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摘要

对波兰对旋转爆震发动机（RDE）的发展进行了非常简短的调查。通过与日本合作伙伴合作开展的初步研究，开发了RDE的联合专利。然后，在华沙理工大学热工程研究所开始了深入的基础和应用研究。首批成果之一是展示了利用连续旋转爆震（CRD）的带有塞式喷管的火箭发动机的性能，并研究了利用这种燃烧方式的小型涡扇发动机的开发。这些活动促进了国际合作，不仅在波兰，而且在其他国家都促进了RDE的发展。进行了一项旨在测量和计算流量参数以及分析液体燃料使用的研究。在华沙航空学院，开展了CRD在涡轮发动机以及火箭，冲压式喷气发动机和联合循环发动机中的应用研究。在本文中，特别强调了与许多国家的合作伙伴在这一领域的国际合作，这些合作伙伴致力于开发压力增益燃烧推进系统。

1 介绍

Zeldovich首先提出了通过应用爆燃而不是爆燃来改善热力学循环的可能性[1]，但他也指出了控制这种非常高能量和超高速过程的困难。然而，在推进系统中可能应用爆震的第一个想法来自密歇根大学，Nicholls等[2]提出并建造了第一台脉冲爆震发动机，该发动机利用氢气-空气混合物的爆轰来产生推进脉冲。此外，在同一所大学，Adamson等人分析了应用旋转爆轰波来提高火箭推进效率的可能性[3,4]。 当时，许多作者研究了冲压式喷气发动机和火箭发动机在推进系统中应用站立爆震的想法[5,6]。 同时，在新西伯利亚流体力学研究所，Voitsekhovskii和他的同事先后实现了所谓的稳态自旋爆轰[7,8]。 密歇根大学也对自旋爆轰进行了详细的研究[9]。后来，密歇根大学也尝试开发用于推进系统的连续旋转爆轰（CRD）。Adamson等[4]使用非常简单的计算技术，正确地预测了火箭发动机旋转爆震的基本结构，但当时进行的实验研究并不成功[10]，因此CRD在推进中的应用研究中断了很长时间[11,12].直到上个世纪末和二十一世纪初，才重新开始研究CRD的利用，最初是在俄罗斯、波兰和法国，在本世纪第一个十年末，许多其他国家也开始了研究。

2 基础研究

波兰对CRD的基础研究始于21世纪初的华沙理工大学（WUT）热工程研究所。最初的研究主要集中在气体混合物中自旋爆轰的研究，因为了解自旋爆轰结构及其传播机理对于控制CRD至关重要。对自旋传播的详细研究是控制连续旋转爆轰的基础，它为申请在未来推进系统中利用自旋爆轰效应的专利提供了基础[13]。当时，WUT与名古屋大学的Toshi Fujiwara教授密切合作，他与三菱重工，名古屋导引和推进工程建立了良好的联系。这三个实体的代表准备了关于“爆震发动机及其提供的飞行物体”的专利申请，该专利最终于2005年发布[13]。旋转爆震发动机（RDE）的拟议配置示意图如图所示。1. 其他建议的配置可在[13,14,15,16]中找到。

图1

图1 与机身（导弹、火箭、飞机等）集成的RDE示意图：1—进气口，2—燃油喷射，3—倾斜的“环状爆震室”，4—与机身集成的膨胀喷管（塞式喷管）;b 涡轮增压RDE示意图：1—进气口，2—轴，3—叶轮（压缩机），4—“环状爆震室”，5—涡轮，6—喷管

