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)動機燃料混合增強技術研究進展［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)動機技術的發(fā)展，發(fā)動機燃燒室內燃料的高效混合與燃燒技術成為了研究熱點。由于在高馬赫數飛行條件下，燃料在燃燒室內駐留時間極短，而混合過程對燃料和來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，國內外學者對此提出了多種混合增強技術。本文對壁面橫向射流、凹腔、激波/剪切層干擾以及波形壁混合增強方法的研究進展進行了綜述，梳理總結了各類方法的混合增強機理與主要特點，并提出對混合增強技術未來研究方向的展望。

關鍵詞：超燃沖壓發(fā)動機；混合增強；橫向射流；凹腔；入射激波；波形壁

中圖分類號：TJ760.1；V43

文獻標識碼：A

文章編號：1673-5048（2023）01-0080-15

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0085

0引言

超燃沖壓發(fā)動機被認為是目前實現飛行器在大氣層內高超聲速飛行的最佳推進系統之一，由于其具有結構簡單、成本低、無需攜帶額外氧化劑等優(yōu)點［1-4］，已經成為當前航空航天領域研究的重點之一。高馬赫數飛行條件下燃燒室內氣流以超聲速運動，在有限的空間尺度內氣流駐留時間極短，僅為毫秒量級，在短時間內需要完成燃料的噴注、混合、點火和燃燒等物理化學過程，因此燃燒室內實現燃料和超聲速氣流的充分混合是超燃沖壓發(fā)動機的關鍵之一［5-6］。

幾十年來，許多學者對超聲速流動中燃料的混合增強技術進行了研究，Seiner等［7］對超燃沖壓發(fā)動機中常用的混合增強裝置進行了歸納和梳理，將其劃分為主動混合增強裝置與被動混合增強裝置，文獻［8-9］對各種混合增強方法的優(yōu)勢和缺點進行了總結，并對未來的發(fā)展方向做出了展望，表1給出了常見的混合增強方法及其混合增強機理。

被動混合增強方法有利于擴大射流/來流接觸面積，但是以犧牲一定的總壓為代價；而主動混合增強方法是從激發(fā)流動不穩(wěn)定性的角度出發(fā)增強渦運動和破碎，進而提高混合效率［10］。燃料混合對發(fā)動機點火和燃燒過程的影響非常顯著，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方法的研究進展進行綜述，分別對壁面橫向射流、凹腔、激波/剪切層干擾以及波形壁混合增強方法的研究進展進行梳理，總結了各波形壁［102-109］通過大尺度自激勵增強流動不穩(wěn)定性類方法的混合增強機理與主要特點，最后對混合增強技術未來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單有效的混合增強方法，根據燃料種類不同分為氣態(tài)橫向射流與液態(tài)橫向射流。超聲速來流中氣態(tài)氫燃料與液態(tài)碳氫燃料的射流流場拓撲結構相似，但液態(tài)燃料在點火前需要經歷射流破碎、霧化、蒸發(fā)及混合等過程，導致其較難實現在超聲速氣流中的點火與穩(wěn)定燃燒，從而使液態(tài)燃料射流在超燃沖壓發(fā)動機中的應用受到較多限制［110］。本文主要對氣態(tài)單孔/多孔橫向射流進行介紹。

1.1壁面單孔橫向射流

Techer等［111］對超聲速來流中壁面單孔橫向射流流場進行了研究，橫向射流與主流相互作用產生的流場結構如圖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入流場后發(fā)生普朗克-邁耶膨脹，同時在超聲速來流作用下向主流偏轉，射流邊界上的恒定壓力使其向射流中軸線彎曲，從而產生桶狀激波與馬赫盤。射流對來流的阻礙使得射流上游形成了三維弓形激波，弓形激波沿壁面產生的逆壓梯度導致來流邊界層分離，并進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，由于射流與來流的相互作用產生了相對于射流的繞流，進而形成了回流區(qū)和馬蹄渦結構；在射流下游位置還存在反向旋轉渦對以及近壁面旋轉渦對結構，這些復雜的激波和渦結構有助于促進射流與空氣的混合。

