劉 昊，張蒙正，豆飛龍

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板研究綜述

劉 昊，張蒙正，豆飛龍

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板工程設(shè)計(jì)及應(yīng)用為研究目標(biāo)，從燃料/空氣摻混增強(qiáng)、燃燒強(qiáng)化、支板/凹腔一體化穩(wěn)焰、支板阻力及支板熱防護(hù)5個(gè)方面對(duì)國內(nèi)外超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中支板研究現(xiàn)狀進(jìn)行回顧與總結(jié)。認(rèn)為支板可靠熱防護(hù)是限制其工程應(yīng)用的瓶頸，建議：1）采用燃料側(cè)噴，利用超聲速擾流氣動(dòng)摻混替代尾部交錯(cuò)結(jié)構(gòu)機(jī)械摻混，降低支板阻力及熱防護(hù)難度；2）飛行Ma＞7時(shí)，放棄支板/凹腔一體化結(jié)構(gòu)，并使支板遠(yuǎn)離燃燒區(qū)域高溫燃?xì)猓瑑H承受來流熱沖擊，以便現(xiàn)有材料及冷卻技術(shù)能夠解決支板熱防護(hù)問題，且此時(shí)支板阻力主要取決于來流條件，推薦采用帶有前緣角度、后掠結(jié)構(gòu)的薄支板以減小支板阻力；3）結(jié)合多種手段對(duì)支板進(jìn)行綜合熱防護(hù)，實(shí)現(xiàn)支板長時(shí)間可靠工作。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；支板；綜述

0 引言

自20世紀(jì)70年代美國Langley研究中心在超燃燃燒室中首次采用支板實(shí)現(xiàn)燃料噴注［1］以來，由于其優(yōu)異的摻混增強(qiáng)及燃燒強(qiáng)化作用，支板成為超燃燃燒室研究熱點(diǎn)之一，并被廣泛應(yīng)用于燃燒室設(shè)計(jì)之中。

采用支板噴注燃料時(shí)，支板布置于燃燒室核心流之中，燃料從支板側(cè)面垂直主流或底部平行主流噴注，能夠獲得良好的空間分布及混合效果；同時(shí)支板底部存在回流區(qū)，使得火焰得以駐定；此外，支板附面層脫落形成的自由剪切層失穩(wěn)誘發(fā)的大尺度擬序結(jié)構(gòu)對(duì)于燃料/空氣摻混增強(qiáng)及燃燒強(qiáng)化具有重要作用。

然而，支板直接插入到燃燒室核心流當(dāng)中，在超聲速氣流中形成強(qiáng)激波并引起氣流總壓損失，產(chǎn)生支板阻力；同時(shí)，支板暴露在高溫高焓氣流之中，前緣駐點(diǎn)附近的熱流密度大，熱環(huán)境惡劣，對(duì)材料及冷卻技術(shù)提出了很高的要求。

如何平衡支板摻混增強(qiáng)及燃燒強(qiáng)化與支板阻力及熱防護(hù)之間的矛盾，設(shè)計(jì)出具有工程應(yīng)用價(jià)值的支板是超燃燃燒室設(shè)計(jì)需要解決的核心問題及難點(diǎn)。本文通過從燃料/空氣摻混增強(qiáng)、燃燒強(qiáng)化、支板/凹腔一體化穩(wěn)焰、支板阻力及熱防護(hù)5個(gè)方面對(duì)超燃燃燒室支板的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了回顧與總結(jié)，為支板工程設(shè)計(jì)提出可行解決方案，并結(jié)合筆者個(gè)人學(xué)習(xí)及工作經(jīng)驗(yàn)，就支板后續(xù)研究提出一些建議和思考。

1 燃料/空氣摻混增強(qiáng)

燃料/空氣的有效摻混是超燃燃燒室研制首要解決的基本問題之一，亦是促使支板概念的提出并應(yīng)用于超燃燃燒室的驅(qū)動(dòng)力。支板直接將燃料注入超聲速核心流之中，在獲得良好的燃料空間分布同時(shí)，能夠通過對(duì)氣流的擾動(dòng)作用強(qiáng)化燃料/空氣摻混。目前，關(guān)于支板燃料/空氣摻混增強(qiáng)的研究主要集中在支板結(jié)構(gòu)和燃料噴注方式2個(gè)方面。

1.1 支板結(jié)構(gòu)

