脉冲爆震发动机
脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析
收稿日期：2022-11-07作者简介：彭辰旭（2000），男，硕士。
引用格式：彭辰旭，卢杰，郑龙席，等.脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析[J].航空发动机，2023，49（2）：37-44.PENG Chenxu ，LU Jie ，ZHENG Longxi ，et al.Performance analysis of separate-flow turbofan engine with pulse detonation bypass duct afterburner [J].Aeroengine ，2023，49（2）：37-44.脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能分析彭辰旭，卢杰，郑龙席，郭欢，张佳博（西北工业大学动力与能源学院，西安710072）摘要：为了研究外涵带脉冲爆震燃烧室分排涡扇发动机的性能，基于部件法建立了外涵装有脉冲爆震燃烧室（PDC ）的分排涡扇发动机性能模型，分析了PDC 工作参数、外涵循环参数和飞行工况对整机性能的影响。
结果表明：PDC 频率提高，PDC 增压比和加力温度提高，发动机单位推力增大，耗油率升高；PDC 当量比增大，PDC 增压比和加力温度先提高后降低，发动机单位推力先增大后减小，耗油率一直升高；脉冲爆震外涵加力由于只利用外涵部分气流组织燃烧，耗油率远低于传统加力的，当PDC 频率超过41Hz 时，脉冲爆震外涵加力发动机的单位推力大于传统加力涡扇发动机的；涵道比增大，参与爆震燃烧气流增多，发动机单位推力增大，耗油率升高。
风扇压比提高，发动机单位推力先增大后减小，耗油率一直降低；在飞行高度一定时，飞行马赫数提高，发动机单位推力减小，耗油率升高；在飞行马赫数一定时，飞行高度增加，发动机单位推力先增大后略微减小，耗油率先降低后略微升高；在不同飞行工况下，脉冲爆震外涵加力发动机的耗油率远低于传统加力涡扇发动机的。
关键词：脉冲爆震燃烧室；分排涡扇；外涵加力；整机性能；航空发动机中图分类号：V231.2文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.02.005Performance Analysis of Separate-flow Turbofan Engine with Pulse Detonation Bypass Duct AfterburnerPENG Chen-xu ，LU Jie ，ZHENG Long-xi ，GUO Huan ，ZHANG Jia-bo（School of Power and Energy ，Northwestern Polytechnical University ，Xi ’an 710072，China ）Abstract ：In order to investigate the performance of a separate flow turbofan engine with Pulse Detonation Combustor （PDC ）in the by⁃pass duct ，the performance model was established based on performances from components.The effects of PDC operating parameters ，by⁃pass cycle parameters ，and flight conditions on the performance of the overall engine were analyzed.The results show that with the increase of PDC operating frequency ，the pressure ratio and burner temperature of the PDC ，the specific thrust and specific fuel consumption of theengine increase.With