唐浩然 沈赤兵 杜兆波 韓毅 劉苗娥

引用格式：唐浩然，沈赤兵，杜兆波，等.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料混合增強(qiáng)技術(shù)研究進(jìn)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：隨著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)燃料的高效混合與燃燒技術(shù)成為了研究熱點(diǎn)。由于在高馬赫數(shù)飛行條件下，燃料在燃燒室內(nèi)駐留時(shí)間極短，而混合過(guò)程對(duì)燃料和來(lái)流的熱釋放具有重要影響，因此需要一種具有高混合效率的燃料噴注方案，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)此提出了多種混合增強(qiáng)技術(shù)。本文對(duì)壁面橫向射流、凹腔、激波/剪切層干擾以及波形壁混合增強(qiáng)方法的研究進(jìn)展進(jìn)行了綜述，梳理總結(jié)了各類(lèi)方法的混合增強(qiáng)機(jī)理與主要特點(diǎn)，并提出對(duì)混合增強(qiáng)技術(shù)未來(lái)研究方向的展望。

關(guān)鍵詞：超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；混合增強(qiáng)；橫向射流；凹腔；入射激波；波形壁

中圖分類(lèi)號(hào)：TJ760.1；V43

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1673-5048（2023）01-0080-15

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0085

0引言

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)被認(rèn)為是目前實(shí)現(xiàn)飛行器在大氣層內(nèi)高超聲速飛行的最佳推進(jìn)系統(tǒng)之一，由于其具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、成本低、無(wú)需攜帶額外氧化劑等優(yōu)點(diǎn)［1-4］，已經(jīng)成為當(dāng)前航空航天領(lǐng)域研究的重點(diǎn)之一。高馬赫數(shù)飛行條件下燃燒室內(nèi)氣流以超聲速運(yùn)動(dòng)，在有限的空間尺度內(nèi)氣流駐留時(shí)間極短，僅為毫秒量級(jí)，在短時(shí)間內(nèi)需要完成燃料的噴注、混合、點(diǎn)火和燃燒等物理化學(xué)過(guò)程，因此燃燒室內(nèi)實(shí)現(xiàn)燃料和超聲速氣流的充分混合是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵之一［5-6］。

幾十年來(lái)，許多學(xué)者對(duì)超聲速流動(dòng)中燃料的混合增強(qiáng)技術(shù)進(jìn)行了研究，Seiner等［7］對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中常用的混合增強(qiáng)裝置進(jìn)行了歸納和梳理，將其劃分為主動(dòng)混合增強(qiáng)裝置與被動(dòng)混合增強(qiáng)裝置，文獻(xiàn)［8-9］對(duì)各種混合增強(qiáng)方法的優(yōu)勢(shì)和缺點(diǎn)進(jìn)行了總結(jié)，并對(duì)未來(lái)的發(fā)展方向做出了展望，表1給出了常見(jiàn)的混合增強(qiáng)方法及其混合增強(qiáng)機(jī)理。

被動(dòng)混合增強(qiáng)方法有利于擴(kuò)大射流/來(lái)流接觸面積，但是以犧牲一定的總壓為代價(jià)；而主動(dòng)混合增強(qiáng)方法是從激發(fā)流動(dòng)不穩(wěn)定性的角度出發(fā)增強(qiáng)渦運(yùn)動(dòng)和破碎，進(jìn)而提高混合效率［10］。燃料混合對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火和燃燒過(guò)程的影響非常顯著，間接決定高超聲速飛行器的全局性能。

本文選擇了幾種典型混合增強(qiáng)方法的研究進(jìn)展進(jìn)行綜述，分別對(duì)壁面橫向射流、凹腔、激波/剪切層干擾以及波形壁混合增強(qiáng)方法的研究進(jìn)展進(jìn)行梳理，總結(jié)了各波形壁［102-109］通過(guò)大尺度自激勵(lì)增強(qiáng)流動(dòng)不穩(wěn)定性類(lèi)方法的混合增強(qiáng)機(jī)理與主要特點(diǎn)，最后對(duì)混合增強(qiáng)技術(shù)未來(lái)的研究方向提出了展望。

1壁面橫向射流

壁面橫向射流是一種簡(jiǎn)單有效的混合增強(qiáng)方法，根據(jù)燃料種類(lèi)不同分為氣態(tài)橫向射流與液態(tài)橫向射流。超聲速來(lái)流中氣態(tài)氫燃料與液態(tài)碳?xì)淙剂系纳淞髁鲌?chǎng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)相似，但液態(tài)燃料在點(diǎn)火前需要經(jīng)歷射流破碎、霧化、蒸發(fā)及混合等過(guò)程，導(dǎo)致其較難實(shí)現(xiàn)在超聲速氣流中的點(diǎn)火與穩(wěn)定燃燒，從而使液態(tài)燃料射流在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用受到較多限制［110］。本文主要對(duì)氣態(tài)單孔/多孔橫向射流進(jìn)行介紹。

1.1壁面單孔橫向射流

Techer等［111］對(duì)超聲速來(lái)流中壁面單孔橫向射流流場(chǎng)進(jìn)行了研究，橫向射流與主流相互作用產(chǎn)生的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。由于噴孔出口壓力高于主流，欠膨脹燃料射流以聲速進(jìn)入流場(chǎng)后發(fā)生普朗克-邁耶膨脹，同時(shí)在超聲速來(lái)流作用下向主流偏轉(zhuǎn)，射流邊界上的恒定壓力使其向射流中軸線彎曲，從而產(chǎn)生桶狀激波與馬赫盤(pán)。射流對(duì)來(lái)流的阻礙使得射流上游形成了三維弓形激波，弓形激波沿壁面產(chǎn)生的逆壓梯度導(dǎo)致來(lái)流邊界層分離，并進(jìn)一步形成了分離激波和分離區(qū)；在噴孔下游近壁面區(qū)域，由于射流與來(lái)流的相互作用產(chǎn)生了相對(duì)于射流的繞流，進(jìn)而形成了回流區(qū)和馬蹄渦結(jié)構(gòu)；在射流下游位置還存在反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)以及近壁面旋轉(zhuǎn)渦對(duì)結(jié)構(gòu)，這些復(fù)雜的激波和渦結(jié)構(gòu)有助于促進(jìn)射流與空氣的混合。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)超聲速橫向射流流場(chǎng)進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬研究，包括射流噴孔數(shù)目、噴孔形狀、噴注角度、噴注壓比及燃料種類(lèi)等對(duì)燃燒室內(nèi)的摻混和燃燒的影響。Sun和Hu［15-17］針對(duì)超聲速（馬赫數(shù)為2.7）來(lái)流中橫向射流流場(chǎng)開(kāi)展了直接數(shù)值模擬研究，對(duì)比了不同動(dòng)量通量比工況下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。模擬計(jì)算結(jié)果顯示，射流上尾跡渦結(jié)構(gòu)的形成與馬赫盤(pán)有關(guān)，馬赫盤(pán)后與自由來(lái)流交界處存在的斜壓扭矩誘導(dǎo)產(chǎn)生了上尾跡渦，反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)的主渦結(jié)構(gòu)形成于射流羽流的側(cè)面部分，在下游由于斜壓扭矩的消失和主渦的卷吸作用，上尾跡渦與其他誘生尾跡渦共同并入主反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)，主導(dǎo)下游混合過(guò)程，并在遠(yuǎn)場(chǎng)逐漸破碎成尺度更小的渦，而壁面尾跡渦則不受主渦卷吸作用影響，如圖2所示。

Liang等［112］通過(guò)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬方法研究了超聲速（馬赫數(shù)為2.95）來(lái)流中橫向射流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及流動(dòng)機(jī)理。將基于納米顆粒的平面激光散射（NPLS）技術(shù)與油流技術(shù)相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)了實(shí)驗(yàn)流場(chǎng)可視化。在動(dòng)量通量比為7.7的條件下，NPLS技術(shù)清晰地觀察到了弓形激波、桶狀激波、馬蹄渦和分離區(qū)等典型結(jié)構(gòu)。根據(jù)油流結(jié)果識(shí)別出了V形分離泡和V形碰撞激波。通過(guò)數(shù)值計(jì)算揭示了V形分離泡周?chē)牧鲌?chǎng)結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明，碰撞激波誘導(dǎo)的V形分離泡會(huì)進(jìn)一步影響馬赫盤(pán)、反射激波和桶狀激波，反射激波使碰撞激波向兩側(cè)偏轉(zhuǎn)，而碰撞激波與桶狀激波相交則會(huì)使馬赫盤(pán)的形狀發(fā)生改變。此外，反射激波與壁面之間的相互作用導(dǎo)致近壁面區(qū)域產(chǎn)生了速度滑移，圖3為橫向射流在不同水平面上的馬赫數(shù)云圖和密度云圖。Liu等［113］通過(guò)流場(chǎng)參數(shù)分析揭示了射流周?chē)牧鬟吔鐚拥牧鲃?dòng)特性與流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，如圖4所示。

超聲速橫向來(lái)流與聲速射流之間速度剪切引起的Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定是誘導(dǎo)射流剪切層不穩(wěn)定的內(nèi)在機(jī)制，進(jìn)而影響近場(chǎng)的混合特性。Zhang等［114］使用流場(chǎng)可視化技術(shù)研究了超聲速橫向射流流場(chǎng)的瞬時(shí)流動(dòng)特性，瞬時(shí)紋影圖像（如圖5所示）顯示了迎風(fēng)面剪切層中大尺度擬序結(jié)構(gòu)的演化。由于剪切層渦的準(zhǔn)周期性脫落以及剪切層渦與激波系的相互作用，流場(chǎng)表現(xiàn)出了明顯的非定常特性。Erdem等［115］的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，由于剪切層的存在，最大湍流出現(xiàn)在馬赫盤(pán)上方桶狀激波與弓形激波的迎風(fēng)面交界處。

