鄭 星，馮黎明，張云天，劉遠樹，薛 瑞

(1.西安交通大學 航天航空學院 機械結構強度與振動國家重點實驗室，西安 710049；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000)

0 引言

高超聲速飛行的空氣阻力巨大，雖然沒有確切的定量數(shù)據(jù)，但是按照法國學者所做的空氣-推進平衡分析指出，當飛行馬赫數(shù)為2時，想要獲得一份凈推力需要克服的阻力為1，當飛行馬赫數(shù)為8時，獲得一份凈推力需要克服的阻力將增加為6[1]。高超聲速飛行器阻力按其成因可分為表面摩擦阻力、激波阻力和壓差阻力。其中，表面摩擦阻力是飛行器阻力的主要來源，AMDERSON[2]的研究表明，摩擦阻力占高超聲速飛行器總阻力的50%以上。從整個高超聲速飛行器來看，盡管發(fā)動機流道相對于飛行器較短，但是PAULL等[3]經過實驗發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機進氣道、燃燒室和尾噴管內部的摩擦阻力占飛行器總摩擦阻力的60%。因此，采用一定技術手段減小發(fā)動機內的摩擦阻力，無論是對發(fā)動機還是整個高超聲速飛行器性能的提升都具有重要意義。

主動減阻需要額外的能量輸入，主要包括湍流邊界層內吹吸氣控制[11-14]、等離子體控制[15-19]以及邊界層內噴注低密度氣體燃料與來流摻混燃燒[20-50]等方式。SANO等[11]模擬了基于展向狹縫的定常吹吸氣控制對湍流邊界層的影響，發(fā)現(xiàn)定常吹氣會導致狹縫下游的平均阻力下降，但湍流強度和雷諾切應力增強，而定常吸氣控制情況下的結果恰好相反，其下游平均阻力上升，同時湍流強度和雷諾切應力變弱。PARK等[12]基于展向狹縫的局部定常吹吸氣湍流邊界層進行模擬，結果表明，局部定常吹氣控制使得狹縫下游阻力和湍流強度均增加，而吸氣控制使得狹縫下游阻力和湍流強度均減小。另外，KIM等[13]模擬了基于展向狹縫的定常吹氣與非定常吹氣控制方式對湍流邊界層的影響，其結果顯示，無論是定常吹氣，還是非定常吹氣控制，狹縫附近的阻力均減小，且定常吹氣相比于非定常吹氣減阻效果更好。后來，SEGAWA等[14]通過對壁面上展向均勻排布的圓孔進行交替吹吸氣來影響湍流邊界層，最終在試驗中測試到的減阻率達到30%?；谏鲜鲇懻摬浑y發(fā)現(xiàn)，對于局部吹吸氣控制的湍流減阻研究，盡管已經做了許多嘗試和研究，但依舊沒有統(tǒng)一的結論。在等離子體逆向噴流研究方面，MAHAPATRA[15]對高超聲速飛行的半球體模型等離子體噴流減阻進行了實驗研究。在一定噴注壓比下，阻力減小約28%。WATANABE等[16]用表面電弧激勵器在Ma=7來流中仿真得到阻力系數(shù)減小13.1%，實驗得到阻力減小23%的結論。袁野等[17]設計了一種表面電弧激勵器，用于等離子體流動控制，得到了不同工況下表面電弧激勵器周圍空間溫度、電勢等的分布情況，獲得了激勵器準確熱源分布。激勵器在電流7 A、陰陽極距離3.5 mm時，能得到2.690 5×1010W/m3的陰極表面最高熱源值，在Ma=7時，總阻力系數(shù)最多減小32%。

STALKER[20]的研究表明，邊界層內噴注氫氣并燃燒，可使表面摩擦阻力減小50%以上，是只噴氫氣但不燃燒時的3倍?？傮w來看，主動與被動兩種減阻技術均可實現(xiàn)壁面摩擦阻力的減小，但在減阻幅度上，相比于其他減阻技術，采用邊界層內燃燒的方式在超聲速來流下的減阻效果具有更大優(yōu)越性。本文就超聲速邊界層燃燒減阻技術在基本特性、實驗和數(shù)值模擬、減阻機理三方面的研究著重展開綜述，更為詳細的理論研究方面的綜述可參考文獻[21]。

