李钰航，李文龙，吴宝元

(1.液体火箭发动机技术重点实验室，西安航天动力研究所，西安 710100；2.航天推进技术研究院，西安 710100)

0 引言

冲压发动机一般工作在飞行马赫数大于2的条件下，来流空气经过进气道压缩之后，速度仍然很高，远大于燃料的火焰传播速度。因此，冲压发动机燃烧室需要采用特殊的火焰稳定结构，保证燃料在燃烧室内有足够的停留时间，使得雾化、掺混、燃烧等复杂过程得以稳定地进行[1-2]。

钝体稳焰器具有结构简单、工作可靠等优势，在工程中得到了广泛应用[3]。其原理是利用钝体后方的气流低速区驻定火焰，并以此作为点火源点燃剩余燃料，从而在高速气流中实现稳定燃烧。然而，在实际工程研制过程中，由于设计的不合理，常会出现火焰吹脱、稳焰器烧蚀以及燃烧不稳定等问题。为了解决这些问题，有必要对稳焰器尾流的流动与燃烧过程进行深入研究[4]。钝体稳焰器尾流的流动结构较复杂，其中低速回流区与高速主流之间存在剪切层，具有流动本质不稳定特性[5-6]。早期的实验研究观察到振荡燃烧时，稳焰器尾流涡结构与稳定燃烧时存在明显区别，并提出了将非定常涡脱落作为燃烧不稳定的重要诱因[7-8]。随后，针对钝体预混燃烧的一些研究，又对比了冷态与热态[9-10]、不同钝体形状[11]等条件下流动的差异，指出化学反应放热能够改变尾流涡结构。近期对于钝体尾缘喷注燃料的非预混火焰的研究[12-13]又表明，反应区与剪切层的相对位置对于尾流结构具有显著影响，燃料和反应放热区的分布是火焰动力学的决定因素。……