2020年，Sebastian等［116］研究了射流噴注角度對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，對(duì)超聲速（馬赫數(shù)為2.5）來(lái)流中沿展向傾斜噴注的射流流場(chǎng)進(jìn)行大渦模擬。結(jié)果顯示，傾斜射流的流動(dòng)特征與橫向射流相似，但因其射流噴注的不對(duì)稱(chēng)性導(dǎo)致流場(chǎng)結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜，上游形成了傾斜的弓形激波和分離區(qū)，在射流尾跡的近壁面區(qū)域形成了準(zhǔn)V形分離區(qū)，流向渦結(jié)構(gòu)如圖6所示。反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)的主渦結(jié)構(gòu)在遠(yuǎn)場(chǎng)下游形成了強(qiáng)度不對(duì)等的流向渦對(duì)，其中逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的流向渦夾帶了高動(dòng)量流體，增加了壁面附近的邊界層速度，有效抑制了邊界層的流動(dòng)分離。這種特性使得展向傾斜噴注射流成為分離控制的理想選擇。

Fan等［117］研究了噴孔形狀對(duì)超聲速（馬赫數(shù)為4）氣流中燃料射流混合機(jī)理的影響，分別對(duì)采用2/3/4波瓣形噴孔（如圖7所示）的工況進(jìn)行了數(shù)值模擬，并對(duì)射流穿透深度、燃料混合效率與環(huán)流系數(shù)進(jìn)行了比較。研究結(jié)果表明，3波瓣噴孔射流流場(chǎng)中形成了較強(qiáng)的馬蹄渦，使燃料沿展向擴(kuò)散分布，燃料混合效率較其他工況提升了約25%。

1.2壁面多孔橫向射流

與壁面單孔橫向射流相比，多孔橫向射流及其組合增強(qiáng)方法能有效促進(jìn)燃料混合并提升射流穿透深度，受到很多學(xué)者的關(guān)注與研究。Gerdroodbary等［118-120］用數(shù)值模擬的方法研究了空氣射流對(duì)超聲速橫流中單/多孔氫氣射流混合特性的影響。通過(guò)設(shè)置不同噴孔數(shù)量的燃料噴注陣列，在相同條件下（馬赫數(shù)為4，燃料總當(dāng)量比為0.5）針對(duì)混合效率、穿透深度等數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比，如圖8所示。計(jì)算結(jié)果表明，空氣射流的存在顯著提高了混合速率，能夠使1/4/8/16孔燃料射流的混合效

率分別提升116%、77%、56%、41%，其中16孔燃料射流混合效率最高。在燃料射流下游近場(chǎng)，空氣射流能夠顯著提升單個(gè)燃料射流的穿透深度，而對(duì)于多孔射流穿透深度則無(wú)明顯提升。此外，隨著空氣射流噴孔數(shù)量以及總壓比的增加，燃燒室內(nèi)的總壓損失也隨之增大。

Jiang等［121］評(píng)估了超聲速來(lái)流角度對(duì)多孔氫氣射流混合特性的影響，通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)不同來(lái)流角度下燃料射流的穿透深度及混合效率進(jìn)行量化分析。圖9為不同來(lái)流角度下的多孔射流氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。結(jié)果顯示，來(lái)流角度對(duì)多孔氫氣射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了顯著影響，正來(lái)流角能夠提升燃料穿透深度并擴(kuò)大射流下游的混合區(qū)，負(fù)來(lái)流角則限制了燃燒室內(nèi)的燃料射流分布。當(dāng)來(lái)流角度從-20°增加到+20°，燃料混合效率提高了約50%。

Liang等［122］對(duì)并聯(lián)多孔燃料噴注進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，研究了噴孔間距對(duì)流動(dòng)特性的影響。研究顯示，在射流噴孔間距較小的情況下，3個(gè)噴孔的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)（包括弓形激波、分離區(qū)、馬蹄渦和射流主流）幾乎合并為一個(gè)；隨著噴孔間距增加，弓形激波合并為正常激波，分離區(qū)相互作用；當(dāng)噴孔間距足夠大時(shí)，射流主流相互獨(dú)立，而弓形激波相互作用形成一個(gè)復(fù)雜的激波系。多股射流的相互作用通常會(huì)促進(jìn)湍流的發(fā)展，而當(dāng)射流之間距離過(guò)近時(shí)，其相互作用則會(huì)限制湍流的發(fā)展，其水平面內(nèi)瞬時(shí)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖10所示。

Zhang等［123］研究了氫氣-空氣同軸混合射流在超聲速（馬赫數(shù)為4）來(lái)流下的燃料混合性能，噴孔結(jié)構(gòu)如圖11所示。對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的分析表明，與氫氣射流相比，氫氣-空氣混合射流提升了射流下游的軸向渦強(qiáng)度，同時(shí)增加了射流穿透深度，有助于燃燒室內(nèi)的燃料混合。在此研究的基礎(chǔ)上，Zhang等［124］又組合多孔噴注陣列，研究了超聲速來(lái)流中多孔氫氣-空氣混合射流對(duì)燃料混合性能的影響，圖12為流場(chǎng)的氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。

研究發(fā)現(xiàn)，采用氫氣-空氣同軸混合噴注方式能夠顯著改善多孔射流流場(chǎng)的燃料混合，空氣射流的加入提升了混合射流的穿透深度，并使下游近場(chǎng)的軸向渦得到加強(qiáng)。此外，在射流噴孔陣列布置方面，當(dāng)噴孔間距較小時(shí)，射流之間相互作用較弱，存在一個(gè)最優(yōu)間距使射流之間能夠形成較強(qiáng)的渦結(jié)構(gòu)，從而達(dá)到最佳的混合效果。

Peng等［125］針對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)射流上游布置后向臺(tái)階結(jié)構(gòu)的多孔射流流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，重點(diǎn)研究了來(lái)流馬赫數(shù)和射流噴孔間距對(duì)混合特性的影響。圖13為流場(chǎng)的氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖，結(jié)果顯示，上游臺(tái)階的存在使得第一股射流和臺(tái)階邊緣之間形成了回流區(qū)，這將有助于增強(qiáng)第一股射流近場(chǎng)的燃料混合，而來(lái)流馬赫數(shù)和射流壓力增加則會(huì)減小臺(tái)階產(chǎn)生的影響。此外，噴孔間距增加導(dǎo)致噴孔之間展向渦強(qiáng)度增加，有助于燃料沿展向分布，增加了燃料的混合增強(qiáng)區(qū)域，從而使混合效率得到提升。隨著噴孔間距從4DJ增加到10DJ（DJ為噴孔直徑），下游混合效率提高了28%。Liu等［126］評(píng)估了射流壓力和臺(tái)階高度等參數(shù)對(duì)流動(dòng)結(jié)構(gòu)和混合特性的影響。研究表明，臺(tái)階結(jié)構(gòu)的存在有效促進(jìn)了射流與

來(lái)流空氣的混合，在低總壓比的射流中臺(tái)階混合增強(qiáng)的效果更加明顯。此外，臺(tái)階高度從0.5mm增加至2mm，燃料混合效率提高了15%以上。Li等［127］則從射流噴孔數(shù)量因素考慮對(duì)混合特性的影響，發(fā)現(xiàn)在多孔射流上游安置后向臺(tái)階的工況下，將射流噴孔數(shù)量從4個(gè)增加到8個(gè)，可使燃燒室內(nèi)的混合效率提高15%。

壁面橫向射流結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，易于工程應(yīng)用，但其較長(zhǎng)的燃料混合長(zhǎng)度對(duì)燃燒室尺寸提出了較高要求，故更適用于大尺度發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃料混合增強(qiáng)。表2為壁面橫向射流混合特性的主要影響因素及研究結(jié)論。

2凹腔混合增強(qiáng)

高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)工作在馬赫數(shù)6以下時(shí)，進(jìn)入燃燒室的氣流總焓不高，單純的橫向射流噴注方案難以實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定，因此，需要支板或凹腔等穩(wěn)焰裝置來(lái)維持射流穩(wěn)定燃燒。橫向射流組合凹腔的混合增強(qiáng)方式不僅能夠起到穩(wěn)定火焰的作用，而且不會(huì)產(chǎn)生過(guò)多總壓損失［79］。凹腔內(nèi)形成的低速回流區(qū)能夠有效延長(zhǎng)燃料的駐留時(shí)間，然而射流與凹腔之間的耦合效應(yīng)可能導(dǎo)致流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜。為了揭示凹腔內(nèi)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)與混合增強(qiáng)機(jī)理，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)其開(kāi)展了大量研究，重點(diǎn)評(píng)估了凹腔構(gòu)型、噴注壓力以及射流與凹腔相對(duì)位置的影響。文獻(xiàn)［79，87］針對(duì)超聲速（馬赫數(shù)為2.5）橫向射流耦合下游凹腔噴注實(shí)驗(yàn)開(kāi)展了大渦數(shù)值模擬，研究了凹腔內(nèi)流向渦的演化機(jī)理及射流下游燃料的混合特性。結(jié)果顯示，凹腔內(nèi)存在兩對(duì)反向旋轉(zhuǎn)渦。圖14為流場(chǎng)中不同流向截面上的渦量云圖，上反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)是由射流與超聲速氣流的相互作用產(chǎn)生，主導(dǎo)著下游尾跡內(nèi)的燃料混合。在上反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)的卷吸作用下，凹腔內(nèi)的回流在靠近流場(chǎng)中心的區(qū)域被卷入射流尾跡，從而形成另一對(duì)同向的流向渦，促進(jìn)了凹腔內(nèi)外的質(zhì)量交換。針對(duì)流場(chǎng)的標(biāo)量混合特性分析進(jìn)一步證明了凹腔能一定程度上提高燃料與空氣的混合效率，同時(shí)不會(huì)帶來(lái)過(guò)多的總壓損失。Mengistu等［77］比較了馬赫數(shù)為1.5/2.5/3.5的三種工況下的總壓損失和混合效率，以評(píng)估來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)橫向射流組合下游凹腔燃料混合的影響。結(jié)果顯示，在來(lái)流馬赫數(shù)較低工況下，凹腔內(nèi)形成較大的回流區(qū)，燃料分布更均勻，因而具有更好的混合效果，隨著來(lái)流馬赫數(shù)增加，燃料混合效率降低的同時(shí)也產(chǎn)生了更大的總壓損失。

