陳錢，張會強＊，王兵周偉江，楊云軍

超聲速混合層燃燒研究進展

陳錢1，2，張會強1，＊，王兵1，周偉江2，楊云軍2

1．清華大學 航天航空學院，北京 100084
2．中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074

超聲速混合層燃燒研究是解決超聲速燃燒難點的有效途徑，對于超燃沖壓發(fā)動機的發(fā)展具有重要意義。這一領域在過去20多年中開展了大量工作，需要對此進行總結。由于無反應超聲速混合層流動特性研究是超聲速混合層燃燒研究的基礎，因此，首先綜述了該流動特性，包括瞬時流場結構和時均統(tǒng)計特性；其次，討論了著火特性，包括著火距離和著火過程；再次，綜述了火焰特性，特別是火焰結構；然后，關注了熄火特性；接著，對釋熱和可壓縮性影響進行了總結；最后，給出了燃燒不穩(wěn)定性的研究進展。通過綜述可知，超聲速混合層燃燒研究仍需開展大量工作。在著火特性、火焰特性和熄火特性方面，后續(xù)研究可重點采用湍流數(shù)值模擬和詳細反應機理，研究著火過程、火焰?zhèn)鞑ミ^程和熄火過程，以及流動參數(shù)、熱力學參數(shù)、組分參數(shù)和外界因素對著火距離、火焰結構和熄火位置的影響；在釋熱和可壓縮性影響方面，后續(xù)研究可采用高精度數(shù)值或實驗方法，重點研究高釋熱和高可壓縮性條件下有反應超聲速混合層的瞬變特性和統(tǒng)計特性；燃燒不穩(wěn)定性方面，后續(xù)研究可采用高精度數(shù)值或實驗方法，重點研究超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性產生的普遍準則及其內在機制。

超聲速湍流；著火；火焰；熄火；釋熱影響；可壓縮性影響；不穩(wěn)定性

隨著科技的進步，人類對飛行器的速度提出了越來越高的要求。半個多世紀前，當人類開始實際地考慮高超聲速飛行時，已有的動力裝置難以滿足需求，需要發(fā)展新的高效動力裝置。在傳統(tǒng)沖壓發(fā)動機基礎上，超燃沖壓發(fā)動機的概念應運而生，并逐漸成為最受關注的高超聲速飛行器吸氣式動力裝置［1－6］。

超燃沖壓發(fā)動機區(qū)別于傳統(tǒng)沖壓發(fā)動機的重要特點在于流體在發(fā)動機燃燒室內的速度為超聲速，這導致流體在有限尺度的發(fā)動機燃燒室內存留時間極短，燃料和氧化劑的高效混合、可靠點火和穩(wěn)定燃燒十分困難［7－11］，甚至有研究者指出：“高速氣流中的點火與持續(xù)燃燒成為空天推進中長久的關鍵問題［12］”。為了解決這一難題，發(fā)展了2種研究思路，一是以超聲速混合層、超聲速射流等基礎模型為研究對象，通過解析、數(shù)值或實驗方法來獲得超聲速燃燒的基本特性；二是以超燃沖壓發(fā)動機模型或驗證機為研究對象，通過數(shù)值模擬、地面實驗或飛行試驗來獲得超燃沖壓發(fā)動機相關的特性。由于超聲速燃燒研究本身的困難［3，9］，這2種研究思路盡管都有顯著成就，但是仍然需要未來的長期發(fā)展。在這一背景下，對上述2種思路下已開展的研究進行綜述顯得十分必要。然而，關于第1種研究思路的總結相對缺乏，較全面的綜述還未曾見到。

因此，本文綜述超聲速混合層燃燒研究，這一研究屬于上述研究思路中的第1種，對于認識超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內的基本現(xiàn)象和機理具有重要意義。由于超聲速混合層燃燒研究離不開無化學反應的超聲速混合層流動的研究，因此首先在第1節(jié)綜述超聲速混合層流動特性。而對有化學反應的超聲速混合層研究的綜述，則包括5方面：著火特性、火焰特性、熄火特性、釋熱和可壓縮性影響、燃燒不穩(wěn)定性。對于著火特性、火焰特性和熄火特性，其屬于燃燒基本特性，隨著研究方法精確性的提升，文獻對其理解不斷深入，將在第2～第4節(jié)對這3方面進行綜述。對于釋熱和可壓縮性影響，其屬于典型的流動與燃燒相互作用問題，隨著研究的持續(xù)，文獻中不斷有新發(fā)現(xiàn)，將在第5節(jié)對此方面進行綜述。對于燃燒不穩(wěn)定性，最近亦出現(xiàn)了較系統(tǒng)的研究，從前期的探索，到進一步的發(fā)現(xiàn)，再到更深入的分析，使得認識逐漸趨于豐富，將在第6節(jié)對此方面進行綜述。

