IJAE 国际航空航天工程杂志》上 1687 - 5974 1687 - 5966 Hindawi 10.1155 / 2021/8839967 8839967 研究文章 在旋转爆轰发动机燃烧特征 https://orcid.org/0000 - 0002 - 9805 - 2583 王 Yuhui 1 乔 Wenyou 2 JialingLe 3 凌 威廉Yeong梁 1 机电工程学院 北京大学化学技术 北京 中国 buct.edu.cn 2 西南科技大学 绵阳 中国 swust.edu.cn 3 中国空气动力研究与发展中心 绵阳 中国 cardc.cn 2021年 15 3 2021年 2021年 25 8 2020年 9 2 2021年 22 2 2021年 15 3 2021年 2021年 版权©2021王Yuhui et al。 这是一个开放的文章在知识共享归属许可下发布的,它允许无限制的使用,分布和繁殖在任何媒介,提供最初的工作是正确的引用。

很多研究旋转爆轰发动机进行了由于更高的热效率。然而,数量,旋转方向,和旋转爆轰波的强度是多变的流量时,等价比率,流入条件,和发动机方案有所不同。目前的实验结果表明,旋转爆轰发动机的燃烧模式的影响燃烧室方案。环形起爆通道的外直径100毫米,内径80毫米。空气和氢气从60圆柱孔注入燃烧室直径2毫米的圆形通道宽度的2毫米,分别。当空气质量流量增加了氢气流量保持不变,燃烧模式多样。爆燃和扩散燃烧,多个反向旋转的爆轰波,纵向脉冲爆震,和一个旋转爆震波。纵向脉冲爆震和一个旋转爆震波在不同的时间发生在相同的操作。他们彼此之间可能会改变,进化的方向取决于空气流量。操作使用一个旋转爆震波发生在等价比率低于0.60,这是有利于发动机冷却和红外隐形。 The generation mechanism of longitudinal pulsed detonation is developed.

 中央大学基础研究基金 buctrc201913 中国国家自然科学基金 11602207 11702229 1。介绍

理论上爆轰发动机热效率高于爆燃引擎(即。,conventional engines, such as rocket engines and air-breathing engines) since detonation has a lower entropy production than deflagration. A rotating detonation engine (RDE) is one type of detonation engine being widely studied [ 1- - - - - - 6]。可能有一个或多个旋转爆轰波(RDWs)无意中在RDE燃烧室( 7]。化学反应主要发生在爆轰波,虽然仍有可能deflagrative燃烧在墙壁附近( 8反应物和产物之间的]或( 9]。旋转传播和压力增益使爆轰波连续一起燃烧。RDE的初步测试没有任何喷嘴进行了评估推进性能、和真空比冲量341.7年代的氢氧混合物得到[ 10]。从理论上讲,rd可能有20%到25%的热效率高于爆燃引擎利用爆轰燃的优势( 11]。RDE使用乙烯和氧燃烧测试被证明对探空火箭实验空间,和73%到90%的最佳实现特定的冲动与收敛喷管(RDE 12]。空气射流Rocketdyne 524热进行消防测试,直到2014年,包括多个推进剂(包括气体和液体燃料),多个喷油器,和多个喷嘴,有或没有瞬态等离子体增强[ 13]。

美国空军研究实验室和创新的科学解决方案公司取得了大量的实验数据从rd,包括特定的冲动哦 ∗ 化学发光图像、高频热通量测量和准确的爆轰通道内压力测量。操作与气态烃/空气燃料提供了预期水平的推进性能,尽管仍有很多技术问题需要解决,如果重碳氢化合物燃料将被引爆的RDE [ 14]。的哦 ∗ 化学发光图像被用来研究空气质量流量的影响,等效比例,空气喷射区和燃油喷射方案旋转爆结构( 15, 16]。对贫燃料条件,高哦 ∗ 排放的爆轰分布更广泛的空间。波阵面是凹的燃料填充区域爆炸前的空气注入槽从低到中间值提高。波前之间的角度和燃油喷射表面在爆炸前变得更加严重的空气喷射槽增加。减少燃油喷射孔的数量有显著影响爆炸结构包括从一个波转换到两波。热通量可以高峰值低于1 MW / m2底部的爆轰通道和超过25 MW / m2在爆轰波阵面( 17, 18]。压力测量技术采用一个RDE underexpanded飞机结构外部未遂,和爆轰通道内的峰值压力估计 2.63 ± 0.46 MPa平均( 19),比这更准确的获得的动态传感器。美国空军研究实验室还开发了第一个成功的吸气式预拌RDE,会抑制技术是必要的( 20.]。燃气混合RDE操作影响很大,从不同的操作与预拌nonpremixed rd。预拌之间的不同的操作和nonpremixed rd因为扩散混合可以提供一个小范围的高度易爆的混合物在更广泛的全球质量流率。

