王若榕 郭振云 黃偉

摘要：????? 隨著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展， 對(duì)在燃燒室內(nèi)駐留時(shí)間極短的燃料射流與超聲速空氣來流的充分摻混與高效燃燒的要求越來越高， 為解決上述問題， 需要研究出一套穩(wěn)定、 高效的噴注方案， 因此， 超聲速燃料的混合增強(qiáng)策略逐漸成為國(guó)內(nèi)外航空航天學(xué)者的研究熱點(diǎn)。 混合增強(qiáng)方法按照機(jī)理分為被動(dòng)混合增強(qiáng)和主動(dòng)混合增強(qiáng)。 本文主要針對(duì)被動(dòng)混合增強(qiáng)方法中的斜坡和波紋壁激波發(fā)生器， 分別梳理總結(jié)了其促進(jìn)混合增強(qiáng)的原理和特點(diǎn)， 并對(duì)斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)技術(shù)的研究進(jìn)展進(jìn)行了概述， 最后對(duì)各種混合增強(qiáng)方式的未來發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望。

關(guān)鍵詞：???? 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；? 混合增強(qiáng)；? 激波；? 斜坡噴注器；? 波紋壁

中圖分類號(hào)：??? ??TJ760；? V211? ??文章編號(hào)：??? ?1673-5048（2023）04-0106-09

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：??? A? ? DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0019

0引言

高超聲速飛行器減少了遠(yuǎn)距離運(yùn)輸?shù)臅r(shí)間和成本， 對(duì)國(guó)家安全和全球快速打擊具有重要戰(zhàn)略意義［1］。 因此， 各國(guó)航空航天學(xué)者致力于超聲速/高超聲速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)的研究， 以優(yōu)化飛行器的性能并降低其成本。 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是超聲速/高超聲速飛行器各部件的核心， 在飛行器的飛行中起到重要作用［2-6］。 該發(fā)動(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、 成本低、 重量輕、 速度快、 單位推力高和無需攜帶額外氧化劑等優(yōu)點(diǎn)， 使其一直是航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)［7-10］。 氣體在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中以超聲速狀態(tài)流動(dòng)， 駐留時(shí)間僅為毫秒量級(jí)［11］。 在如此短的時(shí)間內(nèi)要完成超聲速自由來流與燃料射流的充分摻混和穩(wěn)定燃燒， 高效的燃料噴射技術(shù)和射流混合方法成為該領(lǐng)域研究者們急需解決的關(guān)鍵性問題。

混合增強(qiáng)方法按其機(jī)理分為被動(dòng)混合增強(qiáng)和主動(dòng)混合增強(qiáng)［12］。 被動(dòng)混合增強(qiáng)主要利用不同射流方式或燃燒室構(gòu)型誘發(fā)出軸向渦結(jié)構(gòu)促進(jìn)燃料的有效摻混， 而主動(dòng)混合增強(qiáng)主要通過激發(fā)流動(dòng)不穩(wěn)定性增強(qiáng)渦的流動(dòng)和破碎來提高混合效率［13］。 常見的被動(dòng)混合增強(qiáng)方法包括支板［14-16］、 斜坡［17-19］、 凹腔［20-23］、 塔橋［24-26］、 渦流發(fā)生器［27- 28］、 后向臺(tái)階［29-30］和波紋壁［31-33］等， 壁面橫向射流是最傳統(tǒng)的被動(dòng)混合增強(qiáng)方法。 而主要的主動(dòng)混合增強(qiáng)方法有脈沖射流［31-33］等。 斜坡噴注器是被動(dòng)混合增強(qiáng)方法的一種， 在燃燒室內(nèi)形成了一對(duì)穩(wěn)定的流向駐渦， 實(shí)現(xiàn)了燃料射流和來流的有效摻混。 特別是在高速來流條件下， 燃料射流經(jīng)過斜坡噴注器能近似與主流平行， 有效減小了壓力損失， 提高了推進(jìn)效率［34-35］。 波紋壁激波發(fā)生器是一種可能的推遲邊界層轉(zhuǎn)捩的被動(dòng)控制方法， 具有較強(qiáng)的應(yīng)用前景。 其在燃料射流上游形成激波， 增強(qiáng)了渦的運(yùn)動(dòng)和破碎， 激發(fā)了流動(dòng)不穩(wěn)定性， 也提高了混合效率。 圖1給出了該激波發(fā)生器的基本模型。 正弦波的存在使燃料射流的上游產(chǎn)生了兩種不同的激波， 第一個(gè)激波是弓形激波， 由超聲速自由來流與第一表面波的相互作用而產(chǎn)生；? 第二個(gè)激波是分離激波， 其位置和角度隨著入口速度和波紋壁的輪廓而變化。