1 超聲速混合層流動特性

超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內燃料噴注射流附近和凹腔回流區(qū)附近廣泛存在超聲速混合層這種基礎流動［7］，是實現(xiàn)高效混合、可靠點火和穩(wěn)定燃燒的重要保障。開展超聲速混合層流動特性研究是進一步開展超聲速混合層燃燒研究的基礎。

超聲速混合層流動的研究起源于一般的湍流混合層流動的研究，隨后，研究對象逐漸擴展到超聲速混合層流動。就其研究方法而言，這些研究早期采用傳統(tǒng)的流體力學實驗方法［13］。20世紀90年代后，逐漸開始采用時間發(fā)展混合層直接數(shù)值模擬方法［14］和能同時測量速度矢量和速度梯度張量的流體力學實驗方法［15］。進而，空間發(fā)展混合層直接數(shù)值模擬方法［16］得到使用。

Liepmann和Laufer［13］最早通過實驗研究了一般的湍流混合層流動，指出了湍流混合層具有“自保持性”。Brown和Roshko［17］在實驗中發(fā)現(xiàn)“大尺度結構主導著湍流混合層”，圖1給出了這種大尺度結構的流動顯示圖像。此后，關于一般的湍流混合層流動的研究開始特別關注渦的演化規(guī)律，Loucks和 Wallace［18］詳細回顧了這一時期，這里對其主要歷程概括如下。一些研究者［17，19－22］發(fā)現(xiàn)，混合層的不穩(wěn)定性產生展向渦，展向渦以近似恒定的對流速度向下游運動，位置相鄰的2個展向渦繞彼此進行旋轉，相互作用的2個展向渦逐漸地進行合并。在這一階段的研究中，關于混合層展向渦的普遍性，最初存在一些爭議：Brown和Roshko［17］認為，展向渦在湍流混合層中普遍存在；Winant和Browand［19］觀察到低雷諾數(shù)時展向渦不會破碎為無組織湍流；Dimotakis和Brown［23］發(fā)現(xiàn)高雷諾數(shù)時展向渦依然存在。Chandrsuda等［24］的發(fā)現(xiàn)澄清了上述爭議，該文指出展向渦在湍流混合層中并非普遍存在：自由流湍流度低時，展向渦持續(xù)存在；自由流湍流度提高，展向渦較早破碎；自由流湍流度更高，展向渦不會出現(xiàn)。有研究還發(fā)現(xiàn)，展向渦的配對和合并會受到擾動的影響。Pierrehumbert和Widnall［25］發(fā)現(xiàn)，在亞諧擾動下，一排展向渦會不穩(wěn)定。Ho和Huang［26］進一步發(fā)現(xiàn)，亞諧擾動可使若干展向渦合并從而改變其增長率。上述展向渦的進一步演化會形成流向渦。最初，Chandrsuda等［24］發(fā)現(xiàn)展向渦的配對只發(fā)生在展向的部分區(qū)域。Browand和Troutt［27］亦發(fā)現(xiàn)了這種展向不規(guī)則性，并認為這是配對形成的。Jimenez［28］認為展向不規(guī)則性是由于二次不穩(wěn)定性使得展向渦發(fā)生變形。Bernal和Roshko［29］指出，二次不穩(wěn)定性形成準流向渦。Lasheras等［30］指出，流向渦是上游擾動的產物，流向渦起源于渦辮區(qū)，流向渦小于展向渦。Lasheras和Choi［31］進一步指出，展向渦形成的應變場對渦辮區(qū)受擾渦量進行流向拉伸，形成流向渦。Moser和Rogers［14，32－33］指出，流向渦是形成小尺度湍流的初始級串的一部分。

當流動為超聲速時，混合層的渦結構具有更復雜的規(guī)律［16］。Ortwerth和 Shine［34］的研究表明，超聲速混合層也存在大尺度擬序結構。為了進一步研究超聲速混合層和不可壓混合層的不同，Bogdanoff［35］和 Papamoschou［36］等提出和發(fā)展了“對流馬赫數(shù)”的概念，Slessor等［37］亦提出了一個無量綱參數(shù)，用以研究可壓縮性的影響。Clemens和 Mungal［38－39］的研究表明，隨著對流馬赫數(shù)增加，混合層的三維性增強，二維性變弱，混合層大尺度結構不如低速時顯著（如圖2所示）。Rossmann［40］和 Watanabe［41］等的研究表明，高對流馬赫數(shù)流動中流向渦十分重要。最近，Zhou等［16］的研究采用旋轉強度等值面清晰地顯示了超聲速混合層中的渦結構，特別是Λ渦和發(fā)卡渦（如圖3所示）。