有一些种类的旋转爆轰波,包括共转爆轰波,反向旋转的爆轰波,和一个RDW [ 21- - - - - - 24]。单一RDW可能被认为是一种特殊的共转爆轰波,大致稳定。反向旋转的爆轰波通常使爆炸弱或强和不稳定。这个条件RDE的操作是不可取的,因为它是由不完全混合( 15]。更高的空气质量流率往往更RDWs,在一个给定的流量,波的数量取决于整个等价比率( 25]。RDWs,四个不同的燃烧模式存在:一个波,两个共转波,一对反向旋转的模式,两夫妻在相对旋转模式( 26]。纵向脉冲爆震(LPD)也可能发生在一个RDE和轴向传播( 27, 28]。Anand等人得出的结论是,LPD爆炸是由一种特殊的启动机制使RDE退出,LPD的反射激波下游移动。LPD频率取决于最初的燃烧室压力和等效比,频率较高的观察与反压力的增加和等价比率。他们还得出结论,LPD并不存在没有喉咙时RDE退出。然而,Frolov等人认为LPD逆流迁移反应冲击波以来在燃烧室出口附近。此外,LPD的喉咙被发现和RDE没有退出本研究。因此,应进一步研究LPD的生成机制。三种模式的操作在其他研究指出。操作的爆炸、声脉冲和爆燃研究中被发现( 29日]。声脉冲实际上是上面提及纵向脉冲爆震。谐波轴向跳动之前每一个观察爆燃向爆震过渡。

在这项研究中,空气流速与一个常数氢流量10 g / s的变化调查RDE的燃烧特性。测试也模拟不稳定的气流的影响引擎在飞行。它表明,燃烧在一个RDE往往是影响燃烧室结构由于结构有很大的影响的混合燃料和氧化剂。稳定的单一RDW短排气羽流发生在贫燃料条件等价比率低于0.6,操作条件有利于一个RDE应用作为一个吸气式发动机。多个共转爆轰波从未发生在空气流速的范围72 - 740 g / s氢流量10 g / s。

 2。实验装置和方法

实验装置及其示意图如图所示 1。实验系统主要由天然气供应部分,数据采集部分,控制部分,点火部分和燃烧室。干流是反应物直接流入燃烧室,支流是通过predetonator流入燃烧室。天然气供应系统,提供氢气和氧气predetonator和hydrogen-air燃烧器,包括气体来源,减少阀门、止回阀、电磁阀、质量流量计,管道。气体来源包括一瓶氧气、六氢瓶,一个大罐压缩空气。氢的来源可以提供一个流的最大总压强12 MPa。空气源可以提供一个流的最大总压力10.5 MPa。减少阀门能够保持恒压阀出口。止回阀防止回流。电磁阀是由计算机程序控制的。 Mass flow meters measure the mass flow rates by sonic nozzles and pressure sensors.

实验设置和燃烧室示意图。

数据采集部分收购压力信号由113 b24 PCB动态压力传感器,凯勒压力传感器PA-23SY,高速相机,和一个数据记录器。两个PCB压力传感器贴上S1和S2在图 1在同一轴向安装在燃烧器作为predetonator的地位。沿燃烧室的夹角周长是180°。传感器涂以硅树脂高温保护他们的爆轰的产品。采样频率是1 MHz。由一个高能火花塞和点火部分predetonator长度为200毫米,内径10毫米。点火频率是28赫兹,点火时间持续50微秒。predetonator是无意中与燃烧室的爆轰波进入燃烧室进行不对称。在启动阶段,氢和氧的气体供应系统流入predetonator,点燃的火花塞安装在predetonator的负责人。爆燃波产生的点火和predetonator逐渐发展成爆轰波,一个过程表示爆燃向爆震(DDT)的过渡。然后,爆轰波进入燃烧室最后使旋转环形燃烧室并没有直接联系。 The combustor has the following main geometric parameters: annular channel outer diameter of 100 mm, channel length of 117 mm, and channel width of 10 mm. Air is injected axially into the channel through 60 holes of 2 mm diameter. Hydrogen is injected centripetally into the channel through a circumferential slot of 2 mm width. Hydrogen and oxygen are, respectively, 1 g/s and 8 g/s for the tributary.

