超声速流动中燃料混合增强方法研究进展

黄 伟，杜兆波

(国防科技大学 空天科学学院 高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙 410073)

0 引 言

近年来，临近空间的战略地位愈加突出，高超声速武器成为各军事大国争相研发的重点。超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器最理想的推进系统之一。尽管针对超燃冲压发动机的相关研究已进行了半个多世纪[1]，涌现出许多研究计划和工程项目[2-3]，但时至今日，要研发出一套成熟实用的超燃冲压发动机系统仍面临着诸多挑战，完成燃烧室中燃料的有效喷注以及与超声速气流之间的充分掺混就是其中之一。

在飞行过程中，由于高超声速飞行器速度过快，来流气体经过前体/进气道捕捉后仍能以超声速在飞行器内流道中流动，气流在内流道中的滞留时间只有毫秒量级[4]。在这一时间内，作为氧化剂的来流，既要配合喷注的燃料完成充分混合过程，又要保证预混气燃气的成功点火和稳定燃烧过程，以产生足够的推力。燃料与空气的充分混合是后续过程的关键前提，因此，完成超燃冲压发动机内燃料供给需要一种高效的燃料喷注方法。

超声速流动中燃料的混合增强策略得到了学者们的广泛研究[5-7]。混合增强方法按其机理主要分为被动混合增强方法和主动混合增强方法[4]。被动混合增强方法主要是基于不同射流方式或者构型诱发的轴向涡结构，常见方法包括支板[8-10]、斜坡[11-13]、塔桥[14-16]、凹腔[17-20]等，壁面横向射流也是一种经典的被动混合增强方法。而主动混合增强方法则是依靠大尺度的自激励[21]，常见方法包括脉冲射流[22-24]、波形壁[25-27]、压电驱动和亥姆霍兹谐振器等。

计算流体力学(CFD)行业发展迅速，成为除地面试验外，使用最多的研究燃料混合增强方法。CFD是帮助实验测试、进行参数化研究以及通过实验检查设计是否有必要变更的有效方法[28]。数值模拟结果还对激波/边界层干扰、流动分离、湍流/化学相互作用和燃烧模态转换等复杂流动结构现象提供了重要的结论。因此，与单靠昂贵的试验测试相比，CFD以更低的成本显著改进了流动方案的设计[29]。而地面试验则是模型走向工程应用必要的一步。Hassan[30]和Huang[21]等人较为系统地总结了数值仿真和地面试验在混合增强研究中的应用。

本文从被动混合和主动混合两个方面，各选取了有代表性的混合增强方法进行综述，包括壁面横向射流、微小斜坡/涡流发生器、脉冲射流和波形壁等方法，介绍了超声速流动中燃料混合增强方法的原理和国内外最新研究进展，包括数值模拟和地面试验研究。最后对各种混合增强方法的优势和存在的问题进行了总结，并对未来的发展方向做出了展望。

1 被动混合增强技术

1.1 壁面单孔横向射流

壁面横向射流，即在燃烧室壁面上直接开孔进行燃料喷注，燃料喷注方向与来流流向相垂直，二者相互作用，产生轴向旋转涡对进行混合增强，这是一种最经典和最简单的混合增强方式。Techer等人[31]介绍了超声速流动中单孔横向射流的流场结构，如图1所示。

图1 超声速单孔横向射流下二维和三维流场结构示意图[31]

由于射流对来流的阻碍，在射流上游区域形成了三维弓形激波，波后的高压区与射流喷孔上游的近壁面压力分布形成了逆压梯度，导致来流的边界层分离，进一步诱生射流上游的分离激波[32]。射流下游的区域压力较低，导致近壁面的流动分离和回流区的产生。气流自喷孔喷出，发生普朗特-迈耶膨胀，扩张加速，与超声速来流相互作用，在射流下游区域形成桶状激波与马赫盘。由于射流与来流之间存在非常大的速度梯度，混合过程通常发生在桶状激波下游射流与来流的相互干扰，在射流尾迹内诱生出反向旋转涡对，主导下游混合过程，同时在近壁面区域形成一对旋转方向相反的涡[33-34]。

根据Sun等人[35-37]的研究，反向旋转涡对的主涡结构形成于射流羽流的侧面部分，并且卷吸了其他的诱生尾迹涡； 上尾迹涡结构的形成与马赫盘有关，射流下游分离泡后的回流形成了一次尾迹涡，同时，人字形分离泡像涡流发生器一样使气流在下游获得角动量，在再附谷生成了二次尾迹涡，如图2所示。

