鞠美娜 袁成 曹軍偉

摘 要：旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)以超聲速爆震形式增壓燃燒，具有結(jié)構(gòu)簡單、比沖和效率高、工作域?qū)挼纫幌盗袃?yōu)點(diǎn)，除自身單獨(dú)作為動(dòng)力裝置外，也可與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行組合，更加有效提升原動(dòng)力裝置性能，在航空航天領(lǐng)域未來應(yīng)用前景廣闊。本文論述了旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)及基本工作原理，闡述了國內(nèi)外在機(jī)理研究和技術(shù)驗(yàn)證上的最新進(jìn)展，并對(duì)一些重點(diǎn)在研項(xiàng)目進(jìn)行介紹。面向現(xiàn)有研究進(jìn)展，提出解決燃料噴注與摻混、爆震波傳播控制、進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)等關(guān)鍵技術(shù)問題是未來旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的主要研究方向?；谛D(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢和作戰(zhàn)武器裝備發(fā)展態(tài)勢，進(jìn)一步對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的軍民用領(lǐng)域進(jìn)行展望。

關(guān)鍵詞：增壓燃燒； 旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)； 組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

中圖分類號(hào)：V236 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.001

自然界存在緩燃波和爆震波這兩種形式的燃燒波。當(dāng)前航空航天各類內(nèi)燃動(dòng)力系統(tǒng)全部使用緩燃波。緩燃波的傳播速度較低，通常只有每秒幾米至幾十米，且近似認(rèn)為是等壓過程，即燃燒過程壓力不變。與之相反，爆震波在傳播過程中實(shí)現(xiàn)了激波和燃燒波的耦合，速度非常快，通?？蛇_(dá)到每秒上千米，且波后壓力、密度都有很大提高，其顯著特點(diǎn)是能增壓、傳播速度快且接近于等容燃燒，而等容燃燒的熱循環(huán)效率大大高于等壓燃燒的效率。

由于激波的存在，爆震燃燒的破壞力極大，如果能利用其強(qiáng)大的破壞力，進(jìn)而應(yīng)用于航空動(dòng)力系統(tǒng)中，可大幅提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)（RDE）已成為未來航空動(dòng)力領(lǐng)域最具潛力的變革者之一。

近年來，國內(nèi)外學(xué)者對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震機(jī)理、技術(shù)和工程化方面的研究愈加深入，取得了一定的技術(shù)突破，但離實(shí)現(xiàn)工程實(shí)際應(yīng)用仍然存在較大差距。本文主要論述了RDE的結(jié)構(gòu)、基本工作原理和國內(nèi)外研究進(jìn)展情況，提出未來主要研究方向，并對(duì)其應(yīng)用領(lǐng)域進(jìn)行展望，以便學(xué)者們快速了解技術(shù)“瓶頸”，推動(dòng)我國RDE技術(shù)發(fā)展。

1 結(jié)構(gòu)及工作原理介紹

RDE使用接近于等容燃燒的爆震循環(huán)，燃燒時(shí)壓力大幅提升，能量釋放極快，產(chǎn)生功率大。美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）的科學(xué)家認(rèn)為，RDE相比現(xiàn)役渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)理論上熱效率可提高15%。RDE的典型結(jié)構(gòu)如圖1所示，其通常采用一端封閉，另一端開口的環(huán)腔形燃燒室，燃料和氧化劑由在封閉端上均布的很多微型噴嘴沿軸線方向注入。點(diǎn)火后形成的一個(gè)或多個(gè)爆震波，在燃燒室底部沿與燃料注入相垂直的方向連續(xù)周向旋轉(zhuǎn)傳播（而不是燃燒室旋轉(zhuǎn)），等效頻率（1s旋轉(zhuǎn)的圈數(shù)）為1～50kHz。當(dāng)爆震波傳至某噴嘴時(shí)，由于爆震形成的高壓大于注入壓力，該噴嘴停止工作。而爆震波傳過后，壓力降低，允許該噴嘴繼續(xù)注入燃料和氧化劑，進(jìn)一步支持爆震波的旋轉(zhuǎn)傳播。這樣燃料和氧化劑的注入便可由爆震波自動(dòng)控制。高溫高壓燃燒產(chǎn)物形成后迅速向后膨脹，從開口端高速排出，產(chǎn)生推力。

RDE有火箭式和吸氣式等多種工作模態(tài)，區(qū)別在于火箭式由飛行平臺(tái)自帶氧化劑，而吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的氧化劑則來自大氣中的氧氣。由于爆震波能實(shí)現(xiàn)自增壓（增壓比13～55），因此RDE可省去復(fù)雜的壓氣機(jī)和渦輪等旋轉(zhuǎn)部件，極大地簡化了發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)，如圖2所示。

RDE除單獨(dú)使用外，按其特點(diǎn)與應(yīng)用需求還可分別與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等構(gòu)成組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，全面擴(kuò)展發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍，實(shí)現(xiàn)寬速域的高超聲速飛行。因此，為發(fā)展更先進(jìn)的航空動(dòng)力系統(tǒng)，RDE引起了各航空強(qiáng)國的極大興趣。

2 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀

2.1 美國

美國近些年在RDE上的投入相對(duì)較多。進(jìn)入21世紀(jì)后的第一個(gè)10年，空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）、海軍研究實(shí)驗(yàn)室（NRL）、航空噴氣-洛克達(dá)因（Aerojet Rocketdyne）公司、密歇根大學(xué)等研究機(jī)構(gòu)相繼開展了理論、試驗(yàn)及工程應(yīng)用研究。到目前為止，美國已完成了旋轉(zhuǎn)爆震機(jī)理、點(diǎn)火試驗(yàn)、旋轉(zhuǎn)爆震代替航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證。