时间序列可确保已经有反应物的干流爆轰波前的燃烧室predetonator注入。在点火之前,也有足够的反应物predetonator爆震波的形成。用来引爆干流支流,点火后,切断了。点火、支流与干流持续0.050秒,0.100,和0.700 s,分别。

 3所示。结果与讨论

表 1给出了等价比率,燃烧模式,RDW速度不同的空气质量流率在稳定阶段。MCRDWs SRDW, LPD表示多个反向旋转的RDWs,单个RDW约1200 m / s的速度,分别和纵向脉冲爆震。单个RDW大致规律和周期性的压力产生的痕迹,而多个反向旋转的RDWs产生不规则的压力因为RDW碰撞痕迹往往使RDWs不稳定,再次成为稳定。本研究讨论的燃烧模式稳定阶段如果没有指定。NA表示“不适用”,这意味着没有旋转爆轰。RDW速度计算的外直径100毫米的爆轰通道和平均周期之间的两个相邻压力峰值记录的PCB压力传感器在稳定阶段。流场是基本稳定在稳定阶段。瞬态阶段的启动过程,在此期间,流场变化很大。这个过渡阶段也使得RDW不稳定。关机过程不是这里讨论。

空气质量流量、燃烧模式,RDW速度不同的等价比率氢质量流率10 g / s。

气流(g / s) 等价比率 燃烧模式 RDW速度(米/秒)
72年 4.78 爆燃和扩散燃烧 NA
103年 3.35 爆燃和扩散燃烧 NA
135年 2.56 MCRDWs NA
175年 1.97 MCRDWs 970年
215年 1.60 MCRDWs 949年
255年 1.35 MCRDWs 959年
286年 1.21 MCRDWs 916年
350年 0.99 MCRDWs 872年
398年 0.87 MCRDWs 659年
430年 0.8 MCRDWs 594年
469年 0.74 LPD NA
510年 0.68 LPD NA
541年 0.64 SRDW 1210年
573年 0.60 LPD NA
605年 0.57 SRDW 1222年
636年 0.54 SRDW 1222年
676年 0.51 SRDW 1215年
708年 0.49 SRDW 1208年
740年 0.47 SRDW 1194年
3.1。爆燃和扩散燃烧

爆燃和扩散燃烧发生在燃烧室的空气质量流率范围72 - 103 g / s(条件),运行的空气质量流量72 g / s为实例进行了分析。跟踪在图的压力 2是不规则的,压力很低,表明RDWs没有形成。同时,空气的排气羽流流率72 g / s很长,长度约1.5米,表明燃烧存在在燃烧室。燃烧室端,作为一个虚张声势的身体,稳定了爆燃,扩散燃烧引起的未燃烧的燃料与空气的混合。这是扩散燃烧导致排气羽流。自燃烧在燃烧室,推力很低,不符合发动机运转的必要条件。很容易理解,爆炸不能等价比率太高时形成的。实际上,压力传感器测量了稳定流动没有在燃烧室燃烧,但PCB动态压力传感器不能捕捉静态压力。因此,在图的压力 2几乎是零。指出,爆炸发生在启动过程中但没有维护。未知的信号是随机的,可能是电磁干扰。

