王文龍　蔡子林　馬岑睿　王宏宇

摘要：燃料的摻混增強(qiáng)技術(shù)是現(xiàn)代超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)， 針對(duì)如何使燃料充分摻混， 研究人員發(fā)展了多種摻混增強(qiáng)方法， 主要分為主動(dòng)式和被動(dòng)式兩類。 主動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)是依靠大尺度的自激勵(lì)來提高燃料的摻混程度， 因其易于控制、 結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單等優(yōu)點(diǎn)逐漸受到研究人員的青睞。 本文針對(duì)三種主動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)： 等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)、 波形/粗糙壁擾流技術(shù)和脈沖射流擾流技術(shù)進(jìn)行了討論， 介紹了其研究現(xiàn)狀和發(fā)展前景， 并對(duì)未來的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了合理的展望， 為未來超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)燃料摻混增強(qiáng)技術(shù)的進(jìn)一步優(yōu)化發(fā)展提供了思路。

關(guān)鍵詞：超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)； 摻混增強(qiáng)； 等離子體能量沉積； 波形/粗糙壁擾流； 脈沖射流擾流

中圖分類號(hào)： TJ760; V436文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)： 1673-5048（2023）03-0112-10

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0161

0引言

作為未來高超聲速飛行器的理想推進(jìn)裝置， 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在航天航空領(lǐng)域中備受矚目， 由于可以在攀升過程中從大氣里獲得氧氣， 所以無需攜帶氧化劑， 在消耗相同質(zhì)量燃料的條件下， 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可以產(chǎn)生4倍于火箭的推力。 在使用碳?xì)淙剂蠒r(shí)， 裝備超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器飛行速度一般在8馬赫數(shù)以下， 當(dāng)其攜帶液氫燃料時(shí)可以使飛行器的飛行速度達(dá)到6～25馬赫數(shù)。 因?yàn)榫哂薪Y(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、 質(zhì)量輕便、 高馬赫數(shù)飛行時(shí)比沖大的特點(diǎn)， 其在巡航導(dǎo)彈、 高超聲速飛行器等方面擁有廣闊的應(yīng)用前景［1］。 在正常工作狀態(tài)下， 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道中氣流的駐留時(shí)間為毫秒級(jí)［2］， 如何保證發(fā)動(dòng)機(jī)在如此短的時(shí)間內(nèi)完成燃料摻混、 點(diǎn)火并實(shí)現(xiàn)高效穩(wěn)定的燃燒， 是一個(gè)困惑科研人員已久的難題。 因此， 增強(qiáng)燃料高效快速的摻混是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中面臨的重要問題［3-7］。

燃料摻混增強(qiáng)技術(shù)按照其作用方式可劃分為主動(dòng)式和被動(dòng)式兩類［8］。 常見的被動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)有凹腔、 斜坡、 支板、 臺(tái)階等， 原理一般是通過產(chǎn)生的流向渦、 回流渦等促進(jìn)燃料摻混； 而主動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)有脈沖射流、 FLIP-FLOP噴嘴、 聲學(xué)激勵(lì)等， 原理一般是采用大尺度外加激勵(lì)來促進(jìn)燃料摻混。 目前一些常見的主動(dòng)和被動(dòng)摻混技術(shù)中， 主動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)因?yàn)槠湟子诳刂坪蛽交煨Ч己谜饾u受到研究人員的青睞。 近些年來， 隨著對(duì)主動(dòng)摻混增強(qiáng)技術(shù)研究的深入， 一些有代表性的主動(dòng)摻混方法進(jìn)入了研究人員的視野： 如等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)、 波形/粗糙壁擾流技術(shù)、 脈沖射流擾流技術(shù)。 本文介紹了這三種前沿技術(shù)的研究現(xiàn)狀和國(guó)內(nèi)外最新的研究進(jìn)展， 并結(jié)合實(shí)際對(duì)未來的發(fā)展前景做出了合理的展望， 最后對(duì)各種方式的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了總結(jié)。

1等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)

等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)是一種有能量注入的主動(dòng)控制技術(shù)［9］， 其原理在于利用等離子體放電誘導(dǎo)的力/熱擾動(dòng)對(duì)流動(dòng)加以控制。 等離子體能量沉積的響應(yīng)時(shí)間一般不超過1 ms， 頻率可低至10-2? Hz， 而最大可到102? kHz量級(jí)的范圍； 激勵(lì)器的結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單， 易于安裝和大范圍布置， 不容易引起初始的氣動(dòng)型面的劇變， 且易于掌控［10］。 等離子體流動(dòng)控制研究在國(guó)際社會(huì)上引起重視已久， 2009年， 以等離子體氣動(dòng)激勵(lì)為代表的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)被美國(guó)航空航天學(xué)會(huì)（AIAA）列為10項(xiàng)航空航天前沿技術(shù)的第5項(xiàng)。 國(guó)外的等離子體流動(dòng)控制研究已經(jīng)開展了幾十年之久， 最早由美國(guó)于20世紀(jì)60年代開始研究， 相較于國(guó)內(nèi)有豐富的經(jīng)驗(yàn)， 其早期的研究主要針對(duì)高超聲速飛行器阻力， 而近十多年來， 在亞聲速等離子體流動(dòng)控制方面的研究逐漸增多［11-12］。 國(guó)內(nèi)作為后期之秀， 也取得了一定的研究成果。 文獻(xiàn)［11］對(duì)現(xiàn)有的幾類等離子體激勵(lì)器進(jìn)行了歸納總結(jié)；文獻(xiàn)［13-14］通過一系列研究等離子體流動(dòng)控制的實(shí)驗(yàn)和模擬初步揭示了等離子體體積力的作用機(jī)理， 為后續(xù)研究打下了基礎(chǔ)； 文獻(xiàn)［15］將等離子體激勵(lì)器沿軸向放置來產(chǎn)生周向旋流， 從而獲得了機(jī)械式旋流器的效果并取得較好控制性。 本文所提及的等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)也是在高速流動(dòng)控制中一種備受關(guān)注的方法， 該方法是利用微/納秒時(shí)間尺度的氣體放電極速放熱所形成的局部力、 熱沖擊， 通過流場(chǎng)輸運(yùn)的動(dòng)量和能量給流場(chǎng)施加非定常擾動(dòng)， 具有響應(yīng)時(shí)間短、 強(qiáng)度大、 頻度寬等特點(diǎn)， 并可根據(jù)來流條件的變化調(diào)整工作狀態(tài)， 在高速流動(dòng)控制方面有一定的優(yōu)勢(shì)［16-18］。

1.1等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)研究進(jìn)展

由于等離子體能量沉積激勵(lì)器不侵入流場(chǎng)， 可彌補(bǔ)物理裝置帶來的阻力和總壓損失大的技術(shù)缺陷， 有研究者考慮將其作為增強(qiáng)燃料摻混的輔助手段， 并探索了摻混增強(qiáng)機(jī)理。 20世紀(jì)60年代中期， 通過聚焦激光束達(dá)到高輻射能量密度來實(shí)現(xiàn)氣體擊穿的方法被發(fā)現(xiàn)［19-20］， Adelgren 等［21］實(shí)現(xiàn)了脈沖激光能量沉積； Yan等［22］通過實(shí)驗(yàn)， 給出了脈沖能量為145 mJ、 脈寬為10 ns的遠(yuǎn)程微波能量沉積經(jīng)過20 μs后的溫度和壓力等值線分布， 如圖1～2所示。

