旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究综述

芮长胜 ，武郁文 ，王晓东 ，李 群 ，姜海龙 ，翁春生

（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015；2.瞬态物理国家重点实验室，南京 210094）

0 引言

爆震燃烧具有热效率高、放热速率快、工作范围宽等优点，理论上具有比等压燃烧更高的热循环效率和热量释放速率，与等压燃烧方式的常规涡轮发动机相比，基于爆震燃烧方式的航空涡轮发动机具有潜在的性能优势，被越来越多的学者所关注。爆震燃烧凭借自增压特性、更高循环热效率和热释放速率等优点，应用于航空涡轮发动机中有望大幅度提高其性能，具有广阔的应用前景[1-3]。

20 世纪50 年代Voitsekhovskii[4]首先发现旋转爆震燃烧现象，经过数十年发展，旋转爆震燃烧机理逐渐清晰，正逐步转向工程可行性研究。自2010 年开始，国内外研究机构和学者针对旋转爆震燃烧航空涡轮发动机技术开展了大量试验测试和数值仿真工作，旋转爆震燃烧应用于航空涡轮发动机的可行性得到初步验证，旋转爆震燃烧室与涡轮发动机的耦合技术也得到了一定发展。

本文对旋转爆震燃烧航空涡轮发动机技术的国内外研究进展进行综述。

1 旋转爆震燃烧原理及特点

旋转爆震是爆震燃烧的一种典型形式，其具有热效率高、放热速率快、结构简单紧凑、工作范围宽等优点，近年来在国内外备受关注，成为推进领域研究的热点[5-6]。旋转爆震发动机工作原理如图1 所示。如图中可见，旋转爆震燃烧室的结构通常为环形，新鲜燃料和氧化剂从燃烧室头部进入，在混合室混合后形成可燃的预混气进入旋转爆震燃烧室，经高能点火装置引燃推进剂，形成1 个或多个沿周向传播的旋转爆震波，燃气经尾喷管加速后沿轴向排出[7]。与其它类型爆震燃烧方式比较，旋转爆震燃烧有如下几方面优势：首先，它只需1 次起爆，所产生的爆震波就可持续地旋转传播；其次，由于爆震波的自维持性和自压缩性，可燃混合物可由爆震波增压到一定压强，可以在较低的增压比下产生更大的有效功；此外，爆震波传播方向与进气、排气方向独立，爆震波被封闭在燃烧室内不喷出，主要用来进行可燃混合物燃烧产生高效工质，避免了爆震波喷出管外而造成的巨大能量损失。

图1 旋转爆震发动机工作原理

旋转爆震燃烧室作为燃烧发生装置，一般可布置于航空涡轮发动机的外涵道、加力燃烧室、主燃烧室等不同位置，航空涡轮发动机上可布置爆震燃烧室的位置如图2 所示。由于爆震燃烧的自增压特性以及热力学循环效率高的特点，利用连续旋转爆震燃烧室替代常规航空涡轮发动机的等压燃烧室，可将发动机热力循环模式由等压循环转变为爆震循环，有利于提高发动机的燃烧室效率，在发动机相同总增压比条件下还能减少压气机级数、降低发动机质量，使发动机的结构得到简化，从而有效降低系统的复杂度。

图2 航空涡轮发动机上可布置爆震燃烧室的位置

2 旋转爆震燃烧航空涡轮发动机研究进展

2.1 国外研究进展

2.1.1 美国研究进展

Wright-Patterson 空 军 基 地 的Debarmore 等[8]与Welsh 等[9]在直径为15 mm 的旋转爆震燃烧室（Rotating Detonation Combustion，RDC）出口处安装T63 涡轮，采用氢气为燃料，空气为氧化剂进行试验研究，T63 涡轮与旋转爆震发动机（Rotating Detonation Engine，RDE）组合试验装置如图3所示。试验成功获得旋转爆震波，传播速度为1750 m/s，爆震产物经过涡轮导向器叶片后静压衰减了约33.5%，但涡轮导向器后仍存在与旋转爆震波频率一致的压力振荡。测量了涡轮导向器出口的压力、温度等流场参数，发现经过涡轮导向器的作用，滞止压力的振幅下降约5%。

