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| 1 | 脉冲爆震火箭发动机应用基础问题研究进展显示文摘脉冲爆震火箭发动机是一种通过产生周期性爆震波获得推力的动力装置,具有热效率高、结构简单、适用范围广等潜在优点。在面向应用时,为了充分发挥脉冲爆震火箭发动机的优势,需要解决诸多理论及工程性问题。目前已有大量的研究正在建立统一的爆震推进理论体系,以期为基于爆震推进方式的问世奠定理论和技术基础。针对应用可能遇到的问题,介绍了国内外相关研究进展。主要内容包括:两相爆震发动机技术,短距低阻起爆技术,发动机性能优化以及PDRE样机实验。关于两相爆震发动机技术,主要介绍了液态燃料爆震燃烧时的速度损失,液态燃料的雾化以及与气态氧化剂的掺混,最新进展包括通过加热燃油提高其雾化性能,从而提高推进性能;关于短距低阻起爆技术,主要介绍了固体障碍物起爆、流体障碍物起爆、热射流起爆以及激波聚焦起爆这4种方式的最新进展,其中固体障碍物起爆技术最为常见,而采用流体障碍物起爆技术可以更多地降低起爆过程中的性能损失;关于发动机性能优化,主要介绍了部分填充效应、尾喷管技术以及高频控制技术,部分填充以及尾喷管的使用有利于推进性能的提升,但在设计理论上仍需要更深入的研究,目前采用无阀工作方式可以有效提高发动机的工作频率;关于样机集成,主要介绍了目前出现的脉冲爆震发动机样机以及相关实验研究。 | 范玮 鲁唯 王可 | 2019 | 实验流体力学2019，33，1： | 5 |
| 2 | 点火方式对空桶型旋转爆震燃烧室起爆特性的影响显示文摘为了揭示空桶型旋转爆震燃烧室内爆震波的建立过程及工作特性,分别采用火花塞点火、垂直预爆震管点火和切向预爆震管点火,实验研究了不同点火方式下的爆震波起爆和稳定传播特性。喷注器采用环缝-喷孔对撞式设计,燃料和氧化剂分别为乙烯和富氧空气。结果表明,在空桶型旋转爆震燃烧室中,3种点火方式均可成功起爆并获得稳定传播的爆震波,点火方式对旋转爆震波的传播方向影响较小;与火花塞点火相比,垂直预爆震管点火和切向预爆震管点火均能拓宽旋转爆震燃烧室的稳定工作范围;在氧化剂供给流量和当量比相同的条件下,点火方式的改变并未影响旋转爆震波的传播速度大小;使用预爆震管点火时,旋转爆震波的建立时间较火花塞点火短,且呈现出更小的离散性。 | 赵明皓 王可 王致程 朱亦圆 于潇栋 范玮 | 2022 | 航空学报2022，43，1： | 4 |
| 3 | 燃烧室构型对旋转爆震波传播特性的影响显示文摘为了揭示燃烧室构型对旋转爆震波传播特性的影响,设计了不同结构参数的5个燃烧室,包括环形、空桶形和凹腔形3种燃烧室形式。喷注器采用喷孔-环缝设计,燃料和氧化剂分别为乙烯和富氧空气。在相同的供给条件下,实验研究了燃烧室构型对旋转爆震波传播特性和推进性能的影响。结果表明:空桶形燃烧室稳定爆震模态的工作范围最宽且爆震波最为稳定,但推进性能较差;两个凹腔形燃烧室的工作范围介于燃烧室宽度为19 mm和15 mm的两个环形燃烧室之间,但推进性能略高于宽度为19 mm的环形燃烧室;此外,凹腔形燃烧室的工作范围随凹腔长度的增加而增加。 | 赵明皓 王可 王致程 朱亦圆 李清安 范玮 | 2022 | 航空学报2022，43，5： | 4 |
| 4 | 基于旋转阀的脉冲爆震火箭发动机实验显示文摘针对现有条件下电磁阀高频与大流量不可兼得的矛盾,设计了一种凸轮式旋转阀,以此来控制脉冲爆震火箭发动机氧化剂、燃料和隔离气体的间歇式供给。基于该旋转阀,以汽油和富氧空气为推进剂,进行了不同频率下的实验。实验结果表明,推进剂和隔离气供给压力与点火相位直接影响到能否稳定起爆。随着频率的增加,在1~10 Hz范围内,降低隔离氮气压力、调整点火相位可实现发动机的稳定工作;10 Hz以上时,仅需要提高油气的供给压力。基于该旋转阀控制技术,脉冲爆震火箭发动机实现了工作频率30 Hz的稳定工作。 | 陈帆 范玮 王可 鲁唯 | 2013 | 推进技术2013，34，6： | 3 |
| 5 | 热射流点火对爆震管内火焰加速及爆震波触发影响的数值研究显示文摘为研究热射流点火对爆震管内火焰加速及爆震波触发的影响,运用34步26组分丙烷基元反应进行了二维数值模拟,获得了5种不同的热射流发生器几何结构下的爆震管内火焰传播规律及缓燃向爆震转捩(deflagration to detonation transition,DDT)的时间与距离.结果表明:爆震管中湍流在火焰加速阶段起着重要作用,在爆震波触发阶段激波与火焰相互作用占有主导地位.根据DDT过程的定义,得到DDT时间在1.4~2.0ms之间,同时发现热射流发生器长度为150mm,热射流发生器孔径在8mm时DDT时间最短,热射流发生器长度及孔径对DDT距离的影响不大. | 赵炜 韩启祥 王家骅 张桂花 | 2015 | 航空动力学报2015，30，1： | 3 |
| 6 | Thrust measurement method verification and analytical studies on a liquid-fueled pulse detonation engine显示文摘In order to test the feasibility of a new thrust stand system based on impulse thrust measurement method, a liquid-fueled pulse detonation engine(PDE) is designed and built. Thrust performance of the engine is obtained by direct thrust measurement with a force transducer and indirect thrust measurement with an eddy current displacement sensor(ECDS). These two sets of thrust data are compared with each other to verify the accuracy of the thrust performance. Then thrust data measured by the new thrust stand system are compared with the verified thrust data to test its feasibility. The results indicate that thrust data from the force transducer and ECDS system are consistent with each other within the range of measurement error. Though the thrust data from the impulse thrust measurement system is a litter lower than that from the force transducer due to the axial momentum losses of the detonation jet, the impulse thrust measurement method