姚卫 刘 杭 张 政 肖雅彬 岳连捷,†

* (中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京 100190)

† (中国科学院大学工程科学学院,北京 100049)

引言

2004 年,X-43 A 在35 km 高度的临近空间实现了接近马赫数10 的高超声速飞行[1],取得了大气层内吸气式飞行的最快速度.近年来,高马赫数飞行器引起了世界各国的高度重视,成为各空天科技强国竞相争夺的科技制高点.飞行马赫数上限达到12 甚至更高的超燃冲压发动机是实现可重复使用天地往返飞行器的关键[2].目前反射激波风洞和激波膨胀风洞是能够产生马赫数大于8 高焓气流的两种主要途径.由于高焓气流地面模拟的困难,目前世界上仅有为数不多的高马赫数风洞,例如美国的NASA HYPULSE 激波风洞[3]、日本的JAXA HIEST 自由活塞驱动激波风洞[4]和澳大利亚昆士兰大学T4 反射激波风洞[5].其中在T4 风洞中针对飞行马赫数7.5～ 12[6-12]工况开展了一系列的矩形转椭圆(REST)高超声速燃烧室缩比模型测试.由于高超声速实验测量手段和可获得数据均十分有限,计算流体力学(CFD)成为燃烧内部流场分析和发动机性能优化的必需手段.目前文献中已经开展了马赫数8,12,13 和15[13-15]等对应飞行条件下的高超声速超燃冲压发动机模拟,极大弥补了实验测量信息的不足.然而,随着飞行马赫数的提高,湍流强度增加,流动和化学反应特征时间相互重叠区域增加.同时,为了增加流动滞留时间以提高混合和燃烧效率,相比于马赫数4～ 8的常规超燃冲压发动机,马赫……