图3 T63涡轮与RDE组合试验装置[9]

创新科学解决方案公司的Naples 等[10-12]对T63（C20-250）燃气轮机进行了改进，将其燃烧室替换为连续旋转爆震燃烧室，T63 旋转爆震发动机如图4 所示。采用传统燃烧室和RDC 分别驱动T63 发动机进行试验研究。RDC 的涡轮进口不稳定度比传统燃烧室高500%～700%，通过尾部安装空气引射器来降低不稳定性，最终达到与传统燃烧室一致的水平。在该涡轮机组中，RDC 可以实现与传统燃烧室相似的涡轮效率。试验结果还表明，RDC 的高频扰动在涡轮中迅速消散，并可能是压力增益燃烧应用于燃气轮机的关键。

图4 T63旋转爆震发动机[12]

Aerojet Rocketdyne 公司的Edward 等[13]开展了超过600 次旋转爆震燃烧室热试车，包括：概念验证、利用气态燃料（H2、CH4、C2H6、天然气）成功实现起爆和稳定爆震、结合等离子体技术实现效率提升、采用液态燃料（JP-8、JP-10）成功实现起爆和稳定爆震等内容，他们还进一步对旋转爆震涡轮组合技术开展了一系列的理论、数值模拟和试验研究工作。

普渡大学的Braun 等[14-15]分析了超声速涡轮与旋转爆震燃烧室的耦合问题，旋转爆震燃烧室进行了2维非定常雷诺时均N-S数值模拟，将此出口条件作为3 维非反应的URANS 模拟的入口条件，研究了燃烧室下游的扩散性喷嘴的影响。计算结果表明：长度为10 cm 的喷管提供了最佳阻尼。接着通过数值方式，研究了在爆震燃烧室与涡轮叶片组合情况下的超声速流动特性。Athmanathan 等[16]设计了1 个光学测试平台，利用高速光学诊断技术来研究旋转爆震波与涡轮之间的基本相互作用。

Sousa 等[17]对暴露在脉动超声速条件下的内部流道所经历的不稳定性进行了详细描述。之后，Sousa等[18]设计了1 个超声速涡轮机，Liu 等[19]将2 维RDC 出口数据赋予涡轮入口进行了数值模拟研究，发现叶片前缘的激波对总压损失起到主导作用，稳定流场的马赫数如图5所示。Liu等[20]提出了一种建模方法，通过在燃烧器下游加入扩散器，并在保留机翼几何形状的情况下对涡轮端壁进行轮廓处理，使旋转引爆燃烧器和改造后的燃气轮机实现了优越的热力学循环。同时提出了多步骤的优化策略，用几个控制点对端壁的几何形状进行参数化。

图5 稳定流场马赫数[19]

2.1.2 波兰研究进展

2010年，华沙航空研究所启动了1项将连续旋转爆震发动机（Continuously Rotating Detonation Engine，CRDE）应用于GTD-350 涡轴发动机的项目，GTD-350发动机与旋转爆震组合方案如图6所示。目的是研究爆震燃烧在涡轮发动机上应用的可能性，并证明提高发动机效率。Wolanski 等[21-23]改变多种GTD-350 发动机的燃烧室构型进行试验，并选取最优结构的RDC 替代GTD-350 涡轮轴发动机常规等压燃烧室，使发动机更短、更简单且性能更好，试验结果表明：发动机可以在贫油条件下工作，在额定转速下工作时燃油消耗率降低，利用旋转爆震燃烧室代替常规燃烧室后发动机性能提高了5%～7%。