支板結(jié)構(gòu)對(duì)于燃料/空氣摻混影響的研究主要集中在支板高度、寬度、后掠角及前緣楔角等方面，尾部帶有交錯(cuò)結(jié)構(gòu)的支板能夠顯著改善燃料/空氣摻混，更是受到了國內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注。

李智等在來流Ma=2.5條件下，用二氧化碳模擬氣態(tài)燃料，試驗(yàn)研究了支板高度、寬度、后掠角度及交錯(cuò)尾翼等結(jié)構(gòu)因素對(duì)超聲速混合過程的影響［2］。結(jié)果表明，高支板獲得了最大的燃料穿透深度，寬支板獲得了最佳的燃料橫向擴(kuò)散，采用交錯(cuò)尾翼支板獲得了最好的燃料/空氣混合，而支板后掠角度對(duì)燃料超聲速混合的影響較小。Capt等通過對(duì)5種不同寬度及高度支板的流場(chǎng)數(shù)值仿真發(fā)現(xiàn)，支板寬度及高度的增加會(huì)引起支板后回流區(qū)尺度的增加，從而強(qiáng)化了支板后摻混，但需付出額外的總壓損失［3］。Kuang等數(shù)值仿真結(jié)果則表明，大的前緣楔角能夠增大支板尾跡區(qū)，獲得更好的摻混［4］。

任春雷采用平面激光成像技術(shù)對(duì)支板流場(chǎng)觀測(cè)發(fā)現(xiàn)，通過在支板尾部采用交錯(cuò)結(jié)構(gòu)引入流向渦可以有效增強(qiáng)燃料與空氣混合，燃料噴入流場(chǎng)后迅速充滿流向渦，并隨流向渦的發(fā)展實(shí)現(xiàn)在流場(chǎng)中的分布與擴(kuò)散［5］。Tetsuji等對(duì)帶有不同尾部交錯(cuò)結(jié)構(gòu)支板的試驗(yàn)研究表明，由支板尾部結(jié)構(gòu)誘發(fā)的初始流向渦結(jié)構(gòu)，對(duì)燃料射流大尺度渦結(jié)構(gòu)演化及混合區(qū)增長過程影響很大［6］。蘇義等及Jason等的研究結(jié)果亦表明，通過在支板尾部采用交錯(cuò)結(jié)構(gòu)誘發(fā)流向渦，能夠增加燃料/空氣接觸面積及支板底部近場(chǎng)混合區(qū)體積，加快燃料在主流當(dāng)中的擴(kuò)散，增強(qiáng)混合［7-9］。

1.2 噴注方式

關(guān)于噴注方式的研究主要集中在噴注位置對(duì)燃料/空氣摻混的影響。此外，有關(guān)學(xué)者亦研究了噴注壓降、噴射角度及噴孔形狀等因素對(duì)超聲速混合過程的影響。

蘇義等在來流Ma=2.7，靜溫T=641 K，靜壓p=86.6 kPa條件下，采用高速紋影觀測(cè)及數(shù)值仿真研究了支板噴注氫氣及液態(tài)煤油與超聲速主流空氣摻混過程［7-8］。研究表明，與支板底部順流噴注相比，2種燃料從支板側(cè)面垂直主流噴注時(shí)，燃料在主流當(dāng)中擴(kuò)散得更快，混合得更好；對(duì)于液態(tài)煤油，隨著燃料噴注壓降的提高，液體噴流穿透深度提高、霧化錐角增大、霧化距離增加。冮強(qiáng)等及宗有海的研究亦表明，液態(tài)燃料垂直氣流噴射方式在破碎、霧化效果以及摻混范圍上要優(yōu)于順氣流噴射方式［10-11］。

劉世杰采用RANS/LES方法完成了圖1所示的三角前緣支板側(cè)噴及順噴流場(chǎng)仿真［12］，支板來流邊界條件為Ma=2.7、靜溫T=641 K及靜壓p= 86.6 kPa。計(jì)算結(jié)果表明：當(dāng)燃料從支板側(cè)壁噴注時(shí)，燃料的擴(kuò)散受垂直噴射所引起的渦結(jié)構(gòu)和支板尾部剪切層發(fā)展的共同影響，燃料與主流的混合效果較好；當(dāng)燃料從支板尾部順流噴注時(shí)，燃料擴(kuò)散主要是通過支板尾部剪切層的發(fā)展而進(jìn)行的，而超聲速流中可壓剪切層發(fā)展緩慢，并且兩剪切層內(nèi)方向相反的大渦結(jié)構(gòu)在流場(chǎng)下游相互抵消，限制了燃料與主流的混合；燃料的角度噴射僅對(duì)噴孔附近流場(chǎng)有較大影響，改變了燃料的穿透度與流場(chǎng)展向分布范圍，但總的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)與垂直側(cè)噴一致。