本文選擇了被動(dòng)混合增強(qiáng)方法中的斜坡和波紋壁進(jìn)行研究， 總結(jié)了國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀和混合增強(qiáng)原理。 此外，還分析了斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)技術(shù)的研究進(jìn)展。 最后對(duì)三種混合增強(qiáng)方法的發(fā)展前景提出了展望。

1斜坡混合增強(qiáng)技術(shù)

1.1物理斜坡噴注器

斜坡噴注器在超聲速流場(chǎng)中起到混合增強(qiáng)和火焰穩(wěn)定一體化作用。 其基本構(gòu)型分為四類：? 膨脹式、 壓縮式、 壓縮膨脹式和懸臂梁式， 每類又可細(xì)分為有后掠和無后掠兩種結(jié)構(gòu)， 三種常見斜坡的基本結(jié)構(gòu)如圖2所示。? 斜坡的混合增強(qiáng)機(jī)理主要體現(xiàn)在：? 斜坡的邊緣可產(chǎn)生脫落渦， 底部能分離流動(dòng)形成回流區(qū)；? 燃燒室對(duì)面室壁把斜坡產(chǎn)生的激波反射到燃料渦的結(jié)構(gòu)上， 使燃料渦發(fā)生破裂；? 超聲速來流流經(jīng)斜坡后會(huì)在下游產(chǎn)生反向旋轉(zhuǎn)的流向渦對(duì)， 這對(duì)流向渦對(duì)恰好卷吸了由斜坡底部噴出的且位于漩渦中心的燃料， 致使來流與射流強(qiáng)烈混合；? 斜坡產(chǎn)生的激波與燃料柱相交可能會(huì)產(chǎn)生斜壓扭矩， 從而誘生了附加的流向渦。 在高速來流條件下， 斜坡噴注器不僅提高了混合效率， 還有效減小了壓力損失， 其提供的燃料射流幾乎與主流相平行， 極大地提高了推進(jìn)效率。

美國(guó)蘭利研究中心［36］系統(tǒng)研究了壓縮型、 膨脹型、 有后掠式和無后掠式這四類斜坡的混合增強(qiáng)效果、 燃燒效率以及自燃能力。 AbdelSalam等［37-38］使用CFD仿真軟件Fluent進(jìn)行數(shù)值模擬， 研究結(jié)果表明混合速率會(huì)隨著來流馬赫數(shù)的增大而減小， 隨著斜坡后掠角的增大而增大。 Hartfield等［39］研究了后掠式斜坡， 研究結(jié)果表明斜坡產(chǎn)生的流向渦在近場(chǎng)混合中起關(guān)鍵性作用， 而湍流對(duì)斜坡下游的混合增強(qiáng)起主導(dǎo)作用。 圖3為燃料射流在馬赫數(shù)為2.9時(shí)的摩爾分?jǐn)?shù)分布圖。 Fox等［40］運(yùn)用自由活塞激波風(fēng)洞對(duì)平板型、 城堡型、 后掠壓縮-膨脹斜坡和非后掠壓縮-膨脹斜坡的混合增強(qiáng)性能展開了研究，

研究結(jié)果表明混合效率由斜坡所誘導(dǎo)的流向渦強(qiáng)度和結(jié)構(gòu)決定。 吳海燕等［41］分別對(duì)所設(shè)計(jì)的膨脹型和壓縮型斜坡的實(shí)驗(yàn)件進(jìn)行了紋影、 火焰?zhèn)鞑ズ陀土髯V實(shí)驗(yàn)， 斜坡激波間相互作用、 后壓力分布及流向渦卷起過程的數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比是一致的， 研究發(fā)現(xiàn)所設(shè)計(jì)的壓縮型斜坡無自燃特性， 隨著燃料當(dāng)量比的下降， 膨脹型斜坡的自燃方式由斜坡后壓縮波點(diǎn)火變成類凹腔后緣激波點(diǎn)火。 根據(jù)圖4給出的膨脹斜坡油流譜實(shí)驗(yàn)照片可得， 位于安裝臺(tái)階處的類凹腔結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的低速回流區(qū)延長(zhǎng)了燃料的駐留時(shí)間， 促進(jìn)了燃料的充分摻混和燃燒。