2006年， Leonov等［23］通過實(shí)驗(yàn)證明了電弧能量沉積產(chǎn)生的極速湍流膨脹效應(yīng)（如圖3所示）對(duì)非預(yù)混多組分流動(dòng)的摻混具有促進(jìn)作用。 2017年， Leonov等［24］研究了準(zhǔn)直流放電對(duì)超聲速燃燒室直接射流氣體燃料（H2和C2H4）的點(diǎn)火和火焰保持效應(yīng)， 嘗試了不同的壓力、 燃料質(zhì)量流量、 幾何構(gòu)型和放電功率。 實(shí)驗(yàn)證明氫的燃燒和火焰保持是通過等離子體射流模塊（PIM）的H2+C2H4聯(lián)合噴射。 2018年， Leonov等［25］通過凹腔和等直流放電器對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)摻混效果的實(shí)驗(yàn)， 發(fā)現(xiàn)由等離子體引起的激波對(duì)凹腔上方的剪切層有兩方面的影響： 一是增強(qiáng)了混合； 二是增加了空腔內(nèi)的壓力， 導(dǎo)致了流動(dòng)結(jié)構(gòu)的改變。

Samimy［26］設(shè)計(jì)了一種面向高速內(nèi)流控制的等離子體能量沉積裝置， 并論述了其在摻混增強(qiáng)方面的作用， 如圖4所示。

嚴(yán)紅等［27-29］通過LES模擬研究脈沖能量沉積在圓管自由射流摻混中的控制效果等一系列仿真和實(shí)驗(yàn)， 證明了在一定激勵(lì)頻率下脈沖能量沉積能夠有效促進(jìn)射流剪切層大尺度結(jié)構(gòu)的發(fā)展， 并發(fā)現(xiàn)當(dāng)能量沉積位于射流上方時(shí)， 更有利于射流剪切層大尺度渦結(jié)構(gòu)的形成和發(fā)展， 從而實(shí)現(xiàn)更好的摻混， 如圖5所示。

Ombrello等［30］通過實(shí)驗(yàn)研究了瞬態(tài)高壓、 高溫、 高速爆轟脈沖在M2射流中的摻混增強(qiáng)作用， 利用高幀率影像和平面激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)研究了爆轟羽流與超聲速流動(dòng)的相互作用。 結(jié)果表明， 爆轟脈沖發(fā)生器在某一距離時(shí)會(huì)使摻混效果最好。

Rogg等［31］對(duì)重復(fù)激光火花激勵(lì)法在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中的摻混增強(qiáng)效應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值研究， 研究了單個(gè)激光火花對(duì)摻混的影響與重復(fù)激光火花影響的區(qū)別。 結(jié)果發(fā)現(xiàn)， 重復(fù)的激光火花比單一的激光火花更能增強(qiáng)摻混效果。 主要的摻混增強(qiáng)途徑來自于火花激勵(lì)引起的混合體積的增加。

Zheltovodov等［32］基于歐拉方程的數(shù)值模擬證明了脈沖能量沉積可以提高強(qiáng)超聲速氣流與低密度超聲速同向射流之間的摻混效果。 在最新的研究成果中， Liu等［33］通過求解三維非定常流動(dòng)的雷諾平均N-S方程， 在空間和時(shí)間上研究了脈沖能量沉積對(duì)超聲速圓射流混合增強(qiáng)的機(jī)理。 結(jié)果表明， 射流內(nèi)部的能量沉積對(duì)射流摻混的促進(jìn)作用要比之前射流上方的能量沉積更有效。 射流摻混效果的增強(qiáng)主要是通過能量沉積區(qū)與斜激波相互作用引發(fā)的大尺度渦來實(shí)現(xiàn)的。

1.2等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)的未來研究趨勢(shì)和發(fā)展前景

近年來， 在主動(dòng)控制技術(shù)的等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)方面， 脈沖電弧放電和等離子體合成射流激勵(lì)器呈現(xiàn)出高強(qiáng)度、 寬頻帶的特征， 在 STBLI（激波/湍流邊界層干擾）的控制中受到了重點(diǎn)關(guān)注［34-37］， 但在實(shí)際運(yùn)用方面還需要摸索。 目前的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要以工作馬赫數(shù)范圍較窄的彈用尺寸為主， 比如美國(guó) X-51A“乘波者”高超聲速飛行器， 只實(shí)現(xiàn)了使用的馬赫數(shù)為4.8～5.1范圍的飛行驗(yàn)證， 而該飛行器的設(shè)計(jì)飛行馬赫數(shù)在6～6.5之間， 根本無法滿足需求［38］。 所以寬域、 火焰穩(wěn)定等技術(shù)需求亟待在未來的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上實(shí)現(xiàn)。

針對(duì)上述問題， 國(guó)外提出了利用等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)促進(jìn)超聲速橫向射流摻混的科學(xué)構(gòu)想， 比如通過等離子體能量沉積的“誘導(dǎo)流向渦”和“湍流膨脹效應(yīng)”之類的效應(yīng)及其與橫向射流誘導(dǎo)的 STBLI 相互作用的方式來提升橫向射流的摻混效率。 發(fā)展使用高頻脈沖放電等離子能量沉積摻混增強(qiáng)的新方法并研究這些效應(yīng)如何相互作用來增強(qiáng)橫向射流摻混的機(jī)理成為了未來十分有用的研究方向， 目前有一些可能有利于摻混的猜想， 如圖6所示。

而對(duì)于等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)的數(shù)學(xué)物理模型建立和仿真方法方面， 還存在重重困難［10］。 在高馬赫數(shù)和高雷諾數(shù)下的RANS 方法對(duì)于模擬該類激勵(lì)過程， 精度遠(yuǎn)遠(yuǎn)不及LES模擬， 而LES模擬計(jì)算需要漫長(zhǎng)的周期和巨大的花費(fèi)， 這是一個(gè)難以避免問題； 未來需要基于多物理場(chǎng)耦合的數(shù)值模擬結(jié)果以及具有更高空間與時(shí)間精度的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來建立更高精度的數(shù)學(xué)模型， 這些問題都亟待解決。

2波形/粗糙壁擾流技術(shù)

波形/粗糙壁擾流技術(shù)在超聲速混合增強(qiáng)方面的研究是近幾年才興起的。 其本質(zhì)是激波發(fā)生器， 大量的實(shí)驗(yàn)和計(jì)算研究證實(shí)了燃燒室中的激波發(fā)生器可以有效地提高燃料的摻混效率［39-44］。 其主要原理為： 由高超聲速來流流過波形壁的表面波產(chǎn)生的激波與射流相互作用， 從而引起流場(chǎng)的變化而導(dǎo)致其摻混作用的增強(qiáng)。 原理圖如圖7所示。 作為一種新興的主動(dòng)混合增強(qiáng)技術(shù)， 其在未來的應(yīng)用方面十分有前景。

2.1波形/粗糙壁擾流技術(shù)研究進(jìn)展

波形/粗糙壁擾流技術(shù)在高超聲速流動(dòng)方面的運(yùn)用與粗糙表面的STBLI息息相關(guān)， 然而根據(jù)現(xiàn)有資料［45］， 關(guān)于粗糙面的STBLI研究少之又少。 研究者都觀察到了粗糙表面對(duì)流動(dòng)顯著的影響， Disimile［46］通過對(duì)一逆壓梯度作用下粗糙表面的可壓縮湍流邊界層特性進(jìn)行研究， 觀察到流動(dòng)的分離因?yàn)榇植诙榷鴶U(kuò)大， 這證明了粗糙度對(duì)流動(dòng)的影響， 哪怕是低粗糙度也能增強(qiáng)粗糙面STBLI分離［47］。

2018年， Rahman等［48］對(duì)受到斜激波撞擊的在平面上變化的湍流邊界層進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算， 采用SST k-ω模型進(jìn)行三維雷諾平均N-S （RANS）穩(wěn)態(tài)模擬， 在部分壁面中構(gòu)造波形壁面， 研究其對(duì)激波湍流邊界層的影響， 發(fā)現(xiàn)波形面的頻率比波長(zhǎng)對(duì)平均流量有更重要的影響。