图6 GTD-350发动机与旋转爆震组合方案

2.1.3 德国研究进展

柏林工业大学Bach 等[24-25]开发了一种具有模块化参数的导向器，研究了不同叶片倾角对旋转爆震传播方向和性能的影响，研究表明：随着质量流量的增加，燃烧室的压力明显增大，叶片倾角对压力增益影响不大，但对爆震波传播方向有较大的影响。Asli等[26]对RDC出口条件下5种构型的静子叶栅进行2维URANS 数值模拟计算，研究了叶栅几何参数对总压损失及速度角波动等的影响。

2.1.4 日本研究进展

名古屋大学的Ishiyama 等[27]和Higashi 等[28]以乙烯为燃料，氧气为氧化剂，在带有单级离心式压气机和单级径流式涡轮的旋转爆震涡轮发动机上进行了点火试验，点火试验装置如图7所示，发现了多种燃烧现象。试验中观察到的燃烧波的速度为600～1300 m/s，为C-J值的25%～45%，转子转速提高了160 r/min。

图7 点火试验装置[27-28]

2.1.5 俄罗斯研究进展

俄罗斯科学院谢苗诺夫物理化学联邦研究中心Frolov 等[29]成功测试了直径为406 mm 的大尺寸旋转爆震燃烧室，其试验台如图8 所示。采用氢气和空气分别作为燃料和氧化剂，燃烧室总流量达到了7.5 kg/s，研究人员还在试验中为燃烧室安装了收扩喷管，进一步提高了燃烧室内的爆震波数量和推力。

图8 直径为406 mm的旋转爆震燃烧室试验台[29]

Frolov 等[30]还设计、制造、测试了以TS-1 航空煤油为燃料的旋转爆震加力燃烧室，并集成于TJ100S-125小型单回路涡喷发动机上在地面试验台进行点火试验，实现了稳定旋转爆震模式运行，并观察到纵向脉冲爆震模态和单波旋转爆震模态。带加力旋转爆震燃烧室的TJ100S-125 涡喷发动机如图9 所示。试验结果发现，在相同的燃烧室入口压力下，与传统加力燃烧室相比，带旋转爆震加力燃烧室的发动机燃油消耗降低30%，比推力和推力系数提高30%，揭示了旋转爆震加力燃烧室在涡轮发动机上的巨大应用潜力。

图9 带加力旋转爆震燃烧室的TJ100S-125涡喷发动机[30]

2.1.6 白俄罗斯研究进展

白俄罗斯国家科学院开发了旋转爆震燃烧室和TJ-20涡喷发动机串联的试验台，如图10所示。研究了不同推进剂组合下旋转爆震燃烧室的工作状态[31]。发动机工作期间涡喷发动机的喷嘴区域温度和旋转爆震燃烧室的温度分别增加了50 和70 K。其中，旋转爆震发动机提供了涡喷发动机25%的推力。

图10 旋转爆震燃烧室和TJ-20涡喷发动机串联的试验台

2.1.7 国外研究进展总结

国外各国经过多年研究，已经取得了诸多关键进展。在试验方面开展了多种构型的旋转爆震燃烧涡轮发动机点火试验，验证了旋转爆震燃烧室代替常规燃烧室后发动机性能得到提高；同时系统地开展了数值模拟方面的研究，对于优化旋转爆震燃烧室与涡轮发动机耦合提供了技术支持。

2.2 中国研究进展

2.2.1 北京大学研究进展

王健平等[32-33]通过试验和仿真等手段对旋转爆震燃烧机理开展了大量主要研究，设计了多种构型的旋转爆震燃烧室，进行了燃烧起爆、湮灭、再起爆的机理研究，对使用多种燃料的旋转爆震燃烧室的工作特性进行了试验研究，并正在结合航空涡轮发动机上应用需求，开展宽范围燃烧特性研究。北京大学旋转爆震燃烧室如图11所示。

图11 北京大学旋转爆震燃烧室[32]

图12 数值模拟得到的波系结构[34]