the increase of equivalence ratio ，the pressure ratio and burner temperature of PDC increase first and then decrease ，the specific thrust increases first and then decreases ，and the specific fuel consumption increases continuously.Because only part of the by⁃pass air participates in detonation combustion ，the specific fuel consumption of the turbofan engine with pulse detonation bypass duct after⁃burner is lower than that of the conventional afterburner turbofan engine.When the PDC operating frequency is greater than 41Hz ，the spe⁃cific thrust of the turbofan engine with pulse detonation bypass duct afterburner is greater than that of the conventional afterburner turbofan engine.With the increase of bypass ratio ，the PDC gas flow increases ，and the specific thrust and specific fuel consumption increase.With the increase of the fan pressure ratio ，the specific thrust first increases and then decreases ，and the specific fuel consumption decreases continuously.At a certain flight altitude ，with the increase of flight Mach number ，the specific thrust decreases ，and the specific fuel con⁃sumption increases.At a certain flight Mach number ，with the increase of flight altitude ，the specific thrust increases first and then de⁃creases slightly ，and the specific fuel consumption decreases first and then increases slightly.Under different flight conditions ，the specif⁃ic fuel consumption of the turbofan engine with pulse detonation bypass duct afterburner is lower than that of the conventional afterburner turbofan engine.Key words ：pulse detonation combustor ；separate-flow turbofan ；bypass duct afterburner ；overall engine performance ；aeroengine第49卷第2期2023年4月Vol.49No.2Apr.2023航空发动机Aeroengine航空发动机第49卷0引言加力燃烧室在军机的发展中占有重要地位，常规加力燃烧以牺牲燃油经济性为代价，大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性[1]，但是其耗油率极高，加力时间受到限制。