在超聲速狀態(tài)下，混合層流場中可能會出現(xiàn)小激波［16］。Lele［42］的研究表明，對流馬赫數(shù)大于0．7時，二維混合層中出現(xiàn)小激波。Vreman等［43］的研究表明，對流馬赫數(shù)大于1．2時，三維混合層中出現(xiàn)小激波；而Freund等［44］的研究中，對流馬赫數(shù)大于1．54時，三維混合層中才出現(xiàn)小激波，文中解釋了小激波出現(xiàn)時的對流馬赫數(shù)不同的可能原因包括小激波的定義不同、流動幾何不同、初始條件不同和計算域尺度的適宜度不同等。最近，Zhou等［16］在對流馬赫數(shù)等于0．7時，亦發(fā)現(xiàn)三維混合層中出現(xiàn)小激波（如圖4所示），該項研究指出，大尺度渦結構對小激波的出現(xiàn)至關重要，完全發(fā)展的小尺度湍流區(qū)未發(fā)現(xiàn)小激波。

對超聲速混合層進行時域平均而得到的統(tǒng)計特性，目前形成了一些共識，但仍然存在值得深入研究的問題［16］。就平均速度來說，Watanabe和Mungal［41］的研究表明，超聲速混合層和不可壓混合層相比，也存在流向平均速度扭曲，這種扭曲會增強混合。Zhou等［16］進一步指出，這種流向平均速度扭曲是由于大尺度渦的演化所致。就雷諾應力來 說，Elliott等［45－49］的 研 究 均 發(fā) 現(xiàn)，隨 著對流馬赫數(shù)增加，雷諾剪切應力和法向雷諾應力減小，但 Elliott等［44－47，50－51］的研究表明，隨著對流馬赫數(shù)增加，流向雷諾應力和展向雷諾應力的變化規(guī)律存在爭議，需要進一步開展研究。

2 超聲速混合層著火特性

超聲速混合層著火特性的研究對于超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的分析和設計都具有重要意義。隨著超聲速燃燒需求的推動和研究方法的演化，近20多年來，這一研究領域得到了持續(xù)的發(fā)展［52－70］，如表1所示。

分析目前已有的研究，可將其歸納為2大類：一是關于著火距離的研究。通過漸近理論、層流數(shù)值模擬或湍流數(shù)值模擬，能定量地確定著火距離，進而能定量地討論各種因素對其的影響，并能從流體力學、傳熱學、化學熱力學和化學動力學等角度給出解釋。根據(jù)這些影響因素的規(guī)律，還能建立著火距離的關聯(lián)式。二是關于著火過程的研究。從守恒定律和化學動力學的角度，能詳細研究各組分的時空變化，能較全面地理解著火的化學動力學過程。下文對這2大類研究分別予以綜述。

Jackson和Hussaini［52］較早開展了超聲速混合層著火特性的研究。在解析研究了自由剪切和馬赫數(shù)對著火特性的影響后，得出描述影響的有效參數(shù)為特征馬赫數(shù)與剪切參數(shù)的乘積。隨后，Gosch和Jackson［53］在解析方法研究中保留Jackson和 Hussaini［52］的大Zeldovich數(shù)漸近方法，但避免Damkohler數(shù)無限大這一條件，而在數(shù)值研究中無需引入大Zeldovich數(shù)的條件，從而采用解析和數(shù)值相結合的方法研究了Zeldovich數(shù)對超聲速混合層著火距離的影響。研究表明，當Zeldovich數(shù)較小時，流場狀態(tài)從自由流起始處的惰性區(qū)沿流向逐漸光滑過渡到較遠下游處的擴散火焰區(qū)；當Zeldovich數(shù)較大時，流場狀態(tài)突然過渡到擴散火焰區(qū)。Ju和Niioka［54］擴展了Jackson和 Hussaini［52］研究的參數(shù)范圍，并采用更精細的化學反應機理，主要研究了剪切率和馬赫數(shù)對著火距離的影響。研究表明，如圖5所示，隨著混合層上下側流體速度差的增加，著火距離減??；當化學反應釋熱較小時（上側曲線），速度差對著火距離的這種影響更為顯著，圖5（a）中：u20為燃料與氧化劑自由流速度比；＾ξig為無量綱著火距離；＾β為化學反應釋熱參數(shù)；Ma為氧化劑自由流馬赫數(shù)；T10為氧化劑自由流無量綱溫度。以混合層上下側流體速度比為參變量，當速度比為接近1時，著火距離隨馬赫數(shù)近似以線性規(guī)律變化；當速度比偏離1時，隨著馬赫數(shù)的增加，著火距離先增加后減小，如圖5（b）所示，圖中：珚xig為著火距離；珋l10為化學反應特征長度；T20為燃料自由流無量綱溫度；其他符號意義同圖5（a）。Figueira da Silva等［55］研究了黏性耗散、初始溫度梯度和初始速度梯度對著火距離的影響。研究表明，這3個因素對著火距離的影響十分劇烈。Im等［57］亦研究了黏性耗散對著火距離的影響。研究表明，黏性耗散會顯著減小著火距離。Tahsini［68］研究了入口湍流度對著火距離的影響。研究表明，增加入口湍流度到一定程度，能顯著減小著火距離。

