C-J）理论、ZND（Zeldovich-von Neumann-Doring）模型和胞格结构三种**理论模型，以及爆燃到爆震转捩这一重要过程。随后简述爆震燃烧在航空宇航推进领域的三种重要应用形式，介绍它们的基本工作原理和特点。
　　1.1爆震现象
　　1.1.1爆燃和爆震
　　数千年以来，燃烧一直是人类通过化石燃料获取能量的重要方式。现在人们已经认识到燃烧波有两种基本形式，即爆燃波（deflagration wave）和爆震波（detonation wave）由于燃烧过程中燃料与氧气迅速反应，压力会产生波动，并进行传播，同时剧烈燃烧会释放大量的能量，通常伴随着燃烧波，形成爆燃波或爆震波这两种基本形式。。爆燃波通常以较低的亚声速传播，燃烧过程近似等压。爆燃在工业和工程应用中广泛存在，现有的典型推进系统大多基于爆燃燃烧室构建，如航空喷气发动机、冲压发动机、火箭发动机等。与爆燃不同，爆震是一种激波与火焰耦合、以超声速传播的自增压燃烧形式，其传播马赫数可达4～5。表1.1中对比列出了典型气相混合物爆燃和爆震过程的一些基本参数比较。
　　爆震的相关研究始于18世纪60年代，Able［1］、Berthelot等［2］相继成功测量了几种反应物的爆震波速。1900年左右，Chapman［3］和Jouguet［4］先后发表了关于爆震波的一维理论模型，并成功求解了爆震波速，形成了著名的CJ理论。如图1.1（a）所示，CJ理论将爆震波面视为一维无限薄的间断面，且反应在间断处瞬间完成。选取波面为运动坐标系，则描述爆震波两侧流动状态的质量、动量和能量守恒方程写为
　　（1.1）
　　（1.2）
　　（1.3）
　　其中，为单位面积流量；和分别为压力、密度、速度和单位释热量；为显焓；下标0和1分别表示爆震波前和波后的物理量。联立式（1.1）～式（1.3），可以得到瑞利（Rayleigh）关系式：
　　（1.4）
　　和于戈尼奥（Hugoniot）关系式：
　　（1.5）
　　其中，为比容。式（1.5）的解可以在RayleighHugoniot图中表示，如图1.1（b）所示，可能的物理解存在两个区域，即爆震区和爆燃区。一般地，每条Rayleigh线与Hugoniot线有两个交点，分别对应于强或弱爆震/爆燃解。基于*小速度或*小熵准则假设，可确定CJ爆震波或爆燃波对应于Rayleigh线和Hugoniot线的相切解。
　　1.1.2爆震的ZND模型
　　作为爆震波的理想简化模型，CJ理论能够精确预测爆震波前后的物理参数，但不能描述爆震波的详细结构。20世纪40年代，Zeldovich［5］、von Neumann［6］和D-ring［7］等相继建立了描述爆震波的一维结构，即ZND模型。如图1.2所示，在该模型中，爆震波面由前导激波、诱导区和反应区构成；前导激波后反应物压力和温度急剧上升，达到VN（von Neumann）状态von Neumann状态，是指在爆震波结构中，前导激波压缩和加热未反应混合物后达到的热力学状态。它标志着化学反应的开始，但尚未达到*终的化学平衡状态。这个状态以数学家和物理学家von Neumann的名字命名。，随后在高温高压的诱导区和反应区内，化学反应逐渐完成，温度继续上升，而压力下降，并在反应完全时达到CJ状态。ZND模型更加准确地描述了爆震的一维结构，并解释了病态爆震（pathological detonation）和非理想爆震的存在机制。
　　1.1.3爆震的胞格结构
　　然而，进一步的研究发现，实验中观察到的所有真实爆震波都是非定常的。Campbell等［9］率先在螺旋爆震（spinning detonation）中观察到了爆震波面的横向激波，随后，在远离临界状态的爆震中也观察到了相似的结构。通过烟迹片手段，研究人员得以记录到爆震波面横波扫过的轨迹，如图1.3（a）所示，这些网格状的结构称为爆震胞格（detonation cell）［10］，图1.3（b）爆震给出了胞格结构示意图［8］。对于远离临界状态的爆震，胞格尺寸λ取决于混合物的组分、当量比、压力和温度等性质。大量研究表明，几何尺寸（管直径或通道宽度）与胞格尺寸的比值是影响爆震波传播的一个重要参数，通常认为爆震波的稳定传播需要高于某一临界值，这一准则在管道爆震［11］和旋转爆震［1214］的实验中均得到了验证。