该专利的公布为首次在RDE上开展的联合实验研究开辟了道路[17,18,19]。此后，WUT热工研究所对CRD进行了多年的深入研究。最初的研究重点是研究气体混合物中的自旋结构[20,21,22]。用于研究自旋结构的环形爆轰管示意图如图所示。如图2所示，氢气-空气混合物中自旋头的重建结构如图2所示。2乙。可以看到为旋转头的不同部分记录的压力信号存在差异（图1）。2c）。对于初始冲击后靠近旋转头的通道（线路 1、2），由于化学反应，压力正在降低。但是对于通道（3），观察到双重冲击，第一次是在初始冲击之后，第二次与横波有关。在观察到最大压力上升的三相点 （4） 附近测量最高压力。这项研究使我们能够选择一种可以支持环形通道中旋转爆炸的混合物组合物。接下来的任务是评估旋转爆轰-旋转爆轰在环形爆震室中传播的条件。该研究主要在与倾倒罐相连的环形腔室中进行。测试了许多不同配置的爆震室。WUT实验装置的简化图如图所示。如图3所示。如图4所示，实验中使用的环形爆震室示意图如图4所示。5.该试验台的操作说明以及许多实验结果可以在[17,18,19,20,21,22,23,24,25,26,27]等出版物中找到。该试验台的初步研究是针对氧乙炔混合物进行的，但后来还测试了其他种类的空气和氧气的气态混合物。爆震室中压力随时间变化的典型变化如图所示。6.如果条件选择得当，波形非常稳定，压力峰值非常可重复。

图2

图2

直径等于125 mm的环形爆轰管a和管间通道宽度为10.5 mm的示意图，b自旋爆轰结构，其中A-A1是自旋头，A-B-C 是横波（箭头表示流动方向），c 记录了当量比 Φ = 0.6 和管中初始压力的 H2-空气混合物中沿线 1-4 的压力变化，po = 0.8 bar（纵轴表示压力变化刻度，以 bar 为单位，而水平 – 时间，扫描 25 μs/格）[22]

图3

WUT实验装置示意图：P1-P3—压力传感器放置在腔室内的一个平面上， L1-L5—压力传感器放置在腔室内的一条线上， P4，P5—歧管压力传感器：燃料和空气， A1-A5—放大器， 1—爆震室， 2—起爆管， 3—倾倒罐， 4—采集卡， 5—计算机， 6—控制系统， 7、8—电磁阀、9—空气罐、10—燃料罐、11—带引发混合物的瓶子、12—真空泵、13、14—压力计、15—阀门

图3

图4

图4 带有黄色倾爆室（a）和众多测试爆震室之一的实验试验台（b）的视图)

图5

图5 实验中常用的典型环形爆震室简化方案

图6
图6

在内径和外径分别为 120 mm 和 150 mm 的圆柱形腔室中，在初始压力为 1 bar 的化学计量氢气-空气混合物中，固定旋转爆轰前部的压力变化 [23]

在WUT热工研究所，测试了十多个爆震室。腔室的变化不仅与不同的尺寸有关，还与混合物供应、压力和温度测量的不同布置以及引发器的位置有关。这些研究的基本目的是找出旋转爆轰过程非常稳定的最佳操作条件。说明这种过程稳定性的典型图片如图所示。7、8.

图7
图7 乙炔-空气混合物在圆柱形爆轰室中压力（a，b）和瞬时旋转速度随旋转波周期N c的变化; 通道尺寸分别为内径和外径 130 mm 和 150 mm。注：a是b和c的选定段的放大部分;蓝线表示测得的旋转波速的平均值，而红色虚线表示与平均波速的+/−5%偏差的区域
图8

图8 压力 （a， b） 和瞬时旋转速度随旋转波循环 N c 的变化在圆柱形爆轰室中随旋转波循环 N c 的变化，用于化学计量氢气-空气混合物，压力为 1 bar。通道的内径和外径尺寸分别为 130 mm 和 150 mm。注：a是b和c的选定段的放大部分;蓝线表示测得的旋转波速的平均值，而红色虚线表示与平均波速的+/−5%偏差的区域

该试验台带有专门设计的腔室，用于测试带有气动喷管的气态火箭发动机。带有塞式喷管的气态火箭发动机的示意图如图所示。9. 在这种火箭发动机中，对许多气态推进剂进行了测试，例如氢气、甲烷、乙烷和丙烷与气态氧。在实验过程中，测量了压力和推力。由于爆轰产物的温度非常高，测试通常持续约0.5秒。测试持续时间的限制基本上是由于压力传感器对温度的敏感性，并且对于较长的测试持续时间，损坏（非常昂贵）压力传感器的风险太高。然而，时间足以测量压力变化以及推力的变化。这也使我们能够计算出比冲。甲烷-氧气混合物情况下的典型压力变化和推力测量值如图所示。10. 气态组分的进料压力为 5 bar，卸载罐中的初始压力等于 0.02 bar。这模拟了发动机在非常高的高度运行的条件。然而，即使在发动机运行的短时间内，卸载油箱中的压力也在不断增加，因此由于“外部”压力（在卸载油箱中）的上升，发动机的推力正在减小。