图2 射流下游的涡结构示意图[37]

对传统超声速横向单孔射流的研究，研究者对影响流场结构和性能的参数进行了较为系统的探索，对射流角度[38-39]、喷孔几何形状[40-47]、喷注压比[48-50]和燃料类型[51-52]等的研究是作为最基础的一部分。

Ben-Yakar等人[53]将动量通量比作为射流穿透深度的主要控制参数，指出在靠近射流出口的位置，轴向旋转涡对的运动会产生涡流之间的间隙。涡流向下游运动的同时会不断变大并卷吸自由流。Lin等人[54]采用地面试验方法研究了两种角度(30°和90°)下的乙烯射流，排除壁面边界层的影响，测量结果显示了燃料羽流结构的性能，包括形状、大小和浓度。研究发现30°射流角的燃料羽流比90°射流角所产生的大。Bole等人[55]提供了不同喷注物(空气、氦气和乙烯)的数值计算结果，但对不同喷注物所产生流场的描述和分析并不充分。Gao等人[56]提供了燃料喷注角度变化对近流场混合效率的影响，在所研究的角度中，120°喷注角下的流场拥有最高的混合效率。

Liang等人[57]使用数值模拟方法研究了马赫数2.95来流下流场结构对混合特性的影响。RANS计算结果显示，在近流场区域，低动量比条件下，分离泡前方的V形区域会有更多的射流气体存在； 随着湍流边界层的增长，射流气体会有更大的空间流动，燃料穿透深度也随之变大，图3展示了z/D=0平面上燃料质量分数分布云图。Chang等人[58]对涡环结构及其工程应用进行了研究，结果发现，横向射流中涡环的形成、发展、演变和破裂是影响燃料雾化和气膜冷却的主要因素。Liu等人[34]研究了扩张平面上的超声速横向射流流场特性，结果表明，Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性引起的射流羽流迎风侧的大尺度涡对近场混合有贡献，而反向旋转涡对的卷吸和分子扩散控制了远场混合过程。壁面膨胀产生的有利压力梯度降低了混合效率，带来较大的总压损失。

图3 z/D=0平面上燃料质量分数分布云图[57]

1.2 壁面多孔横向射流

多股燃料射流与空气射流相互结合的喷注方式具有燃料穿透深度高、混合效率高等优势。Lee[59]提供了双孔射流流场机理图，如图4所示。与单孔射流相比，双孔射流的一个特点是下游喷孔射流所产生的马赫盘相比于上游喷孔所产生的马赫盘位于更高的位置，且形态更大。上游射流有效阻挡了来流对下游射流的冲击，这对燃料混合增强具有重要意义。流场中同样有很多涡结构。旋转涡对伴随射流、马蹄涡、分离泡和循环尾迹流所产生，其演变是一个非常复杂的过程。轴向旋转涡对卷吸燃料羽流和来流空气，对混合过程非常有利[60-61]。

图4 双孔射流流场机理图[59]

Gerdroodbary等人[62-65]从不同角度聚焦超燃冲压发动机燃烧室中的多孔燃料射流问题。多个空气喷孔专门安置在每个燃料喷孔之后，以提高迎风面的燃料穿透深度[66]。研究显示，空气射流的存在使射流下游的氢气-空气混合效率提升超过60%，空气射流的变化会引起下游流场结构的变化，并对燃料穿透深度产生影响。Gerdroodbary等人[67-69]使用数值模拟方法研究了氢气燃料单孔与多孔射流中斜激波的影响。研究发现，不论单孔射流或多孔射流，激波的存在有效降低氢气的浓度超过20%。此外，在安装激波发生器的多孔射流流场中，当总压比为0.27时，氢气的混合效率获得最大的提升，约40%。

Li等人[70-71]对上游氢气喷孔与下游空气喷孔的组合喷注进行了数值研究，主要研究氢气喷孔的长宽比对燃料-空气混合效率和穿透深度的影响。研究发现，当空气喷孔长宽比较大时，会增加燃料穿透深度； 当长宽比较小时，穿透深度会降低，甚至低于单孔燃料喷注的情况。同时，空气喷孔长宽比越小，近流场区域的混合效率越高。但相比于单孔射流，双孔射流会带来更大的总压损失。Zhao等人[72]基于瞬时和时均流场结构，研究解析了流场湍流特性的细节、涡结构及演化过程、湍动能、雷诺剪切力分布、最大氢气质量分数及燃料射流穿透深度。图5展示了单孔射流与双孔射流的马赫数云图和氢气质量分数云图。Liu等人[73]采用地面试验方法研究了超声速低湍流度来流下的自稳定并联双孔射流。流场纹影图清晰的捕获了典型的流场结构，如分离激波、弓形激波、桶状激波和轴向旋转涡对。此研究为超声速和高超声速流场边界层分离和激波控制提供了新思路。

