王若榕 郭振云 黄伟

摘要：      随着超燃冲压发动机技术的飞速发展， 对在燃烧室内驻留时间极短的燃料射流与超声速空气来流的充分掺混与高效燃烧的要求越来越高， 为解决上述问题， 需要研究出一套稳定、 高效的喷注方案， 因此， 超声速燃料的混合增强策略逐渐成为国内外航空航天学者的研究热点。 混合增强方法按照机理分为被动混合增强和主动混合增强。 本文主要针对被动混合增强方法中的斜坡和波纹壁激波发生器， 分别梳理总结了其促进混合增强的原理和特点， 并对斜坡和波纹壁组合混合增强技术的研究进展进行了概述， 最后对各种混合增强方式的未来发展趋势进行了展望。

关键词：     超燃冲压发动机；  混合增强；  激波；  斜坡喷注器；  波纹壁

中图分类号：      TJ760；  V211    文章编号：     1673-5048（2023）04-0106-09

文献标识码：    A    DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0019

0引言

高超声速飞行器减少了远距离运输的时间和成本， 对国家安全和全球快速打击具有重要战略意义［1］。 因此， 各国航空航天学者致力于超声速/高超声速飞行器发动机的研究， 以优化飞行器的性能并降低其成本。 超燃冲压发动机是超声速/高超声速飞行器各部件的核心， 在飞行器的飞行中起到重要作用［2-6］。 该发动机具有结构简单、 成本低、 重量轻、 速度快、 单位推力高和无需携带额外氧化剂等优点， 使其一直是航空航天领域的研究热点［7-10］。 气体在超燃冲压发动机燃燒室中以超声速状态流动， 驻留时间仅为毫秒量级［11］。 在如此短的时间内要完成超声速自由来流与燃料射流的充分掺混和稳定燃烧， 高效的燃料喷射技术和射流混合方法成为该领域研究者们急需解决的关键性问题。

混合增强方法按其机理分为被动混合增强和主动混合增强［12］。 被动混合增强主要利用不同射流方式或燃烧室构型诱发出轴向涡结构促进燃料的有效掺混， 而主动混合增强主要通过激发流动不稳定性增强涡的流动和破碎来提高混合效率［13］。 常见的被动混合增强方法包括支板［14-16］、 斜坡［17-19］、 凹腔［20-23］、 塔桥［24-26］、 涡流发生器［27- 28］、 后向台阶［29-30］和波纹壁［31-33］等， 壁面横向射流是最传统的被动混合增强方法。 而主要的主动混合增强方法有脉冲射流［31-33］等。 斜坡喷注器是被动混合增强方法的一种， 在燃烧室内形成了一对稳定的流向驻涡， 实现了燃料射流和来流的有效掺混。 特别是在高速来流条件下， 燃料射流经过斜坡喷注器能近似与主流平行， 有效减小了压力损失， 提高了推进效率［34-35］。 波纹壁激波发生器是一种可能的推迟边界层转捩的被动控制方法， 具有较强的应用前景。 其在燃料射流上游形成激波， 增强了涡的运动和破碎， 激发了流动不稳定性， 也提高了混合效率。 图1给出了该激波发生器的基本模型。 正弦波的存在使燃料射流的上游产生了两种不同的激波， 第一个激波是弓形激波， 由超声速自由来流与第一表面波的相互作用而产生；  第二个激波是分离激波， 其位置和角度随着入口速度和波纹壁的轮廓而变化。

本文选择了被动混合增强方法中的斜坡和波纹壁进行研究， 总结了国内外研究现状和混合增强原理。 此外，还分析了斜坡和波纹壁组合混合增强技术的研究进展。 最后对三种混合增强方法的发展前景提出了展望。

