超燃冲压发动机燃料混合增强技术研究进展

唐浩然 沈赤兵 杜兆波 韩毅 刘苗娥

引用格式：唐浩然，沈赤兵，杜兆波，等.超燃冲压发动机燃料混合增强技术研究进展［J］.航空兵器，2023，30（1）：80-94.

TangHaoran，ShenChibing，DuZhaobo，etal.ResearchProgressonFuelMixingEnhancementTechnologyofScramjet［J］.AeroWea-ponry，2023，30（1）：80-94.（inChinese）

摘要：隨着超燃冲压发动机技术的发展，发动机燃烧室内燃料的高效混合与燃烧技术成为了研究热点。由于在高马赫数飞行条件下，燃料在燃烧室内驻留时间极短，而混合过程对燃料和来流的热释放具有重要影响，因此需要一种具有高混合效率的燃料喷注方案，国内外学者对此提出了多种混合增强技术。本文对壁面横向射流、凹腔、激波/剪切层干扰以及波形壁混合增强方法的研究进展进行了综述，梳理总结了各类方法的混合增强机理与主要特点，并提出对混合增强技术未来研究方向的展望。

关键词：超燃冲压发动机；混合增强；横向射流；凹腔；入射激波；波形壁

中图分类号：TJ760.1；V43

文献标识码：A

文章编号：1673-5048（2023）01-0080-15

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0085

0引言

超燃冲压发动机被认为是目前实现飞行器在大气层内高超声速飞行的最佳推进系统之一，由于其具有结构简单、成本低、无需携带额外氧化剂等优点［1-4］，已经成为当前航空航天领域研究的重点之一。高马赫数飞行条件下燃烧室内气流以超声速运动，在有限的空间尺度内气流驻留时间极短，仅为毫秒量级，在短时间内需要完成燃料的喷注、混合、点火和燃烧等物理化学过程，因此燃烧室内实现燃料和超声速气流的充分混合是超燃冲压发动机的关键之一［5-6］。

几十年来，许多学者对超声速流动中燃料的混合增强技术进行了研究，Seiner等［7］对超燃冲压发动机中常用的混合增强装置进行了归纳和梳理，将其划分为主动混合增强装置与被动混合增强装置，文献［8-9］对各种混合增强方法的优势和缺点进行了总结，并对未来的发展方向做出了展望，表1给出了常见的混合增强方法及其混合增强机理。

被动混合增强方法有利于扩大射流/来流接触面积，但是以牺牲一定的总压为代价；而主动混合增强方法是从激发流动不稳定性的角度出发增强涡运动和破碎，进而提高混合效率［10］。燃料混合对发动机点火和燃烧过程的影响非常显著，间接决定高超声速飞行器的全局性能。

本文选择了几种典型混合增强方法的研究进展进行综述，分别对壁面横向射流、凹腔、激波/剪切层干扰以及波形壁混合增强方法的研究进展进行梳理，总结了各波形壁［102-109］通过大尺度自激励增强流动不稳定性类方法的混合增强机理与主要特点，最后对混合增强技术未来的研究方向提出了展望。

1壁面横向射流

壁面横向射流是一种简单有效的混合增强方法，根据燃料种类不同分为气态横向射流与液态横向射流。超声速来流中气态氢燃料与液态碳氢燃料的射流流场拓扑结构相似，但液态燃料在点火前需要经历射流破碎、雾化、蒸发及混合等过程，导致其较难实现在超声速气流中的点火与稳定燃烧，从而使液态燃料射流在超燃冲压发动机中的应用受到较多限制［110］。本文主要对气态单孔/多孔横向射流进行介绍。

1.1壁面单孔横向射流

Techer等［111］对超声速来流中壁面单孔横向射流流场进行了研究，横向射流与主流相互作用产生的流场结构如图1所示。由于喷孔出口压力高于主流，欠膨胀燃料射流以声速进入流场后发生普朗克-迈耶膨胀，同时在超声速来流作用下向主流偏转，射流边界上的恒定压力使其向射流中轴线弯曲，从而产生桶状激波与马赫盘。射流对来流的阻碍使得射流上游形成了三维弓形激波，弓形激波沿壁面产生的逆压梯度导致来流边界层分离，并进一步形成了分离激波和分离区；在喷孔下游近壁面区域，由于射流与来流的相互作用产生了相对于射流的绕流，进而形成了回流区和马蹄涡结构；在射流下游位置还存在反向旋转涡对以及近壁面旋转涡对结构，这些复杂的激波和涡结构有助于促进射流与空气的混合。