图5 单孔射流与双孔射流的马赫数云图和氢气质量分数云图[72]

Sharma等人[74-75]研究了后向台阶下游的双孔燃料喷注，重点关注燃料喷注角度和两喷孔之间的间距对混合结果的影响。结果显示，最好的选择是燃料射流角度与来流方向相反； 而下游射流喷孔的最佳位置是在上游射流喷孔动量影响燃料穿透深度区域的末端。Liang等人[76]试验研究的喷孔是并联安装在燃烧室中的。结果发现，当射流喷孔之间的距离很近时，三个喷孔的流场结构，包括弓形激波、分离区、马蹄涡和射流主流，几乎合并为一个。随着射流间距的增大，弓形激波会合并为正常激波，分离区相互作用。当射流间距足够大时，射流主流相互独立，而弓形激波相互作用形成一个复杂的激波系统。射流之间的相互作用一般会促进湍流的发展，而过于紧密的射流之间的相互作用则会限制湍流的发展。图6展示了y/D=6平面上的瞬时展向流场结构。

图6 y/D=6平面上瞬时展向流场结构[76]

1.3 微小斜坡/涡流发生器

Seiner等人[4]研究指出，微小斜坡/涡流发生器对促进横向射流流场的混合性能最有前途，其既能有效提高燃料穿透深度，又不会带来较大的总压损失。Babinsky等人[77]给出了微小斜坡尾迹涡结构示意图，如图7所示。尾流主要由两个反向旋转的主涡控制，其将高动量流体从边界层的外部区域带向表面。同时，低动量尾流被从表面移开，最终在离装置下游一定距离处沉积在边界层外。涡流发生器在高速来流中诱导产生一对反转旋涡对，同时在后缘诱导出两个二次涡，共同组成尾迹的主要涡结构。

图7 主流结构示意图[77]

Sun等人[78-80]结合地面试验和数值仿真方法研究了超声速流动中微小斜坡后的流场结构。结果显示，尾迹涡是由反向旋转涡对在对称面上的上洗作用产生的，同时，在尾流与外流之间的剪切层中观察到K-H型流动不稳定性。Sun等人[79]给出了微小斜坡尾迹涡结构的概念模型图，如图8所示。在微小斜坡的正下游，流向涡以长丝状形式出现。尾迹附近的弯曲自由剪切层很快变得不稳定，并且产生拱形K-H涡。在下游，随着平均剪切速度的增加和涡对的出现，不稳定现象的波长增加。由于流向涡引起的向下运动，拱形K-H涡的下部延伸到湍流尾迹的底部，最终导致远尾迹形成涡环。涡环受到湍流的扭曲，最终破裂。而根据Lu等人[81]的研究，破裂是由于K-H流动不稳定引起的。Li等人[82]基于LES的计算结果，提出了一种新的5对涡管模型。涡环-激波相互作用是激波-边界层相互作用导致分离区缩小的新机制。

图8 微小斜坡尾迹涡结构的概念模型图[79]

Zhang等人[83]研究了马赫数2.5来流下的非对称微小斜坡对流场的影响。非对称微小斜坡比对称微小斜坡产生更大的涡量，并且涡的分布位置更低，这表明非对称结构所产生的涡量存在时间更长。Dong等人[84]对比研究了常规涡流发生器和开槽式涡流发生器对流场的影响，如图9所示。结果表明，常规涡流发生器的尾流包括一对一次涡、一系列涡环和二次涡。开槽式涡流发生器的尾迹结构比较复杂，包含一个反向旋转涡对和附加的流向涡。槽产生的附加涡可以与主涡对混合，延长其存在时间，增强主涡对的涡强度。此外，该槽还可以有效地缓解甚至消除常规涡流发生器所产生的回流，减小剖面阻力，从而提高分离控制效率。

图9 涡流发生器周围流场的流线图[84]