表1 超聲速混合層著火特性研究Table 1 Research on ignition of supersonic mixing layers

影響著火距離的因素除了上述研究中關注的自由來流的流動參數(shù)和熱力學參數(shù)之外，自由來流的組分參數(shù)亦對著火距離有顯著影響。Ju和Niioka［58］的研究表明，在氫氣中添加甲烷會增大著火距離，而在甲烷中添加氫氣則會加速著火，如圖5（c）和圖5（d）所示，圖中：Tair為空氣自由流溫度；TF為燃料自由流溫度。Tien和Stalker［64］的研究表明，增加空氣中的氧自由基濃度會顯著減小著火距離。Tahsini［68］的研究表明，在氫氣－空氣超聲速混合層中，無論是往氫氣中添加過氧化氫還是往空氣中添加過氧化氫，均能顯著減小著火距離。來流空氣中水蒸氣質量分數(shù)的增加會顯著地增大著火距離。

另外，著火距離還受到外界因素的影響。Starik等［67］研究了激光誘導氧分子激發(fā)對著火距離的影響。研究表明，只需采用較小的能量輸入對較小區(qū)域空氣進行共振激光輻射，促使氧分子處于激發(fā)態(tài)，即能顯著減小著火距離。表2給出了不同輻射區(qū)域高度和不同輸入能量時的著火距離，并與采用局部加熱方式來促進著火進行了比較，表中：he為輻射激發(fā)區(qū)高度；Es為單個氧分子吸收的輻射能。可見，激光誘導氧分子激發(fā)對促進著火的效果十分顯著。

表2 激光誘導氧分子激發(fā)對著火的影響［67］Table 2 Effect of laser－induced excitation on ignition［67］

基于對著火距離影響因素的認識，可建立著火距離的預測關聯(lián)式。Chen等［66］采用反應系統(tǒng)著火延遲時間與上下自由流平均速度之積計算著火距離，得到了與數(shù)值模擬［61］相符的結果。Zhang等［70］首先根據(jù)混合層自由來流參數(shù)建立了絕熱密閉反應系統(tǒng)，并提出著火距離由上下自由流平均速度與該絕熱密閉反應系統(tǒng)著火延遲時間之積確定；隨后，基于數(shù)值模擬結果的輔助，考慮黏性耗散和可壓縮性對著火距離的影響，得到“修正溫度”，用于計算修正后的絕熱密閉反應系統(tǒng)的著火延遲時間，再通過上下自由流平均速度與此著火延遲時間之積得到最終的著火距離。比較上述2種方法可見，后者在前者基礎上進行了改進，能考慮超聲速混合層燃燒中諸如黏性耗散和可壓縮性等現(xiàn)實因素。這些研究對建立著火距離的預測關聯(lián)式進行了方法上的探討，這些預測關聯(lián)式的工程應用仍然需要標定和完善，并涵蓋除了化學反應動力學和可壓縮性等因素以外的其它更多參數(shù)。

上述關于著火距離的研究，主要基于對著火結果的考察；而要進一步獲得動態(tài)性的認識，則需將考察范圍擴展至著火過程。

著火過程中組分的變化具有顯著的特征。Ju和Niioka［56］較早開展了超聲速混合層著火過程的研究。在研究超聲速氫氣－空氣高溫混合層點火過程時發(fā)現(xiàn)，著火前，氧自由基的濃度高于羥基的濃度，而隨著著火過程的進行，氧自由基的濃度變得低于羥基的濃度。隨后，通過敏感性分析，獲得和驗證了著火的14個重要反應；通過對不同組分采用定常狀態(tài)近似，推導了多種四步簡化反應機理和三步簡化反應機理；通過比較簡化反應機理和詳細反應機理所預測的著火延遲時間，發(fā)現(xiàn)以往超聲速燃燒研究中對氧自由基采用定常狀態(tài)近似會導致嚴重誤差。只有不對氧自由基采用定常狀態(tài)近似所得到的簡化反應機理才能準確預測著火特性。

著火過程組分變化特征還與自由流條件相關。Trevio和Lin［59］針對實際超聲速燃燒中空氣側溫度高于氫氣側溫度的情形，指出著火相關的化學反應會發(fā)生于混合層內接近空氣一側，此處屬于貧燃區(qū)域。由此，引入適用于高溫貧燃的簡化反應機理，研究了著火過程，分析了相關反應步和輸運的重要性，認為著火主要是對流過程控制的，擴散過程影響較弱。

著火過程的研究中，Chakraborty等［62］的研究表明，總包反應機理因其難以準確預測可燃混合氣的著火延遲，從而不適合預測著火過程，而詳細反應機理則更適合。由此，再綜合Ju和Niioka［56］的研究及 Trevio和 Lin［59］的研究可知，著火過程至少需采用能夠準確預測著火延遲時間的簡化反應機理來模擬。