近年来，国内外学者对超声速横向射流流场进行了大量的实验与数值模拟研究，包括射流喷孔数目、喷孔形状、喷注角度、喷注压比及燃料种类等对燃烧室内的掺混和燃烧的影响。Sun和Hu［15-17］针对超声速（马赫数为2.7）来流中横向射流流场开展了直接数值模拟研究，对比了不同动量通量比工况下的流场结构。模拟计算结果显示，射流上尾迹涡结构的形成与马赫盘有关，马赫盘后与自由来流交界处存在的斜压扭矩诱导产生了上尾迹涡，反向旋转涡对的主涡结构形成于射流羽流的侧面部分，在下游由于斜压扭矩的消失和主涡的卷吸作用，上尾迹涡与其他诱生尾迹涡共同并入主反向旋转涡对，主导下游混合过程，并在远场逐渐破碎成尺度更小的涡，而壁面尾迹涡则不受主涡卷吸作用影响，如图2所示。

Liang等［112］通过实验和数值模拟方法研究了超声速（马赫数为2.95）来流中横向射流的流场结构及流动机理。将基于纳米颗粒的平面激光散射（NPLS）技术与油流技术相结合，实现了实验流场可视化。在动量通量比为7.7的条件下，NPLS技术清晰地观察到了弓形激波、桶状激波、马蹄涡和分离区等典型结构。根据油流结果识别出了V形分离泡和V形碰撞激波。通过数值计算揭示了V形分离泡周围的流场结构。结果表明，碰撞激波诱导的V形分离泡会进一步影响马赫盘、反射激波和桶状激波，反射激波使碰撞激波向两侧偏转，而碰撞激波与桶状激波相交则会使马赫盘的形状发生改变。此外，反射激波与壁面之间的相互作用导致近壁面区域产生了速度滑移，图3为横向射流在不同水平面上的马赫数云图和密度云图。Liu等［113］通过流场参数分析揭示了射流周围湍流边界层的流动特性与流场结构，如图4所示。

超声速横向来流与声速射流之间速度剪切引起的Kelvin-Helmholtz不稳定是诱导射流剪切层不稳定的内在机制，进而影响近场的混合特性。Zhang等［114］使用流场可视化技术研究了超声速横向射流流场的瞬时流动特性，瞬时纹影图像（如图5所示）显示了迎风面剪切层中大尺度拟序结构的演化。由于剪切層涡的准周期性脱落以及剪切层涡与激波系的相互作用，流场表现出了明显的非定常特性。Erdem等［115］的实验结果表明，由于剪切层的存在，最大湍流出现在马赫盘上方桶状激波与弓形激波的迎风面交界处。

2020年，Sebastian等［116］研究了射流喷注角度对流场结构的影响，对超声速（马赫数为2.5）来流中沿展向倾斜喷注的射流流场进行大涡模拟。结果显示，倾斜射流的流动特征与横向射流相似，但因其射流喷注的不对称性导致流场结构更加复杂，上游形成了倾斜的弓形激波和分离区，在射流尾迹的近壁面区域形成了准V形分离区，流向涡结构如图6所示。反向旋转涡对的主涡结构在远场下游形成了强度不对等的流向涡对，其中逆时针旋转的流向涡夹带了高动量流体，增加了壁面附近的边界层速度，有效抑制了边界层的流动分离。这种特性使得展向倾斜喷注射流成为分离控制的理想选择。

Fan等［117］研究了喷孔形状对超声速（马赫数为4）气流中燃料射流混合机理的影响，分别对采用2/3/4波瓣形喷孔（如图7所示）的工况进行了数值模拟，并对射流穿透深度、燃料混合效率与环流系数进行了比较。研究结果表明，3波瓣喷孔射流流场中形成了较强的马蹄涡，使燃料沿展向扩散分布，燃料混合效率较其他工况提升了约25%。

1.2壁面多孔横向射流

与壁面单孔横向射流相比，多孔横向射流及其组合增强方法能有效促进燃料混合并提升射流穿透深度，受到很多学者的关注与研究。Gerdroodbary等［118-120］用数值模拟的方法研究了空气射流对超声速横流中单/多孔氢气射流混合特性的影响。通过设置不同喷孔数量的燃料喷注阵列，在相同条件下（马赫数为4，燃料总当量比为0.5）针对混合效率、穿透深度等数据进行了对比，如图8所示。计算结果表明，空气射流的存在显著提高了混合速率，能够使1/4/8/16孔燃料射流的混合效