1 超聲速邊界層燃燒基本模型與分析

2000年，澳大利亞昆士蘭大學高超聲速中心GOYNE等[22]提出了采用邊界層內燃燒減小高超聲速飛行器摩擦阻力的方法。其基本實現(xiàn)手段是在邊界層附近設計適當?shù)臍淙剂蠂娮⒖?，將氫燃料噴入邊界層內組織燃燒。邊界層燃燒減阻的基本原理為：燃料在邊界層內的燃燒釋熱增加了邊界層內的溫度，上升的溫度導致邊界層內流質的密度下降，從而使雷諾剪切應力減小。另外，燃燒釋熱會造成邊界層變厚，導致近壁面氣流的速度梯度減小，從而使壁面摩擦力減小。

以STALKER[23]所建立的氫氣平行于壁面噴入的二維邊界層燃燒流動簡化模型為例(圖1[23])，邊界層內的燃燒過程可分為4個主要區(qū)域：

(1)(i)區(qū)域緊靠燃料噴口，為氫氣噴入后邊界層內流量的調整過程；

(2)在(ii)區(qū)域中，一層氫氣存在于接近壁面的位置，并且這層氫氣被混合層與主流分離開來，因此在(i)和(ii)區(qū)域，氫氣在壁面摩爾分數(shù)cHW=1；

(3)隨著燃料、空氣在密度梯度作用下的擴散，在(iii)區(qū)域中，0≤cHW≤1，邊界層在此區(qū)域開始劇烈發(fā)展，氫氣與空氣混合并燃燒生成產物水；

(4)當?shù)竭_(iv)區(qū)域時，cHW=0，此時氫氣完全燃燒。

將燃燒區(qū)域提取，并假定區(qū)域(iii)迅速開始于壁面前緣，如圖1(b)所示，此時可將(iii)、(iv)區(qū)域進行簡化：氫氣在壁面前緣與空氣開始混合，向火焰前鋒擴散。由于氫氣不斷沿著壁面噴入，補償已經發(fā)生燃燒的氫氣，使氫氣在壁面的摩爾分數(shù)基本保持不變。主流中的氧氣在火焰前鋒完全反應，使壁面處沒有氧氣存在。在區(qū)域(iv)中，氫氣濃度在壁面處降到0，燃燒反應產物水與氧氣逐漸出現(xiàn)，火焰前鋒消失，水沿壁面向主流擴散。

STALKER對邊界層的燃燒現(xiàn)象進行了理論研究，詳細分析了該技術在減小粘性阻力方面所體現(xiàn)出來的優(yōu)越性。隨著飛行器主流馬赫數(shù)的增加，邊界層溫度也隨之增加，這對層流邊界層和湍流邊界層有著不同的影響。在層流邊界層內密度降低致使邊界層厚度增加，從而使得剪切力減小。然而，溫度所誘發(fā)的粘性增加使得該區(qū)域所產生的減阻效果被抵消掉一部分，最終結果表現(xiàn)為表面摩擦阻力減小幅度很小。在湍流邊界層內，由于剪切應力主要由雷諾應力引起，雷諾應力直接由密度控制，因此湍流粘性降低，相比于層流邊界層，湍流邊界層的表面摩擦力減小幅度可觀。

(a)

(b)

基于圖1流動模型的理論研究，STALKER得到表面摩擦系數(shù)與雷諾數(shù)的關系圖，如圖2(a)所示[23]，氫氣在邊界層的混合與燃燒使得表面摩擦系數(shù)大幅度降低，由于氫氣密度相對空氣的密度很低，因此無論氫氣燃燒與否，都會使邊界層密度減小，進而引起表面摩擦阻力的降低。但是，燃燒釋放的能量會使邊界層密度進一步降低，因此燃燒時減阻幅度會更大。

對比圖2(a)、(b)可看出，條件相同時有燃燒反應的摩阻系數(shù)低于無燃燒反應的摩阻系數(shù)。圖2中直線相互平行，這說明給定氫氣質量流率時，摩擦系數(shù)與沒有氫氣注入時的摩擦系數(shù)之比與雷諾數(shù)無關，而當氫氣質量流率不變時，摩阻系數(shù)隨雷諾數(shù)增大而減小。