Kannaiyan［76］對(duì)凹腔構(gòu)型在燃料輸運(yùn)混合過(guò)程中的作用進(jìn)行了研究，分別對(duì)方形凹腔（長(zhǎng)深比L/D=1）與梯形凹腔（L/D＞1且后緣角小于90°）燃燒室內(nèi)的乙烯燃料

噴注過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明，方形凹腔結(jié)構(gòu)對(duì)流動(dòng)和混合特性的影響較小，而在梯形凹腔燃燒室內(nèi)燃料滯留時(shí)間有了顯著提升，這有助于提升燃料的混合效率并實(shí)現(xiàn)較好的穩(wěn)焰效果。Ma等［68］對(duì)后緣突擴(kuò)型凹腔

燃燒室的混合和燃燒特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，比較了不同凹腔深度和噴孔位置的工況，以評(píng)估這些參數(shù)變化產(chǎn)生的影響。結(jié)果表明，噴孔與凹腔前緣距離較近、凹腔深度較大的燃燒室可以抑制燃燒振蕩，具有較好的穩(wěn)焰效果，圖15給出了燃燒室凹腔內(nèi)混合與燃燒過(guò)程的示意圖。數(shù)值模擬結(jié)果顯示，隨著噴孔靠近凹腔前緣，凹腔內(nèi)剪切層向上抬升，促進(jìn)了剪切層與燃料射流的相互作用，使更多燃料進(jìn)入凹腔內(nèi)部，從而增強(qiáng)了燃燒室的混合及燃燒性能，而深度較小的凹腔中剪切層厚度較大，沿法向表現(xiàn)出更明顯的剪切層振蕩，凹腔內(nèi)剪切層振蕩有助于提高混合效率，但不利于燃燒，因此，認(rèn)為在設(shè)計(jì)凹腔穩(wěn)焰器時(shí)，存在對(duì)于凹腔深度的優(yōu)化問(wèn)題。Jiang等［75］對(duì)凹腔后緣高度與射流位置對(duì)燃料混合的影響進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，在凹腔后緣高度大于前緣高度的條件下，后壁面的逆向噴注有助于燃料混合；對(duì)于后緣高度較低的凹腔結(jié)構(gòu)，前壁面噴注更有助于提升燃料混合效率。凹腔內(nèi)的主回流區(qū)是影響混合的主要因素，減弱主回流區(qū)的強(qiáng)度能夠改善凹腔內(nèi)燃料的混合過(guò)程。

Anyoji等［67］就一種新構(gòu)型凹腔對(duì)超聲速橫向射流的混合增強(qiáng)機(jī)理進(jìn)行了研究。該凹腔后緣采用分隔式設(shè)計(jì)，后緣凹槽處采用斜坡結(jié)構(gòu)，并在斜坡下游布置射流噴孔，如圖16（a）所示。研究結(jié)果表明，凹腔內(nèi)的渦結(jié)構(gòu)作用于剪切層，使其向上抬升，剪切層將主流與射流隔開(kāi)，從而提升了射流的穿透深度。此外，凹腔后緣結(jié)構(gòu)誘導(dǎo)生成的膨脹波和壓縮波，會(huì)使射流產(chǎn)生周期性大幅度的上下波動(dòng)，有效促進(jìn)了對(duì)空氣的卷吸和流場(chǎng)中的混合過(guò)程。Dai等［69］研究了具有相似結(jié)構(gòu)的凹腔后緣凹槽與后緣角對(duì)燃料混合的影響，圖16（b）為燃燒室布局示意圖。數(shù)值模擬結(jié)果表明，凹槽結(jié)構(gòu)的存在增強(qiáng)了下游湍流剪切層的混合和擴(kuò)散效應(yīng)，促進(jìn)了流向渦的形成與發(fā)展，與凹腔后緣無(wú)凹槽的工況相比，凹槽結(jié)構(gòu)使噴孔附近的混合效率降低，并增大了總壓損失，但其下游燃料混合效率得到了較大提升。此外，在后緣傾角30°的條件下，帶有凹槽的凹腔結(jié)構(gòu)能夠產(chǎn)生最優(yōu)的混合效果。

Pandey等［88］對(duì)并聯(lián)凹腔燃燒室內(nèi)沖射流的冷流流場(chǎng)和燃燒流場(chǎng)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬。燃燒室采用上下對(duì)稱(chēng)布局設(shè)計(jì)，重點(diǎn)研究了射流壓力和來(lái)流總溫變化對(duì)燃燒室流場(chǎng)特性的影響，如圖17所示。結(jié)果顯示，隨著射流壓力增加，凹腔附近會(huì)形成更大的渦結(jié)構(gòu)，使更多燃料射流進(jìn)入凹腔，從而增強(qiáng)了燃料與空氣的混合。此外，來(lái)流總溫的變化能夠影響流場(chǎng)燃燒特性，在來(lái)流總溫T0=1500K條件下，并聯(lián)凹腔具有最佳的穩(wěn)焰效果。

2019年，Roos等［83］研究了射流上游凹腔對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及燃料混合的影響，發(fā)現(xiàn)上游凹腔的存在，顯著改變了典型超聲速橫向射流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，如圖18所示。射流上游分離區(qū)與凹腔內(nèi)回流區(qū)合并，凹腔結(jié)構(gòu)誘導(dǎo)生成的激波降低了主流速度并使射流上游弓形激波強(qiáng)度減弱，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化使得射流穿透深度與混合效率增加的同時(shí)，降低了流場(chǎng)的總壓損失。隨后，又研究了射流上游半圓形凹腔的作用，凹腔結(jié)構(gòu)如圖19所示［78］。研究表明，半圓形凹腔的幾何結(jié)構(gòu)有助于流向渦的形成與發(fā)展，而流向渦渦度的增加則會(huì)進(jìn)一步增強(qiáng)下游燃料與空氣的混合，與無(wú)凹腔工況相比，射流穿透深度有所降低，但混合效率提升了22.6%。然后又在半圓形凹腔前/后壁面增加副燃料噴孔以進(jìn)一步增強(qiáng)混合，結(jié)果顯示凹腔內(nèi)的渦結(jié)構(gòu)增大了腔內(nèi)燃料與空氣的接觸面積，其燃料混合效率最大提升了90.1%。

支板組合凹腔的混合增強(qiáng)方式因具有較好的燃料混合與穩(wěn)焰效果，也受到了國(guó)內(nèi)外學(xué)者的關(guān)注與研究。Kummitha等［128］將橫向支板與不同構(gòu)型的凹腔（階梯型與半球型）進(jìn)行組合，對(duì)燃燒室內(nèi)燃料的噴注、混合與燃燒過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬，從流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、混合效率與燃燒效率等方面綜合考察了支板組合凹腔結(jié)構(gòu)對(duì)燃燒室性能的影響。結(jié)果表明，凹腔前緣與后緣形成的一系列激波/膨脹波系與支板尾跡剪切層相互作用，使流場(chǎng)中產(chǎn)生了更多的回流區(qū)，如圖20所示?；亓鲄^(qū)面積增加進(jìn)一步延長(zhǎng)了來(lái)流與燃料的滯留時(shí)間，并提升了兩者的混合效率。此外，對(duì)于階梯型與半球型凹腔的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)比表明，階梯型凹腔內(nèi)部形成了更大的回流區(qū)與更強(qiáng)的渦結(jié)構(gòu)，且凹腔剪切層更靠近主流，這些因素增強(qiáng)了凹腔內(nèi)外的質(zhì)量交換，因此，采用階梯型凹腔的燃燒室具有更好的燃料混合性能。

凹腔作為穩(wěn)焰裝置在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中已經(jīng)得到了廣泛應(yīng)用，其結(jié)構(gòu)雖然簡(jiǎn)單，但每一項(xiàng)構(gòu)型參數(shù)改變均能對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與燃燒特性產(chǎn)生影響［85］，這其中涉及剪切層、流場(chǎng)波系、流體與聲學(xué)的相互作用等多方面問(wèn)題。表3給出了凹腔流動(dòng)與穩(wěn)焰特性的主要影響因素及研究結(jié)論。3激波/剪切層干擾混合增強(qiáng)

激波/剪切層干擾作為一種有效的被動(dòng)混合增強(qiáng)方式，在高超聲速推進(jìn)技術(shù)領(lǐng)域得到更多的關(guān)注與研究，研究?jī)?nèi)容主要包括激波/剪切層干擾的混合增強(qiáng)機(jī)理、激波發(fā)生器的構(gòu)型及位置對(duì)混合增強(qiáng)的影響等。