率分别提升116%、77%、56%、41%，其中16孔燃料射流混合效率最高。在燃料射流下游近场，空气射流能够显著提升单个燃料射流的穿透深度，而对于多孔射流穿透深度则无明显提升。此外，随着空气射流喷孔数量以及总压比的增加，燃烧室内的总压损失也随之增大。

Jiang等［121］评估了超声速来流角度对多孔氢气射流混合特性的影响，通过数值模拟对不同来流角度下燃料射流的穿透深度及混合效率进行量化分析。图9为不同来流角度下的多孔射流氢气质量分数云图。结果显示，来流角度对多孔氢气射流流场结构产生了显著影响，正来流角能够提升燃料穿透深度并扩大射流下游的混合区，负来流角则限制了燃烧室内的燃料射流分布。当来流角度从-20°增加到+20°，燃料混合效率提高了约50%。

Liang等［122］对并联多孔燃料喷注进行了实验，研究了喷孔间距对流动特性的影响。研究显示，在射流喷孔间距较小的情况下，3个喷孔的流场结构（包括弓形激波、分离区、马蹄涡和射流主流）几乎合并为一个；随着喷孔间距增加，弓形激波合并为正常激波，分离区相互作用；当喷孔间距足够大时，射流主流相互独立，而弓形激波相互作用形成一个复杂的激波系。多股射流的相互作用通常会促进湍流的发展，而当射流之间距离过近时，其相互作用则会限制湍流的发展，其水平面内瞬时流场结构如图10所示。

Zhang等［123］研究了氢气-空气同轴混合射流在超声速（马赫数为4）来流下的燃料混合性能，喷孔结构如图11所示。对流场结构的分析表明，与氢气射流相比，氢气-空气混合射流提升了射流下游的轴向涡强度，同时增加了射流穿透深度，有助于燃烧室内的燃料混合。在此研究的基础上，Zhang等［124］又组合多孔喷注阵列，研究了超声速来流中多孔氢气-空气混合射流对燃料混合性能的影响，图12为流场的氢气质量分数云图。

研究发现，采用氢气-空气同轴混合喷注方式能够显著改善多孔射流流场的燃料混合，空气射流的加入提升了混合射流的穿透深度，并使下游近场的轴向涡得到加强。此外，在射流喷孔阵列布置方面，当喷孔间距较小时，射流之间相互作用较弱，存在一个最优间距使射流之间能够形成较强的涡结构，从而达到最佳的混合效果。

Peng等［125］针对超燃冲压发动机内射流上游布置后向台阶结构的多孔射流流场进行了数值模拟，重点研究了来流马赫数和射流喷孔间距对混合特性的影响。图13为流场的氢气质量分数云图，结果显示，上游台阶的存在使得第一股射流和台阶边缘之间形成了回流区，这将有助于增强第一股射流近场的燃料混合，而来流马赫数和射流压力增加则会减小台阶产生的影响。此外，喷孔间距增加导致喷孔之间展向涡强度增加，有助于燃料沿展向分布，增加了燃料的混合增强区域，从而使混合效率得到提升。随着喷孔间距从4DJ增加到10DJ（DJ为喷孔直径），下游混合效率提高了28%。Liu等［126］评估了射流压力和台阶高度等参数对流动结构和混合特性的影响。研究表明，台阶结构的存在有效促进了射流与

来流空气的混合，在低总压比的射流中台阶混合增强的效果更加明显。此外，台阶高度从0.5mm增加至2mm，燃料混合效率提高了15%以上。Li等［127］则从射流喷孔数量因素考虑对混合特性的影响，发现在多孔射流上游安置后向台阶的工况下，将射流喷孔数量从4个增加到8个，可使燃烧室内的混合效率提高15%。

壁面横向射流结构简单，易于工程应用，但其较长的燃料混合长度对燃烧室尺寸提出了较高要求，故更适用于大尺度发动机燃烧室内的燃料混合增强。表2为壁面横向射流混合特性的主要影响因素及研究结论。