3 超聲速混合層火焰特性

超聲速混合層燃燒的火焰具有復雜的特性，火焰的結構、尺度以及位置等都與多種因素有關。

Jackson和 Hussaini［52］的研究表明，當 Zeldovich數(shù)足夠大時，超聲速混合層燃燒的整個流場可分為3個區(qū)域，圖6給出了其示意圖，圖中：u1、T1和F1分別為高速側自由流速度、溫度和燃料質量分數(shù)；u2、T2和F2分別為低速側自由流速度、溫度和燃料質量分數(shù)。第1個區(qū)域稱為著火區(qū)，這一區(qū)域位于混合層起點到熱爆炸發(fā)生之間；第2個區(qū)域稱為爆燃區(qū)，著火后，一對顯著的爆燃波（預混小火焰）產生，其中一支是富燃火焰，另一支是貧燃火焰，這對爆燃波穿透整個混合層直到可燃混氣中反應物被消耗完；第3個區(qū)域稱為擴散火焰區(qū)，這一區(qū)域位于爆燃波之后，前述富燃火焰之后存在剩余的燃料，而貧燃火焰之后存在剩余的氧化劑，這些未燃的燃料和氧化劑在濃度梯度驅動下擴散至擴散火焰而被消耗，故擴散火焰區(qū)的混合由擴散控制。總的來說，超聲速混合層燃燒時，著火區(qū)和爆燃區(qū)占整個流場的很小部分，而擴散火焰區(qū)占整個流場的大部分。隨后，Gosch和Jackson［53］進一步研究了各種參數(shù)對上述火焰的影響。結果表明，在著火區(qū)，只要絕熱火焰溫度高于自由流溫度，就會呈現(xiàn)出顯著的著火點；在擴散火焰區(qū)，火焰位置隨當量比和Schmidt數(shù)的變化而發(fā)生顯著的變化。

Figueira da Silva等［55］的研究表明，超聲速混合層燃燒的整個流場包含誘導區(qū)、熱失控區(qū)、預混與擴散火焰共存區(qū)、擴散火焰區(qū)。這與Jackson和Hussaini［52］的研究結果本質上一致，不同之處在于將其著火區(qū)分為了誘導區(qū)和熱失控區(qū)。

Tien和Stalker［64］研究了超聲速氫氣－空氣混合層空氣側溫度取不同值的2種情形下的燃燒過程。研究發(fā)現(xiàn)，對于2種情形，著火后均先形成單支預混火焰；隨后，對于空氣側溫度較低的情形，形成兩分支火焰，而對于空氣側溫度較高的情形，形成三分支火焰；隨著流體向下游行進，對于空氣側溫度較低的情形，兩分支火焰從空氣側往氫氣側移動直至達到后著火（post－ignition）階段，而對于空氣側溫度較高的情形，三分支火焰的上下兩支分別向外側移動直至達到后著火階段；在后著火階段，對于空氣側溫度較低的情形，呈現(xiàn)單支擴散火焰，而對于空氣側溫度較高的情形，雖亦呈現(xiàn)擴散火焰，但同時在空氣側有窄形貧燃預混火焰伴隨。上述火焰結構如圖7所示，圖中：η為法向無量綱坐標。另外，這種火焰結構還受其它因素影響。如減小自由來流上下側流體的速度差，則將因為隨之而形成的初始溫度分布的變化而導致擴散火焰向氫氣側偏移。而增加自由來流空氣中的氧自由基濃度，則對火焰結構的影響較小。

4 超聲速混合層熄火特性

超聲速混合層熄火特性的研究對于超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的分析和設計同樣具有重要的意義。近年對此的研究主要關注了超聲速混合層中的熄火現(xiàn)象和影響因素。

Jackson和 Hussaini［52］的研究中，由爆燃區(qū)過渡到擴散火焰區(qū)時，三分支火焰變?yōu)閱沃U散火焰，出現(xiàn)了三分支火焰上下兩支均熄火的現(xiàn)象。Tien和Stalker［64］的研究中，火焰在進入“后著火階段”前后發(fā)生了部分熄火現(xiàn)象（見圖7）。對于空氣側溫度較低的情形，隨著流體向下游行進，兩分支火焰中靠近氫氣自由流外側的預混火焰由于消耗完氧氣而發(fā)生熄火，最后呈現(xiàn)單支擴散火焰；對于空氣側溫度較高的情形，隨著流體向下游行進，三分支火焰中靠近氫氣自由流外側的預混火焰由于消耗完氧氣而發(fā)生熄火，最后呈現(xiàn)擴散火焰由空氣側窄形貧燃預混火焰伴隨。Zhang等［69］的研究中，渦外沿兩分支火焰中靠近燃料自由流側的富燃火焰在發(fā)展過程中發(fā)生了熄火，進一步的研究表明熄火原因為其前鋒混氣溫度較低。Ju和Niioka［71］采用漸近理論方法和單步化學反應機理研究了黏性加熱對熄火的影響。在典型的速度比下，隨著馬赫數(shù)增加，混合層特征流動時間減小，從而易于熄火；但隨著馬赫數(shù)增大到一定值，黏性加熱構成了重要熱源，從而大大加速化學反應，使得火焰更穩(wěn)定，不易熄火。