BARTH等[24]對STALKER[23]的流動模型進行擴展，以使其能夠應用于其他燃料的邊界層燃燒分析。由于缺乏對邊界層燃燒影響規(guī)律的研究，使此模型只能對部分相關變量進行分析，對邊界層燃燒減阻幅度的預測精度較低。

(a) With combustion

(b) Without combustion

2 超聲速邊界層燃燒減阻特性

2.1 試驗研究

為驗證邊界層燃燒在超聲速來流條件下的壁面減阻效果，ROWAN等[25]在T4超聲速風洞中研究了圓柱形超燃沖壓發(fā)動機燃燒室通過圓孔(porthole)和狹縫(slot)噴射、燃燒氫氣對摩擦阻力的影響。結果表明，在總當量比較低時，采用單個圓孔噴注使壁面摩擦阻力下降最大；增加狹縫噴注的總當量比，將導致阻力下降的水平略微上升。

SURAWEERA[26]在GOYNE[22]基礎上進一步開展的實驗研究表明，不同來流馬赫數(shù)下，邊界層內燃燒均造成不同程度、可觀的壁面減阻量。其中，高焓來流下最大壁面摩擦系數(shù)減小可達70%，低焓來流下壁面摩擦系數(shù)減小60%。KIRCHHARTZ等[27]研究了切向縫隙噴氫的影響。通過改變進氣道的前緣剖面長度來考慮上游壁層效應，最終得出與實驗純冷流工況相比，總減阻幅度最大約為50%。KIRCHHARTZ等[28]對不同前緣構型及壓力梯度條件下的邊界層燃燒減阻特性開展了實驗研究，在低焓來流、鈍體前緣構型下，在邊界層內噴注較大量的氫氣燃燒減阻效果最好，使燃燒室摩擦阻力減少量高達77%。VOLCHKOV等[29]圍繞層流邊界層內燃料噴注燃燒特性開展了部分實驗研究，但其結論能否擴展到超燃沖壓發(fā)動機中高速、強湍流特性的邊界層仍需要開展進一步的研究。

近年來，CHAN等[30-32]圍繞邊界層燃燒減阻技術在縮比超燃沖壓發(fā)動機(圖3[30])流道中的適用性進行研究，所采用的試驗測試設備如圖4所示[30]，包括方轉圓進氣道、燃料噴注系統(tǒng)和一個等截面圓形燃燒室，燃燒室與力平衡儀相連對流道壁面摩擦力進行測量。該進氣道的設計起動值為Ma=4.5～6.2，進氣道-燃燒室的實物圖如圖4所示，其長0.44 m，寬0.07 m，入口捕獲面積為2.5×10-3m2。進氣道出口橫截面積為6.5×10-4m2。相較于實際尺寸，全幾何收縮比為3.84，內收縮比為1.61。通過自由射流實驗對燃燒室上游由于方轉圓進氣道[31]及隔離段內放置渦流發(fā)生器[32]所帶來的燃燒室入口氣流擾動對邊界層燃燒減阻效果進行研究。結果表明，邊界層燃燒的減阻效果受來流影響較小，燃燒室的總減阻幅度達61%。

圖3 進氣道-燃燒室縮比試驗構型

中國航天空氣動力技術研究院的沈清等[33]基于超聲速混合層穩(wěn)定性理論設計燃料噴注方式。通過冷、熱態(tài)實驗測試表明，該燃料噴注方式能夠促進燃料/空氣混合層的不穩(wěn)定發(fā)展，進而增強摻混；結合燃燒室內壁面光滑設計，實現(xiàn)了燃料噴注、燃燒相對于冷流狀態(tài)下的有效推力增強。

田野等[34]對冷態(tài)及熱態(tài)條件下氫燃料超燃沖壓發(fā)動機壁面剪切應力的振蕩特性進行了實驗研究。結果表明，相較于冷態(tài)工況，燃燒工況剪切應力會進一步減小，其減小幅度為370～269.5 Pa，主要因為燃燒導致流場結構發(fā)生變化，會導致近壁面絕對速度值及速度梯度的減小。然而，文中未對壁面剪切應力的影響進行探索分析。