2019年， Gerdroodbary等［49］研究了上游波形壁對(duì)氫燃料射流混合效率的影響， 通過CFD數(shù)值模擬研究了幾組不同波長(zhǎng)和頻率的波形壁在不同來流馬赫數(shù)下?lián)交煨实淖兓?結(jié)果表明， 相同條件下， 當(dāng)來流馬赫數(shù)從2增加到4時(shí)， 燃料的混合效率有顯著增強(qiáng)。 正弦波形壁振幅增大或者馬赫數(shù)增大時(shí)， 射流上游的回流區(qū)明顯增大， 如圖8所示， 這是混合增強(qiáng)的原因之一。

Manh等［50］采用同樣的數(shù)值方法模擬了上游波形壁對(duì)噴油器下游氫橫向射流分布的影響。 結(jié)果表明， 正弦波可以極大地改變超聲速燃燒室內(nèi)的流動(dòng)特征， 并且回流區(qū)也出現(xiàn)了正弦壁和超聲速來流相互作用而產(chǎn)生了兩種激波： 弓形激波和分離激波， 而高振幅的波形壁誘導(dǎo)產(chǎn)生的弓形激波顯著提高了混合效率。 Li等［51］進(jìn)一步采用數(shù)值模擬的方法研究了上游正弦波形壁的頻率對(duì)氫氣橫向射流的影響， 發(fā)現(xiàn)當(dāng)正弦波形壁的頻率足夠高時(shí)， 混合速率顯著增加——頻率為1 200 Hz的正弦波形壁可以使混合效率大約增加25%以上。 2019年， Li等［52］將正弦波形壁安置在射流上游燃燒室上壁面并使用了多孔射流技術(shù)， 研究后發(fā)現(xiàn)， 正弦波形壁增加了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)氫氣的混合效率。 此外， 正弦波形壁增幅的增大也有利于燃燒室內(nèi)燃油射流與超聲速主流的混合（如圖9所示）， 同時(shí)還發(fā)現(xiàn)了誘導(dǎo)激波強(qiáng)度增加對(duì)燃料摻混也有顯著的促進(jìn)作用。

2021年， Jiang等［53］研究了多個(gè)射流孔下游正弦波形壁作用下多氫射流的混合與分布， 利用SST湍流模型對(duì)馬赫數(shù)為4的多孔氫射流進(jìn)行了數(shù)值模擬。 研究結(jié)果表明， 增加下游波壁的頻率可以極大地影響燃油在下游的分布。 最后得到的結(jié)果清楚地顯示， 下游波壁通過背壓和壓縮波增加了射流的法向動(dòng)量， 改善了射流下游的燃油混合。 但是這種效應(yīng)僅限于正弦波區(qū)頂部的局部區(qū)域， 同時(shí)也發(fā)現(xiàn)波形壁在噴孔下游的情況中過大的頻率會(huì)影響摻混效果， 這是由于靠近末噴流的波壁將末噴流推向上游， 限制了末噴流的擴(kuò)張。 Tong等［45］對(duì)30°斜激波與超高聲速湍流邊界層的相互作用采用DNS方法進(jìn)行了模擬， 研究了其在有波形壁面上的相互作用， 并與相同流動(dòng)條件下只有平壁面的數(shù)值進(jìn)行了比較。 通過系統(tǒng)研究波形壁對(duì)流場(chǎng)流動(dòng)、 表面摩擦、 壓力和湍流動(dòng)能的影響和湍流動(dòng)能分析表明， 在近壁面區(qū)域， 流場(chǎng)的擴(kuò)散和輸運(yùn)均顯著增加， 而耗散在近壁面區(qū)域也會(huì)增大。 波形壁的存在明顯地改變了近壁區(qū)域的流場(chǎng)， 但對(duì)外層的影響不大， 圖10（a）～（b）分別為平面壁和波形壁的湍動(dòng)能云圖， 粉色實(shí)線和灰色虛線分別代表平均聲波線和分離流線。 根據(jù)研究成果可以發(fā)現(xiàn)， 波形壁對(duì)摻混效果的影響與其來流馬赫數(shù)、 波形振幅、 頻率以及其分布位置有關(guān)。

2.2波形/粗糙壁擾流技術(shù)未來研究趨勢(shì)和發(fā)展前景

波形/粗糙壁擾流技術(shù)作為一種新興的主動(dòng)摻混方式， 其優(yōu)點(diǎn)不僅在于成本低、 摻混效果好、 易于控制， 更在于易于維護(hù)。 但由于是新興的摻混方式， 故其還需要進(jìn)一步研究。 目前， 有研究人員將波形壁與一些被動(dòng)式摻混方式結(jié)合在一起， 利用多噴孔噴射系統(tǒng)增強(qiáng)了燃燒室內(nèi)的燃料混合和滲透。

波形/粗糙壁擾流技術(shù)的運(yùn)用一般和壁面多孔橫向射流技術(shù)結(jié)合在一起。? 與單孔橫向射流技術(shù)對(duì)比， 雙孔

橫向射流技術(shù)具有混合效率大、 燃料穿透深度大等優(yōu)勢(shì)， 其下游噴孔射流所產(chǎn)生的馬赫盤比上游噴孔所產(chǎn)生的馬赫盤位于更高的位置， 且其尺寸更大［54］， 上游射流有效阻擋了來流對(duì)下游射流的沖擊， 一定程度上促進(jìn)了燃料摻混的增強(qiáng)， 其機(jī)理如圖11所示。

在波形壁和多孔射流結(jié)合方面， 發(fā)現(xiàn)隨著多孔射流數(shù)的增大， 射流面積也隨之增大， 射流空間的增大加劇了噴氣出口內(nèi)部小環(huán)流的形成， 從而增強(qiáng)了燃油的分布。 波形壁和多孔射流的結(jié)合有效提高了摻混效率， 未來波形壁和多孔射流的結(jié)合方式為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研制提供了新的思路。

對(duì)波形壁的研究不僅可以用于波形壁面， 由于波形壁增加摻混的原理是通過激波作用于流場(chǎng)， 有相關(guān)研究人員利用波形表面的不規(guī)則和粗糙的特征， 將其運(yùn)用到其他摻混控制方式上去。 Kummitha等［55-56］對(duì)一種波形支板噴油器（如圖12所示）進(jìn)行流場(chǎng)仿真， 發(fā)現(xiàn)采用波形支管噴油器后， 斜激波數(shù)量增加， 波形面的設(shè)計(jì)提高了湍流度從而導(dǎo)致了混合的增強(qiáng)， 通過分析得出其對(duì)空氣和燃油的摻混有明顯增強(qiáng)作用。

波形/粗糙壁擾流技術(shù)是未來理想摻混增強(qiáng)方式， 但是其目前的研究?jī)H停留在數(shù)值仿真階段， 未來還需開展地面風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行深度研究， 和仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比和改進(jìn)。 同時(shí)， 波形壁和其他被動(dòng)摻混方式比如多孔射流的方法進(jìn)行結(jié)合也可以很大程度地提高摻混效率， 但這方面的研究少之又少， 要實(shí)現(xiàn)應(yīng)用， 未來還有很長(zhǎng)的一段路需要走。

3脈沖射流擾流技術(shù)

脈沖射流擾流技術(shù)的作用對(duì)象和前兩種摻混方式有一定區(qū)別， 這種技術(shù)是通過對(duì)射流施加激勵(lì)來對(duì)流場(chǎng)造成擾動(dòng)以達(dá)到改善摻混效果。 該技術(shù)最早要始于FLIP-FLOP噴嘴， FLIP-FLOP噴嘴這個(gè)概念是20世紀(jì)60年代的研究產(chǎn)物， Viets［57］將這個(gè)概念應(yīng)用到噴管上用來獲得推力矢量。 根據(jù)選定的幾何形狀， 噴嘴可以在任何頻率下以任何方向振蕩， 可以利用聲激勵(lì)來控制振蕩的相位， 當(dāng)其像Hartmann-Sprenger 管一樣施加縱向壓力時(shí)， 出口的空氣流動(dòng)方向可以被任意控制。 這種噴管被認(rèn)為是一種不需要任何運(yùn)動(dòng)部件就能產(chǎn)生振蕩射流的射流裝置。 其基本構(gòu)型主要由主噴管、 腔室、 連接管和控制端口組成， 示意圖如圖13所示。