图9

图9 火箭爆震发动机示意图（a）和发动机装配图，连接自卸罐（b）)

图10

图例 10 气态火箭发动机的压力（a）和推力（b）测量

更大尺寸的气态火箭发动机在更大的设施中进行了测试。这种发动机的示意图如图所示。11.在该发动机中，还进行了模拟高海拔的测试，因为在卸载罐中，初始压力低于大气压力。

图11

图例 11 气体火箭发动机的示意图，其中仅在膨胀塞式喷管（a），燃料供应端口（CH4）—1 和氧气—2，以及 3–两种组分的注入点。这个火箭发动机的图片（b)

压力、测得推力和计算出的比冲的变化如图所示。12. 实验的持续时间很短，约为 0.3 秒，原因与前面提到的原因相同。在实验过程中，真空罐中的压力从0.1 bar变为约0.5 bar。这相当于高度从 16 公里变为约 5.5 公里。可以看出，自卸罐内的压力（模拟高度测试）最初是快速增加的，然后是压力增加的速度递减，最后，在关闭发动机之前，运行在短时间内几乎处于稳定水平。这是由于发动机排气中的水蒸气凝结在自卸油箱的冷壁上，因此自卸油箱中的压力（绿色信号）也几乎保持不变。这个过程也是关闭发动机后压降小的原因。即使在大型测试设施中的运行次数也受到限制，结果证明，对于火箭发动机，CRD可以在Aerospike喷管中获得，因此，它将有助于缩短整个火箭发动机并减轻其质量。

图12

图例 12 a 火箭发动机推进剂供应管路中的推力（上图）和压力，以及卸载罐中的压力（下图），b 平均计算的比推力（实线）以及单个测量/计算点和比冲的理论值（蓝色圆圈），使用美国宇航局CEA代码根据实际操作参数计算得出

在WUT热工程研究所，还与华沙航空研究所合作，对RDE进行了许多其他研究，例如研究喷气燃料混合物的可爆性范围，测量废气中的温度场，以及RDE操作不同方面的理论和数值建模[28，29, 30,31, 32, 33, 34, 35,36,37,38,39,40,41,42,43,44,45,46]。

3 国际合作

从一开始，WUT的RDE研究就是与来自大学和研究中心的外国合作伙伴一起进行的。如前所述，第一批合作伙伴来自名古屋大学和三菱重工名古屋导引推进厂。很快，由A.K. Hayashi教授领导的青山学院大学研究小组加入了该团队，他的贡献集中在RDE的数值模拟上。此外，WUT与新加坡A-star高性能计算研究所之间的联合研究项目也已启动[24,47]。 在所有这些案例中，WUT提供了实验研究数据，外国合作伙伴参与了详细的数值计算。2008年初，RDE结构的二维和三维详细计算论文发表[23,24,47,48,49,50,51]，为大量此类计算开辟了道路。这些计算首次显示了旋转爆轰前沿的详细结构，以及爆轰前沿存在次级小孔结构和接触面产生的不稳定性，最重要的是RDE内部的流动结构（图1）。13 [23]）。结果表明，尽管爆轰波旋转，但爆震室内的流动基本上是轴向的，爆轰室出口处的流动的旋转分量仅占轴向速度分量的3%左右[23]。

图13

图例 13 暴露在二维爆轰结构上的圆柱形腔室连续旋转爆轰中的爆轰波结构（从 [23])