1斜坡混合增强技术

1.1物理斜坡喷注器

斜坡喷注器在超声速流场中起到混合增强和火焰稳定一体化作用。 其基本构型分为四类：  膨胀式、 压缩式、 压缩膨胀式和悬臂梁式， 每类又可细分为有后掠和无后掠两种结构， 三种常见斜坡的基本结构如图2所示。  斜坡的混合增强机理主要体现在：  斜坡的边缘可产生脱落涡， 底部能分离流动形成回流区；  燃烧室对面室壁把斜坡产生的激波反射到燃料涡的结构上， 使燃料涡发生破裂；  超声速来流流经斜坡后会在下游产生反向旋转的流向涡对， 这对流向涡对恰好卷吸了由斜坡底部喷出的且位于漩涡中心的燃料， 致使来流与射流强烈混合；  斜坡产生的激波与燃料柱相交可能会产生斜压扭矩， 从而诱生了附加的流向涡。 在高速来流条件下， 斜坡喷注器不仅提高了混合效率， 还有效减小了压力损失， 其提供的燃料射流几乎与主流相平行， 极大地提高了推进效率。

美国兰利研究中心［36］系统研究了压缩型、 膨胀型、 有后掠式和无后掠式这四类斜坡的混合增强效果、 燃烧效率以及自燃能力。 AbdelSalam等［37-38］使用CFD仿真软件Fluent进行数值模拟， 研究结果表明混合速率会随着来流马赫数的增大而减小， 随着斜坡后掠角的增大而增大。 Hartfield等［39］研究了后掠式斜坡， 研究结果表明斜坡产生的流向涡在近场混合中起关键性作用， 而湍流对斜坡下游的混合增强起主导作用。 图3为燃料射流在马赫数为2.9时的摩尔分数分布图。 Fox等［40］运用自由活塞激波风洞对平板型、 城堡型、 后掠压缩-膨胀斜坡和非后掠压缩-膨胀斜坡的混合增强性能展开了研究，

研究结果表明混合效率由斜坡所诱导的流向涡强度和结构决定。 吴海燕等［41］分别对所设计的膨胀型和压缩型斜坡的实验件进行了纹影、 火焰传播和油流谱实验， 斜坡激波间相互作用、 后压力分布及流向涡卷起过程的数值模拟结果与实验结果的对比是一致的， 研究发现所设计的压缩型斜坡无自燃特性， 随着燃料当量比的下降， 膨胀型斜坡的自燃方式由斜坡后压缩波点火变成类凹腔后缘激波点火。 根据图4给出的膨胀斜坡油流谱实验照片可得， 位于安装台阶处的类凹腔结构产生的低速回流区延长了燃料的驻留时间， 促进了燃料的充分掺混和燃烧。

1.2气动斜坡喷注器

物理斜坡应用的流向涡增强技术要侵入主流， 所以较大的总压损失和阻力、 表面过高的热负荷、 混合增强效果及火焰稳定程度对几何结构的高度依赖是斜坡喷注器面临的三大主要难题。 由此， 国内外学者就改善斜坡喷注器的性能展开了广泛研究。 通过合理安排壁面上多个喷孔位置以及各喷孔不同的喷射角度使燃料喷流相互作用抬升了主流， 从而形成类似于物理斜坡的气动斜坡。 没有侵入主流的物理结构的气动斜坡同样能为燃料射流提供一对流向涡， 促进了燃料和来流的高效混合， 同时避免了较大的总压损失。