脈沖射流可以說是FLIP-FLOP噴嘴的延續(xù)， 最早的研究是在20世紀(jì)90年代初， Randolph等［59］表明， 低頻脈沖（1 Hz）的氦在馬赫數(shù) 2.5的橫向射流中的穿透深度比相同動(dòng)量通量值的穩(wěn)定射流平均深12%。 在低速不可壓的射流實(shí)驗(yàn)中， 射流在噴嘴出口處由于與周圍環(huán)境存在速度梯度而形成剪切層， 導(dǎo)致產(chǎn)生剪切渦， 剪切渦會(huì)促進(jìn)射流向周圍環(huán)境擴(kuò)散， 這可能是脈沖射流的作用原理之一。 橫向脈沖射流對(duì)于穿透深度和混合的影響可以歸納為三點(diǎn)： 一是脈沖射流可以誘發(fā)更大的起始渦環(huán)， 有利于促進(jìn)燃料摻混； 二是在脈沖射流頻率較高的條件下， 相鄰渦環(huán)間會(huì)發(fā)生提高穿透深度并促進(jìn)混合的相互作用； 三是可以在固定射流質(zhì)量流量的條件下提高能直接決定射流-來流動(dòng)壓比的噴注壓降。 鑒于上述三點(diǎn)優(yōu)勢(shì)， 未來有很大的發(fā)展空間。

3.1脈沖射流擾流研究現(xiàn)狀

Kato等［60］發(fā)現(xiàn)當(dāng)射流速度處于動(dòng)態(tài)變化的條件下時(shí)， 在噴嘴出口處誘發(fā)的更大尺寸的渦環(huán)將會(huì)加快摻混速度； Raman等［61］采用壓阻式壓力傳感器和皮托管探頭等設(shè)備對(duì)FLIP-FLOP噴嘴的射流進(jìn)行了非定常速度和壓力測(cè)量， 利用高速攝影的煙流可視化技術(shù)記錄了射流的振蕩， 如圖14所示。 同時(shí)， 將適用范圍從原來的低聲速拓展到了高聲速。

Johari等［62］研究了橫向脈沖射流中穿透深度和混合方面的關(guān)系， 這實(shí)際上取決于靠近噴嘴處的渦旋作用； 其還研究了占空比對(duì)脈沖射流的影響， 結(jié)果發(fā)現(xiàn)， 在固定的噴注時(shí)間內(nèi)， 增加占空比可以減少噴射穿透。 短噴注時(shí)間脈沖射流的稀釋和混合也比穩(wěn)定射流得到改善， 對(duì)于分離效果較好且噴注時(shí)間較短的脈沖， 混合效率的最大增幅約為50%。 隨后， Johari等［63］提出一種基于射流脈沖沖程比和脈沖占空比的全脈沖射流分類方案， 并給出噴嘴附近和遠(yuǎn)場(chǎng)內(nèi)流動(dòng)結(jié)構(gòu)相互作用的判據(jù)。 Mi等［64］使用冷絲探針對(duì)噴管的擾動(dòng)射流和非擾動(dòng)自由射流進(jìn)行溫度測(cè)量， 結(jié)果發(fā)現(xiàn)， 擾動(dòng)射流對(duì)比非擾動(dòng)射流而言， 其周圍流體的混合速率更高； 該研究同時(shí)表明， 擾動(dòng)射流的斯特羅哈爾數(shù)對(duì)射流混合有顯著影響： 在高斯特羅哈爾數(shù)時(shí)， 混合性能較好。 Bender等［65］通過實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬表明， 正弦脈沖空氣射流確實(shí)改善了穩(wěn)定不可壓縮流的穿透效果。 Eroglu等［66］通過化學(xué)反應(yīng)激光誘導(dǎo)熒光實(shí)驗(yàn)， 研究了周期性擾動(dòng)對(duì)橫向射流結(jié)構(gòu)和摻混的影響， 證實(shí)了在穩(wěn)態(tài)和非穩(wěn)態(tài)條件下渦環(huán)的產(chǎn)生過程： 在低頻脈動(dòng)條件下采用方波形式脈沖的渦環(huán)比穩(wěn)定射流穿透更深。 Koso等［67］通過測(cè)量整體平均速度和壓力， 研究了噴管擴(kuò)壓器通道喉道寬度對(duì)射流振蕩的影響。 結(jié)果表明， 隨著喉道寬度的減小， 振蕩頻率略有增加， 當(dāng)喉道寬度小于一定寬度時(shí)， 振蕩最終停止。 2007年， Naruse等［68］提出了一種新型FLIP-FLOP噴嘴， 其由主噴管出口、 側(cè)壁和目標(biāo)體組成， 然后通過實(shí)驗(yàn)證明了其效用性， 即簡(jiǎn)單地利用滑動(dòng)側(cè)壁控制射流方向和振蕩頻率。 實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明存在兩種射流振蕩現(xiàn)象， 一種出現(xiàn)在側(cè)壁長(zhǎng)度較短時(shí)， 另一種出現(xiàn)在側(cè)壁長(zhǎng)度較長(zhǎng)時(shí)。 其裝置示意圖如圖15所示。

Kouchi等［69］進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和二維RANS數(shù)值模擬。 實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示， 對(duì)于一定的注射壓力， 脈沖射流在注射壓力上升階段的穿透比在注射壓力下降階段的要高， 脈沖射流在噴嘴附近的渦強(qiáng)度大于穩(wěn)態(tài)射流； 數(shù)值模擬顯示， 脈沖頻率的過度變化會(huì)影響射流流場(chǎng)趨于定常射流狀態(tài)， 在最佳脈沖射流頻率10 kHz的條件下， 射流穿透深度相較于原來可以提高大約60%。 Cutler等［70］研制了一種新型高速高頻脈沖射流噴注器， 其頻率可達(dá)13 kHz； 同時(shí)， 研究了聲速的氦氣脈沖噴注進(jìn)入超聲速氣流時(shí)的噴注效果。 結(jié)果表明， 隨著脈動(dòng)和氦穿透深度的增加， 平均羽流橫截面尺寸適度減小。 Williams等［71］利用FLUENT建立了冷流數(shù)值模型， 研究頻率為8 kHz， 16 kHz， 24 kHz和32 kHz時(shí)的脈沖射流， 發(fā)現(xiàn)當(dāng)16 kHz時(shí)氫射流對(duì)超聲速氣流的穿透作用最大， 摻混效果最好， 部分馬赫數(shù)等高線如圖16所示。

Yang等［72］研究了低流速情況下射入靜態(tài)空氣中的脈沖液體射流的破碎情況， 發(fā)現(xiàn)射流在低頻處表現(xiàn)出強(qiáng)響應(yīng)， 在高頻處表現(xiàn)出相應(yīng)的弱響應(yīng)。 Kento等［73］采用CFD數(shù)值模擬的方法對(duì)FLIP-FLOP噴嘴的射流進(jìn)行了仿真模擬， 從一個(gè)近似的動(dòng)量方程出發(fā)， 導(dǎo)出了橫隔板的工作振幅與頻率的關(guān)系， 而后通過對(duì)Re=100時(shí)的振蕩射流進(jìn)行數(shù)值模擬來驗(yàn)證這個(gè)關(guān)系。 結(jié)果發(fā)現(xiàn)當(dāng)膜片的工作速度滿足所提出的關(guān)系時(shí)， 射流振動(dòng)與膜片振動(dòng)同步。 雖然上述研究人員對(duì)FLIP-FLOP噴嘴有了一定的研究， 但對(duì)其振蕩機(jī)理尚未完全理解。 對(duì)此Inoue等［74］在對(duì)連接管和噴管內(nèi)部壓力和速度測(cè)量的基礎(chǔ)上， 研究了噴管的振動(dòng)機(jī)理， 先引入壓力對(duì)時(shí)間的積分作為累積流動(dòng)功， 以單端口控制實(shí)驗(yàn)作為對(duì)照， 發(fā)現(xiàn)累積的流動(dòng)功足以決定射流振蕩的主導(dǎo)頻率。 2019年， Chen等［75］使用RANS方法數(shù)值模擬了HyShot Ⅱ型超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二維和三維狀態(tài)下的氫氣燃料脈沖射流流場(chǎng)。 研究發(fā)現(xiàn)， 在脈沖燃料噴射過程中， 由于總壓脈沖導(dǎo)致噴油器內(nèi)部形成了復(fù)雜的波結(jié)構(gòu)， 這些波導(dǎo)致了燃油流的波形分布。 雖然無法直接證明脈沖噴射會(huì)增加燃料穿透深度， 但卻觀察到很高的湍動(dòng)能水平。 隨著區(qū)域湍動(dòng)能的增加， 脈沖燃料噴射摻混效率提高了30%左右， 同時(shí)， 脈沖頻率也對(duì)湍動(dòng)能有一定影響， 如圖17所示。