圖4 試驗測試設備

綜上所述，以往實驗研究證實了邊界層燃燒減阻的有效性，并且定性探究了不同來流狀態(tài)參數(shù)和不同進氣道型面等因素對邊界層燃燒減阻效果的影響。此外，還探討了將該技術用于實際縮比超燃沖壓發(fā)動機的影響，已初步形成將該減阻技術應用于高超聲速飛行器的能力。國外昆士蘭大學、新南威爾士大學在超聲速燃燒減阻方面做了相對較多的實驗研究，國內有西北工業(yè)大學做了較少的實驗研究，其他學者研究重點多集中于理論和數(shù)值模擬研究。大多實驗研究只得到部分因素對邊界層燃燒減阻效率影響的一般規(guī)律，主要考量邊界層燃燒減阻技術的減阻效果，對其主要的影響因素多做定性分析，缺乏系統(tǒng)的定量關聯(lián)，這就無法為預測模型的建立提供較多的可靠數(shù)據(jù)。此外，這些研究很少對減阻機理進行進一步闡述。

目前，雖然已開展了部分分散的實驗研究，并且已初步形成將該減阻技術應用于縮比超燃沖壓發(fā)動機的能力。但限于傳統(tǒng)的熱線等測試設備在燃燒條件下測量的局限性，以往研究只是在邊界層燃燒減阻幅度上進行定性觀測，缺乏精確、系統(tǒng)的定量測量。因此，可借助目前興起的MEMS傳感技術及超聲速來流邊界層燃燒地面實驗系統(tǒng)深入開展不同來流、燃料噴注狀態(tài)參數(shù)下邊界層燃燒流場宏觀特征與減阻規(guī)律研究。所建立的邊界層燃燒實驗裝置可以包括來流模擬系統(tǒng)(如來流燃燒加熱器等)、用于與測試段連通的轉接段、用于將來流加速到指定入口馬赫數(shù)要求的設備喉道段、燃燒室測試段、以及用于將燃料沿平行于來流方向噴入邊界層內的燃料噴注系統(tǒng)。在整個實驗裝置中，應布置多個壓力及溫度傳感器、壁面摩擦力測量裝置等，從而便于對相關位置上氣體的壓強、溫度等參數(shù)進行精確的定量測量。

2.2 數(shù)值模擬研究

除了上述提及的邊界層燃燒實驗研究外，部分學者還采用數(shù)值模擬方法對超聲速來流邊界層燃燒宏觀特性和燃燒流場細節(jié)進行研究。LARIN等[35]較早地對湍流邊界層內釋熱對減阻的影響開展了二維數(shù)值模擬研究，證明了增大邊界層內的釋熱有利于減少壁面摩擦阻力。LEVIN等[36]對邊界層內熱量輸入與摩擦阻力減小量的定量關系進行研究，以尋求最優(yōu)的邊界層釋熱量。BURTSCHELL等[37]則采用氫氣單步總包反應對強激波作用下的邊界層燃燒進行了二維數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)氫氣在邊界層內燃燒不但可以減小壁面摩擦阻力，而且邊界層內燃燒后，其向壁面的傳熱率也隨著減小。然而，研究中并未對傳熱率減小的原因進行解釋。PUDSEY等[38]采用RANS方法，對超燃沖壓發(fā)動機中多排垂直噴孔氣膜冷卻系統(tǒng)的壁面減阻與混合效率進行研究。計算結果表明，相對于平行噴注槽，采用多排噴孔噴注方式可帶來更好的減阻效果，且隨著噴注流量的增大及孔間距的減小，減阻效果增強，而邊界層內燃料/空氣的摻混效率及熱傳導率下降，但其并未對燃燒存在的條件進行計算驗證。

CLARK等[39]采用9基元-21反應步的氫氧化學反應機理、k-ωSST湍流模型模擬了來流Ma=6條件下不同燃料在加熱平板下的摩擦阻力，發(fā)現(xiàn)在邊界層內噴射和燃燒氫氣可使表面摩擦系數(shù)降幅達50%，相比于只噴射燃料但不燃燒的工況，可使表面摩擦阻力下降31.6%。圖5所示為氫氣燃料燃燒和預混工況下沿壁面的摩擦阻力變化[39]。可看出，燃燒可使摩擦阻力進一步減小，不同燃料對比結果表明，相對于氫氣，使用JP-10燃料幾乎不產生任何減阻效果。然而，之所以產生此種結果的原因，文中未作分析。