2.1.1 機(jī)理研究和技術(shù)驗(yàn)證

2017年，NRL研究了吸氣式RDE進(jìn)氣道和燃燒室的相互作用。2019年，密歇根大學(xué)確認(rèn)了RDE中二次波的存在。二次燃燒和二次波耦合在一起，最終改變了主爆震波的穩(wěn)定性和結(jié)構(gòu)[1]。

為進(jìn)一步明確旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室內(nèi)的復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)和燃燒產(chǎn)物，各研究機(jī)構(gòu)借助先進(jìn)的光學(xué)和粒子成像技術(shù)手段開展大量試驗(yàn)，涉及進(jìn)氣道、尾噴管與燃燒室的流場耦合作用以及燃燒室產(chǎn)物的探究。2017年，美國海軍研究生院研究了進(jìn)氣道特性對(duì)RDE性能的影響，并進(jìn)行了熱態(tài)試驗(yàn)，開展了爆震區(qū)域成像、光學(xué)診斷并與NRL合作進(jìn)行了計(jì)算。2018年，AFRL和中佛羅里達(dá)大學(xué)應(yīng)用了激光吸收光譜技術(shù)，分析了RDE燃燒產(chǎn)物的組分、溫度和流速；加州大學(xué)洛杉磯分校研究了高速、兆赫茲、光學(xué)診斷方法，使用可調(diào)的中波段紅外激光器現(xiàn)場測量環(huán)形火箭式RDE流場的壓力、溫度和組分，并可預(yù)判波速和推力；密歇根大學(xué)研究人員在4—5月完成一系列試驗(yàn)，使用了一種可進(jìn)行光學(xué)觀察的RDE，研究了反應(yīng)物注入和爆震波之間的動(dòng)態(tài)耦合，并在此基礎(chǔ)上得到了詳細(xì)的仿真結(jié)果；亞拉巴馬大學(xué)優(yōu)化了100kHz粒子成像速度儀，測量了RDE尾噴口高度周期性的亞聲速-超聲速流場[2-3]。

在探索旋轉(zhuǎn)爆震機(jī)理的同時(shí)，旋轉(zhuǎn)爆震組合發(fā)動(dòng)機(jī)可行性技術(shù)驗(yàn)證也在同步進(jìn)行。2014—2015年，AFRL和空軍科學(xué)研究辦公室面向火箭式RDE燃燒室噴射器進(jìn)行設(shè)計(jì)。2017年2月，AFRL用旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室替換T63渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室進(jìn)行試驗(yàn)研究，結(jié)果顯示，該燃燒室的氮氧化物排放量低且燃燒效率高，驗(yàn)證了渦輪旋轉(zhuǎn)爆震技術(shù)的廣闊應(yīng)用前景；4月，AFRL進(jìn)行了吸氣式RDE的熱穩(wěn)定運(yùn)行試驗(yàn)，該RDE的外殼體采用了陶瓷基復(fù)合材料。2020年，航空噴氣-洛克達(dá)因公司在政府和內(nèi)部經(jīng)費(fèi)支持下，研發(fā)了吸氣式RDE分析工具和熱端部件，驗(yàn)證在使用先進(jìn)燃料時(shí)大范圍飛行條件下的可用性[2，4]。金星航宇公司（Venus Aerospace）歷時(shí)三個(gè)月完成高超聲速旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)，并于2022年10月公布了發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)視頻，宣告該公司成為世界上第一家將室溫可儲(chǔ)存液體燃料用于旋轉(zhuǎn)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（RDRE）的企業(yè)。

目前，美國在RDE的工程化應(yīng)用方面已經(jīng)有所突破。2019年6月，AFRL和創(chuàng)新科學(xué)解決方案公司開展了一型RDE的地面演示驗(yàn)證，證明了這型發(fā)動(dòng)機(jī)有足夠推力驅(qū)動(dòng)一架long-EZ飛機(jī)（見圖3）進(jìn)行起飛和巡航，并且聲學(xué)測量結(jié)果表明其對(duì)地面擁有安全的噪聲等級(jí)[1]。

2.1.2 重點(diǎn)在研項(xiàng)目

基于前期RDE的機(jī)理研究成果，在進(jìn)入21世紀(jì)第二個(gè)10年后，美國國防部、各軍種都將旋轉(zhuǎn)爆震技術(shù)作為動(dòng)力設(shè)備重點(diǎn)發(fā)展方向，授出大量研究合同進(jìn)行概念方案或工程化研究。

2020年初，美國國防部國防預(yù)先研究計(jì)劃局（DARPA）授予雷神公司100萬美元研究以RDE為動(dòng)力的巡航導(dǎo)彈概念。2022年8月，DARPA表示即將啟動(dòng)“開局”（Gambit）RDE技術(shù)項(xiàng)目，旨在利用吸氣式RDE在尺寸和燃料效率等方面的優(yōu)勢，為第四代戰(zhàn)斗機(jī)提供遠(yuǎn)程打擊導(dǎo)彈，對(duì)時(shí)敏目標(biāo)進(jìn)行防區(qū)外打擊。該項(xiàng)目將為期42個(gè)月，DARPA計(jì)劃選擇兩家公司來研究吸氣式RDE動(dòng)力導(dǎo)彈的概念和初步設(shè)計(jì)，并在18個(gè)月內(nèi)測試燃燒室和進(jìn)氣道。其中一家公司將被選中完成關(guān)鍵設(shè)計(jì)評(píng)審，制造驗(yàn)證彈和開展試驗(yàn)測試[5]。