近年來，國內外學者對超聲速橫向射流流場進行了大量的實驗與數值模擬研究，包括射流噴孔數目、噴孔形狀、噴注角度、噴注壓比及燃料種類等對燃燒室內的摻混和燃燒的影響。Sun和Hu［15-17］針對超聲速（馬赫數為2.7）來流中橫向射流流場開展了直接數值模擬研究，對比了不同動量通量比工況下的流場結構。模擬計算結果顯示，射流上尾跡渦結構的形成與馬赫盤有關，馬赫盤后與自由來流交界處存在的斜壓扭矩誘導產生了上尾跡渦，反向旋轉渦對的主渦結構形成于射流羽流的側面部分，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渦對，主導下游混合過程，并在遠場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］通過實驗和數值模擬方法研究了超聲速（馬赫數為2.95）來流中橫向射流的流場結構及流動機理。將基于納米顆粒的平面激光散射（NPLS）技術與油流技術相結合，實現了實驗流場可視化。在動量通量比為7.7的條件下，NPLS技術清晰地觀察到了弓形激波、桶狀激波、馬蹄渦和分離區(qū)等典型結構。根據油流結果識別出了V形分離泡和V形碰撞激波。通過數值計算揭示了V形分離泡周圍的流場結構。結果表明，碰撞激波誘導的V形分離泡會進一步影響馬赫盤、反射激波和桶狀激波，反射激波使碰撞激波向兩側偏轉，而碰撞激波與桶狀激波相交則會使馬赫盤的形狀發(fā)生改變。此外，反射激波與壁面之間的相互作用導致近壁面區(qū)域產生了速度滑移，圖3為橫向射流在不同水平面上的馬赫數云圖和密度云圖。Liu等［113］通過流場參數分析揭示了射流周圍湍流邊界層的流動特性與流場結構，如圖4所示。

超聲速橫向來流與聲速射流之間速度剪切引起的Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定是誘導射流剪切層不穩(wěn)定的內在機制，進而影響近場的混合特性。Zhang等［114］使用流場可視化技術研究了超聲速橫向射流流場的瞬時流動特性，瞬時紋影圖像（如圖5所示）顯示了迎風面剪切層中大尺度擬序結構的演化。由于剪切層渦的準周期性脫落以及剪切層渦與激波系的相互作用，流場表現出了明顯的非定常特性。Erdem等［115］的實驗結果表明，由于剪切層的存在，最大湍流出現在馬赫盤上方桶狀激波與弓形激波的迎風面交界處。

2020年，Sebastian等［116］研究了射流噴注角度對流場結構的影響，對超聲速（馬赫數為2.5）來流中沿展向傾斜噴注的射流流場進行大渦模擬。結果顯示，傾斜射流的流動特征與橫向射流相似，但因其射流噴注的不對稱性導致流場結構更加復雜，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V形分離區(qū)，流向渦結構如圖6所示。反向旋轉渦對的主渦結構在遠場下游形成了強度不對等的流向渦對，其中逆時針旋轉的流向渦夾帶了高動量流體，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］研究了噴孔形狀對超聲速（馬赫數為4）氣流中燃料射流混合機理的影響，分別對采用2/3/4波瓣形噴孔（如圖7所示）的工況進行了數值模擬，并對射流穿透深度、燃料混合效率與環(huán)流系數進行了比較。研究結果表明，3波瓣噴孔射流流場中形成了較強的馬蹄渦，使燃料沿展向擴散分布，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方法能有效促進燃料混合并提升射流穿透深度，受到很多學者的關注與研究。Gerdroodbary等［118-120］用數值模擬的方法研究了空氣射流對超聲速橫流中單/多孔氫氣射流混合特性的影響。通過設置不同噴孔數量的燃料噴注陣列，在相同條件下（馬赫數為4，燃料總當量比為0.5）針對混合效率、穿透深度等數據進行了對比，如圖8所示。計算結果表明，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，空氣射流能夠顯著提升單個燃料射流的穿透深度，而對于多孔射流穿透深度則無明顯提升。此外，隨著空氣射流噴孔數量以及總壓比的增加，燃燒室內的總壓損失也隨之增大。