2凹腔混合增强

高超声速推进系统工作在马赫数6以下时，进入燃烧室的气流总焓不高，单纯的横向射流喷注方案难以实现火焰稳定，因此，需要支板或凹腔等稳焰装置来维持射流稳定燃烧。横向射流组合凹腔的混合增强方式不仅能够起到稳定火焰的作用，而且不会产生过多总压损失［79］。凹腔内形成的低速回流区能够有效延长燃料的驻留时间，然而射流与凹腔之间的耦合效应可能导致流场结构较为复杂。为了揭示凹腔内的流动结构与混合增强机理，国内外学者对其开展了大量研究，重点评估了凹腔构型、喷注压力以及射流与凹腔相对位置的影响。文献［79，87］针对超声速（马赫数为2.5）横向射流耦合下游凹腔喷注实验开展了大涡数值模拟，研究了凹腔内流向涡的演化机理及射流下游燃料的混合特性。结果显示，凹腔内存在两对反向旋转涡。图14为流场中不同流向截面上的涡量云图，上反向旋转涡对是由射流与超声速气流的相互作用产生，主导着下游尾迹内的燃料混合。在上反向旋转涡对的卷吸作用下，凹腔内的回流在靠近流场中心的区域被卷入射流尾迹，从而形成另一对同向的流向涡，促进了凹腔内外的质量交换。针对流场的标量混合特性分析进一步证明了凹腔能一定程度上提高燃料与空气的混合效率，同时不会带来过多的总压损失。Mengistu等［77］比较了马赫数为1.5/2.5/3.5的三种工况下的总压损失和混合效率，以评估来流马赫数对横向射流组合下游凹腔燃料混合的影响。结果显示，在来流马赫数较低工况下，凹腔内形成较大的回流区，燃料分布更均匀，因而具有更好的混合效果，随着来流马赫数增加，燃料混合效率降低的同时也产生了更大的总压损失。

Kannaiyan［76］对凹腔构型在燃料输运混合过程中的作用进行了研究，分别对方形凹腔（长深比L/D=1）与梯形凹腔（L/D＞1且后缘角小于90°）燃烧室内的乙烯燃料

喷注过程进行了数值模拟。结果表明，方形凹腔结构对流动和混合特性的影响较小，而在梯形凹腔燃烧室内燃料滞留时间有了显著提升，这有助于提升燃料的混合效率并实现较好的稳焰效果。Ma等［68］对后缘突扩型凹腔

燃烧室的混合和燃烧特性进行了实验和数值模拟研究，比较了不同凹腔深度和喷孔位置的工况，以评估这些参数变化产生的影响。结果表明，喷孔与凹腔前缘距离较近、凹腔深度较大的燃烧室可以抑制燃烧振荡，具有较好的稳焰效果，图15给出了燃烧室凹腔内混合与燃烧过程的示意图。数值模拟结果显示，随着喷孔靠近凹腔前缘，凹腔内剪切层向上抬升，促进了剪切层与燃料射流的相互作用，使更多燃料进入凹腔内部，从而增强了燃烧室的混合及燃烧性能，而深度较小的凹腔中剪切层厚度较大，沿法向表现出更明显的剪切层振荡，凹腔内剪切层振荡有助于提高混合效率，但不利于燃烧，因此，认为在设计凹腔稳焰器时，存在对于凹腔深度的优化问题。Jiang等［75］对凹腔后缘高度与射流位置对燃料混合的影响进行了研究。结果表明，在凹腔后缘高度大于前缘高度的条件下，后壁面的逆向喷注有助于燃料混合；对于后缘高度较低的凹腔结构，前壁面喷注更有助于提升燃料混合效率。凹腔内的主回流区是影响混合的主要因素，减弱主回流区的强度能够改善凹腔内燃料的混合过程。

Anyoji等［67］就一种新构型凹腔对超声速横向射流的混合增强机理进行了研究。该凹腔后缘采用分隔式设计，后缘凹槽处采用斜坡结构，并在斜坡下游布置射流喷孔，如图16（a）所示。研究结果表明，凹腔内的涡结构作用于剪切层，使其向上抬升，剪切层将主流与射流隔开，从而提升了射流的穿透深度。此外，凹腔后缘结构诱导生成的膨胀波和压缩波，会使射流产生周期性大幅度的上下波动，有效促进了对空气的卷吸和流场中的混合过程。Dai等［69］研究了具有相似结构的凹腔后缘凹槽与后缘角对燃料混合的影响，图16（b）为燃烧室布局示意图。数值模拟结果表明，凹槽结构的存在增强了下游湍流剪切层的混合和扩散效应，促进了流向涡的形成与发展，与凹腔后缘无凹槽的工况相比，凹槽结构使喷孔附近的混合效率降低，并增大了总压损失，但其下游燃料混合效率得到了较大提升。此外，在后缘倾角30°的条件下，带有凹槽的凹腔结构能够产生最优的混合效果。