Shen 等[34]对具有3 种超声速导叶结构的旋转爆震燃烧室进行了数值研究，并与无喷嘴导叶的基准工况进行了比较，发现对齐结构具有最佳的非定常阻尼、流量调节、总压增益和有用的功产量等综合性能；并首次确定了一种称为耙式冲击波包络线的冲击结构。数值模拟得到的波系结构如12所示。

2.2.2 清华大学研究进展

王兵等[35-37]设计了连续旋转爆震燃烧室试验平台，探讨了贫、富燃以及流量、当量比变化对旋转爆震波稳定工作区间的影响规律，并分析了爆燃不不稳定性爆震的形成机制和燃烧特性。旋转爆震燃烧室试验台如图13所示。

图13 旋转爆震燃烧室试验台[37]

计自飞等[38-39]提出了一种双通道旋转爆震航空涡轮发动机（Dual-duct Rotating Detonation Aeroturbine, DRDATE）结 构。在旋转爆震燃烧室的上游和下游分别设置隔离段和混合器，实现了涡轮机械与RDC 的相容性。将传统的单环RDC 改为多环RDC，扩大了RDC 的稳定运行范围。建立了旋转爆震过程的低阶解析模型，计算结果与CFD 计算结果吻合较好。在此基础上，建立了DRDATE飞机的性能仿真模型，研究了3 种不同飞行工况下飞机整体性能随设计参数的变化规律。连续旋转爆震涡轮发动机系统方案如图14所示。

图14 连续旋转爆震涡轮发动机系统方案[38]

2.2.3 中山大学研究进展

张成明等[40-41]研究了旋转爆震燃烧与涡轮部件组合的工作特性，对旋转爆震波与涡轮静子叶栅的相互作用过程进行了2 维数值模拟研究；然后又对旋转爆震燃烧室与转子叶片相互作用进行了3 维数值模拟研究，发现爆震波与反射波对气体的压缩会导致叶片壁面温度急剧升高，同时斜激波会改变气流的流动轨迹，导致气流方向偏离入射角。爆震波与涡轮相互作用的流场轮廓如图15所示。

图15 爆震波与涡轮相互作用的流场轮廓[41]

2.2.4 南京理工大学研究进展

翁春生课题组通过数值模拟及试验手段对旋转爆震燃烧展开了大量研究。Wang 等[42-43]基于改进型的时空守恒元与求解元方法（The Space-Time Conservation Element and Solution Element Method，CE/SE Method），数值研究了来流总温和入口面积比下煤油/空气旋转爆震波的传播特性的影响，发现随着来流总温的提高，三角形新鲜燃料层内的已燃气体容易发生爆燃现象，影响旋转爆震波的传播模态，入口面积比对于旋转爆震波的传播模态影响至关重要。冲压式点旋转爆震燃烧试验装置如图16所示。

图16 冲压式旋转爆震燃烧试验装置[49]

郑权等[44-46]对使用液态煤油或汽油为燃料的旋转爆震发动机进行了较为系统的试验和数值模拟研究。试验观测到单波、同向双波、单双波混合、双波对撞等传播模态，试验发现随着质量流量的增大，两相旋转爆震波波头数目呈现增多趋势。还进行了冲压式旋转爆震燃烧试验研究[47-49]，分析了凹腔长度对液体煤油冲压旋转爆震发动机工作特性的影响。

续晗等[50-51]进行了固体燃料的旋转爆震发动机试验研究，通过对比分析粉末旋转爆震发动机和气体旋转爆震发动机的爆震特性和发动机性能，揭示了粉末旋转爆震发动机的具体特点。为吸气式粉末燃料连续旋转爆震发动机奠定一定的实验和理论基础。