同时，WUT与美国东哈特福德的P&W密切合作，开发用于火焰可视化的电容断层扫描（ECT）。在对P&W的一次访问中，有人提议在波兰举办一次关于RDE发展的特邀讲座。2008年12月9日，在东哈特福德（East Hartford）进行了第一次讲座两天后，还提议在西棕榈滩（West Palm Beach）向P&W Rocketdyne进行相同的演讲[52]。这两场演讲都现场直播到美国的所有P&W工厂。在这些演讲中，介绍了WUT对RDE进行的所有研究，以及我们的国际演讲结果。在我看来，这次演讲促进了美国对RDE的研究，并最大限度地减少了对PDE在推进系统中应用的研究。

4 航空研究所的研究

在华沙航空学院的2010中，启动了一个关于CRD应用于燃气涡轮发动机GTD-350的新项目。本研究中使用的实验试验台示意图如图所示。14. 该项目的主要目的是展示在燃气涡轮发动机中应用爆震燃烧的可能性，并展示提高发动机效率。在这个项目中，测试了这样一个非常复杂的任务的许多重要元素。这包括燃料雾化和混合物制备，发动机燃烧室的爆震启动，稳定爆震可以持续更长时间的条件，最后是带有爆震燃烧室的发动机测试。本研究的主要任务描述见[53,54,55,56,57,58,59,60,61,62]。

图14

图例 14 爆震燃烧涡轮轴发动机控制系统：1—空压机组;2—气流控制器;3—入口流量均衡器格栅;4—文丘里空气质量流量测量;5—爆轰燃烧室;6—涡轮轴发动机GTD-RD;7—制动器;8—制动控制器;9—Jet-A喷射系统（氮气加压） 10—Jet-A流量计;11—电液增压器WLP-4;12—管理计算机;13.气流压差;14—供氢系统;15—氢气流量差动传感器;16—带抑制阀的排气口（从 [55])

尽管没有达到使用Jet-A燃料运行的发动机的预期性能，但使用气态氢燃料可将发动机效率提高5-7%（图1）。15a） [57]。此外，该项目还获得了重要的知识，其中一项衍生产品是最近开发了一种将液体燃料喷射到爆震室的新系统[57,58,59]。这样的系统使得Jet-A-air混合物的爆炸能够稳定运行[58,59]。

图15

图例 15 a GTD-350发动机与由Jet-A燃料和氢气驱动的环形爆震室的燃料消耗比较（氢气以1 kg H2的比例还原为煤油相当于2.8 kg煤油），b 液体燃料-空气混合物中稳定爆震的压力变化（从[56,57])

最近，与美国空军研究实验室合作，成功研制了一种控制气态火箭发动机圆柱形爆震室波旋转方向的方法[60,61,62]。此外，还首次成功进行了使用气体推进剂并在燃烧室中使用CRD的火箭-冲压式喷气发动机亚音速联合循环操作的实验室测试。该发动机的示意图和火箭-冲压式喷气发动机组合循环的实验图片如图所示。16 [62].

图16

图例 16 a 火箭-冲压式喷气发动机示意图，b 亚音速火箭-冲压式喷气发动机的实验室测试（来自 [61])

5 总结和结论

该论文介绍了在波兰进行的重点在基础方面和连续旋转爆轰在推进系统中的应用的开创性研究。在许多已经发表的论文中可以找到更多涉及与 RDE 直接相关的详细问题的研究，还有更多的研究仍在等待发表。值得一提的是，所进行的研究可以解释CRD的许多方面，这些工作也促进了许多国家对RDE的研究。最好的例子是由国际作者团队准备的联合论文，以及许多在研讨会、研讨会和会议上展示我们成果的邀请。尽管大量著作存在一些机密性，通常伴随着新颖的研究，但国际合作是推动这一领域进步的主要力量之一。我可以说，如果没有近六十年前新西伯利亚科学家发表的关于控制气体混合物中连续旋转爆炸的可能性的出版物，以及在亚洲、欧洲和美国的许多不同国家进行的许多其他研究、实验和理论研究，基于 CRD 的推进系统的开发将永远是不可能的。因此，在将这种发动机投入商业使用之前，必须解决许多与RDE开发相关的重要问题，例如压力损失的最小化，有效冷却以及抵抗爆震室上持久的高温和高压载荷的材料。让我们希望，我们的共同努力将很快克服这些问题以及可能的其他问题，并导致开发更高效、更环保的推进系统。

参考

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