圖1 劉世杰采用的支板結(jié)構(gòu)Fig.1 Strut structure used by Liu Shijie

Chung等通過對(duì)14種支板流場(chǎng)的數(shù)值模擬，研究了不同噴注位置對(duì)燃料/空氣摻混過程的影響，綜合考慮燃料混合效率及氣流損失，建議采用支板側(cè)壁及尾部同時(shí)噴注燃料［13］。Kuang等的數(shù)值仿真結(jié)果則表明，支板頂部噴注燃料并不能改善燃料橫向穿透深度［4］。

此外，還有學(xué)者采用高級(jí)數(shù)值仿真方法對(duì)支板流場(chǎng)開展了精細(xì)模擬，深化了對(duì)支板繞流結(jié)構(gòu)及摻混增強(qiáng)機(jī)理的認(rèn)識(shí)。劉昊采用大渦模擬（Large Eddy Simulation，LES） 獲得了支板噴注燃料流場(chǎng)詳細(xì)結(jié)構(gòu)，圖2給出了計(jì)算獲得的支板噴流流場(chǎng)數(shù)值紋影。計(jì)算結(jié)果表明由激波與不穩(wěn)定剪切層的相互作用形成、發(fā)源于剪切層的大尺度擬序結(jié)構(gòu)是強(qiáng)化燃料與主流空氣混合的主導(dǎo)因素［14］。汪洪波等采用大渦模擬計(jì)算發(fā)現(xiàn)，冷流條件下，大尺度湍流渦通過卷吸、拉伸運(yùn)動(dòng)主導(dǎo)支板尾跡區(qū)的近場(chǎng)混合，并通過破碎過程影響遠(yuǎn)場(chǎng)混合［15］。

圖2 支板燃料噴注流場(chǎng)LES計(jì)算結(jié)果Fig.2 Calculated result of strut's fuel injection flow field got by LES

2 燃燒強(qiáng)化

支板作為燃料噴注裝置獲得良好燃料/空氣摻混效果的同時(shí)，其底部低速回流區(qū)具備一定的火焰穩(wěn)定能力，因而支板對(duì)于強(qiáng)化燃燒過程、提高燃燒性能具有重要意義。

劉世杰等利用高速攝影和高速紋影對(duì)超燃燃燒室支板噴注燃料的燃燒、流動(dòng)過程進(jìn)行了觀測(cè)。試驗(yàn)結(jié)果表明：燃料的噴注方式對(duì)超聲速燃燒流場(chǎng)的火焰分布有著很大的影響，支板側(cè)噴方案較尾噴具有更好的燃燒效果。研究同時(shí)發(fā)現(xiàn)，燃燒流動(dòng)強(qiáng)烈耦合，燃燒引起流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化會(huì)極大地改變?nèi)剂系膰娮?、擴(kuò)散和混合過程［12，16］。

宋岡霖等對(duì)采用支板的超燃燃燒室化學(xué)反應(yīng)流場(chǎng)開展了數(shù)值仿真，計(jì)算發(fā)現(xiàn)，采用帶后緣支板不僅能夠提高主流與凹腔的質(zhì)量交換律，并且能夠擴(kuò)大支板后部回流區(qū)及燃燒區(qū)域面積，從而使煤油燃料燃燒效率提高2.8%～5.8%［17］。宗有海及Ramya等研究結(jié)果亦表明，采用支板能夠強(qiáng)化燃燒過程，顯著提高燃燒效率［11，18］。李海軍等計(jì)算結(jié)果則表明，支板改善燃燒所獲得的性能收益大于其所付出的氣流總壓損失，綜合表現(xiàn)為采用支板時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)獲得了更高的比沖［19］。