Zhao等［76］采用基于SST湍流模型的URANS模擬方法， 研究了超聲速橫流中脈沖頻率和振幅對(duì)射流流場(chǎng)和摻混效果的影響。 在考慮射流激勵(lì)頻率影響的情況下， 50 kHz的脈沖頻率存在最佳摻混效果， 氫在遠(yuǎn)場(chǎng)下游的最大質(zhì)量分?jǐn)?shù)的衰減率與脈沖射流的頻率有關(guān)； 此外， 總壓恢復(fù)系數(shù)受脈沖頻率和振幅的影響較小。 孫永鵬［77］利用RANS研究了對(duì)空氣射流施加激勵(lì)對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及燃料混合性能的影響， 發(fā)現(xiàn)脈沖頻率為50 kHz時(shí)， 對(duì)燃料／空氣的摻混效果最好， 這驗(yàn)證了之前文獻(xiàn)［76］的研究。 隨后， Zhao等［78］又采用大渦模擬方法， 研究了10°角下超聲速橫流中頻率最佳的脈沖射流強(qiáng)化混合燃燒機(jī)理： 在脈沖射流中存在順時(shí)針旋轉(zhuǎn)剪切層渦結(jié)構(gòu)和逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)剪切層渦結(jié)構(gòu)， 而在穩(wěn)定射流中只存在一種逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)剪切層渦結(jié)構(gòu)， 而這些不同尺度的結(jié)構(gòu)對(duì)混合過程和火焰分布有顯著影響； 同時(shí)， 發(fā)現(xiàn)最佳脈沖射流頻率為40 kHz。 為了進(jìn)一步驗(yàn)證這一理論， 在脈沖射流頻率為40 kHz的條件下進(jìn)行了URANS模擬， 發(fā)現(xiàn)摻混和燃燒效率獲得進(jìn)一步提高。

2021年， Hirata等［79］在壓力和速度測(cè)量的基礎(chǔ)上， 研究了帶有一個(gè)反饋回路的經(jīng)典FLIP-FLOP噴嘴的振蕩頻率。 研究者用三角波模擬了連接管兩端壓差的軌跡， 并對(duì)連接管內(nèi)的流速進(jìn)行了計(jì)算， 發(fā)現(xiàn)基于此得到的累積流動(dòng)功預(yù)測(cè)的射流振蕩頻率與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。 Sasongko等［80］在開環(huán)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中， 研究了后傾角對(duì)脈沖射流橫流流動(dòng)和射流色散特性的影響， 發(fā)現(xiàn)較小的射流后傾角會(huì)導(dǎo)致射流擴(kuò)散和橫向射流擴(kuò)展寬度的增大， 在射流后傾角為20°時(shí)， 射流擴(kuò)散指數(shù)和橫向射流擴(kuò)展寬度達(dá)到最大值， 在射流后傾角小于20°的位置設(shè)置射流后傾角可使脈沖射流在橫流中的擴(kuò)散增加。

3.2新型射流組織與噴注技術(shù)

關(guān)于未來FLIP-FLOP噴嘴的發(fā)展前景， 目前來說主要有兩個(gè)方面： 第一是射流振蕩機(jī)理的補(bǔ)充完善； 第二是在實(shí)際應(yīng)用中仍然有一定的發(fā)展空間。

對(duì)于其射流振蕩機(jī)理， 研究人員目前尚未完全理解。 射流振蕩的頻率f主要取決于連接管的長(zhǎng)度、 體積、 流量、 噴嘴的幾何形狀等參數(shù)， 然而， 根據(jù)現(xiàn)有的經(jīng)驗(yàn)公式仍然存在較大的誤差。 阻礙精確數(shù)學(xué)模型建立的主要因素之一是FLIP-FLOP噴嘴內(nèi)部流動(dòng)的時(shí)間和空間復(fù)雜性， 例如， 準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)方法不適用于非常低的主導(dǎo)頻率， 而動(dòng)量理論方法很難設(shè)置控制體積。 對(duì)此， 未來需要采取更有效的方法來更深一步研究FLIP-FLOP噴嘴的射流振蕩機(jī)理。

而對(duì)于脈沖射流在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃料摻混方面的應(yīng)用， 在實(shí)際中還尚在起步階段， 目前針對(duì)脈沖射流的研究大都是采用數(shù)值模擬進(jìn)行的， 在實(shí)物實(shí)驗(yàn)方面的研究還有一定欠缺， 未來還有很大的發(fā)展空間。

脈沖射流中波形以正弦變化是比較好的方式， 脈沖的頻率在特定工況下具有最優(yōu)值， 但是這與射流條件等因素有關(guān)。 脈沖頻率的選擇是一個(gè)需要考慮的問題， 目前并未找到頻率和流場(chǎng)之間的內(nèi)在聯(lián)系， 而且實(shí)驗(yàn)的壓力變化相較與仿真壓力變化具有滯后性。 所以未來可以將實(shí)驗(yàn)和仿真相結(jié)合， 建立比較完善的頻率選擇法則。

4總結(jié)與思考

本文介紹了等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)、 波形/粗糙壁擾流技術(shù)、 脈沖射流擾流技術(shù)三種新型主動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)的研究進(jìn)展和發(fā)展前景， 得出了以下結(jié)論：

（1） 等離子體能量沉積輔助摻混技術(shù)是一種利用激勵(lì)器產(chǎn)生等離子體誘導(dǎo)射流對(duì)流體的流動(dòng)加以控制的主動(dòng)式摻混技術(shù)， 其最大的特點(diǎn)就是可以在不侵入流場(chǎng)的情況下利用極小的時(shí)間尺度通過氣體放電極速放熱給流場(chǎng)施加非定常擾動(dòng)。 其優(yōu)點(diǎn)十分顯著， 即易于控制， 反應(yīng)快。 但對(duì)于其摻混效果的機(jī)理還有待研究， 未來可以使用多個(gè)激勵(lì)器對(duì)流場(chǎng)施加全方位擾動(dòng)， 探究多個(gè)激勵(lì)器對(duì)流場(chǎng)擾動(dòng)的影響。

（2） 波形/粗糙壁擾流技術(shù)是一種通過高超聲速來流流過波形壁的表面波產(chǎn)生的激波與射流相互作用從而引起流場(chǎng)的變化而導(dǎo)致其摻混作用增強(qiáng)的主動(dòng)式摻混技術(shù)， 是通過改變內(nèi)流道壁面的粗糙度進(jìn)而通過激波對(duì)射流進(jìn)行作用來改變摻混效果。 其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單， 摻混效果良好， 但目前研究尚在起步階段， 缺乏實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證， 且對(duì)這項(xiàng)技術(shù)的研究并不全面。 未來可以利用多孔射流等技術(shù)與之進(jìn)行結(jié)合來提升摻混效果， 同時(shí)也可以利用波形結(jié)構(gòu)粗糙不平的特點(diǎn)作用于類似支板一類的其他結(jié)構(gòu)上以提高摻混效果。