2020年3月，AFRL經(jīng)濟(jì)可承受任務(wù)先進(jìn)渦輪技術(shù)（ATTAM）倡議主管托馬斯強(qiáng)調(diào)了RDE絕對(duì)擁有最高優(yōu)先級(jí)地位，AFRL在ATTAM倡議的第一階段授予了三項(xiàng)RDE的關(guān)鍵研發(fā)合同，總價(jià)值5.2億美元，其中授予通用電氣公司和普惠公司各2.5億美元，發(fā)展、驗(yàn)證和轉(zhuǎn)化關(guān)鍵技術(shù)；授予航空噴氣-洛克達(dá)因公司2000萬美元合同。盡管透露的合同細(xì)節(jié)不多，但這三家公司預(yù)計(jì)都將在2026年9月前完成開發(fā)和試驗(yàn)。同時(shí)在過去三年中，AFRL還有其他幾個(gè)RDE開發(fā)項(xiàng)目：隱身戰(zhàn)斗機(jī)彈艙內(nèi)攜帶、速度高達(dá)馬赫數(shù) 3、配裝液體燃料旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的空地導(dǎo)彈項(xiàng)目；采用固體燃料RDE的空空導(dǎo)彈項(xiàng)目；可替代渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室的旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室項(xiàng)目以及自由射流測試項(xiàng)目。2022年初，普惠公司獲得了AFRL一份RDE地面演示驗(yàn)證項(xiàng)目合同，項(xiàng)目將與雷神導(dǎo)彈與防務(wù)公司、雷神技術(shù)研究中心共同執(zhí)行。普惠公司新獲得的合同可能屬于前期2.5億美元合同的一部分，盡管技術(shù)細(xì)節(jié)未公開，但也從側(cè)面證明美國正在大力發(fā)展配裝RDE的巡航導(dǎo)彈技術(shù)，且進(jìn)展較為順利。巡航導(dǎo)彈配裝旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)概念圖如圖4所示。

2022年4月21日，美國海軍空戰(zhàn)中心武器部測試了一種由RDE提供動(dòng)力的新型戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈，表明這種動(dòng)力系統(tǒng)在從概念轉(zhuǎn)化為實(shí)用方面取得了重大進(jìn)展。這款新型導(dǎo)彈的細(xì)節(jié)是在1月AIAA技術(shù)會(huì)議期間披露的。但這種武器保密程度很高，其他細(xì)節(jié)未知。美國空軍和海軍對(duì)RDE的投資也得到了國防部部長辦公室研究與工程部門的支持。該部門組織的“聯(lián)合增強(qiáng)彈藥技術(shù)”計(jì)劃對(duì)兩款吸氣式RDE原型機(jī)進(jìn)行了測試。

2.2 俄羅斯

俄羅斯重點(diǎn)開展了液體爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作。2014年，俄羅斯先期研究基金會(huì)在俄羅斯動(dòng)力機(jī)械科研生產(chǎn)聯(lián)合體基礎(chǔ)所建立了液體爆震發(fā)動(dòng)機(jī)專業(yè)實(shí)驗(yàn)室。2016年8月，該基金會(huì)成功完成了首型新一代液體燃料RDE（見圖5）的測試，推進(jìn)劑為氧氣和煤油。試驗(yàn)共進(jìn)行了33次，爆震波旋轉(zhuǎn)頻率達(dá)到約20kHz，實(shí)現(xiàn)了連續(xù)爆震并產(chǎn)生穩(wěn)定推力。俄羅斯科學(xué)院新西伯利亞拉夫連季耶夫流體力學(xué)研究所以及莫斯科航空學(xué)院共同完成了上述工作。

2017年，俄羅斯科學(xué)院新西伯利亞拉夫連季耶夫流體力學(xué)研究所對(duì)帶有爆震燃燒室的液氧煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)開展了長時(shí)間的運(yùn)行試驗(yàn)測試，該發(fā)動(dòng)機(jī)長1.05m，直徑為0.31m，在馬赫數(shù)4～8的風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境中取得了3600m/s的高比沖[2]。

2.3 法國

2010年，法國MBDA公司設(shè)計(jì)了小尺寸演示驗(yàn)證RDE，如圖6所示。其環(huán)形燃燒室內(nèi)外徑分別為80mm和100mm，燃燒室長90mm，沒有冷卻系統(tǒng)，反應(yīng)物為氣氫/甲烷，燃料和氧化劑通過570個(gè)噴嘴注入燃燒室，最大注入壓力8MPa。研究人員使用電爆絲點(diǎn)燃反應(yīng)物，點(diǎn)火壓力10J。受承熱能力影響，該RDE最長工作時(shí)間為5s，地面最大推力54.7N。經(jīng)過換算，在真空環(huán)境下其最大推力為338.5N，比沖310m/s。該試驗(yàn)完成后，MBDA公司又進(jìn)一步對(duì)安裝了噴管的RDE進(jìn)行演示驗(yàn)證，環(huán)形燃燒室內(nèi)外徑分別為280mm和350mm，使用主動(dòng)冷卻裝置。

2018年，法國賽峰集團(tuán)、Pprime研究所和歐洲導(dǎo)彈集團(tuán)共同對(duì)RDE燃燒室內(nèi)連續(xù)定容燃燒循環(huán)以及燃料——氧化劑非均勻分布條件下的爆震特性開展研究工作[3]。