Jiang等［121］評估了超聲速來流角度對多孔氫氣射流混合特性的影響，通過數值模擬對不同來流角度下燃料射流的穿透深度及混合效率進行量化分析。圖9為不同來流角度下的多孔射流氫氣質量分數云圖。結果顯示，來流角度對多孔氫氣射流流場結構產生了顯著影響，正來流角能夠提升燃料穿透深度并擴大射流下游的混合區(qū)，負來流角則限制了燃燒室內的燃料射流分布。當來流角度從-20°增加到+20°，燃料混合效率提高了約50%。

Liang等［122］對并聯多孔燃料噴注進行了實驗，研究了噴孔間距對流動特性的影響。研究顯示，在射流噴孔間距較小的情況下，3個噴孔的流場結構（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；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；當噴孔間距足夠大時，射流主流相互獨立，而弓形激波相互作用形成一個復雜的激波系。多股射流的相互作用通常會促進湍流的發(fā)展，而當射流之間距離過近時，其相互作用則會限制湍流的發(fā)展，其水平面內瞬時流場結構如圖10所示。

Zhang等［123］研究了氫氣-空氣同軸混合射流在超聲速（馬赫數為4）來流下的燃料混合性能，噴孔結構如圖11所示。對流場結構的分析表明，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度，同時增加了射流穿透深度，有助于燃燒室內的燃料混合。在此研究的基礎上，Zhang等［124］又組合多孔噴注陣列，研究了超聲速來流中多孔氫氣-空氣混合射流對燃料混合性能的影響，圖12為流場的氫氣質量分數云圖。

研究發(fā)現，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，并使下游近場的軸向渦得到加強。此外，在射流噴孔陣列布置方面，當噴孔間距較小時，射流之間相互作用較弱，存在一個最優(yōu)間距使射流之間能夠形成較強的渦結構，從而達到最佳的混合效果。

Peng等［125］針對超燃沖壓發(fā)動機內射流上游布置后向臺階結構的多孔射流流場進行了數值模擬，重點研究了來流馬赫數和射流噴孔間距對混合特性的影響。圖13為流場的氫氣質量分數云圖，結果顯示，上游臺階的存在使得第一股射流和臺階邊緣之間形成了回流區(qū)，這將有助于增強第一股射流近場的燃料混合，而來流馬赫數和射流壓力增加則會減小臺階產生的影響。此外，噴孔間距增加導致噴孔之間展向渦強度增加，有助于燃料沿展向分布，增加了燃料的混合增強區(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］評估了射流壓力和臺階高度等參數對流動結構和混合特性的影響。研究表明，臺階結構的存在有效促進了射流與

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

壁面橫向射流結構簡單，易于工程應用，但其較長的燃料混合長度對燃燒室尺寸提出了較高要求，故更適用于大尺度發(fā)動機燃燒室內的燃料混合增強。表2為壁面橫向射流混合特性的主要影響因素及研究結論。