（3） 脈沖射流擾流技術(shù)主要介紹了FLIP-FLOP噴嘴和脈沖射流技術(shù)。 其是通過橫剪切渦促進(jìn)射流向周圍環(huán)境擴(kuò)散的主動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)， 優(yōu)點(diǎn)在于摻混效果好， 易于控制。 但是弊端也很明顯， 比如FLIP-FLOP噴嘴結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜， 同時(shí)射流振蕩機(jī)理尚不明確， 需要進(jìn)一步研究。 脈沖射流的脈沖頻率選擇是一個(gè)需要考慮的問題， 但目前并未找到頻率和流場(chǎng)之間的內(nèi)在聯(lián)系， 難以選擇最佳頻率。 對(duì)FLIP-FLOP噴嘴來說， 未來的發(fā)展前途第一是射流振蕩機(jī)理的補(bǔ)充完善， 第二是在燃燒室中的實(shí)際應(yīng)用。 而對(duì)于脈沖射流， 一是在實(shí)物實(shí)驗(yàn)方面需要加深研究， 二是要建立比較完善的頻率選擇法則來選擇最佳頻率。

（4） 雖然本文所介紹的方法仍處于理論與實(shí)驗(yàn)研究階段， 且這些問題都會(huì)對(duì)設(shè)計(jì)產(chǎn)生不利影響或者加大實(shí)現(xiàn)難度， 目前還難以完全應(yīng)用， 但隨著時(shí)代的進(jìn)一步發(fā)展， 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)愈發(fā)趨近于成熟， 新一代高超聲速飛行器對(duì)燃料的摻混提出了更高的要求， 主動(dòng)式摻混增強(qiáng)技術(shù)作為未來理想的摻混方法， 不僅可以很好地減輕發(fā)動(dòng)機(jī)重量和內(nèi)部阻力， 更可以誘導(dǎo)產(chǎn)生更多流向渦對(duì)和激波系來形成規(guī)模龐大的低速回流區(qū)， 在高速來流的條件下更好地使燃料和空氣摻混。 同時(shí)， 可以與被動(dòng)摻混方式進(jìn)行有機(jī)結(jié)合， 對(duì)新一代高超聲速超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供有力的支持。

參考文獻(xiàn)：

［1］ Micka D J， Driscoll J F. Combustion Characteristics of a Dual－Mode Scramjet Combustor with Cavity Flameholder［J］. Procee－dings of the Combustion Institute， 2009， 32（2）： 2397-2404.

［2］ Varatharajan B， Williams F A. Ethylene Ignition and Detonation Chemistry， Part 2： Ignition Histories and Reduced Mechanisms［J］. Journal of Propulsion and Power， 2002， 18（2）： 352-362.

［3］ Masuya G， Komuro T， Murakami A， et al. Ignition and Combustion Performance of Scramjet Combustors with Fuel Injection Struts［J］. Journal of Propulsion and Power， 1995， 11（2）： 301-307.

［4］ Busa K M， Rice B E， McDaniel J C， et al. Scramjet Combustion Efficiency Measurement via Tomographic Absorption Spectroscopy and Particle Image Velocimetry［J］. AIAA Journal， 2016， 54（8）： 2463-2471.

［5］ Kang S H， Lee Y J， Yang S S， et al. Cowl and Cavity Effects on Mixing and Combustion in Scramjet Engines［J］. Journal of Propulsion and Power， 2011， 27（6）： 1169-1177.

［6］ 周思引， 車學(xué)科， 聶萬勝. 納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子體對(duì)超聲速燃燒室中凹腔性能的影響［J］. 高電壓技術(shù)， 2014， 40（10）： 3032-3037.

Zhou Siyin， Che Xueke， Nie Wansheng. Influence of Nanosecond Pulse Dielectric Barrier Discharge Plasma on the Cavity Performance in Scramjet Combustor［J］. High Voltage Engineering， 2014， 40（10）： 3032-3037.（in Chinese）

［7］ Huang W. Mixing Enhancement Strategies and Their Mechanisms in Supersonic Flows： A Brief Review［J］. Acta Astronautica， 2018， 145： 492-500.

［8］ Seiner J M， Dash S M， Kenzakowski D C. Historical Survey on Enhanced Mixing in Scramjet Engines［J］. Journal of Propulsion and Power， 2001， 17（6）： 1273-1286.

［9］ 聶萬勝， 程鈺鋒， 車學(xué)科. 介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)控制研究進(jìn)展［J］. 力學(xué)進(jìn)展， 2012， 42（6）： 722-734.

Nie Wansheng， Cheng Yufeng， Che Xueke. A Review on Dielectric Barrier Discharge Plasma Flow Control［J］. Advances in Mecha－nics， 2012， 42（6）： 722-734.（in Chinese）

［10］ 萬曦. 等離子體流動(dòng)控制的研究現(xiàn)狀與發(fā)展前景［J］. 飛航導(dǎo)彈， 2020（10）： 63-68.

Wan Xi. Research Status and Development Prospect of Plasma Flow Control ［J］. Aerodynamic Missile Journal， 2020（10）： 63-68.（in Chinese）

［11］ 吳云， 李應(yīng)紅.等離子體流動(dòng)控制研究進(jìn)展與展望［C］∥第十屆全國(guó)流體力學(xué)青年研討會(huì)論文集， 2017.

Wu Yun， Li Yinghong. Progress and Outlook of Plasma Flow Control［C］∥ Proceedings of the 10th National Hydrodynamics Youth Seminar， 2017.（in Chinese）

［12］ Clauser M U， Rudolf M X. Magneto hydrodynamic Control Systems： US， 3162398A［P］. 1964.

［13］ 車學(xué)科， 聶萬勝， 周朋輝， 等. 亞微秒脈沖表面介質(zhì)阻擋放電等離子體誘導(dǎo)連續(xù)漩渦的研究［J］. 物理學(xué)報(bào)， 2013（22）： 279-288.

Che Xueke， Nie Wansheng， Zhou Penghui， et al. Study on Continuous Vortices Induced by Sub－Microsecond Pulsed Surface Dielectric Barrier Discharge Plasma［J］. Acta Physica Sinica， 2013（22）： 279-288.（in Chinese）

［14］ 田希暉， 周朋輝， 聶萬勝， 等. 表面介質(zhì)阻擋放電等離子體體積力實(shí)驗(yàn)［J］. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2014， 29（6）： 1426-1433.

Tian Xihui， Zhou Penghui， Nie Wansheng， et al. Experiment on Plasma Body Force of SDBD［J］. Journal of Aerospace Power， 2014， 29（6）： 1426-1433.（in Chinese）

［15］ Li G， Jiang X， Zhao Y， et al. Jet Flow and Premixed Jet Flame Control by Plasma Swirler［J］. Physics Letters A， 2017， 381（13）： 1158-1162.

［16］ Wang L， Luo Z B， Xia Z X， et al. Review of Actuators for High Speed Active Flow Control［J］. Science China Technological Sciences， 2012， 55（8）： 2225-2240.

［17］ Narayanaswamy V， Raja L L， Clemens N T. Control of Unsteadiness of a Shock Wave/Turbulent Boundary Layer Interaction by Using a Pulsed－Plasma－Jet Actuator［J］. Physics of Fluids， 2012， 24（7）： 076101.

［18］ Jin D， Cui W， Li Y H， et al. Characteristics of Pulsed Plasma Synthetic Jet and Its Control Effect on Supersonic Flow［J］. Chinese Journal of Aeronautics， 2015， 28（1）： 66-76.

［19］ Meyerand Jr R G， Haught A F. Gas Breakdown at Optical Frequencies［J］. Physical Review Letters， 1963， 11（9）： 401-403.