3 支板/凹腔一體化穩(wěn)焰

將支板燃料混合增強(qiáng)效果與凹腔火焰穩(wěn)定能力相結(jié)合，獲得更優(yōu)的燃燒室性能，是近年來支板研究的一個(gè)重要方向。

Andrew等較早開展了支板/凹腔一體化火焰穩(wěn)定試驗(yàn)及數(shù)值仿真，研究發(fā)現(xiàn)，支板底部膨脹引起的低壓區(qū)在凹腔內(nèi)部形成強(qiáng)的回流，支板尾跡中的回流強(qiáng)化了主流與凹腔之間的質(zhì)量交換，由于質(zhì)量交換的增強(qiáng)及支板尾跡的綜合作用增大了混合面積，從而增強(qiáng)了火焰穩(wěn)定性能［20-21］。Chaitanya等及趙延輝的計(jì)算及試驗(yàn)研究亦獲得類似的結(jié)果［22-23］。劉金林的數(shù)值仿真結(jié)果則表明，支板與凹腔橫向組合時(shí)，凹腔內(nèi)回流區(qū)卷吸作用強(qiáng)于縱向組合［24］。Hsu等試驗(yàn)研究了圖3所示的支板/凹腔組合及燃料噴注方式對(duì)燃燒特性的影響，試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在支板上游側(cè)噴燃料獲得了最好的燃燒效果，而在支板底部噴油會(huì)引起尾跡區(qū)局部富油不利于燃燒；在凹腔內(nèi)噴油顯著促進(jìn)了凹腔及支板尾跡區(qū)內(nèi)的燃燒，能夠拓寬凹腔火焰穩(wěn)定范圍［25］。

圖3 Hsu等采用的支板/凹腔組合方式Fig.3 Strut/cavity assembly mode used by Hsu

此外，陳立紅等開展了基于支板/凹腔一體化燃燒室的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)，結(jié)果表明支板/凹腔一體化燃燒室可以組織起較為理想的燃燒，并獲得一定的推力性能［26］。冮強(qiáng)等則開展了基于支板/凹腔一體化火焰穩(wěn)定的燃燒室直連試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了模擬飛行Ma=4～5寬當(dāng)量比范圍可靠點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒［10］。

4 支板阻力

超聲速氣流流經(jīng)支板產(chǎn)生激波，激波抬升了支板迎風(fēng)面壓力，而支板背風(fēng)面氣流突然膨脹，壓力低于迎風(fēng)面，從而形成了支板阻力。燃燒室無化學(xué)反應(yīng)冷態(tài)及化學(xué)反應(yīng)熱態(tài)條件下，支板前激波串結(jié)構(gòu)存在差異，因此關(guān)于支板減租的研究集中在冷態(tài)阻力和熱態(tài)阻力2個(gè)方面。

蘇義等基于直連試驗(yàn)臺(tái)推力測(cè)量裝置對(duì)支板冷態(tài)阻力開展了試驗(yàn)研究，研究發(fā)現(xiàn)，支板的冷態(tài)阻力隨支板高度的增加而增加，隨支板的后掠角的增加而減小［27］。鮑文等采用數(shù)值方法研究了支板后掠角對(duì)阻力系數(shù)的影響，計(jì)算結(jié)果表明，隨著后掠角的變化，支板阻力系數(shù)并未發(fā)現(xiàn)明顯變化，但是隨著飛行速度的提高，支板阻力系數(shù)有所降低［28］。Chung等對(duì)不同結(jié)構(gòu)的支板流場(chǎng)數(shù)值仿真結(jié)果則表明，采用圖4所示結(jié)構(gòu)的帶有前緣角且尾部適度后掠的支板能夠獲得總壓恢復(fù)與摻混效果之間較好的平衡［29］。

圖4 Chung等推薦的支板結(jié)構(gòu)Fig.4 Strut structure recommended by Chung

劉世杰等利用高速攝影試驗(yàn)研究了支板熱態(tài)阻力，試驗(yàn)?zāi)M飛行高度24 km，飛行馬赫數(shù)5.5。通過對(duì)帶有支板的燃燒室燃燒及流動(dòng)過程觀測(cè)發(fā)現(xiàn)，在高當(dāng)量比下，燃燒室內(nèi)發(fā)生熱力壅塞，支板阻力較冷態(tài)大幅減?。?0］。蘇義等試驗(yàn)結(jié)果亦表明，支板熱態(tài)阻力小于冷態(tài)阻力，并隨著當(dāng)量比的增加而減?。?7］。

5 熱防護(hù)

支板暴露超聲速氣流當(dāng)中，在對(duì)流及輻射換熱雙重作用下，其前緣駐點(diǎn)熱環(huán)境非常惡劣，熱流密度達(dá)到MW/m2甚至十幾MW/m2量級(jí)［31-32］，因此，要確保支板能夠長時(shí)間可靠工作，必須深入開展熱防護(hù)研究。目前，支板熱防護(hù)研究主要集中在以下3個(gè)方面。