目前， 国外对气动斜坡喷注器和气动斜坡凹腔一体化结构的混合燃烧特性进行了广泛而系统性的研究。 Schetz等［42］把减少燃料射流总压损失和热量耗散的喷注方案定义为气动斜坡， 并给出了一种气动斜坡的具体结构布局。 Maddalena等［43］在自由来流马赫数为4的条件下， 研究了四孔气动斜坡， 扩大了气动斜坡的作用范围。 图5～6分别为四孔气动斜坡和单孔喷油器的氦气质量分数轮廓。 Cox等［44-45］为使气动斜坡获得最佳的混合效果和最小的总压损失， 对其空间布局和结构参数进行系统性的研究和优化， 结果表明， 多排不同角度的喷嘴阵列在来流马赫数为3的流场下游形成了流向涡结构， 此时燃料的横向扩散能力比单孔倾斜射流和后掠斜坡更强。 Mathur等［46］通过数值模拟和地面试验的方式将所设计的九孔气动斜坡凹腔一体化火焰稳定器与多喷孔凹腔进行对比， 研究发现气动斜坡凹腔一体化设计明显减小了总压损失。 Jacobsen等［47-50］在来流马赫数为2.4的流场中， 将所设计的四孔喷注气动斜坡与单孔喷注进行对比， 研究结果表明在穿透度和总压损失方面， 气动斜坡与单孔喷注差别不大， 但气动斜坡的混合增强效果明显优于单孔喷注。 Fuller等［53-54］对物理斜坡和气动斜坡性能对比的研究表明， 在来流马赫数为2的条件下， 气动斜坡的近场混合效果更强， 远场混合效果不及物理斜坡， 但其远场混合效果随着燃料喷流动量的增大逐渐接近物理斜坡。 所以合理地設计气动斜坡可以达到与物理斜坡相同的混合增强效果， 同时规避了超声速燃烧室侵入主流的结构带来的不利影响。 Anderson等［55］设计了一款简单的两孔气动斜坡并首次在气动斜坡中喷注了液体燃料， 这是与以往研究不同的创新性成果。 图7显示了该液体气动斜坡在马赫数为2.4时的流量可视化效果。

吴海燕等［56］运用大涡模拟（LES）方法对9喷嘴阵列的气动斜坡在超声速流场中的混合燃烧特性进行数值模拟， 纹影和油流谱的实验结果表明， 喷嘴阵列形成的一对反向流向涡， 极大地促进了燃料和来流的有效掺混， 并在斜坡中间卷吸形成局部亚声速区， 此区域延长了燃料的驻留时间， 从而起到良好的混合增强效果。 与此同时， 喷流产生的剪切层在燃烧过程中被抬升， 促进了混合增强。 喷流造成的激波损失随着喷注角度的增大而变小， 从而总压损失也变小。 宋冈霖等［57］设计出一款基于气动斜坡的双燃烧室超燃冲压发动机， 并在直连式试验台上进行燃烧实验。 主燃烧室采用气动斜坡喷注， 在气动斜坡喷嘴下游布置小型燃气发生器作为亚燃燃烧室， 96%左右的超声速空气来流被分流后进入主燃烧室， 4%左右增压后进入亚燃燃烧室。 试验结果表明， 该方案下的碳氢燃料在大范围当量比内是高效稳定燃烧的。 使用气动斜坡对此燃烧室采用分布式喷注， 在模型的不同分段分别注入燃料， 在避免溢流的情况下， 将会大幅度提高发动机的推力。 闫明磊等［58］把燃料的喷射、 掺混、 燃烧、 火焰稳定进行一体化研究， 设计出一款气动斜坡/燃气发生器组合的燃料混合增强喷注方案， 如图8所示。 采用地面试验和数值模拟相结合的方法对该模型进行了一系列冷式和热式试验， 并模拟了其流动和燃烧特性。 研究结果表明， 混合效率较低的单独气动斜坡结构， 直喷式燃气发生器在促进燃料与主流的高效掺混中起关键性作用。 壁面摩擦导致总压损失， 气动斜坡和燃气发生器的总压损失相对较小。 燃气发生器不仅可以用于点火， 还可以稳焰和助燃。