Mai等［56］采用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬的方法研究了超聲速氣流中激波發(fā)生器誘生的入射激波和橫向射流之間的相互作用。結(jié)果表明，只有在入射激波與射流下游流場(chǎng)相互作用時(shí)，才能促進(jìn)燃料混合并增強(qiáng)燃燒和火焰穩(wěn)定。Gerdroodbary等［54］的研究也證明了這一點(diǎn)。通過(guò)對(duì)激波/剪切層干擾下的超聲速（馬赫數(shù)為4）來(lái)流的流場(chǎng)研究，發(fā)現(xiàn)入射激波的位置對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)可以產(chǎn)生影響，在高噴注壓比情況下，當(dāng)入射激波作用于第一個(gè)射流孔的頂部時(shí)，射流下游的燃料混合效率提高了20%以上；當(dāng)入射激波作用于最后一個(gè)射流孔的頂部時(shí)，下游的氫氣最大濃度降低20%。此外，Gerdroodbary等［52-53］還研究了入射激波對(duì)單孔/多孔橫向氫氣射流的影響，通過(guò)設(shè)置不同的總壓比（射流總壓與來(lái)流總壓之比）和射流噴孔間距進(jìn)行數(shù)值模擬。結(jié)果顯示，當(dāng)入射激波作用于總壓比為0.27的單孔/多孔射流中時(shí)，燃料混合效率顯著增加。圖21為不同噴孔間距的多孔射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)比。隨著噴孔間距的增加，更大的空間自由度允許單個(gè)射流充分發(fā)展，在斜激波的影響下產(chǎn)生更多軸向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)，從而提高了下游燃料混合效率。

Huang等［55］對(duì)入射激波和橫向射流之間的相互作用進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究激波發(fā)生器的角度、大小及位置對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。結(jié)果顯示，激波發(fā)生器的形狀對(duì)橫向噴射流場(chǎng)的影響大于激波發(fā)生器位置產(chǎn)生的影響，隨著激波發(fā)生器角度和射流噴注壓比增大，射流上游形成的激波向入口方向移動(dòng)，射流上游和下游的分離區(qū)隨入射激波強(qiáng)度的增加而增大。Zuo等［48］使用RANS方法研究了激波發(fā)生器角度對(duì)組合凹腔的單孔射流混合特性的影響。圖22給出了不同激波入射角度下的流場(chǎng)密度云圖和燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。結(jié)果顯示，激波發(fā)生器誘導(dǎo)生成的入射激波使更多燃料射流向凹腔內(nèi)輸送，這有助于燃料擴(kuò)散并與空氣混合；同時(shí)，激波發(fā)生器存在一個(gè)最優(yōu)角度來(lái)達(dá)到最佳的混合效果，最優(yōu)角度隨著射流噴注壓比的增加而減小。此外，小角度入射激波有利于提升射流的穿透深度，且不會(huì)產(chǎn)生較大的總壓損失。隨著激波發(fā)生器角度增加，入射激波逐漸向上游移動(dòng)，使主流中產(chǎn)生馬赫桿，導(dǎo)致總壓損失急劇增加，這不利于發(fā)動(dòng)機(jī)工作。

Choubey等［49］重點(diǎn)研究了激波發(fā)生器的數(shù)量和位置對(duì)超聲速橫向射流混合的影響，對(duì)采用不同激波發(fā)生器布局的四種工況進(jìn)行了數(shù)值模擬，如圖23所示。結(jié)果顯示，雙激波發(fā)生器布局對(duì)燃料混合增強(qiáng)的效果更加顯著，而在雙激波發(fā)生器工況中下，壁面激波發(fā)生器遠(yuǎn)離噴孔的布局有著最高的射流穿透深度和混合效率。流動(dòng)分析表明，該布局在射流近場(chǎng)有著更強(qiáng)的展向渦和更大的回流區(qū)。Huang等［50］考慮了激波發(fā)生器組合下壁面臺(tái)階結(jié)構(gòu)的布局對(duì)燃料混合增強(qiáng)的作用，對(duì)存在激波/剪切層干擾

條件下的二維超聲速橫向射流進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，圖24為流場(chǎng)氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。結(jié)果表明，上壁面激波發(fā)生器誘發(fā)的入射激波，增加了燃料的穿透深度和滯留時(shí)間，且燃料分布區(qū)域隨著斜激波向上游擴(kuò)展。此外，當(dāng)射流噴注壓比足夠大時(shí)，臺(tái)階下游形成的回流區(qū)將增大，這有助于改善燃料與空氣的混合過(guò)程；同時(shí)，認(rèn)為激波發(fā)生器組合臺(tái)階結(jié)構(gòu)作為一種理想的混合增強(qiáng)方式，應(yīng)當(dāng)對(duì)其三維混合增強(qiáng)機(jī)理做進(jìn)一步的研究。

2017年，Kummitha等［129］在支板噴注的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室下壁面分別安裝了兩種新型激波發(fā)生器（見(jiàn)圖25），采用數(shù)值模擬的方法研究了入射激波對(duì)燃燒室燃料混合與燃燒過(guò)程的影響。結(jié)果顯示，激波發(fā)生器陣列誘導(dǎo)生成的入射激波與支板下游剪切層相互作用，縮短了點(diǎn)火延遲，進(jìn)而提升了燃料的燃燒效率，其中圓形激波發(fā)生器陣列的燃燒增強(qiáng)效果更加明顯。Huang等［58］研究了斜激波對(duì)支板下游剪切層的作用。結(jié)果顯示，支板下游剪切層在多激波作用下呈現(xiàn)出復(fù)雜變化，在斜激波作用的位置因氣流密度增加造成剪切層厚度減小，而在斜激波作用位置下游附近，由于渦度增強(qiáng)而導(dǎo)致剪切層厚度增加。

通過(guò)梳理總結(jié)，表4給出了激波/剪切層干擾的主要影響因素及研究結(jié)論?？梢钥闯觯げ?剪切層干擾混合增強(qiáng)方法的相關(guān)研究取得了一些成果，但距離實(shí)際工程應(yīng)用仍面臨許多問(wèn)題與挑戰(zhàn)，如減小激波/剪切層干擾帶來(lái)的總壓損失、激波發(fā)生器構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)等。

4波形壁混合增強(qiáng)

由于燃料射流上游激波的形成對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃料混合有很大幫助，因此，在橫向射流流場(chǎng)中也采用了正弦波形壁來(lái)增強(qiáng)混合。Gerdroodbary等［106］使用數(shù)值模擬的方法研究了超聲速自由來(lái)流中正弦波形壁對(duì)壁面單孔橫向射流燃料混合性能的影響。結(jié)果顯示，在正弦波形壁面振幅較大的情況下，來(lái)流馬赫數(shù)增加會(huì)使波形壁面附近回流區(qū)面積增大，進(jìn)而提高燃料混合效率。當(dāng)馬赫數(shù)從2增加到4時(shí)，燃料的混合效率提升了35%，圖26給出了不同來(lái)流馬赫數(shù)下的氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。此外，正弦波形壁的影響隨著射流壓力的增加而減小，高射流壓力下燃料的動(dòng)量較大，因而導(dǎo)致分離激波對(duì)燃料射流的影響較小。

Manh等［105］研究了正弦波形壁振幅對(duì)壁面單孔橫向射流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和燃料混合的影響，結(jié)果表明，正弦波形壁會(huì)誘導(dǎo)生成弓形激波和分離激波，從而顯著改變?nèi)紵覂?nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，在射流上游采用高振幅正弦波形壁時(shí)將誘導(dǎo)生成強(qiáng)弓形激波，使射流穿透深度增加、回流區(qū)面積增大，進(jìn)而使燃料混合效率提升。Li等［104］重點(diǎn)研究了正弦波形壁頻率及射流壓力對(duì)壁面單孔橫向射流燃料混合的影響，通過(guò)比較不同頻率下射流穿透深度和混合效率等參數(shù)后發(fā)現(xiàn)，當(dāng)頻率足夠高時(shí)，正弦波形壁可以有效地提升燃料混合效率，頻率為1200Hz的正弦波形壁可以使混合速率提升25%以上。此外，隨著射流壓力的增加，正弦波形壁對(duì)燃料混合的影響減弱。

2020年，Li等［103］對(duì)位于上壁面的正弦波形壁對(duì)多孔橫向射流燃料混合的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。結(jié)果顯示，射流上游的正弦波形壁誘導(dǎo)生成激波與射流流場(chǎng)的剪切層之間相互作用，從而提高了燃料混合效率；波形壁的振幅增加可以促進(jìn)燃料射流與自由來(lái)流的混合，使燃料分布更均勻，當(dāng)振幅從2mm增加到5mm時(shí)，混合效率增加約40%。圖27給出了不同振幅正弦波形壁工況下的馬赫數(shù)云圖。

Jiang等［102］關(guān)注于多孔氫氣射流下游正弦波形壁對(duì)燃料混合和分布產(chǎn)生的影響，對(duì)采用不同波形壁頻率及射流噴孔間距的工況進(jìn)行了數(shù)值模擬。圖28為流場(chǎng)的氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖。結(jié)果顯示，下游波形壁的存在增加了背壓并誘導(dǎo)生成壓縮激波，使射流法向動(dòng)量增加，從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動(dòng)，波形壁頻率增加會(huì)降低射流在下游的穿透深度，導(dǎo)致下游燃料分布受到較大限制。此外，增加射流噴孔間距可以改善多孔射流的混合性能。Ye等［107］針對(duì)橫向