1.2氣動(dòng)斜坡噴注器

物理斜坡應(yīng)用的流向渦增強(qiáng)技術(shù)要侵入主流， 所以較大的總壓損失和阻力、 表面過高的熱負(fù)荷、 混合增強(qiáng)效果及火焰穩(wěn)定程度對(duì)幾何結(jié)構(gòu)的高度依賴是斜坡噴注器面臨的三大主要難題。 由此， 國(guó)內(nèi)外學(xué)者就改善斜坡噴注器的性能展開了廣泛研究。 通過合理安排壁面上多個(gè)噴孔位置以及各噴孔不同的噴射角度使燃料噴流相互作用抬升了主流， 從而形成類似于物理斜坡的氣動(dòng)斜坡。 沒有侵入主流的物理結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)斜坡同樣能為燃料射流提供一對(duì)流向渦， 促進(jìn)了燃料和來流的高效混合， 同時(shí)避免了較大的總壓損失。

目前， 國(guó)外對(duì)氣動(dòng)斜坡噴注器和氣動(dòng)斜坡凹腔一體化結(jié)構(gòu)的混合燃燒特性進(jìn)行了廣泛而系統(tǒng)性的研究。 Schetz等［42］把減少燃料射流總壓損失和熱量耗散的噴注方案定義為氣動(dòng)斜坡， 并給出了一種氣動(dòng)斜坡的具體結(jié)構(gòu)布局。 Maddalena等［43］在自由來流馬赫數(shù)為4的條件下， 研究了四孔氣動(dòng)斜坡， 擴(kuò)大了氣動(dòng)斜坡的作用范圍。 圖5～6分別為四孔氣動(dòng)斜坡和單孔噴油器的氦氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)輪廓。 Cox等［44-45］為使氣動(dòng)斜坡獲得最佳的混合效果和最小的總壓損失， 對(duì)其空間布局和結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行系統(tǒng)性的研究和優(yōu)化， 結(jié)果表明， 多排不同角度的噴嘴陣列在來流馬赫數(shù)為3的流場(chǎng)下游形成了流向渦結(jié)構(gòu)， 此時(shí)燃料的橫向擴(kuò)散能力比單孔傾斜射流和后掠斜坡更強(qiáng)。 Mathur等［46］通過數(shù)值模擬和地面試驗(yàn)的方式將所設(shè)計(jì)的九孔氣動(dòng)斜坡凹腔一體化火焰穩(wěn)定器與多噴孔凹腔進(jìn)行對(duì)比， 研究發(fā)現(xiàn)氣動(dòng)斜坡凹腔一體化設(shè)計(jì)明顯減小了總壓損失。 Jacobsen等［47-50］在來流馬赫數(shù)為2.4的流場(chǎng)中， 將所設(shè)計(jì)的四孔噴注氣動(dòng)斜坡與單孔噴注進(jìn)行對(duì)比， 研究結(jié)果表明在穿透度和總壓損失方面， 氣動(dòng)斜坡與單孔噴注差別不大， 但氣動(dòng)斜坡的混合增強(qiáng)效果明顯優(yōu)于單孔噴注。 Fuller等［53-54］對(duì)物理斜坡和氣動(dòng)斜坡性能對(duì)比的研究表明， 在來流馬赫數(shù)為2的條件下， 氣動(dòng)斜坡的近場(chǎng)混合效果更強(qiáng)， 遠(yuǎn)場(chǎng)混合效果不及物理斜坡， 但其遠(yuǎn)場(chǎng)混合效果隨著燃料噴流動(dòng)量的增大逐漸接近物理斜坡。 所以合理地設(shè)計(jì)氣動(dòng)斜坡可以達(dá)到與物理斜坡相同的混合增強(qiáng)效果， 同時(shí)規(guī)避了超聲速燃燒室侵入主流的結(jié)構(gòu)帶來的不利影響。 Anderson等［55］設(shè)計(jì)了一款簡(jiǎn)單的兩孔氣動(dòng)斜坡并首次在氣動(dòng)斜坡中噴注了液體燃料， 這是與以往研究不同的創(chuàng)新性成果。 圖7顯示了該液體氣動(dòng)斜坡在馬赫數(shù)為2.4時(shí)的流量可視化效果。