2凹腔混合增強

高超聲速推進系統工作在馬赫數6以下時，進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現火焰穩(wěn)定，因此，需要支板或凹腔等穩(wěn)焰裝置來維持射流穩(wěn)定燃燒。橫向射流組合凹腔的混合增強方式不僅能夠起到穩(wěn)定火焰的作用，而且不會產生過多總壓損失［79］。凹腔內形成的低速回流區(qū)能夠有效延長燃料的駐留時間，然而射流與凹腔之間的耦合效應可能導致流場結構較為復雜。為了揭示凹腔內的流動結構與混合增強機理，國內外學者對其開展了大量研究，重點評估了凹腔構型、噴注壓力以及射流與凹腔相對位置的影響。文獻［79，87］針對超聲速（馬赫數為2.5）橫向射流耦合下游凹腔噴注實驗開展了大渦數值模擬，研究了凹腔內流向渦的演化機理及射流下游燃料的混合特性。結果顯示，凹腔內存在兩對反向旋轉渦。圖14為流場中不同流向截面上的渦量云圖，上反向旋轉渦對是由射流與超聲速氣流的相互作用產生，主導著下游尾跡內的燃料混合。在上反向旋轉渦對的卷吸作用下，凹腔內的回流在靠近流場中心的區(qū)域被卷入射流尾跡，從而形成另一對同向的流向渦，促進了凹腔內外的質量交換。針對流場的標量混合特性分析進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，同時不會帶來過多的總壓損失。Mengistu等［77］比較了馬赫數為1.5/2.5/3.5的三種工況下的總壓損失和混合效率，以評估來流馬赫數對橫向射流組合下游凹腔燃料混合的影響。結果顯示，在來流馬赫數較低工況下，凹腔內形成較大的回流區(qū)，燃料分布更均勻，因而具有更好的混合效果，隨著來流馬赫數增加，燃料混合效率降低的同時也產生了更大的總壓損失。

Kannaiyan［76］對凹腔構型在燃料輸運混合過程中的作用進行了研究，分別對方形凹腔（長深比L/D=1）與梯形凹腔（L/D＞1且后緣角小于90°）燃燒室內的乙烯燃料

噴注過程進行了數值模擬。結果表明，方形凹腔結構對流動和混合特性的影響較小，而在梯形凹腔燃燒室內燃料滯留時間有了顯著提升，這有助于提升燃料的混合效率并實現較好的穩(wěn)焰效果。Ma等［68］對后緣突擴型凹腔

燃燒室的混合和燃燒特性進行了實驗和數值模擬研究，比較了不同凹腔深度和噴孔位置的工況，以評估這些參數變化產生的影響。結果表明，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混合與燃燒過程的示意圖。數值模擬結果顯示，隨著噴孔靠近凹腔前緣，凹腔內剪切層向上抬升，促進了剪切層與燃料射流的相互作用，使更多燃料進入凹腔內部，從而增強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，沿法向表現出更明顯的剪切層振蕩，凹腔內剪切層振蕩有助于提高混合效率，但不利于燃燒，因此，認為在設計凹腔穩(wěn)焰器時，存在對于凹腔深度的優(yōu)化問題。Jiang等［75］對凹腔后緣高度與射流位置對燃料混合的影響進行了研究。結果表明，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；對于后緣高度較低的凹腔結構，前壁面噴注更有助于提升燃料混合效率。凹腔內的主回流區(qū)是影響混合的主要因素，減弱主回流區(qū)的強度能夠改善凹腔內燃料的混合過程。

Anyoji等［67］就一種新構型凹腔對超聲速橫向射流的混合增強機理進行了研究。該凹腔后緣采用分隔式設計，后緣凹槽處采用斜坡結構，并在斜坡下游布置射流噴孔，如圖16（a）所示。研究結果表明，凹腔內的渦結構作用于剪切層，使其向上抬升，剪切層將主流與射流隔開，從而提升了射流的穿透深度。此外，凹腔后緣結構誘導生成的膨脹波和壓縮波，會使射流產生周期性大幅度的上下波動，有效促進了對空氣的卷吸和流場中的混合過程。Dai等［69］研究了具有相似結構的凹腔后緣凹槽與后緣角對燃料混合的影響，圖16（b）為燃燒室布局示意圖。數值模擬結果表明，凹槽結構的存在增強了下游湍流剪切層的混合和擴散效應，促進了流向渦的形成與發(fā)展，與凹腔后緣無凹槽的工況相比，凹槽結構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，帶有凹槽的凹腔結構能夠產生最優(yōu)的混合效果。