氫氣射流下游存在平板振動(dòng)的情況進(jìn)行研究，對(duì)馬赫數(shù)為2.8的自由來(lái)流中不同振幅和頻率的工況進(jìn)行了數(shù)值模擬，詳細(xì)討論了振幅和頻率對(duì)混合效率、燃燒效率、總壓損失系數(shù)和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，發(fā)現(xiàn)平板振動(dòng)明顯改變了射流下游的激波結(jié)構(gòu)，提高了混合效率，但也增加了燃燒室的總壓損失系數(shù)。振動(dòng)頻率對(duì)總壓損失系數(shù)影響不大，而振幅對(duì)總壓損失系數(shù)有顯著影響，大振幅振動(dòng)增強(qiáng)了流場(chǎng)的不穩(wěn)定性，同時(shí)帶來(lái)較大的總壓損失。

Kummitha等［108］研究了一種帶有波形壁面的支板結(jié)構(gòu)（見(jiàn)圖29）對(duì)燃料混合效果的影響，圖30給出了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)常規(guī)支板與波形壁支板在不同來(lái)流馬赫數(shù)下的流場(chǎng)密度云圖。結(jié)果顯示，與常規(guī)支板相比，波形壁支板誘導(dǎo)生成了更多的斜激波，增強(qiáng)了支板下游剪切層與反射激波的相互作用，流場(chǎng)湍流強(qiáng)度與湍動(dòng)能的增加增強(qiáng)了流動(dòng)的不穩(wěn)定性，進(jìn)而提升了激波/剪切層干擾下的燃料混合效率，但同時(shí)也產(chǎn)生了更多的總壓損失。此外，隨著來(lái)流馬赫數(shù)增加，支板下游反射激波與剪切層之間的相互作用減少。Kummitha等［109］在此基礎(chǔ)上又研究了帶有波形壁面的雙支板噴注器的工作性能，發(fā)現(xiàn)雙波形壁支板結(jié)構(gòu)進(jìn)一步增強(qiáng)了激波與剪切層的相互作用；同時(shí)，燃燒區(qū)域沿展向擴(kuò)展，其混合與燃燒效率分別提升了18%和20%。

波形壁作為近年來(lái)新發(fā)展的混合增強(qiáng)方法，目前仍處于數(shù)值模擬研究階段。表5給出了波形壁混合增強(qiáng)的主要影響因素及研究結(jié)論。

5結(jié)論

本文針對(duì)超聲速氣流中燃料混合增強(qiáng)技術(shù)的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了綜述，介紹了壁面橫向射流、凹腔、激波/剪切層干擾和波形壁混合增強(qiáng)四種典型方法的混合增強(qiáng)機(jī)理與研究進(jìn)展。結(jié)論如下：

（1）壁面橫向射流作為一種簡(jiǎn)單高效的混合增強(qiáng)方式，其近場(chǎng)混合主要由迎風(fēng)剪切層內(nèi)的渦卷吸和尾跡內(nèi)的反向旋轉(zhuǎn)渦對(duì)主導(dǎo)。通常按噴孔數(shù)量將劃其分為單孔與多孔橫向射流，其中多孔橫向射流由于具有更優(yōu)的混合性能而受到了學(xué)者們更多的關(guān)注，對(duì)于多孔串/并聯(lián)燃料噴注與燃料/空氣混合噴注的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及混合機(jī)理研究均取得了較多成果，對(duì)其下一步的研究可以考慮燃料噴注陣列的改進(jìn)設(shè)計(jì)以及實(shí)際的工程應(yīng)用問(wèn)題。

（2）凹腔構(gòu)型簡(jiǎn)單，穩(wěn)焰效果好，其混合特性主要由流場(chǎng)波系和凹腔剪切層決定，通過(guò)剪切層的對(duì)流和擴(kuò)散實(shí)現(xiàn)凹腔內(nèi)部回流區(qū)與主流之間的質(zhì)量與動(dòng)量交換。在實(shí)際工程應(yīng)用中，凹腔通常作為火焰穩(wěn)定器與支板或橫向射流組合來(lái)提升燃燒室性能：支板耦合凹腔結(jié)構(gòu)有助于改善燃料空間分布，進(jìn)而提升燃料混合效率，但支板結(jié)構(gòu)本身也會(huì)帶來(lái)較大的總壓損失，其惡劣的熱環(huán)境也對(duì)熱防護(hù)技術(shù)提出了較高的要求；凹腔耦合射流的方式兼具了增強(qiáng)燃料混合與維持火焰穩(wěn)定的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)也不會(huì)產(chǎn)生過(guò)高的總壓損失。常用的射流噴注方案主要有凹腔上游噴注與凹腔內(nèi)壁面噴注，燃料噴注位置的選擇影響著燃燒室內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與混合效率，存在凹腔與燃料噴注相對(duì)位置的優(yōu)化問(wèn)題。此外，凹腔構(gòu)型同樣影響燃料的混合與燃燒過(guò)程，盡管常規(guī)凹腔構(gòu)型已得到了廣泛應(yīng)用，但常規(guī)凹腔在發(fā)動(dòng)機(jī)處于寬速域及高當(dāng)量比工作條件下也會(huì)產(chǎn)生如自激振蕩與熱負(fù)載過(guò)高等問(wèn)題。后緣突擴(kuò)型凹腔作為一類(lèi)具備更優(yōu)性能的新型凹腔逐漸成為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)，未來(lái)可以繼續(xù)對(duì)后緣突擴(kuò)型凹腔的流動(dòng)、混合與穩(wěn)焰機(jī)理進(jìn)行深入研究。

（3）激波/剪切層干擾混合增強(qiáng)方法可以有效提升燃料混合效率，同時(shí)又具有較好的穩(wěn)焰效果，是一種理想的混合增強(qiáng)方式。其通過(guò)安裝在燃燒室內(nèi)流道上壁面的楔形激波發(fā)生器誘導(dǎo)生成入射激波與流場(chǎng)剪切層相互作用，使射流下游回流區(qū)的面積增大并延長(zhǎng)了燃料的駐留時(shí)間。激波的入射位置和激波強(qiáng)度是影響混合的關(guān)鍵因素。當(dāng)入射激波作用于射流上游時(shí)，流場(chǎng)發(fā)生劇烈扭曲，但未影響到射流下游的混合燃燒過(guò)程。為實(shí)現(xiàn)更好的混合增強(qiáng)效果，需要對(duì)楔形激波發(fā)生器的形狀和位置進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)，使其降低對(duì)射流上游干擾的同時(shí)誘導(dǎo)生成激波，擴(kuò)大射流下游分離區(qū)以增強(qiáng)混合。

（4）波形壁混合增強(qiáng)方法通過(guò)誘導(dǎo)生成入射激波與剪切層干擾進(jìn)行混合增強(qiáng)，能夠有效提升燃料穿透深度與混合效率，易于工程實(shí)現(xiàn)，具有較好的應(yīng)用前景。但目前對(duì)波形壁混合增強(qiáng)方法開(kāi)展的相關(guān)研究較少，對(duì)于其混合增強(qiáng)機(jī)理的了解還不夠深入，且存在波形壁面構(gòu)型（振幅和頻率）的優(yōu)化問(wèn)題，應(yīng)采用數(shù)值模擬與試驗(yàn)方法進(jìn)行進(jìn)一步的綜合研究，以評(píng)估波形壁混合增強(qiáng)技術(shù)在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料混合增強(qiáng)領(lǐng)域的作用。

（5）盡管目前在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料混合增強(qiáng)技術(shù)領(lǐng)域中出現(xiàn)了較多的混合增強(qiáng)方式，但大部分方法仍處于理論與試驗(yàn)研究階段，在實(shí)際應(yīng)用中往往會(huì)出現(xiàn)各種問(wèn)題，如總壓損失與阻力增加，以及額外熱防護(hù)需求等。這些問(wèn)題都會(huì)對(duì)燃燒室設(shè)計(jì)與性能產(chǎn)生不利影響，從而限制了混合增強(qiáng)技術(shù)的應(yīng)用。因此，選擇理想的混合增強(qiáng)方案，在增強(qiáng)燃料穿透混合的同時(shí)又不會(huì)帶來(lái)較高的總壓損失，成為當(dāng)前領(lǐng)域亟需解決的關(guān)鍵問(wèn)題，組合式的混合增強(qiáng)方案將是未來(lái)發(fā)展的重點(diǎn)方向。

參考文獻(xiàn)：

［1］GambaM，MungalMG.Ignition，F(xiàn)lameStructureandNear-WallBurninginTransverseHydrogenJetsinSupersonicCrossflow［J］.JournalofFluidMechanics，2015，780：226-273.

［2］EdalatpourA，HassanvandA，GerdroodbaryMB，etal.InjectionofMultiHydrogenJetswithinCavityFlameholderatSupersonicFlow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2019，44（26）：13923-13931.

［3］MoradiR，MahyariA，GerdroodbaryMB，etal.ShapeEffectofCavityFlameholderonMixingZoneofHydrogenJetatSupersonicFlow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2018，43（33）：16364-16372.

［4］ChoubeyG，YuvarajanD，HuangW，etal.RecentResearchProgressonTransverseInjectionTechniqueforScramjetApplications：ABriefReview［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（51）：27806-27827.

［5］MannaP，BeheraR，ChakrabortyD.Liquid-FueledStrut-BasedScramjetCombustorDesign：AComputationalFluidDynamicsApproach［J］.JournalofPropulsionandPower，2008，24（2）：274-281.