Wu 等[52-54]开展了以氢气为燃料，空气为氧化剂的旋转爆震燃烧室与涡轮导向器耦合试验，试验装置如图17 所示，研究了不同当量比下涡轮导向器对旋转爆震波传播特性的影响，发现经过导向器作用后压力振荡的幅值及其静压均有明显地降低；发现旋转爆震波与涡轮叶片作用后会产生反射激波向燃烧室中传播，涡轮导向器对压力振荡存在衰减作用，且不同传播方向的旋转爆震波经过涡轮导向器后压力衰减有所不同。他们还进行了旋转爆震波与涡轮平面叶栅相互作用数值模拟研究[55-56]，研究旋转爆震燃烧室内的复杂波系与涡轮叶片的相互作用，分析涡轮叶栅对高频爆震压力振荡的抑制作用，发现涡轮叶栅对高频压力振荡存在明显的抑制作用，涡轮叶栅上下游高频压力振荡幅值的衰减率达到80%以上。

图17 旋转爆震燃烧室与涡轮导向器耦合试验装置[53]

Zhou 等[57-59]开展了轴流式涡轮与旋转爆震燃烧室组合的试验研究。研究了轴流式涡轮导向器对旋转爆震燃烧室工作特性的影响，分析了涡轮导向器对燃烧室内旋转爆震波传稳定性的影响，研究了轴流式涡轮对旋转爆震燃烧室工作特性的影响，分析了旋转爆震波的传播特点，以及稳定爆震波建立过程的传播规律。还开展了径流式涡轮与旋转爆震燃烧室组合的试验研究，研究了径流式涡轮导向器对旋转爆震燃烧室工作特性的影响，分析了径流式涡轮对燃烧室内爆震波传播特性的影响。涡轮与旋转爆震燃烧室组合的试验模型如图18所示。

图18 涡轮与旋转爆震燃烧室组合的试验模型[58]

2.2.5 空军工程大学研究进展

吉冰等[60-61]通过数值模拟方法研究了周向旋转脉动流场对涡轮性能的影响，表明涡轮进口流动不均匀会增加静叶的工作负荷，但会产生更大的流动损失。同时，转子内部通道涡和叶尖泄漏涡的强度也在增加。随着流场不均匀性的增加，涡轮的质量流量和工作效率降低。涡轮50%叶高处的瞬时总压分布如图19所示。

图19 瞬时压力分布 [61]

2.2.6 哈尔滨工业大学研究进展

Su 等[62]系统推导了分别排气涡扇发动机和混合排气涡扇发动机的循环热效率、实际循环功、油耗和单位推力的计算公式。基于2 种研究方法，讨论了不同类型发动机在不同压比范围下的燃油消耗率和单位推力性能。发现在特定燃烧室压力比下，在中高压比范围内，旋转爆震涡轮发动机的单位推力性能可与节能特性相结合，最高可提高4倍以上。传统涡轮发动机和旋转爆震涡轮发动机如图20所示。

图20 传统涡轮发动机和旋转爆震涡轮发动机[62]

2.2.7 厦门大学研究进展

赵廷等[63]建立了级间旋转爆震涡轴发动机集总参数模型，研究发现级间旋转爆震燃烧室的引入可实现对燃气的2 次增温增压，能够较为明显地提升涡轴发动机单位功率。相比于高热力循环参数发动机，中、低热力循环参数发动机引入级间旋转爆震燃烧室后的性能提升更为明显。级间旋转爆震涡轴发动机的构型如图21所示。

图21 级间旋转爆震涡轴发动机的构型[63]

2.2.8 哈尔滨工程大学研究进展

祈磊等[64-65]开展了面向燃气轮机的旋转爆震燃烧技术及循环特性研究，提出了直接掺混式旋转爆震燃气轮机循环方案和级间抽气式旋转爆震燃气轮机循环方案，研究了涡轮进口总温、压气机压比、压气机引气等因素对旋转爆震燃气轮机的影响规律，发现2种旋转爆震燃气轮机方案的循环热效率和循环净功均优于常规燃气轮机，涡轮进口总温1279～1450 K时，循环效率提升6.87%～17.92%，循环净功提高13.5%～25.76%。