5 釋熱和可壓縮性對有反應超聲速混合層的影響

隨著有反應低速混合層研究中發(fā)現(xiàn)釋熱減小混合層增長率和無反應混合層研究中發(fā)現(xiàn)可壓縮性減小混合層增長率，人們開始關注有反應超聲速混合層的相應問題［72－86］。在有反應超聲速混合層中，釋熱和可壓縮性同時存在，其對有反應超聲速混合層的影響的研究十分必要。

Menon和Fernando［72］較早地開展了此項研究。該研究采用時間發(fā)展的二維超聲速混合層直接數(shù)值模擬方法，耦合了單步化學反應機理。結果表明，在釋熱影響方面，對流馬赫數(shù)為0．15和0．75時，燃燒釋熱減小了混合層增長率；但對流馬赫數(shù)為1．42時，燃燒釋熱增大了混合層增長率。在可壓縮性影響方面，隨著對流馬赫數(shù)的增加，混合層增長率減小。

Givi等［73］亦較早地開展了此項研究。該研究同樣采用了時間發(fā)展的二維超聲速混合層直接數(shù)值模擬方法，耦合了單步化學反應機理。結果表明，在混合層發(fā)展的初始階段，燃燒釋熱輕微地增強混合；但在混合層發(fā)展的后續(xù)階段，燃燒釋熱減弱混合?？蓧嚎s性影響在混合層發(fā)展的所有階段均表現(xiàn)為可壓縮性減弱混合。

可見，上述2項早期研究與有反應低速混合層和無反應混合層研究中的發(fā)現(xiàn)具有一定共性。最近，O’Brien等［86］在研究中采用時間發(fā)展三維超聲速混合層直接數(shù)值模擬方法，耦合20步詳細化學反應機理，也證實了這一點，如圖8所示，圖中：t為流動時間；U為自由流速度為剪切層初始動量厚度為剪切層初始渦量厚度；δθ為剪切層動量厚度；δω為剪切層渦量厚度；為剪切層最終動量厚度。該項研究還從精細流場結構角度展示了燃燒釋熱影響，如圖9所示，圖中：為混合物密度梯度；T為混合物溫度，x1和x2為x和y方向的坐標值。

然而，上述2項早期研究亦表明，有反應超聲速混合層亦具有部分獨特的現(xiàn)象。要對釋熱和可壓縮性對有反應超聲速混合層的影響獲得較全面的認識，一種可行的思路是，既對共性現(xiàn)象進行機理研究，亦對獨特現(xiàn)象進行擴展研究。

在對共性現(xiàn)象進行機理研究方面，人們分別從不同角度對所發(fā)現(xiàn)的現(xiàn)象做出了解釋。

從場變量值的角度，Mahle等［83］的研究采用時間發(fā)展的三維超聲速混合層直接數(shù)值模擬方法，耦合了單步化學反應機理，通過分析釋熱和可壓縮性對平均速度、平均密度、雷諾應力、湍動能、雷諾應力輸運方程各項和脈動壓力等的影響，特別是通過推導基于格林函數(shù)的壓力－應變率關聯(lián)項計算式，最終將釋熱對混合層增長率的影響追溯到平 均 密 度 的 變 化。Freund 等［44，87－88］此 前 采用時間發(fā)展的三維超聲速混合層直接數(shù)值模擬方法的研究則將可壓縮性對混合層增長率的影響追溯到脈動壓力的變化；然而，關于可壓縮性影響的全面認識仍未實現(xiàn)（如可壓縮性如何影響雷諾應力，目前仍然存在不同結論［16，89］），這還需要可壓縮混合層研究的持續(xù)開展［90－92］。

從混合過程的角度，Mathew等［84］的研究同樣采用時間發(fā)展的三維超聲速混合層直接數(shù)值模擬方法，耦合了單步化學反應機理，通過分析混合層的卷吸，將釋熱和可壓縮性對混合層增長率的影響歸因于卷吸的延遲。

在對獨特現(xiàn)象進行擴展研究方面，Calhoon等［82］采用空間發(fā)展的二維和三維超聲速混合層大渦模擬方法，耦合了單步化學反應機理，在高釋熱的超聲速混合層研究中發(fā)現(xiàn)，對流馬赫數(shù)為1．3時，燃燒釋熱增大了混合層增長率，這可解釋為高釋熱條件下Day等［80］發(fā)現(xiàn)的“外側”不穩(wěn)定模態(tài)變得重要，而釋熱會增強該不穩(wěn)定模態(tài)增長率，從而增大混合層增長率。必須指出，這項研究與Menon和Fernando［72］早期的研究在現(xiàn)象上具有一定的相關性，另外，關于高對流馬赫數(shù)以及高釋熱的超聲速混合層還需進一步研究。