压力痕迹通过S1和S2的空气质量流量72 g / s。

全局视图

特写镜头

 3.2。多个反向旋转的RDWs

多个反向旋转的RDWs (MCRDWs)发生的空气质量流率范围135 - 430 g / s (B)条件。多个RDWs之间的碰撞引起的平均RDW速度低于1000 m / s。典型的压力等条件如图痕迹 3350年空气质量流量的g / s。压力峰值变化显著,没有周期性,因为RDW碰撞在大部分时间。RDW碰撞事件进一步证实了高速图像如图 4(曝光时间1/50000年代)。有三个RDWs在400.34毫秒,但低于400.34毫秒后没有被观察到,或许因为它变得太弱了。箭头表示RDWs的移动方向。当两个RDWs彼此相撞在400.36 - -400.40毫秒,反应速率和温度增加,碰撞区域非常明亮。碰撞后,RDWs成为稳定和略暗。碰撞引起的机械能量损失和较低的平均速度比SRDW MCRDWs表所示 1。事实上,条件B近化学计量或略丰富的氢。因此,反应物的点火能量较低的条件下更容易和爆炸冲击波发起,在rd(很常见 22]。爆炸导致两个反向旋转的RDWs,其中一个老RDW会面。爆炸却频繁和RDW碰撞,导致不规则压力峰值之类的人物 3。尽管压力峰值没有良好的周期性,仍有一个占主导地位的2786赫兹的频率,如图 3 (d)。流场条件下不稳定,因为碰撞爆炸没有充分发展。因此,爆效率不够高,无法充分利用爆轰燃。

压力痕迹通过S1和S2的空气质量流量350 g / s。

全局视图

特写镜头

特写镜头

快速傅里叶变换为S1

爆炸事件被高速旋转摄像头,50000 fps。

 3.3。纵向脉冲爆震

纵向脉冲爆震(LPD)发生在燃烧室的空气质量流率范围469 - 510 g / s (C)条件。例如,S1和S2的压力峰值510 g / s图 5 (c)重合,表明爆震波S1和S2轴向移动,而不是无意中从不同方位位置,但同一轴向位置。在图0.443毫秒的LPD周期 5(一个)近似地同意在图2244赫兹的频率 5 (d)。然而,瞬态阶段略高爆轰压力比稳定阶段和更短的周期,因为一个旋转爆震波(SRDW)存在在瞬态阶段。证实了SRDW备用的山峰S1和S2的人物 5 (b)。S1的山峰大约两个邻国之间的中点S2山峰,同意关系,传感器S1和S2 180度角。LPD通常是一个弱爆轰波不是很发达的自爆通道的长度只有117毫米和DDT(爆燃向爆轰转变)拿起只有长度的一部分,而一个RDW通常是稳定和足够强大的自旋转长度是无限的。当单一RDW削弱了一些未知的冲击波和吹走,LPD发生。LPD是由于窒息RDC的反射波(旋转爆轰燃烧室)退出,不存在没有喉咙时RDC出口( 27]。然而,LPD还发现在文献[ 26),没有喉咙RDC退出,但没有详细的生成机制。此外,也没有喉咙的RDC退出本研究。因此,应补充LPD的生成机制。LPD造成回流和伟大的流动损失,减少推进性能。LPD旋转爆轰发动机的应用是有害的。

压力痕迹通过S1和S2的空气质量流量510 g / s。

全局视图

瞬态阶段,SRDW

稳定阶段,LPD

快速傅里叶变换为S1

纵向脉冲爆震发生在稳定阶段的空气质量流率573 g / s,如图 6 (c)。很难理解为什么这发生在D流量范围的条件,这是一个RDW的速度约1200 m / s。事实上,541年的空气流速,573,和605 g / s三分的燃烧模式从LPD SRDW,众所周知在桌子上 1。因此,运行三个流量并不健壮,往往受到未知扰动的影响,导致燃烧模式被改变。