脉冲爆震发动机性能分析研究
脉冲爆震发动机性能分析研究脉冲爆震发动机工作过程所特有的非定常性质，使有关其性能的理论分析变得非常困难。
但是，在对脉冲爆震发动机的讨论过程中又特别需要简洁的分析模型，用来对脉冲爆震发动机的性能进行快速、牢靠的预估和参数讨论。
依据如何得到冲量的方法，将其分为两类。
第一类方法采纳非定常气体动力学，打算作用在推力壁上的瞬时压力，并进行积分，从而计算冲量（Nicholls等，1957年；Wintenberger等，2023年）；其次类方法，不考虑非定常波的过程，依据作用在出口平面的流体性质计算冲量和比冲（Talley和Coy，2023年；Heiser和Pratt，2023年；Wu等，2023年）。
1957年Nicholls等进展论用于直管PDE的最简洁的性能分析模型。
在开口端反射的第一个膨胀波到达头部前，头部的压力是平台分布。
随着更多的膨胀波到达头部，压力渐渐下降。
由于在模型中没有考虑膨胀过程对推力的贡献，因此计算的冲量偏低。
2023年Wintenberger等人提出单脉冲爆震的半分析模型。
同时考虑了推力壁等压部分和膨胀过程对推力的贡献，推力壁等压部分由爆震波后自相像解的气体动力学原理计算，通过因次分析和试验校正得到膨胀过程对推力的贡献。
最近，他们又把该模型推广到有填充过程的多次脉冲爆震。
但是，他们的模型只能用于直管爆震室，不能用于有喷管的状况。
2023年Talley和Coy提出等容极限模型。
模型由等容燃烧过程、等容排气过程和等压填充过程组成。
假设特征波传递时间比排气时间短得多。
在排气过程中，假设燃烧室中的气体随时间变化，在空间匀称分布。
排气通过极短的喷管，是准定常流。
当燃烧室压力达到填充压力时，填充过程开头，填充过程按等压过程处理。
2023年Heiser和Pratt将经典热力学分析应用于抱负脉冲爆震发动机热力循环。
爆震波将反应物转变为具有C-J性质的燃烧产物，然后假设产物等熵膨胀到大气压。
他们认为没有一个简洁的装置能完成非定常等熵膨胀过程，但是，该模型能猜测供应脉冲爆震发动机性能上限。
关于脉冲爆震发动机的简述
关于脉冲爆震发动机的简述引言吸气式发动机的效率在部分程度上受到内部与环境的最大压比制约，理论上压比高的发动机效率更高。
常规发动机通过压气机把空气压缩，再把压缩空气导入燃烧室燃烧，冲压发动机和脉冲喷气发动机则不同，它们没有专门的压气部件，冲压发动机通过速度压缩空气，但只有在进口速度超过Ma=2时才能将速度转换成压力，并具有较高的效率。
脉冲喷气发动机在低压室间隙燃烧，因此效率较低。
对推进装置来说，爆震燃烧过程的高燃气压力(>1.01×106Pa～1.01×107Pa)和温度(>2 000℃)以及快速燃烧都很有吸引力。
因此，过去数十年来，基于爆震燃烧的脉冲爆震发动机(PDE)已引起人们的广泛注意。
基本概念和工作原理脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine，简称PDE）是一种利用脉冲式、周期性爆震波所产生的高温、高压燃气来产生推理的全新概念发动机。
与一般喷气发动机（等压稳态燃烧）中的爆燃波不同，脉冲爆震发动机（等容非稳态燃烧）中的爆震波（由激波后紧跟一道燃烧波组成）是以高超音速传播的，因此它能够产生高的燃气压力（13—55大气压）、燃气温度（大于2300℃）及传播速度（爆震波速度约为2000米/秒左右）。
由于爆炸波的速度传播的很快，其燃烧过程可近似的认为是等容过程。
PDE是一种基于爆震燃烧的新概念发动机。
而爆震燃烧是一种与爆燃有显著差别的燃烧形式，爆燃是一种在普通燃气涡轮发动机、脉冲喷气发动机和火箭发动机中常见的燃烧形式，它以亚声速传播，仅能产生2×105Pa～3×105Pa的峰值压升。
而爆震与爆燃不一样，它以马赫数M a= 5～6的速度向未燃烧的反应物传播，能产生3×106Pa～1×107Pa的峰值压升。
爆震发动机利用这种超声速波产生一个频率达到100Hz数量级的极短周期循环，所以其燃烧方式是不稳定和间歇式的。
脉冲爆震发动机综述
脉冲爆震发动机综述引言脉冲爆震发动机(Pulse Detonation Engine简称PDE)是利用脉冲爆震波产生的高温高压燃气来产生推力的一种新概念发动机，是一种非定常推进系统。
它具有结构简单，热效率高等诸多优点。