Pandey等［88］对并联凹腔燃烧室内冲射流的冷流流场和燃烧流场进行了实验与数值模拟。燃烧室采用上下对称布局设计，重点研究了射流压力和来流总温变化对燃烧室流场特性的影响，如图17所示。结果显示，随着射流压力增加，凹腔附近会形成更大的涡结构，使更多燃料射流进入凹腔，从而增强了燃料与空气的混合。此外，来流总温的变化能够影响流场燃烧特性，在来流总温T0=1500K条件下，并联凹腔具有最佳的稳焰效果。

2019年，Roos等［83］研究了射流上游凹腔对流场结构及燃料混合的影响，发现上游凹腔的存在，显著改变了典型超声速横向射流的流场结构，如图18所示。射流上游分离区与凹腔内回流区合并，凹腔结构诱导生成的激波降低了主流速度并使射流上游弓形激波强度减弱，流场结构的变化使得射流穿透深度与混合效率增加的同时，降低了流场的总压损失。随后，又研究了射流上游半圆形凹腔的作用，凹腔结构如图19所示［78］。研究表明，半圆形凹腔的幾何结构有助于流向涡的形成与发展，而流向涡涡度的增加则会进一步增强下游燃料与空气的混合，与无凹腔工况相比，射流穿透深度有所降低，但混合效率提升了22.6%。然后又在半圆形凹腔前/后壁面增加副燃料喷孔以进一步增强混合，结果显示凹腔内的涡结构增大了腔内燃料与空气的接触面积，其燃料混合效率最大提升了90.1%。

支板组合凹腔的混合增强方式因具有较好的燃料混合与稳焰效果，也受到了国内外学者的关注与研究。Kummitha等［128］将横向支板与不同构型的凹腔（阶梯型与半球型）进行组合，对燃烧室内燃料的喷注、混合与燃烧过程进行了数值模拟，从流场结构、混合效率与燃烧效率等方面综合考察了支板组合凹腔结构对燃烧室性能的影响。结果表明，凹腔前缘与后缘形成的一系列激波/膨胀波系与支板尾迹剪切层相互作用，使流场中产生了更多的回流区，如图20所示。回流区面积增加进一步延长了来流与燃料的滞留时间，并提升了两者的混合效率。此外，对于阶梯型与半球型凹腔的流场结构对比表明，阶梯型凹腔内部形成了更大的回流区与更强的涡结构，且凹腔剪切层更靠近主流，这些因素增强了凹腔内外的质量交换，因此，采用阶梯型凹腔的燃烧室具有更好的燃料混合性能。

凹腔作为稳焰装置在超燃冲压发动机燃烧室中已经得到了广泛应用，其结构虽然简单，但每一项构型参数改变均能对流场结构与燃烧特性产生影响［85］，这其中涉及剪切层、流场波系、流体与声学的相互作用等多方面问题。表3给出了凹腔流动与稳焰特性的主要影响因素及研究结论。3激波/剪切层干扰混合增强

激波/剪切层干扰作为一种有效的被动混合增强方式，在高超声速推进技术领域得到更多的关注与研究，研究内容主要包括激波/剪切层干扰的混合增强机理、激波发生器的构型及位置对混合增强的影响等。

Mai等［56］采用实验和数值模拟的方法研究了超声速气流中激波发生器诱生的入射激波和横向射流之间的相互作用。结果表明，只有在入射激波与射流下游流场相互作用时，才能促进燃料混合并增强燃烧和火焰稳定。Gerdroodbary等［54］的研究也证明了这一点。通过对激波/剪切层干扰下的超声速（马赫数为4）来流的流场研究，发现入射激波的位置对流场结构可以产生影响，在高喷注壓比情况下，当入射激波作用于第一个射流孔的顶部时，射流下游的燃料混合效率提高了20%以上；当入射激波作用于最后一个射流孔的顶部时，下游的氢气最大浓度降低20%。此外，Gerdroodbary等［52-53］还研究了入射激波对单孔/多孔横向氢气射流的影响，通过设置不同的总压比（射流总压与来流总压之比）和射流喷孔间距进行数值模拟。结果显示，当入射激波作用于总压比为0.27的单孔/多孔射流中时，燃料混合效率显著增加。图21为不同喷孔间距的多孔射流流场结构对比。随着喷孔间距的增加，更大的空间自由度允许单个射流充分发展，在斜激波的影响下产生更多轴向旋转涡对，从而提高了下游燃料混合效率。