吳海燕等［56］運(yùn)用大渦模擬（LES）方法對(duì)9噴嘴陣列的氣動(dòng)斜坡在超聲速流場(chǎng)中的混合燃燒特性進(jìn)行數(shù)值模擬， 紋影和油流譜的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明， 噴嘴陣列形成的一對(duì)反向流向渦， 極大地促進(jìn)了燃料和來流的有效摻混， 并在斜坡中間卷吸形成局部亞聲速區(qū)， 此區(qū)域延長(zhǎng)了燃料的駐留時(shí)間， 從而起到良好的混合增強(qiáng)效果。 與此同時(shí)， 噴流產(chǎn)生的剪切層在燃燒過程中被抬升， 促進(jìn)了混合增強(qiáng)。 噴流造成的激波損失隨著噴注角度的增大而變小， 從而總壓損失也變小。 宋岡霖等［57］設(shè)計(jì)出一款基于氣動(dòng)斜坡的雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)， 并在直連式試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行燃燒實(shí)驗(yàn)。 主燃燒室采用氣動(dòng)斜坡噴注， 在氣動(dòng)斜坡噴嘴下游布置小型燃?xì)獍l(fā)生器作為亞燃燃燒室， 96%左右的超聲速空氣來流被分流后進(jìn)入主燃燒室， 4%左右增壓后進(jìn)入亞燃燃燒室。 試驗(yàn)結(jié)果表明， 該方案下的碳?xì)淙剂显诖蠓秶?dāng)量比內(nèi)是高效穩(wěn)定燃燒的。 使用氣動(dòng)斜坡對(duì)此燃燒室采用分布式噴注， 在模型的不同分段分別注入燃料， 在避免溢流的情況下， 將會(huì)大幅度提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。 閆明磊等［58］把燃料的噴射、 摻混、 燃燒、 火焰穩(wěn)定進(jìn)行一體化研究， 設(shè)計(jì)出一款氣動(dòng)斜坡/燃?xì)獍l(fā)生器組合的燃料混合增強(qiáng)噴注方案， 如圖8所示。 采用地面試驗(yàn)和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法對(duì)該模型進(jìn)行了一系列冷式和熱式試驗(yàn)， 并模擬了其流動(dòng)和燃燒特性。 研究結(jié)果表明， 混合效率較低的單獨(dú)氣動(dòng)斜坡結(jié)構(gòu)， 直噴式燃?xì)獍l(fā)生器在促進(jìn)燃料與主流的高效摻混中起關(guān)鍵性作用。 壁面摩擦導(dǎo)致總壓損失， 氣動(dòng)斜坡和燃?xì)獍l(fā)生器的總壓損失相對(duì)較小。 燃?xì)獍l(fā)生器不僅可以用于點(diǎn)火， 還可以穩(wěn)焰和助燃。

2波紋壁混合增強(qiáng)技術(shù)

在橫向射流流場(chǎng)中常常引進(jìn)正弦波紋壁來促進(jìn)燃料的有效摻混， Gerdroodbary等［31］運(yùn)用計(jì)算流體力學(xué)方法數(shù)值模擬了上游正弦波紋壁對(duì)下游超聲速氫燃料單孔橫向射流混合速率的影響， 研究結(jié)果表明在波紋壁波動(dòng)幅度較大的情況下， 隨著自由來流馬赫數(shù)的增大， 波紋壁對(duì)燃料射流混合增強(qiáng)的作用愈發(fā)明顯， 并在射流上游產(chǎn)生了較大回流區(qū)， 使燃料集中分布在上游。 圖9顯示了入口馬赫數(shù)對(duì)氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)的影響， 當(dāng)自由來流馬赫數(shù)從2增加到4時(shí)， 燃料混合效率提高了35%以上。 此外， 正弦壁面對(duì)燃料混合效率的影響隨著射流壓比的增大而逐漸減小。 因?yàn)楦邍娚鋲罕认拢?較大的燃料動(dòng)量減弱了分離激波對(duì)燃料射流的影響。