燃料以剧烈的爆震方式燃烧，爆震波以超音速传播，可以产生极高的温度和压力。
必须指出：PDE的概念与众所周知的脉动发动机，如二战时使用的德国V-1“嗡嗡炸弹”不同，脉动发动机是非定常发动机，但它使用了缓燃模式。
脉冲爆震发动机有着广泛的应用前景，在航空方面，其高比冲的特点可以用于载人飞机的动力装置，实现高速洲际航行。
在航天方面，其高比冲和体积小的特点可以用于单级入轨航天飞机的初始段推进装置。
其低成本的特点可以用于军事上的靶机、引诱飞机、假目标和靶弹的动力装置以及高速导弹突防辅助动力。
近年来也有人研究其在民用领域的应用，如用来发电等，一旦技术成熟，必将对航空航天产生革命性的影响。
在最近的十年内，脉冲爆震发动机日益得到各国的广泛关注，国内最早开始此方面研究的是西北工业大学。
尽管脉冲爆震发动机具有诸多优点和很大的发展潜力，也进行了不少研究，然而由于诸多技术难题，尚未得到正式生产。
1 工作循环过程及潜在优点1．1工作循环过程脉冲爆震发动机的循环过程可以分为以下几个阶段：①燃料\氧化剂填充爆震室。
②点火起爆。
③爆震波向敞口端传播。
④爆震波到达出口，膨胀波反射进来，爆震产物从爆震室排出。
⑤恢复初始状态。
以上几个过程循环进行，当爆震达到一定频率后就可以为飞行器提供近似连续的推进动力。
具体过程解释如下：循环从填充压力P1的反应物开始，然后关闭阀门，用位于封闭端附近的点火源直接起爆或通过缓燃向爆震转变(Deflagration to Detonation Transition，简称DDT)起爆。
爆震波以2000m/s左右的爆震波速向开口断传去。
在爆震波后是从封闭端发出的Taylor膨胀波扇，以满足封闭端速度为零的条件。
脉冲爆震发动机原理及关键技术
脉冲爆震发动机原理及关键技术
脉冲爆震发动机是一种新型发动机，原理是通过电火花引发爆炸，产生高温高压的气体，形成强烈的冲击波和热气流，从而推动发动机叶片，产生推力。
这一过程中，使用的是超燃冲压发动机的技术。
相比于传统的喷气发动机，脉冲爆震发动机具有高推力、高效率和低成本的优点。
脉冲爆震发动机的关键技术主要包括：
1. 爆震发生器：爆震发生器是脉冲爆震发动机的核心部件，其作用是将电火花引发的爆炸，转换为推力。
因此，需要采用先进的材料和制造工艺，以提高爆震发生器的效率和寿命。
2. 喷嘴设计：脉冲爆震发动机的喷嘴设计非常重要，因为它决定了爆炸产生的冲击波和热气流的方向和大小。
需要根据具体的飞行任务和发动机性能要求，进行精心设计和优化。
3. 燃烧控制：脉冲爆震发动机的燃烧过程非常复杂，需要通过控制爆炸的发生和强度，来实现发动机的稳定运行。
因此，需要开发先进的燃烧控制技术，以实现精确控制。
4. 涡轮设计：脉冲爆震发动机的涡轮设计需要考虑到冲击波和热气流对发动机的影响，以保证发动机的正常运行。
因此，需要采用先进的涡轮材料和设计技术，以提高涡轮的寿命和效率。
5. 监测与控制：脉冲爆震发动机需要实时监测其运行状态，并根据需要进行控制和调整。
因此，需要开发先进的监测与控制技术，以实现精确控制。
总的来说，脉冲爆震发动机是一种具有很大潜力的新型发动机技术，其原理和关键技术需要不断的研究和发展，以满足不断变化的航空航天、民用、军事和空间探索等领域的需求。
脉冲爆震发动机技术的发展
阀式脉 冲爆震 发动机 的 作循 环 过程 主要包 括 ： 充 填 隔 ① 离气体 ， Ｈ时扫除上循 环 的燃 气 ； 充 填 可爆 燃气 ； 点火 ② ③
４ 的燃气 。同时 ， ） 由于爆震 波传 播 的高速 特点 ， 燃烧 过程 其 可看作是 等容燃 烧过 程 ， 闪此 热效 率 高。据 此 ， 冲爆震 发 脉
动机具 有如下性能特点 ：
冉 航 天 动 力 之 一 。 在 航 空 方 面 ， 高 比 冲 、 推 重 比 的 儿 其 高 特 点 可 以 川 于 载 人 飞机 的 动 力 装 置 ， 现 高 速 洲 际 航 行 ； 实 在 航 人 力 ， 岛 比 冲 和 结 构 简 单 、 积 小 的 特 点 可 以用 于 单 ‘ 其 休 级 入 轨航 天 １ 等 的初 始 段 推 进 装 置 ； 低 成 本 的 特 点 町 用 ｛ － 机 其 作 导弹 、 机 、 饵 机 和 无 人机 的 动 力 。 靶 诱
脉 ｌ ｌ ｌ 爆 发 动 机 （ Ｄ ｐ ｌ ｄ ｄ ｔ ａ ｏ ｎ ｉｅ 是 一 种 Ｐ Ｅ， ｕｓ ｅ ｎ ｔ ｎ ｅ ｇ ） ｅ ｏ ｉ ｎ