［20］ Raizer Y P. Breakdown and Heating of Gases under the Influence of a Laser Beam［J］. Soviet Physics Uspekhi， 1966， 8（5）： 650-673.

［21］ Adelgren R G， Yan H， Elliott G S， et al. Control of Edney IV Interaction by Pulsed Laser Energy Deposition［J］. AIAA Journal， 2005， 43（2）： 256-269.

［22］ Yan H， Adelgren R， Boguszko M， et al. Laser Energy Deposition in Quiescent Air［J］. AIAA Journal， 2003， 41（10）： 1988-1995.

［23］ Leonov S B， Isaenkov Y I， Yarantsev D A， et al. Fast Mixing by Pulse Discharge in High－Speed Flow［C］∥14th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference， 2006.

［24］ Leonov S B， Houpt A， Hedlund B. Experimental Demonstration of Plasma－Based Flameholder in a Model Scramjet［C］∥21st AIAA International Space Planes and Hypersonics Technologies Confe－rence， 2017.

［25］ Houpt A W， Leonov S B， Ombrello T， et al. Quasi－DC Discharge Mixing Enhancement in a Supersonic Combustor with a Cavity－Based Flameholder［C］∥? Plasmadynamics and Lasers Conference， 2018.

［26］ Samimy. Localized Arc Filament Plasma Actuators for Moise Mitigation and Mixing Enhancement： US，? 7334394B2 ［P］. 2008.

［27］ 嚴(yán)紅， 林科. 熱激勵(lì)器對(duì)超聲速圓管射流的控制機(jī)理［J］. 力學(xué)學(xué)報(bào)， 2015， 47（4）： 557-570.

Yan Hong， Lin Ke. Control Mechanism of Thermal Actuator in Supersonic round Jet［J］. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics， 2015， 47（4）： 557-570.（in Chinese）

［28］ Shi J C， Yan H， Bai G G， et al. Effect of Thermal Actuator on Vortex Characteristics in Supersonic Shear Layer［C］∥47th AIAA Fluid Dynamics Conference， 2017.

［29］ 劉凡， 嚴(yán)紅. 脈沖能量沉積對(duì)超聲速射流/激波相互作用摻混的控制研究［J］. 推進(jìn)技術(shù)， 2019， 40（6）： 1220-1230.

Liu Fan， Yan Hong. Mixing Control of Supersonic Jet Interacting with Oblique Shock by Pulsed Energy Deposition［J］. Journal of Propulsion Technology， 2019， 40（6）： 1220-1230.（in Chinese）

［30］ Ombrello T， Carter C， McCall J， et al. Enhanced Mixing in Supersonic Flow Using a Pulse Detonator［J］. Journal of Propulsion and Power， 2015， 31（2）： 654-663.

［31］ Rogg F， Bricalli M， OByrne S， et al. Mixing Enhancement in a Hydrocarbon－Fuelled Scramjet Engine through Repeated Laser Sparks［C］∥23rd AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference， 2020.

［32］ Zheltovodov A A， Pimonov E A. The Effect of Localized Pulse－Periodic Energy Supply on Supersonic Mixing in Channels［J］. Technical Physics Letters， 2017， 43（8）： 739-741.

［33］ Liu F， Yan H， Zheltovodov A A. Mixing Enhancement by Pulsed Energy Deposition in Jet/Shock Wave Interaction［J］. AIAA Journal， 2021， 59（7）： 2467-2477.

［34］ 王宏宇， 李軍， 金迪， 等. 激波/邊界層干擾對(duì)等離子體合成射流的響應(yīng)特性［J］. 物理學(xué)報(bào)， 2017， 66（8）： 084705.

Wang Hongyu， Li Jun， Jin Di， et al. Response of the Shock Wave/Boundary Layer Interaction to the Plasma Synthetic Jet［J］. Acta Physica Sinica， 2017， 66（8）： 084705.（in Chinese）

［35］ Wang H Y， Li J， Jin D， et al. Effect of a Transverse Plasma Jet on a Shock Wave Induced by a Ramp［J］. Chinese Journal of Aeronautics， 2017， 30（6）： 1854-1865.

［36］ Wang H Y， Li J， Jin D， et al. High－Frequency Counter－Flow Plasma Synthetic Jet Actuator and Its Application in Suppression of Supersonic Flow Separation［J］. Acta Astronautica， 2018， 142： 45-56.

［37］ Tang M X， Wu Y， Wang H Y， et al. Characterization of Transverse Plasma Jet and Its Effects on Ramp Induced Separation［J］. Experimental Thermal and Fluid Science， 2018， 99： 584-594.

［38］ 陳曉清. 美軍高超聲速飛機(jī)組合動(dòng)力技術(shù)進(jìn)展分析［J］. 飛航導(dǎo)彈， 2021（5）： 17-20.

Chen Xiaoqing. Analysis on the Development of the Combined Power Technology of American Hypersonic Aircraft ［J］. Aerodynamic Missile Journal， 2021（5）： 17-20.（in Chinese）

［39］ Chen Q， Wang B， Zhang H Q， et al. Numerical Investigation of H2/Air Combustion Instability Driven by Large Scale Vortex in Supersonic Mixing Layers［J］. International Journal of Hydrogen Energy， 2016， 41（4）： 3171-3184.

［40］ Moradi R， Mahyari A， Gerdroodbary M B， et al. Shape Effect of Cavity Flameholder on Mixing Zone of Hydrogen Jet at Supersonic Flow［J］. International Journal of Hydrogen Energy， 2018， 43（33）： 16364-16372.

［41］ Waidmann W， Alff F， Brummund U， et al. Experimental Investigation of Hydrogen Combustion Process in a Supersonic Combustion Ramjet （SCRAMJET）［C］∥DGLR－Jahrestagung， 1994： 629-638.

［42］ Waidmann W， Alff F， Bohm M， et al. Supersonic Combustion of Hydrogen/Air in a Scramjet Combustion Chamber［J］. Space Technology， 1995， 15 （6）： 421-429.

［43］ Sheikholeslami M， Rokni H B. Melting Heat Transfer Influence on Nanofluid Flow Inside a Cavity in Existence of Magnetic Field［J］. International Journal of Heat and Mass Transfer， 2017， 114： 517-526.

［44］ Moradi R， Mosavat M， Gerdroodbary M B， et al. The Influence of Coolant Jet Direction on Heat Reduction on the Nose Cone with Aerodome at Supersonic Flow［J］. Acta Astronautica， 2018， 151： 487-493.

［45］ Tong F L， Sun D， Li X L. Direct Numerical Simulation of Impinging Shock Wave and Turbulent Boundary Layer Interaction over a Wavy－Wall［J］. Chinese Journal of Aeronautics， 2021， 34（5）： 350-363.

［46］ Disimile P J， Scaggs N E. Wedge－Induced Turbulent Boundary－Layer Separation on a Roughened Surface at Mach 6.0［J］. Journal of Spacecraft and Rockets， 1991， 28（6）： 636-645.

［47］ Inger G R. Supersonic Shock/Turbulent Boundary－Layer Interaction on a Roughened Surface［J］. Journal of Propulsion and Po－wer， 1996， 12（3）： 463-469.

［48］ Rahman S， Joy S H， Hasan A B M T， et al. Oblique Shock Wave Interaction with Turbulent Boundary Layer over a Wavy Surface ［C］∥ American Institute of Physics Conference Series， 2017.

［49］ Gerdroodbary M B， Moradi R， Tlili I. The Influence of Upstream Wavy Surface on the Mixing Zone of the Transverse Hydrogen Jet at Supersonic Free Stream［J］. Aerospace Science and Technology， 2019， 94： 105407.

［50］ Manh T D， Nam N D， Gerdroodbary M B， et al. Numerical Simulation of Mixing of Hydrogen Jet at Supersonic Cross Flow in Pre－sence of Upstream Wavy Wall［J］. International Journal of Hydrogen Energy， 2020， 45（1）： 1096-1106.