Manh等［32］運(yùn)用數(shù)值模擬方法在超聲速自由來流馬赫數(shù)為4的條件下， 模擬了上游波紋壁面對(duì)下游氫交叉射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和燃料擴(kuò)散的影響， 揭示了波紋壁面的波動(dòng)幅度和射流總壓對(duì)下游混合速率的影響。 波紋壁面產(chǎn)生了兩個(gè)激波：? 弓形激波和分離激波。 如圖10所示， 當(dāng)波紋壁的波動(dòng)幅度較低時(shí)， 第一次激波（弓形激波）的角度較低， 第二次分離激波產(chǎn)生在射流附近， 當(dāng)波紋壁的波動(dòng)幅度增大時(shí)， 第一次激波增強(qiáng)， 兩個(gè)激波的角度都更高， 從而提高了混合速率。 隨著燃料壓比的降低， 波紋壁對(duì)燃料摻混的影響愈發(fā)明顯。 如圖11所示， 當(dāng)PR=0.1時(shí)， 隨著波紋壁波動(dòng)幅度的增大， 噴孔附近的循環(huán)功率增大， 燃料更容易沿垂直方向移動(dòng)， 降低了射流平面上的氫濃度， 從而增大了其他方向上的燃料濃度。 大波動(dòng)幅度正弦壁的存在使混合率提高到35%。

Li等［33］采用計(jì)算流體力學(xué)方法研究了上游同波動(dòng)幅度下， 不同波數(shù)正弦波紋壁對(duì)下游燃料射流混合速率的影響。 通過比較不同情況下的混合區(qū)， 重點(diǎn)分析了正弦波紋波數(shù)對(duì)超聲速主流和氫燃料射流流動(dòng)結(jié)構(gòu)和流線型的作用， 同時(shí)研究了總噴射壓力對(duì)流動(dòng)特性的影響。 圖12展示了PR=0.1時(shí)， 不同波數(shù)的正弦波紋壁面混合區(qū)的流型和輪廓。 研究結(jié)果表明隨著波數(shù)的增加， 混合區(qū)逐漸向上游偏移， 同時(shí)氫射流的高度明顯增加， 使燃料在對(duì)稱平面上的質(zhì)量濃度下降， 從而促進(jìn)了燃料射流在跨度方向的混合增強(qiáng)。 當(dāng)射流總壓增大時(shí)， 正弦壁對(duì)燃料混合增強(qiáng)的作用逐漸減小。 通過比較不同模型的混合速率， 該研究中波數(shù)最大的波紋壁較普通平面的混合速率提高了25%以上。

2020年， Li等［59］通過數(shù)值模擬方法研究了正弦激波發(fā)生器對(duì)下游超聲速交叉流下多孔氫射流流動(dòng)結(jié)構(gòu)的影響。 通過流動(dòng)分析， 確定了正弦激波發(fā)生器中激波的相互作用對(duì)下游燃料射流混合速率的作用。 研究結(jié)果表明， 正弦激波發(fā)生器誘生的斜激波與射流流場(chǎng)的剪切層相互作用極大地促進(jìn)了燃料的有效摻混。 隨著波動(dòng)幅度從2 mm增加至5 mm， 混合效率增加了40%左右。 通過比較不同射流間距下多噴孔正弦激波發(fā)生器氫氣的質(zhì)量分布， 圖13顯示了噴孔間距對(duì)氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)的影響， 發(fā)現(xiàn)射流間距的增大對(duì)噴油器內(nèi)小循環(huán)的形成具有促進(jìn)作用， 從而增強(qiáng)了模型中的燃料分布。