压力痕迹通过S1和S2的空气质量流量573 g / s。

全局视图

瞬态阶段

稳定阶段,LPD

 3.4。单一RDW

单一RDW (SRDW)发生,速度约1200 m / s的空气质量流率范围541 - 740 g / s (D)条件。RDW速度72% CJ值的-75%。减少有效的反应速率,据称由湍流诱导反应区扩大,产生低波速( 30.]。结果如图 7和 8。操作更高的空气质量流率并没有进行,因为它是有限的实验装置。很难点燃燃料中的反应物精益条件,和新RDWs不能引起的冲击波。因此,单个RDW保持旋转燃烧室的稳定条件d RDW等价比率下降的速度是降低条件d发散RDW成立时,爆轰波进入了爆轰predetonator频道,因为爆炸通道反应物在点火时间。发散RDW包含两个反向旋转的方面和两方面,分别移动的上游和下游。这两个反向旋转的RDW方面彼此相撞。前面移动墙上游与燃烧室头部相撞,造成反射激波。一起RDW碰撞和反射激波压力峰不规则和不定期启动时间图 8 (b)。单个RDW成立永久RDW碰撞事件结束后,但仍不稳定,主要受冲击波产生的启动时间。随着冲击波失败,稳定SRDW图 8 (c)成立。这是稳定阶段。如何多个RDWs彼此相撞产生一个RDW数值解释在文献[ 22]。短时傅里叶变换图 8 (d)对压力进行了跟踪S1,表明RDW频率为3920赫兹。RDW周期0.255女士得到的频率非常接近的RDW周期直接从压力跟踪获得0.256毫秒。

压力痕迹通过S1和S2的空气质量流量605 g / s。

全局视图

瞬态阶段,LPD

稳定阶段,SRDW

从LPD SRDW

压力痕迹通过S1和S2的空气质量流量636 g / s和短时傅里叶变换压力跟踪S1。

全局视图

SRDW瞬态阶段,不稳定

稳定阶段,SRDW

短时傅里叶变换

一些压力峰值期间S1和S2的瞬态相图 7 (b)是一致的,表明LPD发生。LPD周期约为0.410毫秒。假设一个未知的冲击波LPD加剧,导致爆炸和高峰图的过渡 7 (d)。然后,一个RDW成立由于反应物内部的爆炸。运行的原因包括LPD的过渡阶段和稳定阶段一个RDW很好理解,因为流率在一个点燃烧模式从LPD SRDW,如表所示 1。模式过渡的关键之处也解释了为什么空气质量流率的瞬态阶段605 g / s和573 g / s的稳定阶段LPD的燃烧模式,如图 6 (c)和 7 (b)。然而,没有LPD而是一个不稳定的SRDW在瞬态阶段运行的空气质量流量636 g / s,进一步证实了空气流量和SRDW高之间的关系。得出一个RDW LPD或成立多个反向旋转的RDWs。

连续高速图像(20000帧每秒,曝光时间1/20000 s)在稳定阶段在图 9进一步确认的存在一个RDW逆时针旋转的空气流量708 g / s。单一RDW稳定,良好的燃烧和推进性能。单一RDW特别是在贫燃料条件可以应用到吸气式发动机燃烧室内部的温度很低,因为排气羽流很短,操作条件,这将有利于红外隐形。

连续高速图像RDW逆时针旋转,20000 fps和气流708 g / s。

RDW或LPD周期从压力痕迹获得一些空气流速图所示 10。计算条件B的周期是困难,因为不稳定的RDWs并非如图 10。单个RDW点火后产生的空气流速510和573 g / s和导致更短的周期。然后,周期增加,因为不稳定RDW转向纵向脉冲爆震的情况下。然而,纵向脉冲爆震形成在瞬态阶段,然后转向一个RDW,导致动态压力的循环空气流速下降541和605 g / s。

RDW或LPD周期作为时间的函数。

 3.5。测试在其他氢流速

此外,测试其他氢流速进行和临界等效比单一RDW表所示 2。当等价比率小于临界,单个RDW发生,这是一个稳定的运行。似乎一个RDW的稳定运行更大的临界等效比氢流速更高。RDW强度增加而增加的流量。RDW更强更稳定时受到非定常流,因此有一个更大的临界等效比。氢的质量流率和等效比例仅略受影响的速度稳定RDE RDW的礼物。

RDW速度的临界等效比不同的氢质量流率。

氢气流量(g / s) 临界等效比 RDW速度(米/秒)
10.0 0.60 1210年
12.1 0.64 1217年
17.8 0.84 1212年
3.6。一个新的LPD的机制