2.4 日本

為有效推動(dòng)旋轉(zhuǎn)爆震技術(shù)進(jìn)展，日本研究機(jī)構(gòu)和多所大學(xué)聯(lián)合驗(yàn)證了大量RDE項(xiàng)目。2017年8月，名古屋和慶應(yīng)義塾大學(xué)聯(lián)合團(tuán)隊(duì)、室蘭工業(yè)大學(xué)和日本航宇開發(fā)局聯(lián)合開展了乙烯/氧氣RDE試驗(yàn)，圖7給出點(diǎn)火試驗(yàn)圖片，在近真空環(huán)境中可以獲得330m/s比沖和895N的高推力，燃燒效率超過95%。2018年，日本橫濱國家大學(xué)、九州大學(xué)技術(shù)學(xué)院、索菲亞大學(xué)、薩塔瑪大學(xué)和日本托拜大學(xué)成立聯(lián)合研究團(tuán)隊(duì)，研發(fā)旋轉(zhuǎn)爆震燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，驗(yàn)證該組合發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)電性能；日本名古屋大學(xué)、慶應(yīng)義塾大學(xué)、JAXA太空和航天科學(xué)研究所、室蘭技術(shù)研究所面向探空火箭對(duì)象開展系統(tǒng)級(jí)RDE地面燃燒試驗(yàn)，為火箭級(jí)旋轉(zhuǎn)爆震技術(shù)工程應(yīng)用做好前期準(zhǔn)備[2-3]。

2.5 中國

國內(nèi)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究也取得了重要進(jìn)展，北京大學(xué)、清華大學(xué)、國防科技大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)，以及研究院所等均圍繞旋轉(zhuǎn)爆震技術(shù)開展了大量探索工作。

燃燒室構(gòu)型對(duì)RDE爆震波傳播特性具有顯著影響。面向環(huán)形燃燒室內(nèi)壁溫度高所導(dǎo)致的燒蝕問題，北京大學(xué)王健平[6]團(tuán)隊(duì)于2012年創(chuàng)新性地提出空桶形燃燒室結(jié)構(gòu)并模擬驗(yàn)證了該模型的可行性，但與環(huán)形燃燒室結(jié)構(gòu)相比，比沖減少約5%。2019年，國防科技大學(xué)彭浩陽等[7]提出環(huán)形燃燒室內(nèi)筒空腔結(jié)構(gòu)，驗(yàn)證了腔內(nèi)再循環(huán)區(qū)穩(wěn)定的先導(dǎo)火焰，爆震波傳播速度和傳播壓力較高，最高傳播速度達(dá)到1228.68m/s。2021年，西北工業(yè)大學(xué)趙明皓等[8]綜合對(duì)比分析了相同尺寸參數(shù)的以上三種燃燒構(gòu)型，在三種燃燒室內(nèi)都實(shí)現(xiàn)了爆震波的穩(wěn)定傳播，其中空桶形燃燒室爆震波傳播速度最高且穩(wěn)定爆震模態(tài)下的當(dāng)量比范圍最寬，內(nèi)筒空腔燃燒室次之，環(huán)形燃燒室最低。

目前RDE仍以環(huán)形燃燒室為主要研究對(duì)象，由于環(huán)形燃燒室受到尺寸約束只能選取點(diǎn)火能量更大的直接起爆方式。2020年，北京動(dòng)力機(jī)械研究所基于圖8所示裝置對(duì)以燃油/空氣為推進(jìn)劑的RDE進(jìn)行試驗(yàn)，結(jié)果表明，預(yù)爆震波壓力升高可縮短起爆時(shí)間；來流總溫為740K時(shí)接近當(dāng)量比1的工況起爆時(shí)間最短；當(dāng)量混氣條件下來流高溫由于降低燃油蒸發(fā)時(shí)間而影響起爆時(shí)間；垂直安裝預(yù)爆點(diǎn)火器比切向安裝形成爆震波時(shí)間更短[9]。

旋轉(zhuǎn)爆震波自持傳播穩(wěn)定傳播是保證爆震發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能的前提。2013年，國防科技大學(xué)劉世杰等[10-11]針對(duì)采用環(huán)縫和噴孔兩套不同氧化劑噴注方式的RDE進(jìn)行試驗(yàn)，觀察到同向傳播和對(duì)撞傳播兩種傳播模式；環(huán)縫噴注下大多為同向傳播，隨著推進(jìn)劑總流量增大，爆震波頭個(gè)數(shù)增加；環(huán)縫噴注燃燒室中，由于壓力振蕩，發(fā)現(xiàn)了短暫的雙波對(duì)撞過程，并且在推進(jìn)劑H2中噴注小流量的N2也可實(shí)現(xiàn)長時(shí)間維持的雙波對(duì)撞過程；噴孔噴注下均為對(duì)撞傳播，分析得知爆震波頂部形成混合氣體層是實(shí)現(xiàn)雙波對(duì)撞傳播過程的關(guān)鍵。

在演示驗(yàn)證方面，清華大學(xué)率先取得突破性成果，其自主研發(fā)的旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)已于2022年1月進(jìn)行了飛行試驗(yàn)并取得成功。

3 關(guān)鍵技術(shù)問題分析

3.1 燃料噴注與摻混問題

燃料噴注方式主要有兩種：一種為預(yù)混噴注，另一種為非預(yù)混噴注。預(yù)混噴注極易產(chǎn)生回火現(xiàn)象，因此目前RDE主要采取非預(yù)混噴注，燃料和氧化劑通過對(duì)撞式、半對(duì)撞式以及交錯(cuò)式方式進(jìn)行摻混。旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室內(nèi)燃料充足、燃料和氧化劑的充分摻混是保證爆震波穩(wěn)定傳播的前提，但非預(yù)混噴注方式部分燃料和氧化劑未能充分混合，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能下降，因此燃料穩(wěn)定噴注和燃料摻混既是研究重點(diǎn)也是難點(diǎn)。