利 Ｊ ｆ 墩 』 或 脉 冲 爆 波 产 生 的 高 温 、 压 燃 气 来 产 生 推 ｔ． ＪＪ ℃ 高
现象 ， 以超 声 速 传 播 的 爆 震 波 ， ～ 般 喷 气 发 动 机 中使 用 的 与 以 亚 声 速 传 播 的 爆 燃 波 不 同 ，它 能 产 生 高 温 （ 于 高 ２０ ０℃ ） 高 压 （ 于 １ ０ 、 大 ０～１０ａｍ） 高 速 燃 烧 与 释 热 （ ＞ ０ ｔ 、 Ｍ
第３ ２巷 第 ３期
脉冲爆震发动机原理
脉冲爆震发动机原理
脉冲爆震发动机是一种新型的内燃机，其工作原理与传统的往复式发动机有很大的不同。
脉冲爆震发动机利用爆震波的传播和作用来推动活塞运动，从而实现能量转换和动力输出。
下面我们将详细介绍脉冲爆震发动机的工作原理。
首先，脉冲爆震发动机的工作原理基于爆震波的传播和作用。
当混合气体在燃烧室内被点火后，燃烧产生的高温高压气体将在极短的时间内形成爆震波。
这个爆震波会迅速向燃烧室内的所有方向传播，并在传播过程中产生巨大的压力。
这种爆震波的传播和作用将推动活塞做往复运动，从而驱动发动机的工作。
其次，脉冲爆震发动机利用爆震波的传播和作用来推动活塞运动。
在传统的往复式发动机中，活塞的运动是由曲轴通过连杆机构来实现的，而脉冲爆震发动机则是通过爆震波的传播和作用来直接推动活塞运动。
这种直接推动的方式能够更有效地将燃烧产生的能量转化为机械能，提高发动机的效率和动力输出。
此外，脉冲爆震发动机的工作原理还包括对爆震波的控制和调节。
通过合理设计燃烧室结构和点火系统，可以控制爆震波的传播速度和方向，从而实现对活塞运动的精准控制。
这种精准控制能够使发动机在不同工况下实现最佳的燃烧效率和动力输出，提高整个系统的性能和稳定性。
总的来说，脉冲爆震发动机的工作原理是基于爆震波的传播和作用来推动活塞运动，通过对爆震波的控制和调节实现对发动机工作的精准控制。
这种工作原理使脉冲爆震发动机具有高效、高功率、低排放的特点，是内燃机领域的一项重要技术创新。
随着对脉冲爆震发动机工作原理的深入研究和应用，相信它将在未来成为内燃机领域的重要发展方向，为汽车和航空航天等领域的发展提供更加高效和可靠的动力系统。
脉冲爆震发动机
概念定义
概念定义
脉冲爆震发动机是一种基于爆震燃烧的新概念发动机，它的原理与常见的火箭发动机或航空喷气发动机不同。 这种发动机在燃烧室内直接利用爆震燃烧产生的爆震波来压缩气体，进而产生动力。爆震燃烧产生的爆震波使可 爆燃料的压力、温度迅速升高（压力可高达100个大气压，温度可达2000℃）。因此，爆震燃烧的发动机可以不 用传统的压气机和涡轮部件就达到对气体进行压缩的目的，使结构大大简化，成本大大降低。此外，由于爆震波 的传播速度极快，达到每秒几千米，因此，整个燃烧过程接近定压燃烧，由于定压燃烧的热循环效率大大高于定 容燃烧（普通的发动机都是定容燃烧），达到49%（定容燃烧效率为27%），因此，采用爆震燃烧的推进系统可大 大改善性能。当爆震频率很高时（达到80~100Hz），就可以产生连续的推力。
（3）混合循环PDE采用脉冲爆震燃烧室（PDC）与涡轮机械相组合的方式，用爆震燃烧代替定压燃烧，可用 于新一代超声速飞行器。在混合循环模式，PDC可用来替代高压压气机、燃烧室、高压涡轮和加力燃烧室。
技术难点
技术难点
尽管PDE的概念在实验室已得到了验证，但还有以下技术问题需要解决：
（1）爆震的起爆、控制和保持
（2）组合循环PDE是在相同的流道里安装不同循环方式的发动机，每种循环在不同飞行速度范围内工作，以 优化整个系统性能。例如，将脉冲爆震发动机与普通火箭发动机放置在同一涵道里形成一个组合循环系统，可用 作高速、远程导弹动力装置，在相同航程时，该推进系统的体积比普通2级液体火箭的小。脉冲爆震/冲压/超燃 冲压发动机组合循环系统可用作高超声速飞行器动力装置，其中脉冲爆震发动机可用作低速飞行时的加速装置， 当飞行马赫数高于3时，由冲压发动机替代继续工作。组合循环系统的1种变化形式称为多模态，是在相同的涵道 里同一发动机进行多种不同的循环的模态。
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《 航空发动机新技术 》