［6］CecereD，IngenitoA，GiacomazziE，etal.Hydrogen/AirSupersonicCombustionforFutureHypersonicVehicles［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2011，36（18）：11969-11984.

［7］SeinerJM，DashSM，KenzakowskiDC.HistoricalSurveyonEnhancedMixinginScramjetEngines［J］.JournalofPropulsionandPower，2001，17（6）：1273-1286.

［8］HuangW.TransverseJetinSupersonicCrossflows［J］.AerospaceScienceandTechnology，2016，50：183-195.

［9］黃偉，杜兆波.超聲速流動(dòng)中燃料混合增強(qiáng)方法研究進(jìn)展［J］.航空兵器，2020，27（4）：1-10.

HuangWei，DuZhaobo.ProgressinResearchonMixingEnhancementApproachesinSupersonicCrossflow［J］.AeroWeaponry，2020，27（4）：1-10.（inChinese）

［10］DziubaMD，RossmannT.MixingEnhancementofModulatedTransverseSonicJetsinaSupersonicCrossflow［J］.JournalofPropulsionandPower，2019，35（3）：669-674.

［11］趙延輝.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)氣態(tài)燃料射流混合機(jī)理研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2016.

ZhaoYanhui.ResearchonGaseousFuelMixingMechanismofTransverseJetinScramjetEngine［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2016.（inChinese）

［12］馮軍紅.超聲速混合層增長(zhǎng)特性及混合增強(qiáng)機(jī)理研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2016.

FengJunhong.StudyonGrowthCharacteristicsandMixingEnhancementMechanismsofSupersonicMixingLayers［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2016.（inChinese）

［13］徐壯壯，吳繼平，黃偉，等.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)射流混合增強(qiáng)技術(shù)研究進(jìn)展［J］.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，2021（4）：83-102.

XuZhuangzhuang，WuJiping，HuangWei，etal.ResearchProgressofJetMixingEnhancementTechnologyinScramjetEngine［J］.TacticalMissileTechnology，2021（4）：83-102.（inChinese）

［14］VermaKA，KapayevaS，PandeyKM，etal.TheRecentDeve-lopmentofSupersonicCombustionRamjetEnginesforAugmentationoftheMixingPerformanceandImprovementinCombustionEfficiency：AReview［J］.MaterialsToday，2021，45：7058-7062.

［15］SunMB，HuZW.FormationofSurfaceTrailingCounter-RotatingVortexPairsDownstreamofaSonicJetinaSupersonicCross-Flow［J］.JournalofFluidMechanics，2018，850：551-583.

［16］SunMB，HuZW.GenerationofUpperTrailingCounter-RotatingVorticesofaSonicJetinaSupersonicCrossflow［J］.AIAAJournal，2018，56（3）：1047-1059.

［17］SunMB，HuZW.MixinginNearwallRegionsDownstreamofaSonicJetinaSupersonicCrossflowatMach2.7［J］.PhysicsofFluids，2018，30（10）：106102.

［18］MuraA，TecherA，LehnaschG.AnalysisofHigh-SpeedCombustionRegimesofHydrogenJetinSupersonicVitiatedAirstream［J］.CombustionandFlame，2022，239：111552.

［19］孫永鵬.超聲速橫向射流強(qiáng)化混合數(shù)值模擬研究［D］.合肥：中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2020.

SunYongpeng.NumericalStudyofMixingEnhancementinSupersonicTransversalJet［D］.Hefei：UniversityofScienceandTechnologyofChina，2020.（inChinese）

［20］LvZ，XiaZX，LiuB，etal.ExperimentalandNumericalInvestigationofaSolid-FuelRocketScramjetCombustor［J］.JournalofPropulsionandPower，2015，32（2）：273-278.

［21］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.

ZongYouhai.CombustionOrganizationofLiquidHydrocarbonFueledScramjetBasedonStrutInjectionTechnology［D］.Harbin：HarbinInstituteofTechnology，2013.（inChinese）

［22］劉昊，張蒙正，豆飛龍.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板研究綜述［J］.火箭推進(jìn)，2016，42（5）：74-81.

LiuHao，ZhangMengzheng，DouFeilong.ResearchonStrutofScramjetEngine［J］.JournalofRocketPropulsion，2016，42（5）：74-81.（inChinese）

［23］LiuCY，ZhangJC，JiaDP，etal.ExperimentalandNumericalInvestigationoftheTransitionProgressofStrut-InducedWakesintheSupersonicFlows［J］.AerospaceScienceandTechnology，2022，120：107256.

［24］LiuXL，GerdroodbaryMB，SheikholeslamiM，etal.EffectofStrutAngleonPerformanceofHydrogenMulti-JetsInsidetheCavityatCombustionChamber［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（55）：31179-31187.

［25］SathiyamoorthyKS，DanishTH，KumarPP，etal.FlowVisuali-zationandSupersonicCombustionStudiesofanAcousticallyOpenStrutCavity［J］.ActaAstronautica，2020，175：128-141.

［26］張順平.超聲速斜坡噴注器混合增強(qiáng)及火焰穩(wěn)定特性研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2008.

ZhangShunping.InvestigationsonMixingEnhancementandFlameHoldingCharacteristicsofRampInjectorinSupersonicFlow［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2008.（inChinese）

［27］ShenW，HuangY，LiuZY，etal.MixingandTransientCombustionProcessesofScramjetCombustorwithTransverseInjectorandHypermixer［J］.CaseStudiesinThermalEngineering，2021，26：101104.

［28］DuZB，ShenCB，HuangW，etal.ParametricStudyonMixingAugmentationMechanismInducedbyCantileveredRampInjectorsinaShock-InducedCombustionRamjetEngine［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，108：106413.

［29］LiuY，SunMB，LiangCH，etal.FlowfieldStructuresofPylon-AidedFuelInjectionintoaSupersonicCrossflow［J］.ActaAstronautica，2019，162：306-313.

［30］VishwakarmaM，VaidyanathanA.ExperimentalStudyofMixingEnhancementUsingPyloninSupersonicFlow［J］.ActaAstronautica，2016，118：21-32.

［31］OamjeeA，SadanandanR.SuitabilityofHeliumGasasSurrogateFuelforHydrogeninH2-AirNon-ReactiveSupersonicMixingStudies［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2022，47（15）：9408-9421.

［32］LiLQ，HuangW，YanL，etal.NumericalInvestigationandOptimizationontheMicro-RampVortexGeneratorwithinScramjetCombustorswiththeTransverseHydrogenJet［J］.AerospaceScienceandTechnology，2019，84：570-584.

［33］YanY，ChenL，LiQ，etal.NumericalStudyofMicro-RampVortexGeneratorforSupersonicRampFlowControlatMach2.5［J］.ShockWaves，2017，27（1）：79-96.

［34］PanarasAG，LuFK.Micro-VortexGeneratorsforShockWave/BoundaryLayerInteractions［J］.ProgressinAerospaceSciences，2015，74：16-47.

［35］VermaSB，ManisankarC.AssessmentofVariousLow-ProfileMechanicalVortexGeneratorsinControllingaShock-InducedSepa-ration［J］.AIAAJournal，2017，55（7）：2228-2240.

［36］SharmaP，VarmaD，GhoshS.NovelVortexGeneratorforMitigationofShock-InducedFlowSeparation［J］.JournalofPropulsionandPower，2016，32（5）：1264-1274.

［37］FanGL，AlmarashiA，GuoPX，etal.ComparisonofConvergent/DivergentRamponFuelMixingofSingleJetatSupersonicCrossflow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2022，120：107236.

［38］LiuXL，SheikholeslamiM，GerdroodbaryMB，etal.NumericalSimulationoftheHydrogenMixinginDownstreamofLobeStrutatSupersonicFlow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（46）：25438-25451.

［39］ShengZQ，LiuJY，YaoY，etal.MechanismsofLobedJetMixing：AboutCircularlyAlternating-LobeMixers［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，98：105660.

［40］趙新.超聲速混合層波瓣混合器混合增強(qiáng)機(jī)理研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2017.

ZhaoXin.StudyontheMixingEnhancementMechanismsofaRectangularLobedMixerforSupersonicMixingLayer［D］.Chang-sha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2017.（inChinese）

［41］方昕昕.超聲速混合層高精度數(shù)值模擬及流向渦混合增強(qiáng)實(shí)驗(yàn)研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2020.

FangXinxin.High-OrderAccurateNumericalSimulationonSupersonicMixingLayerandExperimentalStudyonMixingEnhancementwithStreamwiseVortices［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2020.（inChinese）

［42］張冬冬.超聲速混合層流動(dòng)機(jī)理與混合增強(qiáng)技術(shù)研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2019.

ZhangDongdong.InvestigationsonFlowMechanismsandMixingEnhancementTechniquesofSupersonicMixingLayer［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2019.（inChinese）

［43］FangXX，ShenCB，SunMB，etal.TurbulentStructuresandMixingEnhancementwithLobedMixersinaSupersonicMixingLayer［J］.PhysicsofFluids，2020，32（4）：041701.

［44］JiangY，HajivandM，SadeghiH，etal.InfluenceofTrapezoidalLobeStrutonFuelMixingandCombustioninSupersonicCombustionChamber［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，116：106841.

［45］DuZB，ShenCB，HuangW，etal.MixingAugmentationInducedbytheCombinationoftheObliqueShockWaveandSeconda-ryRecirculationJetinaSupersonicCrossflow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2022，47（11）：7458-7477.

