李 凡，汪洪波，孙明波，蔡 尊，孙永超，黄玉辉，朱家健

(1.国防科技大学 空天科学学院 高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙 410073；2.装备发展部装备项目管理中心，北京 110000)

0 引言

超燃冲压发动机是能够应用到未来高超声速飞行器中最有潜力的吸气式推进系统[1]。超燃冲压发动机中超声速气流速度快，气流在燃烧室内的驻留时间只有毫秒量级，要在如此短的时间内完成燃料与来流的混合、点火和燃烧，难度很大。优良的喷注方案，是保证燃料在超声速气流中实现稳定燃烧的重要前提，也是制约超燃冲压发动机性能的重要因素。

凹腔火焰稳定器具有结构简单、稳焰能力强、低阻且总压损失小等优点[2-5]，已经被广泛用于超燃冲压发动机燃烧室的设计。基于凹腔的燃料喷注方案通常分为两种：一种是被动式燃料喷注方案(喷孔安装在凹腔上游，燃料通过剪切层卷吸到凹腔回流区中)，一种是主动式燃料喷注方案(喷孔安装凹腔壁面，燃料直接进入到凹腔回流区中)[6]。相对于被动喷注方案，Gruber等[7]发现凹腔直接喷注在点火过渡过程中能更好地提供均匀燃料/空气混合物和维持稳定燃烧。Rasmussen等[8]针对燃烧室中凹腔直接喷注(凹腔底面喷注和斜坡喷注)的碳氢火焰稳定极限进行了实验研究。然而，由于主动式燃料喷注方案会直接将燃料聚集在凹腔内，从而使得凹腔内部极易出现局部富燃，不利于火焰稳定。从凹腔上游壁面喷注燃料则更具优势，它可以提高燃料喷注的穿透深度[9]，并同时为超声速来流和凹腔内部提供燃料，从而改善燃料整体分布并提高燃烧效率。……