在國內(nèi)外研究學(xué)者的不斷探索下，對(duì)于影響燃料噴注和摻混問題的諸多因素已經(jīng)有了基本的定性研究結(jié)論。非預(yù)混噴注主要有噴孔/環(huán)縫和噴孔/噴孔噴注兩種形式，但噴孔/噴孔噴注所需噴注壓力較高，摻混效果較差，目前噴孔/環(huán)縫的形式更加常用。也有研究者提出噴孔/環(huán)縫/噴孔的噴注方式，利用三股氣流的相互作用增強(qiáng)摻混。小流量噴注條件下燃燒室頭部產(chǎn)生的回流區(qū)可提升周向、軸向和徑向的摻混效果，并且噴注位置靠近上游可增大燃料徑向穿透深度，使回流區(qū)影響范圍擴(kuò)大。燃料噴注總面積一定時(shí)，增加噴孔數(shù)目可使噴注間隔縮小，提高周向分布均勻性，爆震波損失小，傳播速度更快，但燃料穿透能力下降，軸向和徑向摻混效果減弱，建立爆震波難度增大。液態(tài)燃料的噴注首要考慮的就是液滴霧化問題，噴注壓力增大，液滴霧化細(xì)度得到改善，旋轉(zhuǎn)爆轟波可以成功起爆并穩(wěn)定自持傳播。但液態(tài)燃料在爆轟波前沿軸向不均勻分布導(dǎo)致燃燒室內(nèi)產(chǎn)生局部富燃區(qū)，在流量以及當(dāng)量比恒定時(shí)，壓力較高導(dǎo)致部分燃料被輸送至下游，爆震反應(yīng)所占比率減小，燃燒室比沖性能下降，因此存在最佳的噴注壓力使得發(fā)動(dòng)機(jī)性能最佳[12-15]。

燃料噴注結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是多元素耦合的復(fù)雜流程，受到噴注流量、當(dāng)量比、噴注壓力、噴孔數(shù)目及噴注面積等多因素的綜合影響?，F(xiàn)有研究成果基于給定的噴注結(jié)構(gòu)得到，通過單一變量得到定性結(jié)論，并未考慮幾種影響因素的綜合作用效果，對(duì)于指導(dǎo)工程化設(shè)計(jì)的目標(biāo)仍有較大差距。基于現(xiàn)有結(jié)論使噴注結(jié)構(gòu)在高壓下穩(wěn)定工作并保證燃料/氧化劑快速充分摻混依然是有待解決的難題，嚴(yán)重阻礙了RDE的工程化應(yīng)用。

3.2 爆震波傳播控制問題

爆震波的高效起爆和傳播可有效提高RDE的推進(jìn)性能，連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震需燃料達(dá)到一定濃度后才可自持傳播，采用富氧空氣時(shí)的自持邊界顯著增大，目前對(duì)自持傳播的工況要求并未給出明確的機(jī)理解釋。旋轉(zhuǎn)爆震波主要存在同向傳播和對(duì)撞傳播兩種傳播模式。與同向傳播模式相比，對(duì)撞傳播導(dǎo)致平均流場特性周向分布不均，且流場內(nèi)存在高壓力峰值，不利于開展爆震燃燒。環(huán)縫/噴孔噴注結(jié)構(gòu)的燃燒室在穩(wěn)態(tài)工作時(shí)為同向傳播模式，但在起爆過程和壓力振蕩間斷時(shí)會(huì)出現(xiàn)短暫的對(duì)撞傳播模式，當(dāng)燃料噴注壓降過高和燃料/氧化劑活性較低時(shí)甚至?xí)L時(shí)間處于對(duì)撞傳播模式。

在同向傳播模式下，雙波模態(tài)爆震波傳播速度要低于單波模態(tài)，但可燃?xì)怏w層高度約為單波模態(tài)的1/2，有助于減小發(fā)動(dòng)機(jī)的軸向長度。燃燒室結(jié)構(gòu)一定時(shí)，爆震波數(shù)目主要受推進(jìn)劑總流量影響，且兩者呈正相關(guān)性。但在同一運(yùn)行工況下，初始點(diǎn)火條件不同時(shí)，所產(chǎn)生的爆震波數(shù)目仍會(huì)產(chǎn)生差異。因此，旋轉(zhuǎn)爆震單雙波模態(tài)轉(zhuǎn)化受到多因素的共同影響，按照影響機(jī)制將其分為波前反應(yīng)物有效高度和反應(yīng)物活性兩類，總流量、當(dāng)量比、燃燒室寬度等因素發(fā)生改變都會(huì)導(dǎo)致波前反應(yīng)物有效高度變化，當(dāng)量比、背壓和噴注面積決定了波前反應(yīng)物的活性。目前對(duì)導(dǎo)致單雙波模態(tài)轉(zhuǎn)換的途徑和機(jī)制仍存在不確定性，對(duì)實(shí)現(xiàn)單雙波模態(tài)的快速轉(zhuǎn)化和控制對(duì)減小爆震發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸、實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用具有重要意義[16-19]。

爆震波傳播是一個(gè)不穩(wěn)定過程，不同周期內(nèi)爆震波的瞬時(shí)傳播速度和峰值壓力都會(huì)存在差異。當(dāng)運(yùn)行工況偏離最佳范圍時(shí)，爆震波將會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)弱交替、轉(zhuǎn)向和解耦等非穩(wěn)態(tài)傳播現(xiàn)象，通過激波相互碰撞、激波壓縮自點(diǎn)火以及爆震產(chǎn)物高溫誘導(dǎo)等方式進(jìn)行再起爆，所形成的爆震波方向具有隨機(jī)性，難以對(duì)其進(jìn)行控制。目前對(duì)于旋轉(zhuǎn)爆震的模擬研究?；谌剂?氧化劑完全摻混、爆震波符合C-J理論等假設(shè)條件，忽略了流體黏性、熱傳導(dǎo)和擴(kuò)散等輸運(yùn)效應(yīng)，從而對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震波的傳播過程進(jìn)行簡化，其數(shù)值模擬結(jié)果不能完全表征真實(shí)作用效果。并且，通過以上研究成果雖加深了對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震波的理解和認(rèn)識(shí)，但其機(jī)理性的研究深度仍不足以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制爆震波傳播方向和爆震波頭數(shù)。