5.1 復(fù)合材料

Bouquetc等在模擬飛行來流Ma=8條件下，試驗(yàn)研究了圖5所示的不同前緣半徑的C/SiC材料支板熱防護(hù)性能。試驗(yàn)結(jié)果表明，前緣半徑1.25 mm的支板能夠可靠工作150 s［33］。Marc等對(duì)采用C/C復(fù)合材料的氫燃料主動(dòng)冷卻支板開展的試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)支板前緣半徑小于2 mm時(shí)，支板可在模擬飛行來流Ma=12條件下可靠工作，并且耐高溫材料的使用可以允許燃料溫度超過1 000 K［34］。Felix等則在支板來流總溫1 920 K條件下試驗(yàn)驗(yàn)證了C/SiC復(fù)合材料支板長時(shí)間工作的可靠性［35］。

圖5 Bouquetc等采用的C/SiC支板Fig.5 C/SiC strut used by Bouquetc

5.2 主動(dòng)冷卻

Killackey等較早的開展了氫燃料主動(dòng)冷卻支板研究，支板材料選用Nickel-200，熱防護(hù)重點(diǎn)為支板前緣，并對(duì)支板前緣單獨(dú)設(shè)計(jì)了冷卻通道進(jìn)行熱防護(hù)［36］。Semenov將2塊金屬板焊在一起，在金屬板的內(nèi)表面布置凹槽作為碳?xì)淙剂系牧鞯?，燃料通過支板內(nèi)部時(shí)吸收支板的熱量，起到冷卻的作用，試驗(yàn)結(jié)果表明這種結(jié)構(gòu)有很好的冷卻效果［37］。陳同銀等設(shè)計(jì)了主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)支板，材料為Inconel625，在Ma=2.5，總溫1 920 K，總壓1.45 MPa，空氣流量1.35 kg/s及燃料流量31.5 g/s條件下開展了支板熱防護(hù)研究，試驗(yàn)后支板主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)完好，但支板前緣部分燒蝕，作者指出支板前緣需要相對(duì)特殊的冷卻通道設(shè)計(jì)，同時(shí)采用前緣圓倒角，將有效地控制前緣溫度［38］。

5.3 輔助冷卻

孫冰等對(duì)支板前緣金屬結(jié)構(gòu)再生冷卻、耐燒蝕材料熱防護(hù)和氣體噴射熱防護(hù)3種方案進(jìn)行了對(duì)比研究。計(jì)算結(jié)果表明：金屬結(jié)構(gòu)再生冷卻方案無法對(duì)支板進(jìn)行有效的熱防護(hù)，而耐燒蝕材料方案可以在飛行馬赫數(shù)8以下起到很好的熱防護(hù)效果，當(dāng)馬赫數(shù)大于8時(shí)，則只有氣體噴射方案可以實(shí)現(xiàn)有效的熱防護(hù)［31］。蔣勁等在電弧加熱設(shè)備上驗(yàn)證了帶有隔熱涂層的噴油支桿熱防護(hù)性能，來流條件為Ma=2.67，總溫1 900 K及總壓2.53 MPa，帶有隔熱涂層的支桿經(jīng)過50 s試驗(yàn)后情況良好，試后金相分析表明，有涂層保護(hù)的支桿合金結(jié)構(gòu)較無涂層保護(hù)的金相組織致密、均一，說明涂層有效抵制了合金的氧化，且與合金結(jié)合緊密［39］。Motoyama則建議通過在鈍體頭錐前段設(shè)置一個(gè)尖劈來改變其前端流場(chǎng)，在鈍體前段滯止點(diǎn)區(qū)域產(chǎn)生回流區(qū)，從而降低支板前緣的熱流密度［40］。 此外，熊宴斌等還對(duì)發(fā)汗與沖擊冷卻支板開展了試驗(yàn)及數(shù)值計(jì)算研究［41-42］。