Huang等［55］对入射激波和横向射流之间的相互作用进行了数值模拟，研究激波发生器的角度、大小及位置对流场结构的影响。结果显示，激波发生器的形状对横向喷射流场的影响大于激波发生器位置产生的影响，随着激波发生器角度和射流喷注压比增大，射流上游形成的激波向入口方向移动，射流上游和下游的分离区随入射激波强度的增加而增大。Zuo等［48］使用RANS方法研究了激波发生器角度对组合凹腔的单孔射流混合特性的影响。图22给出了不同激波入射角度下的流场密度云图和燃料质量分数云图。结果显示，激波发生器诱导生成的入射激波使更多燃料射流向凹腔内输送，这有助于燃料扩散并与空气混合；同时，激波发生器存在一个最优角度来达到最佳的混合效果，最优角度随着射流喷注压比的增加而减小。此外，小角度入射激波有利于提升射流的穿透深度，且不会产生较大的总压损失。随着激波发生器角度增加，入射激波逐渐向上游移动，使主流中产生马赫杆，导致总压损失急剧增加，这不利于发动机工作。

Choubey等［49］重点研究了激波发生器的数量和位置对超声速横向射流混合的影响，对采用不同激波发生器布局的四种工况进行了数值模拟，如图23所示。结果显示，双激波发生器布局对燃料混合增强的效果更加显著，而在双激波发生器工况中下，壁面激波发生器远离喷孔的布局有着最高的射流穿透深度和混合效率。流动分析表明，该布局在射流近场有着更强的展向涡和更大的回流区。Huang等［50］考虑了激波发生器组合下壁面台阶结构的布局对燃料混合增强的作用，对存在激波/剪切层干扰

条件下的二维超声速横向射流进行了数值模拟研究，图24为流场氢气质量分数云图。结果表明，上壁面激波发生器诱发的入射激波，增加了燃料的穿透深度和滞留时间，且燃料分布区域随着斜激波向上游扩展。此外，当射流喷注压比足够大时，台阶下游形成的回流区将增大，这有助于改善燃料与空气的混合过程；同时，认为激波发生器组合台阶结构作为一种理想的混合增强方式，应当对其三维混合增强机理做进一步的研究。

2017年，Kummitha等［129］在支板喷注的超燃冲压发动机燃烧室下壁面分别安装了两种新型激波发生器（见图25），采用数值模拟的方法研究了入射激波对燃烧室燃料混合与燃烧过程的影响。结果显示，激波发生器阵列诱导生成的入射激波与支板下游剪切层相互作用，缩短了点火延迟，进而提升了燃料的燃烧效率，其中圆形激波发生器阵列的燃烧增强效果更加明显。Huang等［58］研究了斜激波对支板下游剪切层的作用。结果显示，支板下游剪切层在多激波作用下呈现出复杂变化，在斜激波作用的位置因气流密度增加造成剪切层厚度减小，而在斜激波作用位置下游附近，由于涡度增强而导致剪切层厚度增加。

通过梳理总结，表4给出了激波/剪切层干扰的主要影响因素及研究结论。可以看出，激波/剪切层干扰混合增强方法的相关研究取得了一些成果，但距离实际工程应用仍面临许多问题与挑战，如减小激波/剪切层干扰带来的总压损失、激波发生器构型优化设计等。

4波形壁混合增强

由于燃料射流上游激波的形成对超燃冲压发动机中的燃料混合有很大帮助，因此，在横向射流流场中也采用了正弦波形壁来增强混合。Gerdroodbary等［106］使用数值模拟的方法研究了超声速自由来流中正弦波形壁对壁面单孔横向射流燃料混合性能的影响。结果显示，在正弦波形壁面振幅较大的情况下，来流马赫数增加会使波形壁面附近回流区面积增大，进而提高燃料混合效率。当马赫数从2增加到4时，燃料的混合效率提升了35%，图26给出了不同来流马赫数下的氢气质量分数云图。此外，正弦波形壁的影响随着射流压力的增加而减小，高射流压力下燃料的动量较大，因而导致分离激波对燃料射流的影响较小。