is valid when applied to measure the averaged thrust of PDE. Analytical models of PDE are also discussed in this paper. The analytical thrust performance is higher than the experimental data due to ignoring the losses during the deflagration to detonation transition process. Effect of equivalence ratio on the engine thrust performance is investigated by utilizing the modified analytical model. Thrust reaches maximum at the equivalence ratio of about 1.1. | Lu Jie Zheng Longxi Wang Zhiwu Peng Changxin Chen Xinggu | 2014 | Chinese Journal of Aeronautics2014，27，3： | 1 |
| 7 | 无阀式脉冲爆震火箭发动机运行稳定性实验显示文摘以无阀模式运行时,脉冲爆震火箭发动机可达到更高的运行频率,但容易出现连续燃烧、点火不成功以及运行频率与点火频率不一致等运行不稳定问题。为探索供给条件对运行稳定性的影响,采用乙烯为燃料、富氧空气为氧化剂,开展了实验研究,分析了氧化剂中氧气体积分数对运行稳定性的影响。结果表明,采用氧气体积分数分别为40%和66%的氧化剂时,当量比范围分别为1.2~1.7和0.8~2.3时才能产生稳定的爆震波;采用氧气体积分数66%的氧化剂时,可获得稳定爆震波的当量比范围较宽;稳定产生爆震波时,爆震管封闭端附近的压力振荡会向供给通道的上游传播,造成通道内介质的流动振荡,振荡频率与运行频率呈倍数关系;爆震波不稳定产生条件下,供给通道内的流动振荡表现为无规律的低频振荡,该振荡加剧了无阀无隔离模式运行的不稳定,故有必要在供给通道内加装压力反传抑制装置。 | 谭风光 王可 于潇栋 王云 李清安 范玮 | 2021 | 航空学报2021，42，3： | 1 |
| 8 | Experimental and numerical study on pressure oscillation in a combustor with rotary valve显示文摘A rotary valve coupled in a combustor assembly can generate periodic pressure oscillations inside the combustor and can be used to study the combustion instability in the combustion chamber of a rocket engine.This paper proposes a cold gas flow experimental system based on a rotary valve and a corresponding rotation model.A 3 D numerical model is proposed to obtain the transient flow inside the rotary valve,and the dynamic mesh technique and User-Defined Functions(UDFs)are adopted to implement a swing motion instead of a rotary motion.Several cold gas flow experiments are carried out at rotating speeds of 75225,and 375 rpm to verify the validity of the numerical model.The effects of rotating speed,stroke length ratio and radius of the RED(Rotor Exhaust Duct)on the pressure oscillations are studied using this numerical model.The results show that the maximum and peak-to-peak values of the pressure oscillations gradually decrease with increasing rotating speed.The ratio of the corresponding peak-to-peak value to the maximum pressure(pressure amplitude ratio)is reduced from 1.81 to 0.6%.The stroke length ratio affects the pressure waveform because it leads to a change in the time spent in the non-exhaust stage.When the stroke length ratio is 0,the waveform closely resembles a sine wave.With the increase in the stroke length ratio,the pressure waveform exhibits a more square or a triangular wave shape.Finally,a high-frequency and high-amplitude pressure oscillation can be obtained by appropriately increasing the radius of the RED. | Yunzhi XI Ningfei WANG Junwei LI Zhihui ZHANG Lei HAN | 2021 | Chinese Journal of Aeronautics2021，34，5： | 1 |
| 9 | 旋转爆轰燃烧室高度对流场影响显示文摘为了研究旋转爆轰燃烧室几何结构对旋转爆轰波的影响规律,针对旋转爆轰燃烧室高度对爆轰流场结构和爆轰波传播特性问题,采用2维数值模拟方法分析了爆轰波在4种高度的燃烧室内的参数变化和波系特征。结果表明:在4种高度的燃烧室内爆轰波均能自持传播,且爆轰流场结构相似;当燃烧室高度为4mm时,爆轰波后的反射激波压力较高;在一定范围内,爆轰波传播速度随燃烧室高度的增加而增大,在爆轰波高度为10、16和20mm时,爆轰波波锋面的压力分别为3.93、4.61、4.69MPa。 | 赵雄飞 郭虹伯 杨家龙 夏军宏 | 2019 | 航空发动机2019，45，4： | 0 |
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