6 建議與思考

燃料側(cè)噴、采用帶有交錯(cuò)結(jié)構(gòu)尾部均為增強(qiáng)支板噴注燃料/空氣摻混的有效途徑，但支板尾部交錯(cuò)結(jié)構(gòu)帶來的加工、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及熱防護(hù)等不利因素限制了其向工程應(yīng)用的推廣。筆者推薦的一種可行支板噴注燃料/空氣摻混增強(qiáng)措施為：燃料側(cè)噴，利用支板超聲速擾流流動(dòng)特性，通過支板附面層失穩(wěn)誘發(fā)的大尺度擬序結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)燃料/空氣高效摻混，以氣動(dòng)摻混替代機(jī)械摻混，降低支板阻力及熱防護(hù)難度。

支板/凹腔一體化設(shè)計(jì)在強(qiáng)化燃燒及拓展穩(wěn)焰邊界方面表現(xiàn)優(yōu)異，但支板與凹腔一體化后，易于在凹腔局部劇烈釋熱形成亞聲速區(qū)域，火焰逆?zhèn)鲗?dǎo)致支板暴露于火焰之中，增加了支板熱防護(hù)難度。結(jié)合筆者學(xué)習(xí)及工作經(jīng)驗(yàn)，建議：飛行Ma≤7時(shí)，來流溫度較低，現(xiàn)有材料及冷卻技術(shù)能夠?qū)χО暹M(jìn)行可靠熱防護(hù)，推薦采用支板/凹腔一體化設(shè)計(jì)，獲得高的燃燒性能；而飛行Ma＞7時(shí)，來流溫度較高，建議將支板布置于凹腔上游，使支板功能退化為單一燃料噴注部件，此時(shí)支板遠(yuǎn)離燃燒區(qū)域高溫燃?xì)?，僅承受來流熱沖擊，現(xiàn)有材料及冷卻技術(shù)亦能對(duì)支板實(shí)現(xiàn)可靠熱防護(hù)。

目前，主要集中于飛行馬赫數(shù)7以下支板阻力研究，國內(nèi)外相關(guān)學(xué)者及筆者的理論分析、數(shù)值仿真及試驗(yàn)研究均表明，飛行馬赫數(shù)7以下燃燒室通過熱力學(xué)壅塞組織寬范圍高效燃燒，此時(shí)支板冷態(tài)阻力不容忽視，但熱態(tài)下，由于燃燒引起壓力升高降低了流經(jīng)支板的氣流Ma數(shù)，支板阻力有所減小，特別是燃燒室形成熱力壅塞條件下，支板處于亞聲速氣流阻力大幅降低，因此不用太過于關(guān)注支板結(jié)構(gòu)形式及噴注方式對(duì)支板阻力的影響。結(jié)合上文分析，飛行Ma＞7時(shí)，考慮支板可靠熱防護(hù)，必須使支板遠(yuǎn)離燃燒區(qū)域，此時(shí)支板阻力主要取決于來流條件，支板冷、熱態(tài)阻力差異不大，為減小支板阻力，應(yīng)采用帶有前緣角度、后掠結(jié)構(gòu)的薄支板。

支板長時(shí)可靠熱防護(hù)為限制支板工程應(yīng)用的瓶頸，從目前研究情況來看，單一采用主動(dòng)冷卻或復(fù)合材料很難解決這一問題，將多種手段結(jié)合起來對(duì)支板進(jìn)行綜合熱防護(hù)應(yīng)是實(shí)現(xiàn)支板長時(shí)間可靠工作的一個(gè)有效途徑。

7 結(jié)束語

如何平衡支板摻混增強(qiáng)及燃燒強(qiáng)化收益與所付出的阻力及熱防護(hù)懲罰，是支板工程設(shè)計(jì)首要妥善解決的問題。利用支板擾流氣動(dòng)特性增強(qiáng)混合及燃燒、根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)具體工作條件靈活處理支板與燃燒的耦合及解耦，應(yīng)是實(shí)現(xiàn)超聲速氣流中低阻、高效燃燒及支板可靠熱防護(hù)的一個(gè)有效途徑。

此外，工程層面進(jìn)行大尺度燃燒室設(shè)計(jì)時(shí)，如何巧妙利用支板流道分割及結(jié)構(gòu)支撐作用，降低大尺度燃燒組織難度、優(yōu)化燃燒室結(jié)構(gòu)，未來研究應(yīng)給予足夠關(guān)注。

［1］ROGERS R C，CAPRIOTTI D P，GUY R W.Experimental supersonic combustion research at NASA Langley：AIAA-98-2506［R］.USA：AIAA，1998.

［2］李智，陳立紅，顧洪斌，等.小支板增強(qiáng)超聲速混合的實(shí)驗(yàn)研究［C］//CSTAM-2010-0045.第三屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議論文集.無錫：［S.n.］，2010.