2.2.9 西北工业大学研究进展

赵明皓等[66-68]开展了不同燃烧室构型对旋转爆震波传播特性的影响，分析了点火方式和点火位置对空筒型旋转爆震燃烧室起爆特性的试验研究，试验发现点火方式对旋转爆震波传播方向影响较小，存在最佳相对点火位置使稳定爆震模态建立时间最短且对应的工作范围最宽。朱亦圆等[69]开展了塞式喷管对旋转爆震燃烧室起爆、传播和推进特性影响的试验研究，安装喷管的燃烧室推力可增加101.9%。

(1)根据单孔三次定流量抽水试验数据，运用裘布依公式计算渗透系数，新化县孟公集镇泥盆系棋子桥组(D2q)灰岩含水层渗透系数为0.22 m/d。

2.2.10 南京航空航天大学研究进展

田佳等[70-71]针对旋转爆震燃烧室高热流密度的热防护需求，开展了旋转爆震燃烧室壁面烧蚀热防护技术的数值仿真研究，并提出一种梯度热防护结构并开展了试验验证，发现低热导率、高热解潜热和高热解气体质量流率的高硅氧烧蚀层材料具有更好的热防护效果。王元帅等[72]开展了旋转爆震燃烧室壁面气膜冷却的数值仿真研究，发现气膜对爆震波传播特性影响较小，且对燃烧斜激波覆盖区域既有明显的冷却效果。

2.2.11 国防科技大学研究进展

王迪等[73-74]对煤油燃料两相旋转爆震燃烧室喷注器喷注雾化特性、点火起爆过程以及爆震波在燃烧室中的传播特性进行了数值仿真和试验研究，发现2相旋转爆震燃烧室的爆震波释热率比气相较慢，对燃烧室壁面烧蚀程度较小。氧化剂中含氧量对2 相旋转爆震燃烧室中爆震波传播速度影响很大，含氧量越大，爆震波频率越大且传播速度越快。

2.2.12 北京动力机械研究所研究进展

孟皓等[75]以小型涡喷发动机为基础，将旋转爆震燃烧室替代原涡喷发动机的等压燃烧室，开展了旋转爆震涡轮发动机总体方案研究和性能分析，计算结果表明：旋转爆震涡轮发动机可大幅提高涡轮发动机的推进性能，宽马赫数范围单位推力平均增加39.5%，耗油率平均减小38.9%。他们还从工程应用的角度分析将旋转爆震燃烧应用到吸气式推进系统面临的技术挑战，提出采用液态燃料的旋转爆震燃烧技术是未来重要的发展方向。旋转爆震涡轮发动机结构如图22所示。

图22 旋转爆震涡轮发动机结构[75]

2.2.13 中国航发科研院所研究进展

除上述高校和科研院所之外，西安航天动力研究所、中国空气动力研究与发展中心、北京理工大学等也从不同技术角度对旋转爆震燃烧开展了大量数值仿真和试验研究的工作。

2.2.14 中国研究进展总结

中国相较于国外开展的时间稍晚，但是也取得了很大的进展。开展了旋转爆震燃烧室与涡轮耦合的试验研究，验证了旋转爆震燃烧室应用于燃气轮机的可行性；开展了多种爆震波与涡轮相互作用的数值模拟研究，在微观层面上揭示了旋转爆震波与涡轮的相互作用机理。试验方面的研究相较于国外还是稍有欠缺，还未开展旋转爆震燃烧室应用于燃气轮机的整体试验，有待突破。

3 需要深化研究的关键技术

国内外在旋转爆震燃烧涡轮发动机性能计算、数值模拟和试验验证等方面已经取得了较大的进展。然而要将旋转爆震燃烧技术用到航空涡轮发动机上，实现工程应用，还需要加快以下关键技术研究，主要包括：

（1）宽范围进气下稳定的爆震燃烧组织技术。航空涡轮发动机外涵道、加力燃烧室、主燃烧室等部位进气条件各不相同，进气温度最低在300 K 左右，最高可达1000 K 以上，随着发动机工作状态的改变，燃烧室进口气流状态也要发生变化，特别是加力燃烧室进口还是贫氧的已燃气体。目前的旋转爆震燃烧技术研究，基本都是在稳定进气且来流为纯净空气条件下开展的，针对航空涡轮发动机实际工况则研究较少，需要加快开展低进气总温起爆、宽范围进气条件下稳定爆震燃烧组织以及贫氧条件下起爆/自持等技术研究。