　　1.1.4爆燃到爆震转捩
　　爆震的起爆有多种方式。其中，直接起爆需要提供高于临界值的起爆能量，但这一临界条件通常难以满足。在多数情况下，爆震的起爆在点火后经过一段距离的火焰加速、*终触发爆燃到爆震的转捩实现，即爆燃到爆震转捩（deflagration to detonation transition，DDT）过程。在有限约束空间内，反应物点火后，燃烧产物不断推动爆燃波面加速，当波面达到某一临界速度（和CJ爆燃速度同量级）时，则可能突然发生向爆震的转变。图1.4（a）给出了爆燃到爆震转变的典型条纹照片［15］，图中可以清楚地观察到点火后2～5时刻的爆燃加速过程和6时刻的转捩现象。
　　纹影照片［19］和来自前导激波面的爆震起爆的纹影照片［19］DDT过程包括两个*立的过程，即火焰加速和爆震起爆，由于这两个过程都具有很强的随机性，因此难以准确预测转捩距离或转捩时间。此外，两个过程的主导机制也显著不同。其中，火焰加速过程主要取决于火焰表面积增长速率，与LandauDarrieus不稳定性、RichtmyerMeshkov不稳定性、KelvinHelmholtz不稳定性及热扩散效应有关［16，17］。对于壁面光滑的管道，Shchelkin［18］认为火焰表面积的增长受未燃反应物湍流度的影响显著。他还证明了壁面粗糙度对火焰加速过程的影响，并提出采用螺旋管可以显著缩短火焰加速距离，这一方法已在实验研究中广泛使用。Urtiew等［19］在实验中详细研究了多种起爆模式，研究发现，爆震波的起爆可能来自湍流火焰面（图1.4（b））、前导激波面（图1.4（c））或两个前导激波的接触面。尽管这些起爆模式的细节不尽相同，但起爆机制通常都是由激波火焰相互作用中产生的局部爆炸触发。Lee等［20］认为，爆震在由局部爆炸触发后的初始阶段总是过驱的，并提出了SWACER（shock wave amplification by coherent energy release）机制以解释从局部爆炸后的弱激波到形成过驱爆震的过程和机理。在爆震燃烧室（如旋转爆震燃烧室）中，DDT通常不是一个重要的过程，一般只存在于起爆的*初阶段［21］。然而，在某些特定条件下，爆燃状态可能会持续很长时间，甚至会覆盖整个实验过程［22］。
　　1.2爆 震 发 动 机
　　目前，主流的动力与推进装置均采用爆燃燃烧的方式，受限于材料性能、部件强度等因素，燃气涡轮喷气发动机、吸气式冲压发动机和火箭发动机的热力循环效率已难以大幅提升，而随着发动机主要性能指标的不断提高，其结构更加复杂、制造成本更高，这些均制约了航空宇航动力与推进系统的进一步发展。
　　为了突破这些技术瓶颈，实现航空宇航动力系统的跨越式发展，爆震发动机作为一种极具潜力的动力型式获得了广泛关注。得益于爆震燃烧的自增压特性，与基于爆燃燃烧构建的Brayton循环（等压循环）和Humphrey循环（等容循环）相比，基于爆震燃烧构建的热力学循环（FickettJacobs循环，FJ循环）具有更高的循环效率［23］，从而可以大幅提升航空宇航动力系统的性能。图1.5中分别给出了这三种循环方式，以及不同初始压缩比条件下三种循环的热力学循环效率。过去数十年，脉冲爆震发动机（pulsed detonation engine， PDE）［2426］、斜爆震发动机（oblique detonation engine， ODE）［2729］以及旋转爆震发动机（rotating detonation engine， RDE）［3032］相继得到关注和研究。
　　1.2.1脉冲爆震发动机
　　脉冲爆震发动机通常由足够长的爆震管组成，管内充满新鲜的燃料和氧化剂混合物，如图1.6所示。混合物被点燃后，火焰必须在较短的时间内加速到爆震波速，使得DDT过程在较短的距离内发生。之后爆震燃烧产生高压并加速气体，形成推力。当所有可燃混合物被爆震燃烧所消耗后，燃烧产物必须从爆震管中排出，新鲜预混气迅速重新装填，并重复循环。脉冲爆震发动机的工作范围很广，可以从亚声速到高超声速（马赫数可以大于4），在过去30年内是爆震推进的热点，但其主要问题在于需要反复点火，对点火成功率要求很高，并且所获得的推力是脉冲式的，这极大制约了脉冲爆震发动机的进一步发展。