［3］MATTHEWCapt，BAGG G，GREENDYKE Robert.Computational analysis of strut induced mixing in a scram-jet：AIAA-2009-1253［R］.USA：AIAA，2009.

［4］HSU Kuang-Yu，CARTER C D，GRUBER M R，et al. Mixing study of strut injectors in supersonic flows：AIAA-2009-5226［R］.USA：AIAA，2009.

［5］任春雷.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板混合增強(qiáng)機(jī)理研究［D］.長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2009.

［6］SUNAMI Tetsuji，SCHEEL Frithjof.Analysis of mixing enhancement using streamwise vortices in a supersonic combustor by application of laser diagnostics：AIAA 2002-5203［R］.USA：AIAA，2002.

［7］蘇義.支板超聲速混合增強(qiáng)技術(shù)及其阻力特性研究［D］.長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2006.

［8］蘇義，劉衛(wèi)東.支板超聲速冷流流場(chǎng)及液體噴流混合特性［J］.推進(jìn)技術(shù)，2009，30（6）：661-665.

［9］DOSTER J C，KING P I，GRUBER M R，et al.Pylon fuel injector design for a scramjet combustor：AFRL-RZ-WPTP-2008-2194［R］.USA：AFRL，2008.

［10］冮強(qiáng)，周樂儀，覃正，等.液體碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板凹槽穩(wěn)焰技術(shù)試驗(yàn)［J］.推進(jìn)技術(shù)，2011，32（5）：680-683.

［11］宗有海.基于支板噴射技術(shù)的液體碳?xì)淙剂铣曀偃紵M織研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2013.

［12］劉世杰.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板流場(chǎng)RANS/LES模擬及燃燒過程試驗(yàn)研究［D］.長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研究生院，2007.

［13］TAM Chung-Jen，HSU Kuang-Yu，GRUBER M R，et al. Fuel/air mixing characteristics of strut injections for scramjet combustor applications：AIAA-2008-6925［R］. USA：AIAA，2008.

［14］劉昊.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室大渦數(shù)值模擬研究［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2012.

［15］汪洪波，孫明波，范周琴，等.支板噴射超聲速湍流燃燒的大渦模擬［J］.推進(jìn)技術(shù)，2012，33（4）：552-558.

［16］劉世杰，潘余，劉衛(wèi)東.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板噴射燃料的燃燒過程試驗(yàn)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2009，24（1）：55-59.

［17］宋岡霖，冮強(qiáng)，王遼，等.碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板凹腔一體化穩(wěn)焰性能研究 ［J］.推進(jìn)技術(shù)，2013，34（11）：1499-1506.

［18］HANDE R P，MARATHE A G..A computational study on supersonic combustion with struts as flame holder：AIAA-2008-4712［R］.USA：AIAA，2008.

［19］李海軍，郭印誠，伍智超.燒蝕支板對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室性能的影響［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)，2011，32（8）：1413-1417.

［20］FREEBORN A B，KING P I，GRUBER M R.Leading edge pylon effects on a scramjet pylon-cavity flame holder flow field：AIAA-2008-4709［R］.USA：AIAA，2008.

［21］FREEBORN A B，KING P I，GRUBER M R.Characterization of pylon effects on a scramjet cavity flame holder flow field：AIAA-2008-86［R］.USA：AIAA，2008.

［22］GHODKE C D，CHIOI J J，SRINIVASAN S，et al.Large eddy simulation of supersonic combustion in a cavity-strut flameholder：AIAA-2011-323［R］.USA：AIAA，2011.

［23］趙延輝.基于凹腔-支板火焰穩(wěn)定器的超聲速燃燒室實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬研究［D］.長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研究生院，2011.

［24］劉金林.乙烯超燃燃燒室支板/凹腔結(jié)構(gòu)組合的數(shù)值研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工程大學(xué)，2012.

［25］HSU K Y，CARTER C D，GRUBER M R，et al.Experimental study of cavity-strut combustion in supersonic flow［J］.Journal of propulsion and power，2010，26（6）：1237-1246.

［26］陳立紅，顧洪斌，張新宇.支板凹腔一體化超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)研究［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)，2007，28（4）：717-719.

［27］蘇義，劉衛(wèi)東.支板阻力特性實(shí)驗(yàn)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2009，24（12）：2643-2648.