3.3 進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)問題

RDE多以組合動(dòng)力形式存在，如旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和旋轉(zhuǎn)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)核心部件包括壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管，可在稀薄燃料/空氣混氣條件下穩(wěn)定工作，與傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室相比性能增益明顯，綜合評(píng)估油耗和功率可提升5%～7%[20]，但爆震波回傳會(huì)對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定工作造成影響，并且從燃燒室流出的高溫爆震產(chǎn)物會(huì)損傷渦輪葉片并由于來流速度分布不均造成壓力損失。旋轉(zhuǎn)爆震沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)核心部件包括進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管，面臨同旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相同的壓力回傳和燃燒室非定常壓力出口問題。旋轉(zhuǎn)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)通常由一端封閉、一端開口的環(huán)形燃燒室和尾噴管組成，因此并不涉及壓力回傳問題，但燃燒室出口流場的不均勻性對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能損失較大，并且尾噴管的構(gòu)型對(duì)燃燒室的爆震波結(jié)構(gòu)也會(huì)產(chǎn)生影響，合理的噴管結(jié)構(gòu)可有效推動(dòng)旋轉(zhuǎn)爆震火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工程化應(yīng)用。

目前主要通過設(shè)置隔離段來抑制進(jìn)氣道內(nèi)的壓力回傳現(xiàn)象，部分研究學(xué)者在進(jìn)氣道適當(dāng)位置開設(shè)抽吸槽，隔離段構(gòu)造研究主要圍繞凹腔隔離段、S形轉(zhuǎn)環(huán)隔離段以及在隔離段內(nèi)設(shè)置倒刺結(jié)構(gòu)等[21-22]。計(jì)自飛等[23]基于旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)提出壓氣機(jī)后設(shè)置隔離段，渦輪前段設(shè)置摻混室的主體結(jié)構(gòu)，隔離段將來流空氣分成兩股：一部分參與燃燒，另一部分進(jìn)入摻混室調(diào)節(jié)渦輪前溫度，既削弱了爆震波回傳效應(yīng)，又保證了燃燒室出口溫度均勻性。其示意圖如圖9所示。對(duì)于燃燒室非定常出口壓力問題，基于尾噴管幾何構(gòu)型、噴管內(nèi)部流場分析等方法實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒室和尾噴管的流場匹配，提高發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能。

基于給定的燃燒室結(jié)構(gòu)、特定燃料和運(yùn)行工況，國內(nèi)外學(xué)者大多都只定性研究了不同構(gòu)型的隔離段和噴管對(duì)于抑制壓力回傳和脈動(dòng)現(xiàn)象的作用效果，并已經(jīng)有了部分研究成果[24-25]。但目前仍無法通過這些定性結(jié)論完全解決組合動(dòng)力RDE在工程化應(yīng)用中進(jìn)氣道和尾噴管的匹配最優(yōu)化問題，亟須開展一系列定量研究支撐旋轉(zhuǎn)爆震組合發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)工作。

4 未來應(yīng)用分析

目前作戰(zhàn)武器裝備正在向長射程、高超聲速、強(qiáng)機(jī)動(dòng)和智能化方向發(fā)展，掌握先進(jìn)的武器裝備系統(tǒng)是奪取制海制空以及制天權(quán)的前提，而動(dòng)力系統(tǒng)往往是制約武器裝備性能強(qiáng)化的核心問題[26-27]。AFRL經(jīng)濟(jì)可承受任務(wù)先進(jìn)渦輪技術(shù)（ATTAM）倡議主管托馬斯曾在會(huì)議中強(qiáng)調(diào)RDE“絕對(duì)擁有最高優(yōu)先級(jí)地位，該發(fā)動(dòng)機(jī)可成為高速巡航導(dǎo)彈的動(dòng)力或成為更大型高超聲速飛行器組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)的一部分”。相比飛行器，巡航導(dǎo)彈對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的流量、推力、壽命等都要求較低，從前文關(guān)于美國RDE重點(diǎn)在研項(xiàng)目的介紹中也可以看到，美軍有意把RDE與巡航導(dǎo)彈相結(jié)合以提高巡航導(dǎo)彈性能。

由于RDE具有熱效率高、結(jié)構(gòu)簡單、重量（質(zhì)量）輕、單位燃油消耗率低等潛在優(yōu)點(diǎn)，在軍民用領(lǐng)域應(yīng)用前景廣闊。其中，根據(jù)技術(shù)發(fā)展的成熟度，RDE的應(yīng)用可劃分三個(gè)階段：近期可作為機(jī)載武器、無人機(jī)、靶機(jī)、誘餌機(jī)、靶彈的動(dòng)力系統(tǒng)；中期可作為高超聲速隱身偵察機(jī)以及空間作戰(zhàn)平臺(tái)的變軌發(fā)動(dòng)機(jī)、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)等；遠(yuǎn)期可作為飛機(jī)、單級(jí)和多級(jí)入軌飛行器的組合動(dòng)力系統(tǒng)。如果以上設(shè)想變?yōu)楝F(xiàn)實(shí)，科研機(jī)構(gòu)還需要進(jìn)一步研究液態(tài)碳?xì)淙剂系母咝ъF化與摻混、熱管理、進(jìn)氣道設(shè)計(jì)、系統(tǒng)集成等關(guān)鍵技術(shù)。