2波纹壁混合增强技术

在横向射流流场中常常引进正弦波纹壁来促进燃料的有效掺混， Gerdroodbary等［31］运用计算流体力学方法数值模拟了上游正弦波纹壁对下游超声速氢燃料单孔横向射流混合速率的影响， 研究结果表明在波纹壁波动幅度较大的情况下， 随着自由来流马赫数的增大， 波纹壁对燃料射流混合增强的作用愈发明显， 并在射流上游产生了较大回流区， 使燃料集中分布在上游。 图9显示了入口马赫数对氢气质量分数的影响， 当自由来流马赫数从2增加到4时， 燃料混合效率提高了35%以上。 此外， 正弦壁面对燃料混合效率的影响随着射流压比的增大而逐渐减小。 因为高喷射压比下， 较大的燃料动量减弱了分离激波对燃料射流的影响。

Manh等［32］运用数值模拟方法在超声速自由来流马赫数为4的条件下， 模拟了上游波纹壁面对下游氢交叉射流流场结构和燃料扩散的影响， 揭示了波纹壁面的波动幅度和射流总压对下游混合速率的影响。 波纹壁面产生了两个激波：  弓形激波和分离激波。 如图10所示， 当波纹壁的波动幅度较低时， 第一次激波（弓形激波）的角度较低， 第二次分离激波产生在射流附近， 当波纹壁的波动幅度增大时， 第一次激波增强， 两个激波的角度都更高， 从而提高了混合速率。 随着燃料压比的降低， 波纹壁对燃料掺混的影响愈发明显。 如图11所示， 当PR=0.1时， 随着波纹壁波动幅度的增大， 喷孔附近的循环功率增大， 燃料更容易沿垂直方向移动， 降低了射流平面上的氢浓度， 从而增大了其他方向上的燃料浓度。 大波动幅度正弦壁的存在使混合率提高到35%。

Li等［33］采用计算流体力学方法研究了上游同波动幅度下， 不同波数正弦波纹壁对下游燃料射流混合速率的影响。 通过比较不同情况下的混合区， 重点分析了正弦波纹波数对超声速主流和氢燃料射流流动结构和流线型的作用， 同时研究了总喷射压力对流动特性的影响。 图12展示了PR=0.1时， 不同波数的正弦波纹壁面混合区的流型和轮廓。 研究结果表明随着波数的增加， 混合区逐渐向上游偏移， 同时氢射流的高度明显增加， 使燃料在对称平面上的质量浓度下降， 从而促进了燃料射流在跨度方向的混合增强。 当射流总压增大时， 正弦壁对燃料混合增强的作用逐渐减小。 通过比较不同模型的混合速率， 该研究中波数最大的波纹壁较普通平面的混合速率提高了25%以上。

2020年， Li等［59］通过数值模拟方法研究了正弦激波发生器对下游超声速交叉流下多孔氢射流流动结构的影响。 通过流动分析， 确定了正弦激波发生器中激波的相互作用对下游燃料射流混合速率的作用。 研究结果表明， 正弦激波发生器诱生的斜激波与射流流场的剪切层相互作用极大地促进了燃料的有效掺混。 随着波动幅度从2 mm增加至5 mm， 混合效率增加了40%左右。 通过比较不同射流间距下多喷孔正弦激波发生器氢气的质量分布， 图13显示了喷孔间距对氢气质量分数的影响， 发现射流间距的增大对喷油器内小循环的形成具有促进作用， 从而增强了模型中的燃料分布。

Jiang等［60］研究了下游波纹壁下超声速多氢交叉射流的混合和分布， 综合研究了波纹波数和射流间距对射流混合渗透的影响。 研究结果表明， 下游波纹壁的存在形成了背压和压缩激波， 增加了射流动量， 改善了下游燃料混合性能。 随着下游底壁正弦波纹波数的增加， 射流波动增强， 燃料的渗透率下降。 下游波纹壁多射流的混合性能随着喷孔间距的增大而改善。 图14显示了不同波数下正弦波纹壁的马赫数云图。