［28］BAO Wen，ZONG Youhai.Effects of strut swept angle on the drag of scramjet：AIAA-2009-5333［R］.USA：AIAA，2009.

［29］TAM Chung-Jen，HSU Kuang-Yu，GRUBER M R，et al. Aerodynamic performoance of an injector strut for a round scramjet combustor：AFRL-RZ-WP-TP-2008-2067［R］.USA：AFRL，2008.

［30］劉世杰，潘余，劉衛(wèi)東.帶支板超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流動(dòng)過程試驗(yàn)研究［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2009，29（1）：166-168.

［31］孫冰，鄭力銘.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板熱環(huán)境及熱防護(hù)方案［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21（2）：336-341.

［32］RENE-CORAIL M，ROTHMUND C H，F(xiàn)ERRANDON O.A hydrogen cooled injection strut design for scramjet：AIAA-1996-4511［R］.USA：AIAA，1996.

［33］BOUQUE T，F(xiàn)ISCHER R.Composite technologies development status for scramjet applications：AIAA-2003-6917［R］.USA：AIAA，2003.

［34］BOUCHEZ Marc，SAUNIER Emmanuel.Advanced carbon/carbon injection strut for actual scramjet：AIAA-1996-4567［R］.USA：AIAA，1996.

［35］CHEN F F，TAM W F，SHIMP N R.An innovative thermal management system for a Mach 4 to Mach 8 hypersonic scramjet engine：AIAA-1998-3734［R］.USA：AIAA，1998.

［36］KILLACKEY J J，KATINSZKY E A，TEPPER S，et al. Thermal-structural design study of an airframe-integrated scramjetfinalreport：NASA-CR-159039［R］.USA：NASA，1979.

［37］SEMENOV V L.The possibilityinvestigation ofstrutfuel feed system use in scramjet combustors on results of tests with hydrocarbon fuel：ADA-332687［R］.USA：ADA，1997.

［38］陳同銀，仲峰泉，王晶等.超聲速燃燒輔助噴油支板的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究［C］//第三屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議論文集，無錫：［S.n.］，2010.

［39］蔣勁，張若凌，楊樣，劉偉雄.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)典型部件熱防護(hù)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013，28（9）：1921-1926.

［40］MOTOYAMA N，MIHARA K，MIYAJIMA R，et al. Thermal protection and drag reduction with the use of spike in hypersonic flow：AIAA-2001-1828［R］.USA：AIAA，2001.

［41］熊宴斌，祝銀海，姜培學(xué)，等.單相液體發(fā)汗冷卻規(guī)律試驗(yàn)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013，28（9）：1956-1961.

［42］XIONG Y B，ZHU Y H，JIANG P X.Numerical simulation of transpiration cooling for sintered metal porous strut of the scramjet combustion chamber［C］//Proceedings of International Workshop on Heat Transfer Advances for CFD and Numerical Heat/Mass Transfer.［S.l.：s.n.］，2011：111-121.

（編輯：馬 杰）

Research on strut of scramjet engine

LIU Hao，ZHANG Mengzheng，DOU Feilong
（Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

The engineering design and application of the strut for the scramjet engine is the research goal in this paper.The research status of the strut for the scramjet engine is described in five aspects of fuel/air mixing enhancement，combustion reinforcement，strut/cavity integration flame holding，strut resistance and strut thermal protection.The reliable protection of the strut is regarded as a bottleneck restricting its engineering application，so some suggestions are：1）Fuel side-blown is adopted，and the pneumatic mixing of supersonic turbulent flow is utilized to replace mechanical mixing of the tail staggered structure to reduce the resistance on the strut and the difficulty of thermal protection；2）When the flight speed is Ma＞7，the strut/cavity integration structure is given up to make the strut be far away from the high temperature fuel in the combustion area，and make it only suffer from the coming flow's thermal impact，so that the available materials and cooling technologies can solve thermal protection issue of the strut，and at this moment，the strut resistance is determined by the condition of the coming flow，so the thin strut with a leading edge tilt and sweepback structure isrecommended；3）A variety of means are combined to provide the synthetical thermal protection for the strut to realize the long-time reliable working.

scramjet；strut；reviewliquid

V439-34

A

1672-9374（2016）05-0074-08

2016-02-20；

2016-04-13

劉昊（1984—），男，博士，高級(jí)工程師，研究領(lǐng)域?yàn)榻M合推進(jìn)燃燒技術(shù)