Manh等［105］研究了正弦波形壁振幅对壁面单孔横向射流流场结构和燃料混合的影响，结果表明，正弦波形壁会诱导生成弓形激波和分离激波，从而显著改变燃烧室内的流场结构，在射流上游采用高振幅正弦波形壁时将诱导生成强弓形激波，使射流穿透深度增加、回流区面积增大，进而使燃料混合效率提升。Li等［104］重点研究了正弦波形壁频率及射流压力对壁面单孔横向射流燃料混合的影响，通过比较不同频率下射流穿透深度和混合效率等参数后发现，当频率足够高时，正弦波形壁可以有效地提升燃料混合效率，频率为1200Hz的正弦波形壁可以使混合速率提升25%以上。此外，随着射流压力的增加，正弦波形壁对燃料混合的影响减弱。

2020年，Li等［103］对位于上壁面的正弦波形壁对多孔横向射流燃料混合的影响进行了数值模拟研究。结果显示，射流上游的正弦波形壁诱导生成激波与射流流场的剪切层之间相互作用，从而提高了燃料混合效率；波形壁的振幅增加可以促进燃料射流与自由来流的混合，使燃料分布更均匀，当振幅从2mm增加到5mm时，混合效率增加约40%。图27给出了不同振幅正弦波形壁工况下的马赫数云图。

Jiang等［102］关注于多孔氢气射流下游正弦波形壁对燃料混合和分布产生的影响，对采用不同波形壁频率及射流喷孔间距的工况进行了数值模拟。图28为流场的氢气质量分数云图。结果显示，下游波形壁的存在增加了背压并诱导生成压缩激波，使射流法向动量增加，从而提升了射流下游的燃料混合效率，然而由于射流在法向存在波动，波形壁频率增加会降低射流在下游的穿透深度，导致下游燃料分布受到较大限制。此外，增加射流喷孔间距可以改善多孔射流的混合性能。Ye等［107］針对横向

氢气射流下游存在平板振动的情况进行研究，对马赫数为2.8的自由来流中不同振幅和频率的工况进行了数值模拟，详细讨论了振幅和频率对混合效率、燃烧效率、总压损失系数和流场结构的影响，发现平板振动明显改变了射流下游的激波结构，提高了混合效率，但也增加了燃烧室的总压损失系数。振动频率对总压损失系数影响不大，而振幅对总压损失系数有显著影响，大振幅振动增强了流场的不稳定性，同时带来较大的总压损失。

Kummitha等［108］研究了一种带有波形壁面的支板结构（见图29）对燃料混合效果的影响，图30给出了超燃冲压发动机燃烧室内常规支板与波形壁支板在不同来流马赫数下的流场密度云图。结果显示，与常规支板相比，波形壁支板诱导生成了更多的斜激波，增强了支板下游剪切层与反射激波的相互作用，流场湍流强度与湍动能的增加增强了流动的不稳定性，进而提升了激波/剪切层干扰下的燃料混合效率，但同时也产生了更多的总压损失。此外，随着来流马赫数增加，支板下游反射激波与剪切层之间的相互作用减少。Kummitha等［109］在此基础上又研究了带有波形壁面的双支板喷注器的工作性能，发现双波形壁支板结构进一步增强了激波与剪切层的相互作用；同时，燃烧区域沿展向扩展，其混合与燃烧效率分别提升了18%和20%。

波形壁作为近年来新发展的混合增强方法，目前仍处于数值模拟研究阶段。表5给出了波形壁混合增强的主要影响因素及研究结论。

5结论

本文针对超声速气流中燃料混合增强技术的研究现状进行了综述，介绍了壁面横向射流、凹腔、激波/剪切层干扰和波形壁混合增强四种典型方法的混合增强机理与研究进展。结论如下：

（1）壁面横向射流作为一种简单高效的混合增强方式，其近场混合主要由迎风剪切层内的涡卷吸和尾迹内的反向旋转涡对主导。通常按喷孔数量将划其分为单孔与多孔横向射流，其中多孔横向射流由于具有更优的混合性能而受到了学者们更多的关注，对于多孔串/并联燃料喷注与燃料/空气混合喷注的流场结构及混合机理研究均取得了较多成果，对其下一步的研究可以考虑燃料喷注阵列的改进设计以及实际的工程应用问题。