［46］DuZB，ShenCB，HuangW，etal.InvestigationontheImpactoftheInducedShockWaveontheHydrogenMixingAugmentationinaSupersonicCrossflow：ANumericalStudy［J］.Fuel，2022，312：122961.

［47］DaiJ，ZuoQR.NumericalInvestigationonMixingEnhancementoftheCavitywithPulsedJetsunderObliqueShockWaveInterfe-rence［J］.AerospaceScienceandTechnology，2022，123：107454.

［48］ZuoQR，YuHL，DaiJ.EffectsofCavity-InducedMixingEnhancementunderObliqueShockWaveInterference：NumericalStudy［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2021，46（72）：35706-35717.

［49］ChoubeyG，YadavPM，DevarajanY，etal.NumericalInvestigationonMixingImprovementMechanismofTransverseInjectionBasedScramjetCombustor［J］.ActaAstronautica，2021，188：426-437.

［50］HuangW，WuH，DuZB，etal.DesignExplorationontheMixingAugmentationInducedbytheObliqueShockWaveandaNovelStepinaSupersonicFlow［J］.ActaAstronautica，2021，180：622-629.

［51］LiZX，ManhTD，GerdroodbaryMB，etal.TheInfluenceoftheWedgeShockGeneratorontheVortexStructurewithintheTrapezoidalCavityatSupersonicFlow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，98：105695.

［52］GerdroodbaryMB，TakamiMR，HeidariHR，etal.ComparisonoftheSingle/MultiTransverseJetsundertheInfluenceofShockWaveinSupersonicCrossflow［J］.ActaAstronautica，2016，123：283-291.

［53］GerdroodbaryMB，JahanianO，MokhtariM.InfluenceoftheAngleofIncidentShockWaveonMixingofTransverseHydrogenMicro-JetsinSupersonicCrossflow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2015，40（30）：9590-9601.

［54］GerdroodbaryMB，GanjiDD，AminiY.NumericalStudyofShockWaveInteractiononTransverseJetsthroughMultiportInjectorArraysinSupersonicCrossflow［J］.ActaAstronautica，2015，115：422-433.

［55］HuangW，WangZG，WuJP，etal.NumericalPredictionontheInteractionbetweentheIncidentShockWaveandtheTransverseSlotInjectioninSupersonicFlows［J］.AerospaceScienceandTechnology，2013，28（1）：91-99.

［56］MaiT，SakimitsuY，NakamuraH，etal.EffectoftheIncidentShockWaveInteractingwithTransversalJetFlowontheMixingandCombustion［J］.ProceedingsoftheCombustionInstitute，2011，33（2）：2335-2342.

［57］ShekarianAA，TabejamaatS，ShorakaY.EffectsofIncidentShockWaveonMixingandFlameHoldingofHydrogeninSupersonicAirFlow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2014，39（19）：10284-10292.

［58］HuangSZ，ChenQ.NumericalEvaluationofShockWaveEffectsonTurbulentMixingLayersinaScramjetCombustor［J］.CaseStudiesinThermalEngineering，2021，25：100893.

［59］ZhangDD，TanJG，YaoX.VortexEvolutionandFlamePropagationDrivenbyObliqueShockWaveinSupersonicReactiveMixingLayer［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，118：106993.

［60］JiangY，Abu-HamdehNH，BantanRAR，etal.MixingEfficiencyofHydrogenandAirCo-FlowJetsviaWedgeShockGeneratorinDual-CombustorRamjet［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，116：106846.

［61］AnB，SunMB，WangZG，etal.FlameStabilizationEnhancementinaStrut-BasedSupersonicCombustorbyShockWaveGenerators［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，104：105942.

［62］ZhaZM，YeZY，HongZ，etal.EffectsofUnsteadyObliqueShockWaveonMixingEfficiencyofTwo-DimensionalSupersonicMixingLayer［J］.ActaAstronautica，2021，178：60-71.

［63］TahsiniAM，MousaviST.InvestigatingtheSupersonicCombustionEfficiencyfortheJet-in-Cross-Flow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2015，40（7）：3091-3097.

［64］SharmaV，EswaranV，ChakrabortyD.EffectofLocationofaTransverseSonicJetonShockAugmentedMixinginaSCRAMJETEngine［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，96：105535.

［65］SunC，GerdroodbaryMB，AbazariAM，etal.MixingEfficiencyofHydrogenMultijetthroughBackward-FacingStepsatSupersonicFlow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2021，46（29）：16075-16085.

［66］ZhaoGY，DuJH，YangHX，etal.EffectsofInjectiononFlameFlashbackinSupersonicCrossflow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2022，120：107226.

［67］AnyojiM，AkagiF，MatsudaY，etal.MechanismofSupersonicMixingEnhancementbyaWall-MountedThree-DimensionalCavity［J］.ActaAstronautica，2021，188：491-504.

［68］MaGW，SunMB，LiF，etal.EffectofFuelInjectionDistanceandCavityDepthontheMixingandCombustionCharacteristicsofaScramjetCombustorwithaRear-Wall-ExpansionCavity［J］.ActaAstronautica，2021，182：432-445.

［69］DaiJ，ZuoQR，HuangC.NumericalInvestigationofCavity-InducedEnhancedSupersonicMixingwithInclinedInjectionStrategies［J］.ActaAstronautica，2021，180：630-638.

［70］XiongPF，ZhengD，TanY，etal.ExperimentalStudyofIgnitionandCombustionCharacteristicsofEthyleneinCavity-BasedSupersonicCombustoratLowStagnationTemperatureandPressure［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，109：106414.

［71］TekureV，VenkatasubbaiahK.NumericalInvestigationontheExtrusiveandIntrusiveSubcavityTypesandTheirLocationonthePrimaryRecirculationZonefortheSupersonicTurbulentFlowthroughCavityTypeFlameholders［J］.ThermalScienceandEngineeringProgress，2021，25：100987.

［72］KrishnaTV，KumarP，DasS，etal.EffectofCavityRearWallModificationsonPressureFluctuationsatSupersonicSpeed［J］.ActaAstronautica，2021，185：78-88.

［73］WangHB，SongXL，LiL，etal.LeanBlowoffBehaviorofCavity-StabilizedFlamesinaSupersonicCombustor［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，109：106427.

［74］LiZX，GerdroodbaryMB，SheikholeslamiM，etal.MixingEnhancementofMultiHydrogenJetsthroughtheCavityFlameholderwithExtendedPylon［J］.ActaAstronautica，2020，175：300-307.

［75］JiangY，PoozeshA，MarashiSM，etal.EffectofCavityBackHeightonMixingEfficiencyofHydrogenMulti-JetsatSupersonicCombustionChamber［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（51）：27828-27836.

［76］KannaiyanK.ComputationalStudyoftheEffectofCavityGeometryontheSupersonicMixingandCombustionofEthylene［J］.JournalofComputationalScience，2020，47：101243.

［77］MengistuYG，MishraDP，HariharanV.NumericalCharacteri-zationof3DNonreactingSupersonicCavityCombustorwithInletMachNumberVariation［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（16）：10130-10144.

［78］RoosT，PudseyA，BricalliM，etal.NumericalInvestigationofFuelMixingwithUpstreamCrescentCavitiesinaScramjetCombustor［J］.ActaAstronautica，2020，177：611-626.

［79］劉朝陽(yáng).超聲速氣流中壁面燃料射流混合、點(diǎn)火及穩(wěn)燃機(jī)制研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2019.

LiuChaoyang.StudyonMixing，IgnitionandCombustionStabilizationMechanismofWall-InjectionFuelJetinSupersonicFlows［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2019.（inChinese）

［80］VishnuAS，AravindGP，DeepuM，etal.EffectofHeatTransferonanAngledCavityPlacedinSupersonicFlow［J］.InternationalJournalofHeatandMassTransfer，2019，141：1140-1151.

［81］CaiZ，WangTY，SunMB.ReviewofCavityIgnitioninSupersonicFlows［J］.ActaAstronautica，2019，165：268-286.

［82］OamjeeA，SadanandanR.FuelInjectionLocationStudiesonPylon-CavityAidedJetinSupersonicCrossflow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2019，92：869-880.

［83］RoosT，PudseyA，BricalliM，etal.CavityEnhancedJetInteractionsinaScramjetCombustor［J］.ActaAstronautica，2019，157：162-179.

［84］YangYX，ZhangYX，YuJF，etal.Rear-Wall-ExpansionEffectofCavityFlameholderonSupersonicCombustion［J］.JournalofPropulsionandPower，2019，35（5）：1029-1033.

［85］楊揖心.后緣突擴(kuò)型凹腔超聲速流動(dòng)模式與穩(wěn)焰機(jī)理研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2018.

YangYixin.SupersonicFlowModeandFlameStabilizationMecha-nismofaRearwall-ExpansionCavityFlameholder［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2018.（inChinese）

［86］YangYX，WangZG，ZhangYX，etal.FlameStabilizationwithaRear-Wall-ExpansionCavityinaSupersonicCombustor［J］.ActaAstronautica，2018，152：752-756.

［87］LiuCY，ZhaoYH，WangZG，etal.DynamicsandMixingMechanismofTransverseJetInjectionintoaSupersonicCombustorwithCavityFlameholder［J］.ActaAstronautica，2017，136：90-100.

［88］PandeyKM，ChoubeyG，AhmedF，etal.EffectofVariationofHydrogenInjectionPressureandInletAirTemperatureontheFlow-FieldofaTypicalDoubleCavityScramjetCombustor［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2017，42（32）：20824-20834.

［89］TianY，YangSH，LeJL，etal.InvestigationofCombustionandFlameStabilizationModesinaHydrogenFueledScramjetCombustor［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2016，41（42）：19218-19230.