Pandey等［88］對并聯凹腔燃燒室內沖射流的冷流流場和燃燒流場進行了實驗與數值模擬。燃燒室采用上下對稱布局設計，重點研究了射流壓力和來流總溫變化對燃燒室流場特性的影響，如圖17所示。結果顯示，隨著射流壓力增加，凹腔附近會形成更大的渦結構，使更多燃料射流進入凹腔，從而增強了燃料與空氣的混合。此外，來流總溫的變化能夠影響流場燃燒特性，在來流總溫T0=1500K條件下，并聯凹腔具有最佳的穩(wěn)焰效果。

2019年，Roos等［83］研究了射流上游凹腔對流場結構及燃料混合的影響，發(fā)現上游凹腔的存在，顯著改變了典型超聲速橫向射流的流場結構，如圖18所示。射流上游分離區(qū)與凹腔內回流區(qū)合并，凹腔結構誘導生成的激波降低了主流速度并使射流上游弓形激波強度減弱，流場結構的變化使得射流穿透深度與混合效率增加的同時，降低了流場的總壓損失。隨后，又研究了射流上游半圓形凹腔的作用，凹腔結構如圖19所示［78］。研究表明，半圓形凹腔的幾何結構有助于流向渦的形成與發(fā)展，而流向渦渦度的增加則會進一步增強下游燃料與空氣的混合，與無凹腔工況相比，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一步增強混合，結果顯示凹腔內的渦結構增大了腔內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方式因具有較好的燃料混合與穩(wěn)焰效果，也受到了國內外學者的關注與研究。Kummitha等［128］將橫向支板與不同構型的凹腔（階梯型與半球型）進行組合，對燃燒室內燃料的噴注、混合與燃燒過程進行了數值模擬，從流場結構、混合效率與燃燒效率等方面綜合考察了支板組合凹腔結構對燃燒室性能的影響。結果表明，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，使流場中產生了更多的回流區(qū)，如圖20所示?；亓鲄^(qū)面積增加進一步延長了來流與燃料的滯留時間，并提升了兩者的混合效率。此外，對于階梯型與半球型凹腔的流場結構對比表明，階梯型凹腔內部形成了更大的回流區(qū)與更強的渦結構，且凹腔剪切層更靠近主流，這些因素增強了凹腔內外的質量交換，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)動機燃燒室中已經得到了廣泛應用，其結構雖然簡單，但每一項構型參數改變均能對流場結構與燃燒特性產生影響［85］，這其中涉及剪切層、流場波系、流體與聲學的相互作用等多方面問題。表3給出了凹腔流動與穩(wěn)焰特性的主要影響因素及研究結論。3激波/剪切層干擾混合增強

激波/剪切層干擾作為一種有效的被動混合增強方式，在高超聲速推進技術領域得到更多的關注與研究，研究內容主要包括激波/剪切層干擾的混合增強機理、激波發(fā)生器的構型及位置對混合增強的影響等。

Mai等［56］采用實驗和數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。結果表明，只有在入射激波與射流下游流場相互作用時，才能促進燃料混合并增強燃燒和火焰穩(wěn)定。Gerdroodbary等［54］的研究也證明了這一點。通過對激波/剪切層干擾下的超聲速（馬赫數為4）來流的流場研究，發(fā)現入射激波的位置對流場結構可以產生影響，在高噴注壓比情況下，當入射激波作用于第一個射流孔的頂部時，射流下游的燃料混合效率提高了20%以上；當入射激波作用于最后一個射流孔的頂部時，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單孔/多孔橫向氫氣射流的影響，通過設置不同的總壓比（射流總壓與來流總壓之比）和射流噴孔間距進行數值模擬。結果顯示，當入射激波作用于總壓比為0.27的單孔/多孔射流中時，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結構對比。隨著噴孔間距的增加，更大的空間自由度允許單個射流充分發(fā)展，在斜激波的影響下產生更多軸向旋轉渦對，從而提高了下游燃料混合效率。