［51］ Li Z X， Manh T D， Gerdroodbary M B， et al. The Effect of Sinusoidal Wall on Hydrogen Jet Mixing Rate Considering Supersonic Flow［J］. Energy， 2020， 193： 116801.

［52］ Li Y C， Gerdroodbary M B， Moradi R， et al. The Influence of the Sinusoidal Shock Generator on the Mixing Rate of Multi Hydrogen Jets at Supersonic Flow［J］. Aerospace Science and Technology， 2020， 96： 105579.

［53］ Jiang Y， Moradi R， Abusorrah A M， et al. Effect of Downstream Sinusoidal Wall on Mixing Performance of Hydrogen Multi－Jets at Supersonic Flow： Numerical Study［J］. Aerospace Science and Technology， 2021， 109： 106410.

［54］ Lee S H. Characteristics of Dual Transverse Injection in Scramjet Combustor， Part 1： Mixing［J］. Journal of Propulsion and Power， 2006， 22（5）： 1012-1019.

［55］ Kummitha O R， Pandey K M. Effect of Wavy Wall Strut Fuel Injector on Shock Wave Development and Mixing Enhancement of Fuel and Air for a Scramjet Combustor［J］. Journal of Computational Design and Engineering， 2020， 8（1）： 362-375.

［56］ Kummitha O R， Pandey K M， Gupta R. Numerical Investigation of Wavy Wall Strut Fuel Injector for Hydrogen Fueled Scramjet Combustor［J］. International Journal of Hydrogen Energy， 2019， 44（60）： 32240-32253.

［57］ Viets H. Flip－Flop Jet Nozzle［J］. AIAA Journal， 1975， 13（10）： 1375-1379.

［58］ Funaki J， Mizuno G， Kondo M， et al. Oscillation Mechanism of a Flip－Flop Jet Nozzle Based on the Flow which Flows through a Connecting Tube［J］. Transactions of the Japan Society of Mechanical Engineers， Part B， 1999， 65（631）： 928-933.

［59］ Randolph H， Chew L， Johari H. Pulsed Jets in Supersonic Crossflow［J］. Journal of Propulsion and Power， 1994， 10（5）： 746-748.

［60］ Kato S M， Groenewegen B C， Breidenthal R E. Turbulent Mixing in Nonsteady Jets［J］. AIAA Journal， 1987， 25（1）： 165-168.

［61］ Raman G， Hailye M， Rice E J. Flip－Flop Jet Nozzle Extended to Supersonic Flows［J］. AIAA Journal， 1993， 31（6）： 1028-1035.

［62］ Johari H， Pacheco－Tougas M， Hermanson J C. Penetration and Mixing of Fully Modulated Turbulent Jets in Crossflow［J］. AIAA Journal， 1999， 37（7）： 842-850.

［63］ Johari H. Scaling of Fully Pulsed Jets in Crossflow［J］. AIAA Journal， 2006， 44（11）： 2719-2725.

［64］ Mi J， Nathan G J. New Flip－Flop Jet Nozzle without Control Port and Feedback Loop［C］∥Second Symposium on Turbulence and Shear Flow Phenomena， 2001.

［65］ Bender E， Miller D， Smith B， et al. Simulation of Pulsed Injection in a Cross Flow Using 3－D Unsteady CFD［C］∥Fluids Conference and Exhibit， 2000.

［66］ Eroglu A， Breidenthal R E. Structure， Penetration， and Mixing of Pulsed Jets in Crossflow［J］. AIAA Journal， 2001， 39（3）： 417-423.

［67］ Koso T， Abe N. Self－Induced Oscillation of a Jet Issued from a Flip－Flop Jet Nozzle （Effect of Nozzle Shape on the Oscillation）［C］∥ JSME Annual Meeting， 2003：? 145-146.

［68］ Naruse T， Funaki J， Hirata K. 902 on Flow Inside a Simple Flip－Flop Jet Nozzle Using UVP and PIV（2）［C］∥? Fluids Engineering Conference， 2007.

［69］ Kouchi T， Sasaya K， Watanabe J， et al. Penetration Characteristics of Pulsed Injection into Supersonic Crossflow［C］∥46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit， 2010.

［70］ Cutler A D， Harding G C， Diskin G S. High Frequency Pulsed Injection into a Supersonic Duct Flow［J］. AIAA Journal， 2013， 51（4）： 809-818.

［71］ Williams N J， Thompson R J， Moeller T M. Numerical Investigations of Pulsed Fuel Injection into Supersonic Crossflow［C］∥22nd AIAA Computational Fluid Dynamics Conference， 2015.

［72］ Yang X C， Turan A L. Simulation of Liquid Jet Atomization Coupled with Forced Perturbation［J］. Physics of Fluids， 2017， 29（2）： 022103.

［73］ Kento F， Hiroyuki T. 1059 Numerical Study on Oscillatory Control in a Flip－Flop Nozzle Jet［C］∥? International Conference on Jets， Wakes and Separated Flows （ICJWSF）， 2013.

［74］ Inoue T， Nagahata F， Hirata K. On Switching of a Flip－Flop Jet Nozzle with Double Ports by Single－Port Control［J］. Journal of Flow Control， Measurement & Visualization， 2016， 4（4）： 143-161.

［75］ Chen S， Zhao D. RANS Investigation of the Effect of Pulsed Fuel Injection on Scramjet HyShot II Engine［J］. Aerospace Science and Technology， 2019， 84： 182-192.

［76］ Zhao M J， Ye T H. URANS Study of Pulsed Hydrogen Jet Characteristics and Mixing Enhancement in Supersonic Crossflow［J］. International Journal of Hydrogen Energy， 2019， 44（36）： 20493-20503.

［77］ 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.

Sun Yongpeng. Numerical Study of Mixing Enhancement in Supersonic Transversal Jet［D］. Hefei： University of Science and Technology of China， 2020. （in Chinese）

［78］ Zhao M J， Li Q T， Ye T H. Investigation of an Optimal Pulsed Jet Mixing and Combustion in Supersonic Crossflow［J］. Combustion and Flame， 2021， 227： 186-201.

［79］ Hirata K， Inoue T， Kondo M， et al. On Predicting the Frequency of a Flip－Flop Jet Nozzle［J］. Flow， Turbulence and Combustion， 2022， 109（2）： 327-349.

［80］ Sasongko S B， Huang R F， Hsu C M. Effects of Backward Inclination on a Pulsed Jet in Crossflow［J］. Journal of Wind Engineering and Industrial Aerodynamics， 2021， 214： 104662.

Summary of Active Mixing Enhancement Technology for Scramjet

Wang Wenlong1， Gai Zilin1， Ma Cenrui1， Wang Hongyu2

（1. Air and Missile Defense College， Air Force Engineering University， Xian 710051， China;

2. Institute of Ultra High Speed Aerodynamics， China Aerodynamics Research and

Development Center， Mianyang 621000， China）

Abstract： Fuel mixing and enhancement is the key technology of modern scramjet engine. In view of the problem of how to fully mix fuel， researchers have developed a variety of mixing enhancement technologies， which are mainly divided into active and passive types. Active mixing enhancement technology relies on large－scale self－excitation to improve the mixing degree of fuel， and is gradually favored by researchers because of its advantages of easy control and simple structure. This paper focuses on three active mixing enhancement technologies： plasma energy deposition assisted mixing technology， waveform/rough wall disturbed flow technology and pulse jet turbulence technology， summarizes their research status and development prospect， and makes a reasonable prospect for the future development trend， which provides ideas for the further optimization and development of fuel mixing enhancement technology in the future scramjet combustor.

Key words：? scramjet; mixing enhancement; plasma energy deposition; waveform/rough wall disturbed flow; pulse jet turbulence

收稿日期： 2022-08-04

*作者簡(jiǎn)介： 王文龍（1987-）， 男， 河北邢臺(tái)人， 碩士。