5 結(jié)束語

雖然增壓燃燒與等壓燃燒相比具有諸多優(yōu)勢，但RDE的關(guān)鍵技術(shù)問題還有待解決。加深對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震燃燒機(jī)理的認(rèn)識(shí)，并通過工程化手段把RDE應(yīng)用于型號(hào)實(shí)踐中，將對(duì)航空動(dòng)力領(lǐng)域產(chǎn)生變革性影響。如果我國能夠抓住機(jī)會(huì)，深耕旋轉(zhuǎn)爆震領(lǐng)域，有機(jī)會(huì)迅速縮短與世界航空動(dòng)力強(qiáng)國的差距，甚至有可能躋身世界航空動(dòng)力的第一梯隊(duì)。

參考文獻(xiàn)

[1]Agrawal A， Ferguson D. Advances in science and technology of pressure gain combustion[EB/OL].（2019-12-01）. Https：// aerospaceamerica.aiaa.org/year-in-review/advances-in-scienceand-technology-of-pressure-gain-combustion/.

[2]Heister S， Tangirala V. Advances made toward rotating detona‐tion engines [EB/OL]. （2017-12-01）. Https：//aerospaceamerica. aiaa. org/year-in-review/advances-made-toward-rotating-detona‐tion-engines/.

[3]Ferguson D， Saracoglu B H. Funding increase for pressure gain begins to pay off [EB/OL]. （2018-12-01）.Https：//aerospaceam‐erica. aiaa. org/year-in-review/funding-increase-for-pressuregain-begins-to-pay-off/.

[4]Saracoglu B H， Agrawal A K. Taking off from Earth to space with pressure gain combustion research[EB/OL].（2020-12-01）. Https：//aerospaceamerica. aiaa. org/year-in-review/taking-offfrom-earth-to-space-with-pressure-gain-combustion-research/.

[5]Trimble S. DARPA aims gambit missile project at fourth-gen fight‐ers[EB/OL]. （2022-08-01）. Https：//aviationweek. com/defensespace/missile-defense-weapons/darpa-aims-gambit-missile-projectfourth-gen-fighters.

[6]唐新猛，王健平，邵業(yè)濤.連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟波在無內(nèi)柱圓筒內(nèi)的數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013，28（4）：792-799. Tang Xinmeng， Wang Jianping，Shao Yetao. 3D simulation of rotating detonation wave in combustion chambers without inner wall[J]. Journal of Aerospace Power， 2013， 28（4）： 792-799. （in Chinese）

[7]Peng Haoyang， Liu Weidong， Liu Shijie， et al. The effect of cavity on ethylene-air continuous rotating detonation in the annular combustor[J]. International Journal of Hydrogen Energy，2019，44（26）：10-15.

[8]趙明皓，王可，王致程，等.燃燒室構(gòu)型對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震波傳播特性的影響[J].航空學(xué)報(bào)，2022，43（5）：251-262. Zhao Minghao， Wang Ke， Wang Zhicheng， et al. Effect of combustor configurations on propagation characteristics of rotating detonation waves[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2022，43（5）：251-262. （in Chinese）

[9]賈冰岳，張義寧，潘虎，等.液態(tài)碳?xì)淙剂闲D(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)起爆過程試驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2021，42（4）：906-914. Jia Bingyue， Zhang Yining， Pan Hu， et al. Experimental study on initiation process of liquid hydrocarbon rotary detonation engine[J]. Journal of Propulsion Technology， 2021，42（4）：906-914. （in Chinese）

[10]劉世杰，劉衛(wèi)東，林志勇，等.連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波傳播過程研究（Ⅰ）：同向傳播模式[J].推進(jìn)技術(shù)，2014，35（1）：138-144. Liu Shijie， Liu Weidong， Lin Zhiyong， et al. Research on continuous rotating detonation wave propagation process （Ⅰ）： One direction mode[J]. Journal of Propulsion Technology， 2014，35（1）：138-144. （in Chinese）

[11]劉世杰，林志勇，劉衛(wèi)東，等.連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波傳播過程研究（Ⅱ）：雙波對(duì)撞傳播模式[J].推進(jìn)技術(shù)，2014，35（2）：269-275. Liu Shijie， Lin Zhiyong， Liu Weidong， et al. Research on continuous rotating detonation wave propagation process （Ⅱ）： Two-wave collision propagation mode[J]. Journal of Propulsion Technology， 2014，35（2）：269-275. （in Chinese）

[12]馬虎，張義寧，楊成龍，等.燃料分布對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震波傳播特性影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2019，34（3）：513-520. Ma Hu， Zhang Yining， Yang Chenglong， et al. Effects of fuel distribution on propagation of rotating detonation wave[J]. Journal of Aerospace Power， 2019，34（3）：513-520. （in Chinese）

[13]焦中天，王永佳，李偉，等.燃料噴孔數(shù)對(duì)非預(yù)混旋轉(zhuǎn)爆震起爆過程的影響[J].火箭推進(jìn)，2021，47（5）：22-34. Jiao Zhongtian， Wang Yongjia， Li Wei， et al. Effects of the number of fuel injection orifices on rotating detonation initiation process under non-premixed conditions[J]. Journal of Rocket Propulsion， 2021，47（5）：22-34. （in Chinese）