Huang等［55］對入射激波和橫向射流之間的相互作用進行了數值模擬，研究激波發(fā)生器的角度、大小及位置對流場結構的影響。結果顯示，激波發(fā)生器的形狀對橫向噴射流場的影響大于激波發(fā)生器位置產生的影響，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，射流上游和下游的分離區(qū)隨入射激波強度的增加而增大。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密度云圖和燃料質量分數云圖。結果顯示，激波發(fā)生器誘導生成的入射激波使更多燃料射流向凹腔內輸送，這有助于燃料擴散并與空氣混合；同時，激波發(fā)生器存在一個最優(yōu)角度來達到最佳的混合效果，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，且不會產生較大的總壓損失。隨著激波發(fā)生器角度增加，入射激波逐漸向上游移動，使主流中產生馬赫桿，導致總壓損失急劇增加，這不利于發(fā)動機工作。

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

條件下的二維超聲速橫向射流進行了數值模擬研究，圖24為流場氫氣質量分數云圖。結果表明，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間，且燃料分布區(qū)域隨著斜激波向上游擴展。此外，當射流噴注壓比足夠大時，臺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程；同時，認為激波發(fā)生器組合臺階結構作為一種理想的混合增強方式，應當對其三維混合增強機理做進一步的研究。

2017年，Kummitha等［129］在支板噴注的超燃沖壓發(fā)動機燃燒室下壁面分別安裝了兩種新型激波發(fā)生器（見圖25），采用數值模擬的方法研究了入射激波對燃燒室燃料混合與燃燒過程的影響。結果顯示，激波發(fā)生器陣列誘導生成的入射激波與支板下游剪切層相互作用，縮短了點火延遲，進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效果更加明顯。Huang等［58］研究了斜激波對支板下游剪切層的作用。結果顯示，支板下游剪切層在多激波作用下呈現出復雜變化，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，由于渦度增強而導致剪切層厚度增加。

通過梳理總結，表4給出了激波/剪切層干擾的主要影響因素及研究結論?？梢钥闯觯げ?剪切層干擾混合增強方法的相關研究取得了一些成果，但距離實際工程應用仍面臨許多問題與挑戰(zhàn)，如減小激波/剪切層干擾帶來的總壓損失、激波發(fā)生器構型優(yōu)化設計等。

4波形壁混合增強

由于燃料射流上游激波的形成對超燃沖壓發(fā)動機中的燃料混合有很大幫助，因此，在橫向射流流場中也采用了正弦波形壁來增強混合。Gerdroodbary等［106］使用數值模擬的方法研究了超聲速自由來流中正弦波形壁對壁面單孔橫向射流燃料混合性能的影響。結果顯示，在正弦波形壁面振幅較大的情況下，來流馬赫數增加會使波形壁面附近回流區(qū)面積增大，進而提高燃料混合效率。當馬赫數從2增加到4時，燃料的混合效率提升了35%，圖26給出了不同來流馬赫數下的氫氣質量分數云圖。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量較大，因而導致分離激波對燃料射流的影響較小。

Manh等［105］研究了正弦波形壁振幅對壁面單孔橫向射流流場結構和燃料混合的影響，結果表明，正弦波形壁會誘導生成弓形激波和分離激波，從而顯著改變燃燒室內的流場結構，在射流上游采用高振幅正弦波形壁時將誘導生成強弓形激波，使射流穿透深度增加、回流區(qū)面積增大，進而使燃料混合效率提升。Li等［104］重點研究了正弦波形壁頻率及射流壓力對壁面單孔橫向射流燃料混合的影響，通過比較不同頻率下射流穿透深度和混合效率等參數后發(fā)現，當頻率足夠高時，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，正弦波形壁對燃料混合的影響減弱。

2020年，Li等［103］對位于上壁面的正弦波形壁對多孔橫向射流燃料混合的影響進行了數值模擬研究。結果顯示，射流上游的正弦波形壁誘導生成激波與射流流場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燃料射流與自由來流的混合，使燃料分布更均勻，當振幅從2mm增加到5mm時，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云圖。

Jiang等［102］關注于多孔氫氣射流下游正弦波形壁對燃料混合和分布產生的影響，對采用不同波形壁頻率及射流噴孔間距的工況進行了數值模擬。圖28為流場的氫氣質量分數云圖。結果顯示，下游波形壁的存在增加了背壓并誘導生成壓縮激波，使射流法向動量增加，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，波形壁頻率增加會降低射流在下游的穿透深度，導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］針對橫向