Jiang等［60］研究了下游波紋壁下超聲速多氫交叉射流的混合和分布， 綜合研究了波紋波數(shù)和射流間距對(duì)射流混合滲透的影響。 研究結(jié)果表明， 下游波紋壁的存在形成了背壓和壓縮激波， 增加了射流動(dòng)量， 改善了下游燃料混合性能。 隨著下游底壁正弦波紋波數(shù)的增加， 射流波動(dòng)增強(qiáng)， 燃料的滲透率下降。 下游波紋壁多射流的混合性能隨著噴孔間距的增大而改善。 圖14顯示了不同波數(shù)下正弦波紋壁的馬赫數(shù)云圖。

上述主要介紹了波紋壁被動(dòng)混合增強(qiáng)方法的研究進(jìn)展， 在波紋壁主動(dòng)混合增強(qiáng)方法的研究方面， Ye等［61］采用非定常數(shù)值模擬方法， 研究了平板振動(dòng)對(duì)超聲速氫橫向射流混合燃燒的影響。 燃燒模型為有限速率化學(xué)模型。 主要分析了平板的振動(dòng)頻率和振幅對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和燃燒性能的影響。 研究結(jié)果表明， 平板振動(dòng)改變了激波結(jié)構(gòu)和火焰結(jié)構(gòu)， 使注入下游的激波強(qiáng)度增強(qiáng)， 從而提高了混合效率和燃燒效率， 但燃燒室的總壓損失系數(shù)也因此增大。 振動(dòng)頻率對(duì)燃燒效率和總壓損失系數(shù)的影響較弱。 高振動(dòng)頻率打破了燃燒效率和總壓損失系數(shù)的規(guī)律性周期變化， 增加了流動(dòng)中的高頻脈動(dòng)。 然而振幅對(duì)燃燒效率和總壓損失系數(shù)的影響較為明顯， 當(dāng)振幅較大時(shí)， 燃燒效率不再隨時(shí)間呈小振幅時(shí)的周期性變化， 流動(dòng)開始分化， 趨于不穩(wěn)定性， 十分不利于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室性能的提升。

綜上所述， 波紋壁是近幾年新的混合增強(qiáng)方法， 其通過改變?nèi)紵覂?nèi)流道壁面粗糙度產(chǎn)生入射激波與流場(chǎng)中的大尺度渦以及剪切混合層相互作用， 對(duì)流場(chǎng)中的渦結(jié)構(gòu)和回流區(qū)產(chǎn)生影響， 由此產(chǎn)生的更為復(fù)雜的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)促進(jìn)了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)燃料的混合增強(qiáng)。 目前， 對(duì)波紋壁的研究尚處于數(shù)值模擬階段， 還需要結(jié)合地面風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行更廣泛的理論研究。 同時(shí)要從減小總壓損失、 提高燃料的侵入深度等角度對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化。

3斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)技術(shù)

國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)技術(shù)開展的研究非常少， 尚處于起步階段， 其中印度學(xué)者Kummitha對(duì)組合混合增強(qiáng)技術(shù)進(jìn)行了一定程度的研究。 Kummitha等［62］在DLR超燃沖壓常規(guī)楔形支板的基礎(chǔ)上引入波紋壁的形狀， 如圖15所示。 通過求解雷諾平均Navier-Stokes方程， 評(píng)估了DLR超燃沖壓常規(guī)支板和波紋壁式支板在不同流動(dòng)條件下（Ma=2， 4， 6）激波的性能和剪切混合層的發(fā)展。 利用SST k-ω湍流模型模擬了與激波關(guān)聯(lián)的湍流、 混合層、 邊界層的相互作用。 通過可視化流動(dòng)結(jié)構(gòu)的壓力、 密度、 速度等高線， 如圖16～17所示， 分析了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)部流場(chǎng)。 波紋壁支板的斜激波數(shù)量明顯增加， 激波與剪切層相互作用的次數(shù)較常規(guī)支板的3次增加至5次， 因此波紋壁支板的剪切混合層厚度更大。 與常規(guī)楔形支板相比， 波紋壁支板在燃燒室入口處具有更高的壓力、 溫度和激波強(qiáng)度， 點(diǎn)火延遲的時(shí)間因此減少， 增加了提前燃燒的可能性。 此外， 波紋壁的設(shè)計(jì)增加了流線渦旋、 湍流強(qiáng)度和湍流動(dòng)能， 提高了湍流水平， 促進(jìn)了混合增強(qiáng)。 綜合激波的產(chǎn)生及其與剪切層的相互作用以及湍流參數(shù)的分析可得波紋壁支板對(duì)激波誘導(dǎo)的燃料和空氣的混合增強(qiáng)有明顯的促進(jìn)作用。 最后評(píng)估了波紋壁支板的性能， 由于斜激波的作用和更好的混合效果， 波壁支板具有更大的壓力損失。