Zhang等人[85-86]采用大涡模拟方法研究了超声速来流中微小斜坡和喷孔之间的相对位置和距离对射流穿透深度和混合的影响。结果发现，较小的动量流率和较厚的斜坡尾流有利于提高燃料穿透深度。存在一个最佳距离来增强燃料穿透深度和混合效果。Li等人[12-13, 71, 87]较为系统地研究了微小斜坡对混合的增强效果。图10展示了不同微小斜坡构型下的流场氢气质量分数云图。研究发现，微小斜坡对燃料混合效率和流场穿透深度有明显的提升，但也会带来额外的总压损失，混合效率随喷注压比的增大而降低。在优化后的微小斜坡构型后串联安装燃料喷孔和空气喷孔，获得了混合长度短、总压损失小、燃料穿透深度理想的横向射流流场。射流的混合增强机理不同于单独微小斜坡流场的混合增强机理。微小斜坡通过诱导大尺度涡增强了燃料与空气的混合过程，而空气喷孔通过向燃料边界层和燃料羽流注入大量空气来增强混合过程，这对大尺度发动机内流道燃料喷注方式设置具有一定指导意义。

图10 流场氢气质量分数云图[71]

2 主动混合增强技术

2.1 脉冲射流

燃料脉冲射流是典型的主动混合增强方法。Shi等人[88]采用大涡模拟方法研究了超声速来流中的横向脉冲射流。同时，研究了相应的稳态射流作为对比及试验验证。精确的数值模拟捕获了复杂的基础流场结构，如多尺度的涡结构、复杂的激波系和混合特性。由于脉冲效应，流场下游出现了大尺度涡结构，有力地促进了对空气的卷吸和流场中混合的进行。图11展示了脉冲射流下一个周期内不同时刻中心截面上的密度梯度云图。由图中可以看出一个脉冲周期内压缩波(CW)和剪切涡(SV)的形成过程。在超声速横向脉冲射流中，来流与射流的相互作用首先形成了一道强弓形激波，逆压梯度诱发了超声速湍流边界层的分离，并在弓形激波前产生了一道弱分离激波。由于分离流动与脉冲射流的相互作用，形成了一道位于弓形激波之后向上游运动的压缩波(CW1)，并且与由于下游射流剪切不稳定和卷吸作用形成的剪切涡(SV1)相关联。

当射流在横向来流中穿透和扩展时，桶状激波(BS)和马赫盘(MD)形成。除此之外，由于超声速横向来流与偏离剪切层的相互作用，形成了一道当地反射激波(RS1)，其本质上是与大尺度剪切涡(SV1)伴生的。桶状激波(BS)、马赫盘(MD)和第一道反射激波(RS1)相互作用形成了一个作用点。如图11(b)所示，当大尺度涡SV1和反射激波RS1向下游运动，压缩波CW1向上游传播衰退，另一道压缩波CW2和反射激波RS2以及相关联的射流剪切涡SV2开始生成。在图11(c)和图11(d)中可以发现，典型的涡结构射流剪切涡SV3，压缩波CW3和反射激波RS3已经生成，它们的演化过程和SV1，CW1和RS1相类似，循环往复，促进混合过程[88]。

图11 脉冲射流下一个周期内不同时刻中心截面上的密度梯度云图[88]

Cutler等人[89]研究了声速的氦气脉冲喷注进入超声速气流时的喷注效果。Ombrello等人[90]采用地面实验方法研究了马赫数为2的来流下高温高压高速的脉冲，捕获到了羽流的展向结构用来加强混合效果的大型旋转涡对。Hsu等人[91]使用风洞试验研究了来流对加强流场混合所起到的影响，获得的结果显示相比于稳态射流流场，脉冲射流能够产生令人瞩目的燃料穿透深度和展向宽度。Sau等人[92]使用数值模拟方法研究了方波脉冲射流，对比了多种射流速度比和不同的脉冲状态。Muldoon等人[93]研究了尾迹涡的演化机理，获得的结果验证了使用外力作为一种控制策略来控制射流穿透深度和混合的潜在可能性。Coussement等人[94]使用大涡模拟方法研究了方波和正弦波下的脉冲射流，结果显示速度越大，涡结构越独立。Strinivasan等人[95]通过大涡模拟数值方法研究了亚声速来流下的高速脉冲射流，发现传统的动量比仍然能够用来研究高雷诺数和高马赫数射流。