氫氣射流下游存在平板振動的情況進行研究，對馬赫數為2.8的自由來流中不同振幅和頻率的工況進行了數值模擬，詳細討論了振幅和頻率對混合效率、燃燒效率、總壓損失系數和流場結構的影響，發(fā)現平板振動明顯改變了射流下游的激波結構，提高了混合效率，但也增加了燃燒室的總壓損失系數。振動頻率對總壓損失系數影響不大，而振幅對總壓損失系數有顯著影響，大振幅振動增強了流場的不穩(wěn)定性，同時帶來較大的總壓損失。

Kummitha等［108］研究了一種帶有波形壁面的支板結構（見圖29）對燃料混合效果的影響，圖30給出了超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內常規(guī)支板與波形壁支板在不同來流馬赫數下的流場密度云圖。結果顯示，與常規(guī)支板相比，波形壁支板誘導生成了更多的斜激波，增強了支板下游剪切層與反射激波的相互作用，流場湍流強度與湍動能的增加增強了流動的不穩(wěn)定性，進而提升了激波/剪切層干擾下的燃料混合效率，但同時也產生了更多的總壓損失。此外，隨著來流馬赫數增加，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)現雙波形壁支板結構進一步增強了激波與剪切層的相互作用；同時，燃燒區(qū)域沿展向擴展，其混合與燃燒效率分別提升了18%和20%。

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

5結論

本文針對超聲速氣流中燃料混合增強技術的研究現狀進行了綜述，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四種典型方法的混合增強機理與研究進展。結論如下：

（1）壁面橫向射流作為一種簡單高效的混合增強方式，其近場混合主要由迎風剪切層內的渦卷吸和尾跡內的反向旋轉渦對主導。通常按噴孔數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者們更多的關注，對于多孔串/并聯燃料噴注與燃料/空氣混合噴注的流場結構及混合機理研究均取得了較多成果，對其下一步的研究可以考慮燃料噴注陣列的改進設計以及實際的工程應用問題。

（2）凹腔構型簡單，穩(wěn)焰效果好，其混合特性主要由流場波系和凹腔剪切層決定，通過剪切層的對流和擴散實現凹腔內部回流區(qū)與主流之間的質量與動量交換。在實際工程應用中，凹腔通常作為火焰穩(wěn)定器與支板或橫向射流組合來提升燃燒室性能：支板耦合凹腔結構有助于改善燃料空間分布，進而提升燃料混合效率，但支板結構本身也會帶來較大的總壓損失，其惡劣的熱環(huán)境也對熱防護技術提出了較高的要求；凹腔耦合射流的方式兼具了增強燃料混合與維持火焰穩(wěn)定的優(yōu)點，同時也不會產生過高的總壓損失。常用的射流噴注方案主要有凹腔上游噴注與凹腔內壁面噴注，燃料噴注位置的選擇影響著燃燒室內的流場結構與混合效率，存在凹腔與燃料噴注相對位置的優(yōu)化問題。此外，凹腔構型同樣影響燃料的混合與燃燒過程，盡管常規(guī)凹腔構型已得到了廣泛應用，但常規(guī)凹腔在發(fā)動機處于寬速域及高當量比工作條件下也會產生如自激振蕩與熱負載過高等問題。后緣突擴型凹腔作為一類具備更優(yōu)性能的新型凹腔逐漸成為超燃沖壓發(fā)動機領域的研究熱點，未來可以繼續(xù)對后緣突擴型凹腔的流動、混合與穩(wěn)焰機理進行深入研究。