LPD的生成机理,提出了如图 11。一个相对旋转爆震波往往是由激波自LPD等价率接近为多个相对旋转RDWs。开始的时候,一个不稳定的RDW通常形成点火后,如图 6 (b)。当RDW削弱的相对旋转爆震波,它将衰变爆燃吹向下游出口。fuel-oxidant混合成为更好的下游自混合需要时间和距离。爆燃时,涉及到一个位置的混合是足够好的爆炸产生,发生爆燃向爆轰转变和爆燃或爆炸上游移动,如图 (11日)和 11 (b)。爆轰波的路上逐渐削弱的入口,因为混合燃料和氧化剂变得不那么完整。碰撞后的高温的产品将被下游爆炸和入口之间的墙,因为穷人混合不能维持一个爆炸。反应物之间的爆燃和产品图 11 (c)被风吹走。再次发生爆燃向爆轰转变为了同样的理由上面,如图 11 (d)。一个LPD周期数据之间发生 (11日)和 11 (d)。指出,爆轰波总是移动的上游由于反应物入口附近,在推力造成巨大的损失。总之,碰撞的反向旋转的爆轰波失败最初的爆炸,和上游混合不佳,下游维持LPD混合好。

LPD的产生机制的示意图。

这种机制是支持的高速图像和频域分析的压力跟踪图 12( 31日]。测试图 12本研究采用的实验装置。爆轰和爆燃交替发生,产生lpd。爆炸产生的白色区域,没有爆炸的黑色影像图 12(一个)。实际上,爆燃温度低于爆炸,使纯黑色的图片。爆燃事件较低温度并不是被高速摄影机由于短曝光时间。如果没有爆燃的黑色图片,爆炸不能启动。看到显然在图 12(一个)比爆炸时间,燃烧时间更长,同意,在图 11。毕竟,引爆了只有部分时间在燃烧波逆流迁移。然而,爆燃燃烧波的时候存在被下游。见图 12,相对应的LPD圈时间8图像400微秒,大致符合图的频率2364赫兹 12 (b)。压力传感器之间的差异的时间分辨率和频率误差引起的高速摄影机。

为LPD连续高速图像和频域分析,20000 fps,气流677 g / s,等价比率0.62 [ 31日]。

连续高速图像

频域分析的压力跟踪

 4所示。结论

RDE测试进行了研究等价比率的影响和空气流量的方式燃烧。氢气流量是固定10 g / s。测试模拟的影响改变气流的引擎在飞行。

等价比率大于3.35时,燃烧室发生爆燃和扩散燃烧和推进性能较差。等价比率为0.80 - -2.56时,多个反向旋转的RDWs发生,这并不是一个理想的自爆轰稳定操作条件。等价比率为0.60 - -0.80时,纵向脉冲爆震发生

LPD没有完全开发和流造成了很大的损失。可怜的上游混合和下游混合在纵向脉冲爆震燃烧室持续的一个政权。爆轰和爆燃交替发生在LPD圈和爆燃成本的大部分时间。LPD燃烧室出口附近的产生是由于爆燃向爆震过渡和转移到燃烧室入口。LPD燃烧室入口附近的失败由于贫穷的混合,并从LPD失败被下游形成爆燃。LPD又产生了在燃烧室出口附近。这是一个LPD的大腿上

当量比小于0.60时,获得了稳定的单一RDW,让所有人的最佳性能。成立一个RDW从纵向脉冲爆震或多个反向旋转的RDWs。单一RDW贫燃料条件尤其适用于吸气式引擎,因为燃烧室内部的温度很低,排气羽流很短,操作条件,对红外隐身是很有帮助的

命名法 DDT:

爆燃向爆轰转变

 LPD:

纵向脉冲爆震

 MCRDWs:

多个反向旋转的爆轰波

 RDE:

旋转爆轰发动机

 RDW:

旋转爆震波

 RDC:

旋转爆燃烧室

 SRDW:

单一旋转爆震波。

 数据可用性

数据请求。

 的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

 确认

这项工作得到了国家自然科学基金(格兰特数字11702229,11702229)和中央大学的基础研究基金(批准号buctrc201913)。

 Bykovskii f。 Vedernikov e . F。 亚音速流的连续爆炸的推进剂 燃烧、爆炸和冲击波 2003年 39 3 323年 334年 10.1023 /:1023800521344 2 - s2.0 - 0038379074 Wolanski P。 爆轰推进 燃烧学院学报》上 2013年 34 1 125年 158年 10.1016 / j.proci.2012.10.005 2 - s2.0 - 84873384336 周 年代。 马 H。 刘 D。 杨ydF4y2Ba Y。 李 年代。 周 C。 hydrogen-air旋转爆轰燃烧室的实验研究 国际期刊的氢能源 2017年 42 21 14741年 14749年 10.1016 / j.ijhydene.2017.04.214 2 - s2.0 - 85019123329 Kindracki J。 实验研究在旋转液体fuel-gaseous空气中爆炸混合物 航空航天科学技术 2015年 43 445年 453年 10.1016 / j.ast.2015.04.006 王 F。 翁 C。 吴 Y。 白 Q。 郑 Q。 徐 H。 数值研究煤油/空气旋转爆轰发动机在不同注入温度 航空航天科学技术 2020年 103年,第105899条 10.1016 / j.ast.2020.105899 翁ydF4y2Ba H。 谢 Q。 王 B。 传播行为的旋转爆obround燃烧室 燃烧和火焰 2019年 210年 389年 398年 10.1016 / j.combustflame.2019.09.008 2 - s2.0 - 85072282224 钟 Y。 吴 Y。 金 D。 陈 X。 杨 X。 王 年代。 调查、预燃室旋转爆震引发的裂缝的煤油 航空航天科学技术 2019年 95年,第105480条 10.1016 / j.ast.2019.105480 2 - s2.0 - 85073683383 王 Y。 王 J。 乔 W。 热壁旋转爆轰条件的影响 电脑&液体 2016年 140年 59 71年 10.1016 / j.compfluid.2016.09.008 2 - s2.0 - 84987790104 施沃 D。 Kailasanath K。 释热的物理旋转爆轰发动机 张仁53航天科学会议 2015年 佛罗里达州基 10.2514/6.2015 -1602 2 - s2.0 - 84982953315 Naour b . L。 Falempin F。 纳斯 F。 最近的实验结果连续爆轰波引擎 张仁17国际太空飞机和高超音速系统和技术会议 2011年 旧金山,加利福尼亚 10.2514/6.2011 -2235 2 - s2.0 - 84881290023 Falempin F。 Naour b . L。 r t努力脉冲和连续爆轰波引擎 张仁16 / DLR DGLR国际太空飞机和高超音速系统和技术会议 2009年 德国不莱梅 10.2514/6.2009 -7284 转到 K。 西村 J。 东 J。 塔基• H。 Ukai T。 Hayamizu Y。 山田 T。 渡边 年代。 Hotta K。 Inakawa T。 日本久保田公司 Y。 山口那津男 M。 Daicho T。 川崎 一个。 松岗 K。 笠原 J。 松尾 一个。 Funaki 我。 Yasuda K。 森 K。 Yagihashi H。 醒来时 D。 Uchiumi M。 Higashino K。 初步旋转爆轰实验火箭发动机使用探空火箭飞行演示 2018张仁航天科学会议 2018年 佛罗里达州基 10.2514/6.2018 -0157 2 - s2.0 - 85044377959 Claflin于 年代。 Sonwane 年代。 林奇 E。 结实的 J。 最近的进步动力循环使用旋转爆轰发动机与亚临界和超临界二氧化碳 第四届国际研讨会——超临界CO2权力周期 2014年 宾夕法尼亚州匹兹堡 Fotia M。 Schauer F。 废话 J。 性能试验研究在旋转缩放操作氢爆轰发动机和气态烃燃料 张仁20国际太空飞机和高超音速系统和技术会议 2015年 格拉斯哥,苏格兰 10.2514/6.2015 -3626 兰金 b。 理查森 d·R。 卡斯韦尔 答:W。 那不勒斯 一个。 废话 J。 Schauer F。 成像的哦 ∗ 化学发光的光可以nonpremixed旋转爆轰发动机 张仁53航天科学会议 2015年 佛罗里达州基 10.2514/6.2015 -1604 2 - s2.0 - 84982949221 赵 k . Y。 