（2）凹腔构型简单，稳焰效果好，其混合特性主要由流场波系和凹腔剪切层决定，通过剪切层的对流和扩散实现凹腔内部回流区与主流之间的质量与动量交换。在实际工程应用中，凹腔通常作为火焰稳定器与支板或横向射流组合来提升燃烧室性能：支板耦合凹腔结构有助于改善燃料空间分布，进而提升燃料混合效率，但支板结构本身也会带来较大的总压损失，其恶劣的热环境也对热防护技术提出了较高的要求；凹腔耦合射流的方式兼具了增强燃料混合与维持火焰稳定的优点，同时也不会产生过高的总压损失。常用的射流喷注方案主要有凹腔上游喷注与凹腔内壁面喷注，燃料喷注位置的选择影响着燃烧室内的流场结构与混合效率，存在凹腔与燃料喷注相对位置的优化问题。此外，凹腔构型同样影响燃料的混合与燃烧过程，尽管常规凹腔构型已得到了广泛应用，但常规凹腔在发动机处于宽速域及高当量比工作条件下也会产生如自激振荡与热负载过高等问题。后缘突扩型凹腔作为一类具备更优性能的新型凹腔逐渐成为超燃冲压发动机领域的研究热点，未来可以继续对后缘突扩型凹腔的流动、混合与稳焰机理进行深入研究。

（3）激波/剪切层干扰混合增强方法可以有效提升燃料混合效率，同时又具有较好的稳焰效果，是一种理想的混合增强方式。其通过安装在燃烧室内流道上壁面的楔形激波发生器诱导生成入射激波与流场剪切层相互作用，使射流下游回流区的面积增大并延长了燃料的驻留时间。激波的入射位置和激波强度是影响混合的关键因素。当入射激波作用于射流上游时，流场发生剧烈扭曲，但未影响到射流下游的混合燃烧过程。为实现更好的混合增强效果，需要对楔形激波发生器的形状和位置进行多目标优化设计，使其降低对射流上游干扰的同时诱导生成激波，扩大射流下游分离区以增强混合。

（4）波形壁混合增强方法通过诱导生成入射激波与剪切层干扰进行混合增强，能够有效提升燃料穿透深度与混合效率，易于工程实现，具有较好的应用前景。但目前对波形壁混合增强方法开展的相关研究较少，对于其混合增强机理的了解还不够深入，且存在波形壁面构型（振幅和频率）的优化问题，应采用数值模拟与试验方法进行进一步的综合研究，以评估波形壁混合增强技术在超燃冲压发动机燃料混合增强领域的作用。

（5）尽管目前在超燃冲压发动机燃料混合增强技术领域中出现了较多的混合增强方式，但大部分方法仍处于理论与试验研究阶段，在实际应用中往往会出现各种问题，如总压损失与阻力增加，以及额外热防护需求等。这些问题都会对燃烧室设计与性能产生不利影响，从而限制了混合增强技术的应用。因此，选择理想的混合增强方案，在增强燃料穿透混合的同时又不会带来较高的总压损失，成为当前领域亟需解决的关键问题，组合式的混合增强方案将是未来发展的重点方向。

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ResearchProgressonFuelMixingEnhancementTechnologyofScramjet

TangHaoran，ShenChibing*，DuZhaobo，HanYi，LiuMiaoe

（ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory，CollegeofAerospaceScienceandEngineering，

NationalUniversityofDefenseTechnology，Changsha410073，China）

Abstract：Withthedevelopmentofscramjettechnology，efficientmixingandcombustionoffuelincombustionchamberhasbecomearesearchhotspot.TheresidencetimeoffuelinthecombustionchamberisextremelyshortunderhighMachnumberflightconditions，andthemixingprocesshasanimportantimpactontheheatreleaseoffuelandincomingflow.Therefore，ahigh-efficiencyfuelinjectionschemeisneeded，andavarietyofmixingenhancementapproacheshavebeenproposedandstudied.Inthispaper，theresearchprogressofmixingenhancementapproaches，suchastransverseinjection，cavity，shock/shearlayerinteractionandwavywall，arereviewed，andthemechanismandcharacteristicsofvariousmixingenhancementapproachesaresummarized.Finally，thefutureresearchdirectionsofmixingenhancementtechnologyisprospected.

Keywords：

scramjet；mixingenhancement；transverseinjection；cavity；incidentshockwave；wavywall

收稿日期：2022-04-28

基金项目：国家自然科学基金项目（12072367）;湖南省自然科学基金项目（2022JJ4666）;湖南省研究生科研创新项目（CX20210023）

作者简介：唐浩然（1993-），男，山东淄博人，硕士研究生。

*通信作者：沈赤兵（1968-），男，湖南常德人，博士，研究員，博士生导师。