［90］MahtoNK，ChoubeyG，SuneethaL，etal.EffectofVariationofLength-to-DepthRatioandMachNumberonthePerformanceofaTypicalDoubleCavityScramjetCombustor［J］.ActaAstronautica，2016，128：540-550.

［91］蔡尊.超聲速氣流中凹腔主動(dòng)噴注的強(qiáng)迫點(diǎn)火過(guò)程及優(yōu)化研究［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2014.

CaiZun.InvestigationonForcedIgnitionProcesswithActiveCavi-tyInjectionandOptimizationinaSupersonicFlow［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2014.（inChinese）

［92］LeeSH，MitaniT.MixingAugmentationofTransverseInjectioninScramjetCombustor［J］.JournalofPropulsionandPower，2003，19（1）：115-124.

［93］WuK，ZhangP，F(xiàn)anXJ.OnJet-WakeFlameStabilizationinScramjet：ALES/RANSStudyfromChemicalKineticandFluid-DynamicalPerspectives［J］.AerospaceScienceandTechnology，2022，120：107255.

［94］SitaramanH，YellapantulaS，HenrydeFrahanMT，etal.AdaptiveMeshBasedCombustionSimulationsofDirectFuelInjectionEffectsinaSupersonicCavityFlame-Holder［J］.CombustionandFlame，2021，232：111531.

［95］AbadiV，MirzabozorgM，KheradmandS.EnhancingMixingFeaturesinSupersonicFlowthroughGeometricCorrectionoftheCavityDepthRelativetotheHeightoftheCombustionChamber［J］.JournaloftheBrazilianSocietyofMechanicalSciencesandEngineering，2021，43（3）：1-20.

［96］ZhaoMJ，LiQL，YeTH.InvestigationofanOptimalPulsedJetMixingandCombustioninSupersonicCrossflow［J］.CombustionandFlame，2021，227：186-201.

［97］WilliamsNJ，MoellerTM，ThompsonRJ.NumericalSimulationsofHighFrequencyTransversePulsedJetInjectionintoaSupersonicCrossflow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，103：105908.

［98］BidanG，NikitopoulosDE.OnSteadyandPulsedLow-Blowing-RatioTransverseJets［J］.JournalofFluidMechanics，2013，714：393-433.

［99］VernetR，ThomasL，DavidL.AnalysisandReconstructionofaPulsedJetinCrossflowbyMulti-PlaneSnapshotPOD［J］.ExperimentsinFluids，2009，47（4/5）：707-720.

［100］JohariH.ScalingofFullyPulsedJetsinCrossflow［J］.AIAAJournal，2006，44（11）：2719-2725.

［101］王鵬，沈赤兵.等離子體合成射流對(duì)超聲速混合層的混合增強(qiáng)［J］.物理學(xué)報(bào)，2019，68（17）：174701.

WangPeng，ShenChibing.MixingEnhancementforSupersonicMixingLayerbyUsingPlasmaSyntheticJet［J］.ActaPhysicaSinica，2019，68（17）：174701.（inChinese）

［102］JiangY，MoradiR，AbusorrahAM，etal.EffectofDownstreamSinusoidalWallonMixingPerformanceofHydrogenMulti-JetsatSupersonicFlow：NumericalStudy［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，109：106410.

［103］LiYC，GerdroodbaryMB，MoradiR，etal.TheInfluenceoftheSinusoidalShockGeneratorontheMixingRateofMultiHydrogenJetsatSupersonicFlow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，96：105579.

［104］LiZX，ManhTD，GerdroodbaryMB，etal.TheEffectofSinusoidalWallonHydrogenJetMixingRateConsideringSupersonicFlow［J］.Energy，2020，193：116801.

［105］ManhTD，NamND，GerdroodbaryMB，etal.NumericalSimu-lationofMixingofHydrogenJetatSupersonicCrossFlowinPresenceofUpstreamWavyWall［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（1）：1096-1106.

［106］GerdroodbaryMB，MoradiR，TliliI.TheInfluenceofUpstreamWavySurfaceontheMixingZoneoftheTransverseHydrogenJetatSupersonicFreeStream［J］.AerospaceScienceandTechnology，2019，94：105407.

［107］YeK，YeZY，WuJ，etal.EffectsofPlateVibrationontheMixingandCombustionofTransverseHydrogenInjectionforScramjet［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2017，42（33）：21343-21359.

［108］KummithaOR，PandeyKM.EffectofWavyWallStrutFuelInjectoronShockWaveDevelopmentandMixingEnhancementofFuelandAirforaScramjetCombustor［J］.JournalofComputationalDesignandEngineering，2020，8（1）：362-375.

［109］KummithaOR，PandeyKM.HydrogenFueledScramjetCombustorwithaWavy-WallDoubleStrutFuelInjector［J］.Fuel，2021，304：121425.

［110］李佩波.超聲速氣流中橫向噴霧的混合及燃燒過(guò)程數(shù)值模擬［D］.長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2019.

LiPeibo.NumericalSimulationofMixingandCombustionProcessofTransverseSprayinSupersonicFlows［D］.Changsha：NationalUniversityofDefenseTechnology，2019.（inChinese）

［111］TecherA，MouleY，LehnaschG，etal.MixingofFuelJetinSupersonicCrossflow：EstimationofSubgrid-ScaleScalarFluctuations［J］.AIAAJournal，2017，56（2）：465-481.

［112］LiangCH，SunMB，LiuY，etal.ShockWaveStructuresintheWakeofSonicTransverseJetintoaSupersonicCrossflow［J］.ActaAstronautica，2018，148：12-21.

［113］LiuY，SunMB，YangYX，etal.TurbulentBoundaryLayerSubjectedtoaSonicTransverseJetinaSupersonicFlow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，104：106016.

［114］ZhangZA，McCretonSF，AwasthiM，etal.TheFlowFeaturesofTransverseJetsinSupersonicCrossflow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，118：107058.

［115］ErdemE，KontisK.ExperimentalInvestigationofSonicTransverseJetsinMach5Crossflow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，110：106419.

［116］SebastianR，LürkensT，SchreyerAM.FlowFieldaroundaSpanwise-InclinedJetinSupersonicCrossflow［J］.AerospaceScienceandTechnology，2020，106：106209.

［117］FanGL，AnjalHA，QahitiR，etal.ComparisonofDifferentLobe-InjectorsonFuelMixingCharacteristicsofSingleJetattheSupersonicCombustionChamber［J］.AerospaceScienceandTechnology，2021，119：107193.

［118］GerdroodbaryMB，F(xiàn)allahK，PourmirzaaghaH.CharacteristicsofTransverseHydrogenJetinPresenceofMultiAirJetswithinScramjetCombustor［J］.ActaAstronautica，2017，132：25-32.

［119］GerdroodbaryMB，AminiY，GanjiDD，etal.TheFlowFeatureofTransverseHydrogenJetinPresenceofMicroAirJetsinSupersonicFlow［J］.AdvancesinSpaceResearch，2017，59（5）：1330-1340.

［120］GerdroodbaryMB，MokhtariM，F(xiàn)allahK，etal.TheInfluenceofMicroAirJetsonMixingAugmentationofTransverseHydrogenJetinSupersonicFlow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2016，41（47）：22497-22508.

［121］JiangY，GerdroodbaryMB，SheikholeslamiM，etal.EffectofFreeStreamAngleonMixingPerformanceofHydrogenMulti-JetsinSupersonicCombustionChamber［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（46）：25426-25437.

［122］LiangCH，SunMB，WangQC，etal.ExperimentalStudyofParallelInjectionswithDifferentDistancesintoaSupersonicCrossflow［J］.ActaAstronautica，2020，168：242-248.

［123］ZhangYL，GerdroodbaryMB，HosseiniS，etal.EffectofHybridCoaxialAirandHydrogenJetsonFuelMixingatSupersonicCrossflow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2021，46（29）：16048-16062.

［124］ZhangYL，RanaP，MoradiR，etal.MixingPerformanceofTransverseHydrogen/AirMulti-JetthroughCoaxialInjectorArraysinSupersonicCrossflow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2021，46（37）：19645-19656.

［125］PengYP，GerdroodbaryMB，SheikholeslamiM，etal.MixingEnhancementoftheMultiHydrogenFuelJetsbytheBackwardStep［J］.Energy，2020，203：117859.

［126］LiuXL，MoradiR，ManhTD，etal.ComputationalStudyoftheMultiHydrogenJetsinPresenceoftheUpstreamStepinaMa=4SupersonicFlow［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2020，45（55）：31118-31129.

［127］LiZX，MoradiR，MarashiSM，etal.InfluenceofBackward-FacingStepontheMixingEfficiencyofMultiMicrojetsatSupersonicFlow［J］.ActaAstronautica，2020，175：37-44.

［128］KummithaOR，PandeyKM，GuptaR.CFDAnalysisofaScramjetCombustorwithCavityBasedFlameHolders［J］.ActaAstronautica，2018，144：244-253.

［129］KummithaOR.NumericalAnalysisofHydrogenFuelScramjetCombustorwithTurbulenceDevelopmentInsertsandwithDifferentTurbulenceModels［J］.InternationalJournalofHydrogenEnergy，2017，42（9）：6360-6368.

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

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（12072367）;湖南省自然科學(xué)基金項(xiàng)目（2022JJ4666）;湖南省研究生科研創(chuàng)新項(xiàng)目（CX20210023）

作者簡(jiǎn)介：唐浩然（1993-），男，山東淄博人，碩士研究生。

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