6 超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性

近年，Choi等［93－94］先后在超燃沖壓發(fā)動機燃燒室模型的計算與實驗研究中發(fā)現(xiàn)了燃燒不穩(wěn)定性。Choi等［93］采用 Reynolds Average Naiver－Stokes（RANS）耦合氫氧詳細化學反應機理的數(shù)值模擬方法，分辨出了超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內很強的非定常流動特性如圖10所示，圖中：p為混合物壓力；pinj為噴注燃料壓力；p∞為來流空氣壓力。該項研究發(fā)現(xiàn)，激波與剪切層相互作用可能觸發(fā)剪切層不穩(wěn)定性，從而生成大的流動擾動；另外，有凹腔存在時凹腔則會產生更大的流動擾動。來自剪切層和／或凹腔的擾動使垂直噴注的燃料射流失穩(wěn)，由此形成的流動非定常性會使高強度釋熱在噴口上方所形成的馬赫反射變得不穩(wěn)定，從而導致上壁面強烈的壓力脈動。Ma等［94］采用直連式超燃沖壓發(fā)動機實驗臺，測量到了超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內大幅低頻壓力振蕩如圖11所示，圖中：T0和p0分別為燃料溫度和壓力；為當量比；V 為壓力測量信號幅值，Vpk為交流電的電壓峰值；psia為絕對壓力，1psia＝6．894 8kPa；1°R＝（K－273．15）×0．8。隨后通過數(shù)值模擬得到了同一頻率附近的大幅壓力振蕩，并通過解析建模確立了這種燃燒不穩(wěn)定性的發(fā)生與激波－火焰相互作用以及燃料噴注－火焰相互作用有關。隨后，該研究團隊進一步研究了超燃沖壓發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定性的影響因素，并對機理與建模進行了進一步發(fā)展［95－96］，提出了反饋循環(huán)理論，認為壓力振蕩由非定常擾動的反饋循環(huán)引起，反饋循環(huán)包括3種：激波－火焰的聲學反饋循環(huán)、激波－火焰的聲學和對流反饋循環(huán)、燃料噴注－火焰的聲學和對流反饋循環(huán)，并基于該理論根據(jù)特征長度和特征速度建立了預測特征頻率的理論模型。

Wang研究團隊［97］在此方面開展了更系統(tǒng)的研究［97－101］，通過先進的火焰顯示技術獲得了直觀的火焰振蕩圖像，如圖12所示，圖中：t為流動時間，并對不同燃料、不同構型和不同來流條件的超燃沖壓發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定性進行了比較。該研究團隊最近發(fā)現(xiàn)，若燃料噴注位置與凹腔之間存在燃料／空氣預混區(qū)，則凹腔值班火焰會點燃此預混區(qū)混合氣體，并經歷類似于爆燃－爆震轉換的過程，這種過程與火焰猝熄相耦合，形成低頻振蕩［97］。目前，由于超燃沖壓發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定性的復雜性，學術界對其特性和機理仍未完全認識。

為了從更基礎層面認識超聲速燃燒不穩(wěn)定性，Chen等［102］通過直接數(shù)值模擬方法開展了超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性研究。研究發(fā)現(xiàn)，來流空氣溫度不同時，流場呈現(xiàn)顯著不同的形態(tài)，壓力演化呈現(xiàn)顯著差異。圖13給出了來流空氣溫度對應于不可燃、較易燃和極易燃3種情形的流場某點壓力演化歷程，圖中：p′為考察點壓力與來流壓力的差，從中可見較易燃情形出現(xiàn)極高壓力峰和大幅壓力振蕩。對此壓力信號進行頻域分析（如圖14所示），表明較易燃情形的壓力振蕩主要由劇烈燃燒控制。對極高壓力區(qū)形成過程的研究（如圖15所示）和將CFD結果與定容燃燒模型結果比較，揭示了燃燒不穩(wěn)定性由湍流渦團誘導產生的可燃預混氣自著火和準定容燃燒而產生。此后繼續(xù)對超聲速混合層來流空氣溫度不同時的流動與燃燒過程進行研究，發(fā)現(xiàn)了燃燒誘導激波現(xiàn)象（如圖16所示）；另外，激波強度、位置和形態(tài)會變化，圖17顯示了激波位置在后半段的情形，圖18顯示了該情形下的燃燒情況。

就超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性而言，在誘發(fā)機理上主要存在以下方式：

1）在渦辮區(qū)的局部自燃，具有準定容燃燒特性，產生了局部壓力峰，時空不斷出現(xiàn)的該壓力峰及其傳播形成了大幅值壓力振蕩。

2）波系結構是有約束超聲速混合層流動中的典型特征，激波在空間上薄的結構和其壓縮升溫的作用，從而有利于強化燃燒，在局部實現(xiàn)壓燃，產生局部壓力峰并進一步激發(fā)燃燒不穩(wěn)定性。