[14]鄭權(quán)，魏萬里，翁春生，等.液態(tài)燃料噴注壓力對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟波影響的實(shí)驗(yàn)研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2020，41（12）：2790-2797. Zheng Quan， Wei Wanli， Weng Chunsheng， et al. Experimental study for effects of liquid-fuel injectionpressure on rotating detonation wave[J]. Journal of Propulsion Technology， 2020，41（12）：2790-2797. （in Chinese）

[15]丁陳偉，翁春生，武郁文，等.基于液體碳?xì)淙剂系男D(zhuǎn)爆轟燃燒特性研究[J].爆炸與沖擊，2022，42（2）：3-18. Ding Chenwei， Weng Chunsheng， Wu Yuwen， et al. Combustion characteristics of rotating detonation based on liquid hydrocarbon fuel[J]. Explosion and Shock Waves， 2022， 42（2）：3-18. （in Chinese）

[16]鄧?yán)? 旋轉(zhuǎn)爆震波傳播特性及模態(tài)控制研究[D].南京：南京理工大學(xué)，2018. Deng Li. Investigation on propagation characteristics and mode control of rotating detonation wave[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2018. （in Chinese）

[17]劉朋欣，李沁，張涵信.初始點(diǎn)火條件引起的三維旋轉(zhuǎn)爆震波單/雙波傳播模式[J].氣體物理，2018，3（1）：20-27. Liu Pengxin， Li Qin， Zhang Hanxin. Single-wave mode and double-wave mode caused by initiation condition in threedimensional rotating detonation wave[J]. Physics of Gases， 2018，3（1）：20-27. （in Chinese）

[18]楊成龍. 旋轉(zhuǎn)爆震波起爆過程及穩(wěn)定傳播特性研究[D]. 南京：南京理工大學(xué)，2018. Yang Chenglong. Investigation on the initiation and stable propagation characteristics of rotating detonation wave[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2018.（in Chinese）

[19]劉世杰. 連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震波結(jié)構(gòu)、傳播模態(tài)及自持機(jī)理研究[D].長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2012. Liu Shijie. Investigations on the structure， rotating mode and lasting mechanism of continuous rotating detonation wave[D]. Changsha： National University of Defense Science and Technology， 2012.（in Chinese）

[20]Wolanski P. Application of the continuous rotating detonation to gas turbine[C]//Applied Mechanics and Materials，2015.

[21]師迎晨，張任帥，計(jì)自飛，等.高速飛行器的連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震推進(jìn)技術(shù)[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2022，40（1）：101-113. Shi Yingchen， Zhang Renshuai， Ji Zifei， et al. Rotating detonation propulsion technology for high-speed aircrafts[J]. Acta Aerodynamica Sinica， 2022， 40（1）：101-113.（in Chinese）

[22]張鑫. 沖壓旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)隔離段研究[D].南京：南京理工大學(xué)，2021. Zhang Xin. Research on isolator of ramjet rotating detonation engine[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2021.（in Chinese）

[23]計(jì)自飛，張會(huì)強(qiáng)，謝嶠峰，等.連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆震渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)熱力過程與性能分析[J].清華大學(xué)學(xué)報(bào)（自然科學(xué)版），2018，58（10）：899-905. Ji Zifei， Zhang Huiqiang， Xie Qiaofeng， et al. Thermal process and performance analysis of continuous rotating detonation turbine engine[J]. Journal of Tsinghua University （Science and Technology）， 2018， 58（10）：899-905.（in Chinese）

[24]王順利，吳云，金迪，等.不同當(dāng)量比下噴管對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震特性的影響研究[J].爆炸與沖擊，2020，40（10）：18-28. Wang Shunli， Wu Yun， Jin Di， et al. Effects of nozzles on performance of rotating detonation at different equivalence ratios[J]. Explosion and Shock Waves， 2020， 40（10）：18-28.（in Chinese）

[25]高劍，馬虎，裴晨曦，等.噴管對(duì)旋轉(zhuǎn)爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響的實(shí)驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2016，31（10）：2443-2453. Gao Jian， Ma Hu， Pei Chenxi， et al. Experiment of effect of nozzle shapes on the performance of rotating detonation engine[J]. Journal of Aerospace Power， 2016， 31（10）：2443-2453.（in Chinese）

[26]宋慶國.百年未有之大變局下的航空科技發(fā)展[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（3）：1-5. Song Qingguo. The development of aviation science and technology under change unseen in a century[J].Aeronautical Science & Technology， 2021，32（3）：1-5.（in Chinese）

[27]張廣林，李國知.美國陸軍航空裝備體系研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（1）：65-69. Zhang Guanglin， Li Guozhi. Research on U.S. army aviation equipment system of systems[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021，32（1）：65-69.（in Chinese）

Review of Research Progress on Rotating Detonation Engines

Ju Meina， Yuan Cheng， Cao Junwei

Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100029， China

Abstract： The rotating detonation engine is pressurized and combusted in the form of supersonic detonation， which has a series of advantages such as simple structure， high specific impulse， high efficiency and wide working range. The combination of the rotating detonation engine with the turbine engine， ramjet engine and rocket engine can effectively improve the performance of the power plant， and has broad application prospects in the field of future aerospace equipment. This paper discusses the structure and basic working principle of rotating detonation engine， expounds the latest progress in mechanism research and technical verification at home and abroad， and introduces some key research projects. Aiming at the existing research progress， this paper proposes to solve the key technical problems such as fuel injection and blending， detonation wave propagation control， intake and exhaust system design， which are the main research direction of rotating detonation engines in the future. Based on the advantages of rotating detonation engines and the development trend of combat weapons， the military and civilian fields of rotary detonation engines are further prospected.

Key Words： pressurized combustion； rotating detonation engine； combined cycle engine