（3）激波/剪切層干擾混合增強方法可以有效提升燃料混合效率，同時又具有較好的穩(wěn)焰效果，是一種理想的混合增強方式。其通過安裝在燃燒室內流道上壁面的楔形激波發(fā)生器誘導生成入射激波與流場剪切層相互作用，使射流下游回流區(qū)的面積增大并延長了燃料的駐留時間。激波的入射位置和激波強度是影響混合的關鍵因素。當入射激波作用于射流上游時，流場發(fā)生劇烈扭曲，但未影響到射流下游的混合燃燒過程。為實現更好的混合增強效果，需要對楔形激波發(fā)生器的形狀和位置進行多目標優(yōu)化設計，使其降低對射流上游干擾的同時誘導生成激波，擴大射流下游分離區(qū)以增強混合。

（4）波形壁混合增強方法通過誘導生成入射激波與剪切層干擾進行混合增強，能夠有效提升燃料穿透深度與混合效率，易于工程實現，具有較好的應用前景。但目前對波形壁混合增強方法開展的相關研究較少，對于其混合增強機理的了解還不夠深入，且存在波形壁面構型（振幅和頻率）的優(yōu)化問題，應采用數值模擬與試驗方法進行進一步的綜合研究，以評估波形壁混合增強技術在超燃沖壓發(fā)動機燃料混合增強領域的作用。

（5）盡管目前在超燃沖壓發(fā)動機燃料混合增強技術領域中出現了較多的混合增強方式，但大部分方法仍處于理論與試驗研究階段，在實際應用中往往會出現各種問題，如總壓損失與阻力增加，以及額外熱防護需求等。這些問題都會對燃燒室設計與性能產生不利影響，從而限制了混合增強技術的應用。因此，選擇理想的混合增強方案，在增強燃料穿透混合的同時又不會帶來較高的總壓損失，成為當前領域亟需解決的關鍵問題，組合式的混合增強方案將是未來發(fā)展的重點方向。

參考文獻：

［1］GambaM，MungalMG.Ignition，FlameStructureandNear-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.超聲速流動中燃料混合增強方法研究進展［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)動機氣態(tài)燃料射流混合機理研究［D］.長沙：國防科學技術大學，2016.

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

［12］馮軍紅.超聲速混合層增長特性及混合增強機理研究［D］.長沙：國防科學技術大學，2016.

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

［13］徐壯壯，吳繼平，黃偉，等.超燃沖壓發(fā)動機射流混合增強技術研究進展［J］.戰(zhàn)術導彈技術，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.超聲速橫向射流強化混合數值模擬研究［D］.合肥：中國科學技術大學，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.基于支板噴射技術的液體碳氫燃料超聲速燃燒組織研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學，2013.

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

［22］劉昊，張蒙正，豆飛龍.超燃沖壓發(fā)動機支板研究綜述［J］.火箭推進，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及火焰穩(wěn)定特性研究［D］.長沙：國防科學技術大學，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機理研究［D］.長沙：國防科技大學，2017.

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

［41］方昕昕.超聲速混合層高精度數值模擬及流向渦混合增強實驗研究［D］.長沙：國防科技大學，2020.

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

［42］張冬冬.超聲速混合層流動機理與混合增強技術研究［D］.長沙：國防科技大學，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.超聲速氣流中壁面燃料射流混合、點火及穩(wěn)燃機制研究［D］.長沙：國防科技大學，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.后緣突擴型凹腔超聲速流動模式與穩(wěn)焰機理研究［D］.長沙：國防科技大學，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噴注的強迫點火過程及優(yōu)化研究［D］.長沙：國防科學技術大學，2014.

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

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

［93］WuK，ZhangP，FanXJ.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超聲速混合層的混合增強［J］.物理學報，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程數值模擬［D］.長沙：國防科技大學，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，FallahK，PourmirzaaghaH.CharacteristicsofTransverseHydrogenJetinPresenceofMultiAirJetswithinScramjetCombustor［J］.ActaAstronautica，2017，132：25-32.

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

［120］GerdroodbaryMB，MokhtariM，FallahK，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

基金項目：國家自然科學基金項目（12072367）;湖南省自然科學基金項目（2022JJ4666）;湖南省研究生科研創(chuàng)新項目（CX20210023）

作者簡介：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，博士生導師。