上述主要介绍了波纹壁被动混合增强方法的研究进展， 在波纹壁主动混合增强方法的研究方面， Ye等［61］采用非定常数值模拟方法， 研究了平板振动对超声速氢横向射流混合燃烧的影响。 燃烧模型为有限速率化学模型。 主要分析了平板的振动频率和振幅对流场结构和燃烧性能的影响。 研究结果表明， 平板振动改变了激波结构和火焰结构， 使注入下游的激波强度增强， 从而提高了混合效率和燃烧效率， 但燃烧室的总压损失系数也因此增大。 振动频率对燃烧效率和总压损失系数的影响较弱。 高振动频率打破了燃烧效率和总压损失系数的规律性周期变化， 增加了流动中的高频脉动。 然而振幅对燃烧效率和总压损失系数的影响较为明显， 当振幅较大时， 燃烧效率不再随时间呈小振幅时的周期性变化， 流动开始分化， 趋于不稳定性， 十分不利于超燃冲压发动机燃烧室性能的提升。

综上所述， 波纹壁是近几年新的混合增强方法， 其通过改变燃烧室内流道壁面粗糙度产生入射激波与流场中的大尺度涡以及剪切混合层相互作用， 对流场中的涡结构和回流区产生影响， 由此产生的更为复杂的流场结构促进了超燃冲压发动机内燃料的混合增强。 目前， 对波纹壁的研究尚处于数值模拟阶段， 还需要结合地面风洞试验进行更广泛的理论研究。 同时要从减小总压损失、 提高燃料的侵入深度等角度对其进行优化。

3斜坡和波纹壁组合混合增强技术

国内外学者对斜坡和波纹壁组合混合增强技术开展的研究非常少， 尚处于起步阶段， 其中印度学者Kummitha对组合混合增强技术进行了一定程度的研究。 Kummitha等［62］在DLR超燃冲压常规楔形支板的基础上引入波纹壁的形状， 如图15所示。 通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程， 评估了DLR超燃冲压常规支板和波纹壁式支板在不同流动条件下（Ma=2， 4， 6）激波的性能和剪切混合层的发展。 利用SST k-ω湍流模型模拟了与激波关联的湍流、 混合层、 边界层的相互作用。 通過可视化流动结构的压力、 密度、 速度等高线， 如图16～17所示， 分析了超燃冲压发动机的内部流场。 波纹壁支板的斜激波数量明显增加， 激波与剪切层相互作用的次数较常规支板的3次增加至5次， 因此波纹壁支板的剪切混合层厚度更大。 与常规楔形支板相比， 波纹壁支板在燃烧室入口处具有更高的压力、 温度和激波强度， 点火延迟的时间因此减少， 增加了提前燃烧的可能性。 此外， 波纹壁的设计增加了流线涡旋、 湍流强度和湍流动能， 提高了湍流水平， 促进了混合增强。 综合激波的产生及其与剪切层的相互作用以及湍流参数的分析可得波纹壁支板对激波诱导的燃料和空气的混合增强有明显的促进作用。 最后评估了波纹壁支板的性能， 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压力损失。

在此基础上， Kummitha等［63］研究了波纹壁面双支板喷油器的工作性能， 双波纹支板结构的激波与剪切层的相互作用进一步增强， 同时沿横向扩展了燃烧区域， 其混合效率提高了18%， 燃烧效率提高了20%。

2022年， Kummitha等［64］将带有分流板燃烧器的基本模型底壁改成波纹壁， 基本模型燃烧室顶壁做成斜面，倾斜了3°。 数值模拟了两个模型的流场结构、 压力、 速度、 反应速率、 涡旋、 湍流强度， 并对内部流动结构进行可视化。 波壁模型在尾流区之前动能转化成压力能， 燃料流压力大幅度上升， 超声速流更长的停留时间优化了混合与燃烧， 径向平均剪切混合厚度增加了6.7%， 这促进了燃料流和空气的混合。 不同位置的横流速度剖面如图18所示。 波壁模型的大燃料穿透率导致大的反应速率， 径向燃烧效果更佳， 其分流板尾流区的涡度增加了81%。 基本模型的湍流强度总体维持在较高的水平， 但在下游区域逐渐减小， 而波壁模型在下游一直保持较高的湍流强度。 波壁模型湍流径向分布较高， 在径向起到了一定混合增强的作用。 波壁模型产生的斜激波与剪切混合层的相互作用促进了燃料的混合与燃烧。