（2）大流量条件下旋转爆震燃烧尺寸效应问题。目前已开展的旋转爆震燃烧试验采用的燃烧室尺寸一般在100～200 mm量级、空气流量不超过10 kg/s，而大型航空涡轮发动机加力燃烧室直径可达1000 mm左右、空气流量100 kg/s以上，如何实现大流量、大尺寸条件的爆震燃烧，需要开展不同尺寸下燃烧技术研究，以及单/多环结构、异型结构等不同结构方案的研究。

（3）旋爆爆震燃烧气流与涡轮的气动匹配技术。旋转爆震燃烧出口的气流流动是非定常、非稳态流场，处在一定的压力脉动，且燃烧室出口温度场不均匀，高压涡轮部件可能面临效率下降甚至局部烧蚀的问题。旋转爆震燃烧室出口压力比进口压力要高，对高压涡轮的冷却也带来一定的挑战。

（4）旋转爆震燃烧压力反传抑制技术。旋转爆震燃烧形成的高压燃气，导致出口压力高于进口，可能存在高压燃气倒流的风险，必须对旋转爆震燃烧压力反传进行抑制，防止压力前传导致风扇、压气机、低压涡轮无法正常工作，同时风扇、压气机、低压涡轮也要开展在一定压力反传条件下的扩稳技术研究。

（5）高温部件高效冷却与热防护技术。旋转爆震燃烧的高能量密度特征会给燃烧室内外壁带来较大的热负荷，导致燃烧室存在发生烧蚀的可能性，需要开发更耐高温的新材料、高效再生冷却、燃烧室结构优化等新技术。

（6）高频燃烧压力波下振动特性抑制技术。旋转爆震燃烧涡轮发动机工作时作用在转子系统上的气动载荷具有强周期性、非定常特点，高频燃烧压力波会改变转子系统的弯曲刚度，并引起转子系统轴向振动，导致滚珠轴承的轴向支反力不断变向，因此转子系统设计过程中必须考虑弯曲、扭转和轴向3 方面的振动，而转子设计要求振动幅值不超过限定值，为避免共振，还要求临近转速距离工作转速存在20%以上的安全裕度，这些要求都对转子系统的设计提出很大挑战。

（7）旋转爆震燃烧涡轮发动机总体技术。为实现旋转爆震航空涡轮发动机高效稳定匹配，需要加快开展发动机总体性能匹配、总体结构布局、适应强周期性非定常流动的耐高温承力框架设计、涡轮冷却封严、整机热结构匹配、控制系统优化设计等技术研究。

4 结束语

旋转爆震具有更高的热循环效率和热释放速率等优点，应用于航空涡轮发动机替代常规燃烧室有其独特的优势，有潜力进一步提高航空推进系统的性能。重点综述了近年来旋转爆震燃烧室应用于燃气轮机的研究进展。国外各军事强国通过多年研究，突破若干项关键技术，加速推进了旋转爆震燃烧室向航空涡轮发动机的应用。同时，中国的研究也紧随其后，甚至一部分关键技术已赶超国外。从加快实现向涡轮发动机工程应用的角度出发，分析了旋转爆震燃烧航空涡轮发动机需要突破的关键技术。为实现中国现有航空动力装置的升级换代，结合中国航空发展战略对先进动力系统的需求，建议建立旋转爆震航空涡轮发动机关键技术清单，制定旋转爆震燃烧室应用于航空涡轮发动机的长期发展规划，实施专项技术研究计划，组建工程研究院所与相关高校联合的研究团队，共同发展旋转爆震燃烧航空发动机技术，开展仿真、设计、试验和集成验证研究，加快推进爆震燃烧航空涡轮发动机的技术成熟。