3）超聲速混合層難以著火，因此通常隨著混合層的建立首先形成了一定的預混氣團，這些氣團具有較為一致的歷程，從而為依次自燃奠定了條件，呈現(xiàn)出極高的表觀火焰?zhèn)鞑ヌ匦裕淠苷T發(fā)出局部高壓，最終演化出具有傳播特性的壓力峰和燃燒不穩(wěn)定性。

7 總結與展望

超聲速混合層燃燒涉及湍流、激波、化學反應及其與湍流的相互作用等難點，加上其多尺度特性和高速特性，使得解析、數(shù)值和實驗研究均存在困難，上文綜述表明，超聲速混合層燃燒研究仍需開展大量工作。

超聲速混合層著火特性、火焰特性和熄火特性方面，后續(xù)研究可重點采用湍流數(shù)值模擬和詳細反應機理，研究著火過程、火焰?zhèn)鞑ミ^程和熄火過程，以及流動參數(shù)、熱力學參數(shù)、組分參數(shù)和外界因素對著火距離、火焰結構和熄火位置的影響。釋熱和可壓縮性對有反應超聲速混合層的影響方面，后續(xù)研究可采用空間發(fā)展的三維超聲速混合層的大渦模擬和直接數(shù)值模擬等高精度數(shù)值方法［103］或能定量測量渦量場和應變率場等場變量的高精度實驗方法［18］，重點研究高釋熱和高可壓縮性條件下有反應超聲速混合層的瞬變特性和統(tǒng)計特性。超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性方面，后續(xù)研究可采用高精度數(shù)值或實驗方法，重點研究超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性產生的普遍準則及其內在機制。

由于超聲速有反應混合層通常是具有速度差、溫度差和濃度差的一類混合層，而且其所決定的可壓縮性、速度比和密度比等參數(shù)難以獨立變化，同時再耦合反應釋熱，從而難以獲得單一因素獨立變化時其對超聲速有反應混合層的影響。另外，可壓縮性強弱可能會導致不同甚至完全相反的作用規(guī)律，即使用來表征可壓縮性的對流馬赫數(shù)相同，人們也可能得到完全不同的作用規(guī)律。這兩個方面的因素導致系統(tǒng)和深入地研究超聲速有反應混合層的基本特性極具挑戰(zhàn)。但基于超燃沖壓發(fā)動機技術的迫切需求，以及目前我們所具備的計算和實驗條件與能力，獲得對超聲速有反應混合層特性的系統(tǒng)深入認識面臨很好的機遇，特別是耦合詳細化學反應動力學機理的高精度細觀模擬應該作為重點方向加以發(fā)展。

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Research progress of combustion in supersonic mixing layers

CHEN Qian1，2，ZHANG Huiqiang1，＊ ，WANG Bing1，ZHOU Weijiang2，YANG Yunjun2
1．School of Aerospace Engineering，Tsinghua University，Beijing 100084，China 2．China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China

The research on combustion in supersonic mixing layers is an effective approach to solve the problems encountered in supersonic combustion，and hence is important for the development of the scramjet．In the past twenty years，a plenty of work has been conducted in this field，and needs to be summarized．As the research on flow properties of supersonic inert mixing layers is the foundation of the research on combustion in supersonic mixing layers，these flow properties including instantaneous flow structures and time－averaged statistic properties are reviewed．Ignition properties are discussed including ignition distance and ignition processes．Flame properties，especially flame structures，are explored．Extinction properties are considered．Heat release and compressibility effects are summarized．Advances in combustion instability are given．The review suggests that a large amount of research work on combustion in supersonic mixing layers still needs to be conducted．Regarding ignition properties，flame properties and extinction properties，future research could focus on ignition process，flame propagation process and extinction process，and the effects of flow parameter，thermodynamic parameters，species parameters and external factors on ignition distance，flame structures and extinction position，using turbulent simulation and detailed mechanisms．With respect to heat release and compressibility effects，future research could concentrate on the instantaneous properties and statistic properties of high－exothermicity and high－compressibility reacting supersonic mixing layers，using high precision numerical or experimental methods．For combustion instability，future research could be devoted to general criteria and inherent mechanisms for supersonic mixing layer combustion instability，using high precision numerical or experimental methods．

supersonic turbulent flow；ignition；flame；excitation；heat release effects；compressibility effects；instability

2016－01－11；Revised：2016－04－19；Accepted：2016－10－18；Published online：2016－10－18 10：00

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20161018．1000．002．html

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V231．2

A

1000－6893（2017）01－020036－16

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10．7527／S1000－6893．2016．0265

2016－01－11；退修日期：2016－04－19；錄用日期：2016－10－18；網(wǎng)絡出版時間：2016－10－18 10：00

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國家自然科學基金 （91541206）

＊通訊作者 ．E－mail：zhanghq＠tsinghua．edu．cn

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（責任編輯：彭健，張晗）

＊Corresponding author．E－mail：zhanghq＠tsinghua．edu．cn