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脉冲爆震发动机-技术特点 与一般喷气发动机相比，它具有以下特点和优
点： ①由于没有压气机、涡轮等转动部件，结构简
单、重量轻、推重比大(大于20)，是新一代高推 重比军用发动机的理想方案；
②等容燃烧(燃烧时容积不变、压力升高)，热 循环效率高，耗油率低，在民用发动机中大有用 武之地；
③目前研究较多的脉冲爆震发动机的结构 有两种：一种为旋转阀多燃烧室结构；另一种 为带预起爆器的PDE结构。
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PDE发展现状
人类对爆震燃烧的研究可追溯到20世纪40年代，到 80年代中期，PDE进入了实质性发展阶段，90年代， PDE进入了全面发展时期。目前，美国政府机构、军 方、私营公司和大学的20多家单位参与了PDE的研 究。加拿大、法国、以色列、日本、俄罗斯、瑞典也 纷纷投入经费和制定计划开展PDE的研究。
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PDE的基本工作循环包括四个步骤：第一， 爆震燃烧室充满可爆混合物，第二，在燃烧室的开 口或闭口端激发爆震波；第三，爆震波在燃烧室内 传播，并在开口端排出；第四，燃烧产物通过一个 清空过程从燃烧室中排出。
与传统的航空推进系统相比，PDE具有结构 简单（无涡轮等旋转部件）、尺寸小（不大于2 米）、适用范围广、成本低和可在零速度下使用等 优点。预计PDE的推重比可达20，M数范围0～10 （吸气式PDE为0～3或5），飞行高度范围0～50 千米，推力范围0.005～490千牛，耗油率小于 1.02千克/10牛·小时。
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美国海军1999～2001财年共投入1269万美元，研 究使用一般液体燃料的、能从亚音速到M5工作的低 成本、结构简单的战术导弹用PDE推进系统。1999 年5月，海军研究办公室启动一项为期5年的PDE核 心研究计划和多学科大学研究倡议，主要解决7个方 面的问题：爆震的基础研究；喷射、掺混和起爆的 研究；进口-燃烧室-喷管性能；多循环工作；诊断 和传感器；动力学和控制；计算模拟和循环分析。 参与该计划的有6所大学，每年约获得260万美元的 研究经费。
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脉冲爆震发动机（PDE） 是21世纪最有前途的革 命性航空航天动力之一。 它基于爆震燃烧的新概 念，具有结构简单、尺 寸小、适用范围广、成 本低等优点，推重比可 达20。PDE既可用作导 弹、靶机、诱饵机和无 人机的动力，也可用作 桨尖喷气旋翼机的动力，
《 航空发动机新技术 》
③工作范围宽，可在马赫数0～10、高度0～ 50公里范围内飞行；推力可调，推力范围0.5～ 5000公斤力。发动机不同，可以在地面静止状态起动； ①可使用空气中氧气或自带氧化剂，能以
吸气式发动机或火箭发动机方式工作，可实现 空天往返飞行；
②采用间歇式循环，壁温不高，可采用普 通材料，制造成本较低。
第十章 脉冲爆震发动机简介
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脉冲爆震发动机-简介
脉冲爆震发动机是一种利用脉冲式爆震波产 生推力的新概念发动机，包括吸气式脉冲爆震发 动机(PDE)和脉冲爆震火箭发动机(PDRE)两种类 型。它们的基本工作原理相同。区别是：吸气式 PDE从空气中获得氧化剂，适用于大气层内飞行； 而PDRE自带氧化剂，适用于外层空间飞行。这 种类型的发动机没有旋转部件，其工作过程包括 进气(吸气)、喷油、点火、爆燃、排气等
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美国空军从1998～1999财年共投入156万美元 研究用于下一代侦察/攻击飞行器（有人和无人） 及吸气式推进器的PDE技术。主要研究在涡扇 发动机的外涵采用脉冲爆震燃烧，以去掉发动 机的加力燃烧室。
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