Codoni j . R。 兰金 b。 废话 j·L。 Schauer f·R。 High-repetition-rate化学发光成像的一个旋转爆轰发动机 张仁第54航天科学会议 2016年 加州圣地亚哥 10.2514/6.2016 -1648 Theuerkauf s W。 Schauer f·R。 安东尼 R。 废话 j·L。 高频热通量的实验表征旋转爆轰发动机 张仁53航天科学会议 2015年 佛罗里达州基 10.2514/6.2015 -1603 2 - s2.0 - 84982067746 Theuerkauf s W。 Schauer f·R。 安东尼 R。 帕克森 d E。 史蒂文斯 c。 废话 j·L。 比较模拟和测量瞬时热流在旋转爆轰发动机 张仁第54航天科学会议 2016年 加州圣地亚哥 10.2514/6.2016 -1200 Codoni j . R。 赵 k . Y。 废话 j·L。 Schauer f·R。 马赫盘旋转爆轰发动机内压力测量技术 张仁52 / SAE / ASEE联合推进会议 2016年 盐湖城犹他 10.2514/6.2016 -4877 安德鲁斯 我问。 王 p . I。 Polanka m D。 Schauer f·R。 废话 j·L。 实验的预拌旋转爆轰发动机使用一个变量槽饲料充气 张仁第54航天科学会议 2016年 圣地亚哥,加州,美国 10.2514/6.2016 -1404 Suchocki j . A。 余 美国J。 废话 j·L。 那不勒斯 一个。 Schauer f·R。 Russo R。 旋转爆轰发动机操作 包括新视野论坛张仁第50航天科学会议和航空航天博览会 2012年 田纳西州纳什维尔 10.2514/6.2012 -119 王 Y。 杨 J。 钟 C。 对旋转冲击影响爆轰波在hydrogen-air混合物 张仁第34应用空气动力学会议 2016年 华盛顿特区 10.2514/6.2016 -4185 2 - s2.0 - 85044434050 唐 X。 王 J。 邵 Y。 旋转的三维数值研究爆轰发动机空心燃烧室 燃烧和火焰 2015年 162年 4 997年 1008年 10.1016 / j.combustflame.2014.09.023 2 - s2.0 - 84924234857 Stechmann d . P。 海斯特 s D。 Sardeshmukh s V。 高压旋转爆轰发动机测试和火焰稳定分析与氢和天然气 张仁55航天科学会议 2017年 德克萨斯州的小道消息 10.2514/6.2017 -1931 2 - s2.0 - 85017226574 戴尔 R。 那不勒斯 一个。 Kaemming T。 废话 j·L。 Schauer f·R。 一个独特的旋转爆轰发动机设计的参数测试 包括新视野论坛张仁第50航天科学会议和航空航天博览会 2012年 田纳西州纳什维尔 10.2514/6.2012 -121 王 C。 刘 W。 刘 年代。 江 l 凌ydF4y2Ba Z。 实验调查爆炸燃烧模式的氢/环形燃烧室内部的污浊空气 科学实验温度和流体 2015年 66年 269年 278年 10.1016 / j.expthermflusci.2015.02.024 2 - s2.0 - 84928674177 阿南德 V。 圣乔治 一个。 德里斯科尔 R。 Gutmark E。 纵向脉冲爆震的不稳定旋转爆燃烧室 科学实验温度和流体 2016年 77年 212年 225年 10.1016 / j.expthermflusci.2016.04.025 2 - s2.0 - 84964992837 Frolov s M。 Zvegintsev 诉我。 伊万诺夫 诉。 Aksenov 诉。 Shamshin i O。 Vnuchkov d . A。 纳利瓦伊琴科 d·G。 柏林 答:一个。 Fomin 诉M。 Shiplyuk a . N。 雅科夫列夫 N . N。 氢燃料爆炸冲压喷气模型:风洞试验方法气流马赫数5.7和临界温度1500 K 国际期刊的氢能源 2018年 43 15 7515年 7524年 10.1016 / j.ijhydene.2018.02.187 2 - s2.0 - 85044341327 那不勒斯 一个。 废话 J。 Schauer f·R。 旋转爆轰发动机与一个环形喷射器 52航天科学会议 2014年 马里兰州国家港口 10.2514/6.2014 -0287 帕克森 d E。 检查波速度旋转爆轰发动机使用简化的计算流体动力学 2018张仁航天科学会议 2018年 佛罗里达州基 10.2514/6.2018 -1883 2 - s2.0 - 85044439869 王 Y。 王 C。 勒 J。 黄 年代。 纵向脉冲爆震和旋转旋转爆爆轰发动机 5日爆炸和新的推进会议 2017年11月 长沙,中国 213年 214年