在此基礎(chǔ)上， Kummitha等［63］研究了波紋壁面雙支板噴油器的工作性能， 雙波紋支板結(jié)構(gòu)的激波與剪切層的相互作用進(jìn)一步增強(qiáng)， 同時(shí)沿橫向擴(kuò)展了燃燒區(qū)域， 其混合效率提高了18%， 燃燒效率提高了20%。

2022年， Kummitha等［64］將帶有分流板燃燒器的基本模型底壁改成波紋壁， 基本模型燃燒室頂壁做成斜面，傾斜了3°。 數(shù)值模擬了兩個(gè)模型的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、 壓力、 速度、 反應(yīng)速率、 渦旋、 湍流強(qiáng)度， 并對(duì)內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行可視化。 波壁模型在尾流區(qū)之前動(dòng)能轉(zhuǎn)化成壓力能， 燃料流壓力大幅度上升， 超聲速流更長(zhǎng)的停留時(shí)間優(yōu)化了混合與燃燒， 徑向平均剪切混合厚度增加了6.7%， 這促進(jìn)了燃料流和空氣的混合。 不同位置的橫流速度剖面如圖18所示。 波壁模型的大燃料穿透率導(dǎo)致大的反應(yīng)速率， 徑向燃燒效果更佳， 其分流板尾流區(qū)的渦度增加了81%。 基本模型的湍流強(qiáng)度總體維持在較高的水平， 但在下游區(qū)域逐漸減小， 而波壁模型在下游一直保持較高的湍流強(qiáng)度。 波壁模型湍流徑向分布較高， 在徑向起到了一定混合增強(qiáng)的作用。 波壁模型產(chǎn)生的斜激波與剪切混合層的相互作用促進(jìn)了燃料的混合與燃燒。

綜上， 斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)技術(shù)是一種全新的被動(dòng)混合增強(qiáng)方法， 其結(jié)合了兩類混合增強(qiáng)方法的優(yōu)點(diǎn)， 既可以獲得較大的燃料穿透深度、 較好的火焰穩(wěn)定效果， 又能減小波紋壁混合增強(qiáng)中較大的總壓損失。

4總結(jié)與展望

本文從斜坡、 波紋壁以及斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)三個(gè)方面綜述了超聲速自由來流中燃料射流混合增強(qiáng)的機(jī)理和研究進(jìn)展， 得出結(jié)論如下：

（1） 斜坡噴注器是一種在超聲速流場(chǎng)中起到混合增強(qiáng)和穩(wěn)定火焰作用的被動(dòng)混合增強(qiáng)技術(shù)， 其在燃燒室內(nèi)形成的一對(duì)穩(wěn)定流向駐渦是促進(jìn)燃料高效混合的關(guān)鍵。 由其提供的幾乎平行于主流的燃料射流極大地提高了燃料的穿透深度， 是一種較為理想的被動(dòng)混合增強(qiáng)方法。 然而物理斜坡產(chǎn)生的流向渦要侵入主流， 產(chǎn)生了較大的流動(dòng)損失、 壓力損失， 此外表面較高的熱負(fù)荷給結(jié)構(gòu)熱防護(hù)帶來較大的難題。 由此研發(fā)了采用多噴嘴組合， 通過設(shè)計(jì)不同噴注角度使超聲速來流和燃料射流相互作用的氣動(dòng)斜坡噴注器， 既能在流場(chǎng)中形成類似于物理斜坡的流向渦結(jié)構(gòu)， 促進(jìn)燃料的有效摻混， 又能使抬升主流、 減小流動(dòng)損失的氣動(dòng)斜坡噴注器是未來斜坡噴注器的發(fā)展趨勢(shì)。 未來對(duì)斜坡噴注器的研究應(yīng)集中于優(yōu)化方面， 如優(yōu)化物理斜坡外形減小體積， 優(yōu)化氣動(dòng)斜坡噴嘴排列減小流動(dòng)損失等。