2019年，Chen等人[96]使用RANS方法数值模拟了HyShot Ⅱ型超燃冲压发动机二维和三维状态下的氢气燃料脉冲射流流场。氢气脉冲波形为方波，且研究了不同脉冲频率对混合的影响。研究发现，由于总压的脉动，燃料射流流场出现了复杂的波系结构，激波在流场中的传播导致了燃料羽流波浪状的运动。在研究中并未发现燃料穿透深度的提升，但是出现了更高的湍动能，尤其是在燃料喷孔附近。由于湍动能的影响，脉冲射流的混合效率提高了大约30%，并且与脉冲频率息息相关。图12展示了不同频率下的瞬态氢气分布云图。Zhao等人[97]使用数值模拟方法研究了超声速横向射流流场脉冲射流的频率和幅值对流场和混合效果的影响。通过与稳态射流的对比，发现脉冲射流有效改变了流场中氢气的分布，当射流频率为50 kHz时，燃料-空气的混合效率达到了当前研究的最高值。同时，研究发现，脉冲射流的频率和振幅对总压恢复系数基本没有影响。图13展示了不同脉冲频率下的瞬态氢气分布和时均氢气分布。

2.2 波形壁

波形壁在超声速混合增强方面的相关研究较少。2019年，Gerdroodbary等人[25]研究了下壁面上游波形壁对氢燃料射流混合效率的影响，揭示了射流压力和波形结构对下游混合性能的影响。结果表明，同一构型下，当来流马赫数从2增加到4时，燃料的混合效率增加了35%。马赫数增大或者正弦波形壁振幅增大时，紧贴射流上游的回流区明显增大，这是混合增强的原因之一。Manh等人[26]的研究也证明了这一点，正弦波形壁的存在改变了超燃冲压发动机燃烧室内的流动特征和回流区分布，并且诱生了两道斜激波。高振幅波形壁产生较强的弓形激波，从而显著提高了混合效率。而Li等人[27]则是研究了相同模型下射流总压力与正弦波形壁频率的影响。结果表明，当正弦波频率足够高的时候，波形壁的存在增大了混合效率。频率为1 200 Hz的波形壁使得混合效率比没有波形壁时高了25%以上。图14展示了波形壁振荡频率对氢气分布的影响。

图12 不同频率下的瞬态氢气分布云图(左侧)和阴影图(右侧)[96]

图13 不同脉冲频率下的瞬态氢气分布(左)和时均氢气分布(右)云图 [97]

图14 波形壁振荡频率对氢气分布的影响 [27]

2020年，Li与Gerdroodbary等人[98]将波形壁安置在射流上游燃烧室上壁面，诱生激波与下壁面多孔射流边界层相互干扰，进行混合增强。研究发现，正弦波形壁的存在诱生激波/边界层干扰提高了燃料的混合效率，当其振幅由2 mm增大到5 mm时，混合效率提升约40%。此外，波形壁诱生的激波强度越大，燃料分布越均匀。

3 结 论

本文从主动混合增强和被动混合增强两个方面综述了超声速气流中燃料的混合增强机理和进展，主要包括壁面横向射流、微小斜坡/涡流发生器、脉冲射流和波形壁等方式。得出以下结论：

(1) 壁面横向射流是一种最为基础的混合增强方式，同时也是最容易实现工程应用的方法。其主要混合增强机理为来流和射流之间相互作用产生的轴向旋转涡对等结构对燃料的掺混。添加空气射流的多孔射流能有效提高燃料混合效率，但目前仍停留在数值仿真阶段，其距离工程应用还有很长的路要走，适用于大尺度发动机中的燃料喷注及其与超声速气流的混合。

(2) 微小斜坡/涡流发生器既能有效提高燃料混合效率，又能提高燃料穿透深度，是一个理想的大尺度发动机被动混合增强方法，但其尺寸过大会带来显著的总压损失，对其下一步的研究应该集中在优化方面，在获取混合增强的同时进一步减小总压损失。

(3) 脉冲射流和波形壁是未来较为理想的混合增强方式，分别通过对流场的扰动和改变内流道壁面粗糙度来起到混合增强效果，需要结合数值仿真和地面风洞试验方法开展深入理论研究，同时结合侵入式燃料喷注方式，增大燃料在超声速气流中的穿透高度，提高混合效率，为工程应用打下基础。

(4) 随着时代进步和技术发展，新一代高超声速飞行器必然会对燃料混合提出更高要求，这需要研发出更加高效的混合增强方式，使得燃料与超声速气流在燃烧前混合均匀，并且燃料喷注方式能根据来流条件作适应性改变，能达到智能变形效果，减轻发动机结构增重和内部阻力增大的压力。同时，结合各种主动或被动控制策略，诱导更多流向涡对，产生更大规模的低速回流区，促进更高来流马赫数下燃料与空气的混合效果，形成对更宽速域冲压发动机工程研制的强力支撑。