综上， 斜坡和波纹壁组合混合增强技术是一种全新的被动混合增强方法， 其结合了两类混合增强方法的优点， 既可以获得较大的燃料穿透深度、 较好的火焰稳定效果， 又能减小波纹壁混合增强中较大的总压损失。

4总结与展望

本文从斜坡、 波纹壁以及斜坡和波纹壁组合混合增强三个方面综述了超声速自由来流中燃料射流混合增强的机理和研究进展， 得出结论如下：

（1） 斜坡喷注器是一种在超声速流场中起到混合增强和稳定火焰作用的被动混合增强技术， 其在燃烧室内形成的一对稳定流向驻涡是促进燃料高效混合的关键。 由其提供的几乎平行于主流的燃料射流极大地提高了燃料的穿透深度， 是一种较为理想的被动混合增强方法。 然而物理斜坡产生的流向涡要侵入主流， 产生了较大的流动损失、 压力损失， 此外表面较高的热负荷给结构热防护带来较大的难题。 由此研发了采用多喷嘴组合， 通过设计不同喷注角度使超声速来流和燃料射流相互作用的气动斜坡喷注器， 既能在流场中形成类似于物理斜坡的流向涡结构， 促进燃料的有效掺混， 又能使抬升主流、 减小流动损失的气动斜坡喷注器是未来斜坡喷注器的发展趋势。 未来对斜坡喷注器的研究应集中于优化方面， 如优化物理斜坡外形减小体积， 优化气动斜坡喷嘴排列减小流动损失等。

（2） 波纹壁混合增强方法主要利用波纹壁面诱生的斜激波与剪切混合层的相互作用， 极大地改变了燃料射流的结构， 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， 有良好的工程应用前景。 但现阶段对该混合增强方法的研究较少， 尚处于数值模拟阶段， 对其混合增强机理的了解还不够透彻。 此外， 波纹壁的构型（波动幅度和波数）以及喷孔的位置（波峰和波谷）仍有待于进一步的优化。 需要结合数值模拟和地面风洞试验的方法对其进行更深入的研究。 同时应结合侵入式喷注方式从增大超声速流中燃料射流的穿透深度和减小侵入式结构总压损失的角度来进行深入研究。

（3） 斜坡和波纹壁组合混合增强方法利用斜坡产生的膨胀波和波纹壁产生的多個斜激波分别在燃烧室顶壁和底壁之间多次反射并与剪切层进行多重相互作用， 增加了剪切混合层的厚度， 促进了燃料的有效掺混。 国内外学者对组合混合增强的研究非常少， 尚处于起步阶段。 目前对斜坡和波纹壁组合混合增强的研究尚停留在数值模拟阶段， 斜坡和波纹壁的构型以及喷口的数量、 位置和间距有待于进一步的优化， 还需要结合地面风洞试验为其工程应用的实现打下基础。

（4） 随着超燃冲压发动机技术的发展， 未来的超声速/高超声速飞行器对燃料混合增强技术的要求必然越来越高， 需要研发出更加高效的燃料喷注方法来适应新一代超声速/高超声速飞行器的发展。 未来的混合增强策略可从各种不同主被动混合增强方式的组合入手， 诱发出更多的轴向涡结构， 增强激波与剪切层的相互作用， 产生更大范围的低速回流区， 从而在更宽速域的范围内保证超燃冲压发动机的工作效率。 此外， 使喷注方式随着自由来流的不同条件而进行自适应改变从而达到最优混合增强效果， 智能化混合增强控制策略也是未来混合增强技术的发展方向。

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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