（2） 波紋壁混合增強(qiáng)方法主要利用波紋壁面誘生的斜激波與剪切混合層的相互作用， 極大地改變了燃料射流的結(jié)構(gòu)， 分散了射流下游的羽流， 有效地提高了燃料的穿透深度和混合效率， 有良好的工程應(yīng)用前景。 但現(xiàn)階段對(duì)該混合增強(qiáng)方法的研究較少， 尚處于數(shù)值模擬階段， 對(duì)其混合增強(qiáng)機(jī)理的了解還不夠透徹。 此外， 波紋壁的構(gòu)型（波動(dòng)幅度和波數(shù)）以及噴孔的位置（波峰和波谷）仍有待于進(jìn)一步的優(yōu)化。 需要結(jié)合數(shù)值模擬和地面風(fēng)洞試驗(yàn)的方法對(duì)其進(jìn)行更深入的研究。 同時(shí)應(yīng)結(jié)合侵入式噴注方式從增大超聲速流中燃料射流的穿透深度和減小侵入式結(jié)構(gòu)總壓損失的角度來進(jìn)行深入研究。

（3） 斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)方法利用斜坡產(chǎn)生的膨脹波和波紋壁產(chǎn)生的多個(gè)斜激波分別在燃燒室頂壁和底壁之間多次反射并與剪切層進(jìn)行多重相互作用， 增加了剪切混合層的厚度， 促進(jìn)了燃料的有效摻混。 國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)組合混合增強(qiáng)的研究非常少， 尚處于起步階段。 目前對(duì)斜坡和波紋壁組合混合增強(qiáng)的研究尚停留在數(shù)值模擬階段， 斜坡和波紋壁的構(gòu)型以及噴口的數(shù)量、 位置和間距有待于進(jìn)一步的優(yōu)化， 還需要結(jié)合地面風(fēng)洞試驗(yàn)為其工程應(yīng)用的實(shí)現(xiàn)打下基礎(chǔ)。

（4） 隨著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展， 未來的超聲速/高超聲速飛行器對(duì)燃料混合增強(qiáng)技術(shù)的要求必然越來越高， 需要研發(fā)出更加高效的燃料噴注方法來適應(yīng)新一代超聲速/高超聲速飛行器的發(fā)展。 未來的混合增強(qiáng)策略可從各種不同主被動(dòng)混合增強(qiáng)方式的組合入手， 誘發(fā)出更多的軸向渦結(jié)構(gòu)， 增強(qiáng)激波與剪切層的相互作用， 產(chǎn)生更大范圍的低速回流區(qū)， 從而在更寬速域的范圍內(nèi)保證超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率。 此外， 使噴注方式隨著自由來流的不同條件而進(jìn)行自適應(yīng)改變從而達(dá)到最優(yōu)混合增強(qiáng)效果， 智能化混合增強(qiáng)控制策略也是未來混合增強(qiáng)技術(shù)的發(fā)展方向。

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[HJ*3][HJ][JZ（]Research Progress of Supersonic Jet Mixing Enhancement

Technology Based on Slope and Wavy Wall

Wang Ruorong*， Guo Zhenyun， Huang Wei

（Science and Technology on Scramjet Laboratory， College of Aerospace Science and Engineering，

National University of Defense Technology， Changsha 410073， China）

Abstract： With the rapid development of scramjet technology，? the requirement of full mixing and efficient combustion of fuel jet and supersonic air flow with very short residence time in the combustion chamber is becoming much higher. In order to solve the above problems，? it is necessary to develop a set of stable and efficient injection scheme. Therefore，? the mixing enhancement strategy of supersonic fuel has gradually become a research focus of aerospace scholars at home and abroad. Mixed enhancement methods can be divided into passive mixed enhancement and active mixed enhancement according to their mechanisms. In this paper，? the slope and wavy wall shock generators in passive hybrid enhancement methods are summarized respectively，? and the research progress of slope and wavy wall combined mixed enhancement technology is summarized. Finally，? the future development of various mixed enhancement methods is prospected.

Key words： ?scramjet；? mixing enhancement；? shock；? ramp injector；? wavy wall