圖5 沿壁面摩擦系數(shù)變化

PUDSEY[40]采用三維雷諾-平均Navier Stokes方程和13基元-33反應步的氫氧化學反應機理研究了燃料質量流量和射流間距對射流流動的影響。結果表明，在高射流質量流量下，點火發(fā)生在噴射點，但隨著質量流量的減小，點火延遲增加。在最小注入流量工況研究中發(fā)現(xiàn)觀察區(qū)域內燃料未發(fā)生自燃。此外還發(fā)現(xiàn)燃燒使邊界層明顯變厚，在自燃點附近存在局部的高溫區(qū)域。在長為0.5 m的平板研究中，總粘性阻力降低了78%。認為減阻機理與近壁雷諾應力的減小有關。此外還發(fā)現(xiàn)，與純冷流工況相比，即使存在邊界層燃燒，壁面?zhèn)鳠崴俾室诧@著降低。

ZHANG等[41]采用7基元-8反應步的氫氧化學反應機理對不同背壓下的邊界層燃燒開展了數(shù)值模擬研究。結果表明，背壓的施加可進一步促進壁面摩擦阻力的減小，邊界層燃燒釋熱通過減小流向速度沿壁面垂直方向梯度及抑制湍流動量的傳輸而減小壁面摩擦，增大湍流強度可促進燃燒，而對壁面摩擦系數(shù)的進一步降低作用有限。

王帥等[42-44]基于后向臺階構型，采用7基元-7反應步的氫氧化學反應機理，針對不同來流、不同燃料噴注當量比條件下近壁區(qū)氫氣噴注燃燒減阻開展了數(shù)值研究，發(fā)現(xiàn)湍流邊界層壁面剪應力的變化與密度變化趨勢基本吻合，邊界層氫氣噴注減阻的有效區(qū)域與來流條件密切相關，在減阻設計過程中，應考慮噴注條件與來流條件的相互匹配。同時，其還針對不同飛行條件下RBCC內流道阻力開展了數(shù)值模擬研究，并考察邊界層燃燒對內流道阻力的影響。結果表明，隨飛行馬赫數(shù)的提高，內流道阻力所占的比例增大，在Ma=6飛行條件下，采用邊界層燃燒可使內流道阻力減小57.5%，這為后續(xù)邊界層減阻技術應用于實際超燃沖壓發(fā)動機提供了理論支撐。

在受限空間管流中，相比于核心流，邊界層流動要更復雜多變。其中，邊界層的轉捩是邊界層流動分析中不可回避的一環(huán)，而以往的邊界層燃燒研究中通常將注入邊界層的燃料射流直接假設為湍流，進而從湍流混合、自點火和燃燒的角度對邊界層燃燒過程開展研究。然而實際上，燃料從噴注器沿壁面注入邊界層內，必然經歷一個由層流逐漸轉捩為湍流的過程。為彌補以往研究中未考慮燃料注入后邊界層的實際發(fā)展過程及流動類型的差別，XUE等[45-46]采用9基元-27反應步的氫氧化學反應機理，使用可捕捉邊界層轉捩過程的Transitionk-kl-ω湍流模型，對不同來流狀態(tài)和不同背壓下邊界層燃燒減阻特性進行研究。研究表明，隨著空氣/燃料溫度比的增加(圖6[45])，壁面摩擦阻力和傳熱均增加；空氣中H2O的引入會抑制氧氣與氫燃料的混合和燃燒，進而使減阻效果明顯降低(圖7[45])，但對壁面?zhèn)鳠崧视绊戄^小；空氣/燃料壓力比的改變會影響到表面摩擦阻力和傳熱，且壓比增加時，燃料自點火位置提前，火焰更貼近壁面，從而使壁面?zhèn)鳠崃吭龃蟆?/p>

圖6 不同溫度比下邊界層火焰變化

圖7 空氣中水蒸氣含量邊界層燃燒減阻影響

隨后，XUE等[45]基于校驗的模型，考察了邊界層燃燒對轉捩過程的影響?；谛螤钜蜃親，發(fā)現(xiàn)燃料在邊界層內的自點火所帶來的“擾動”會誘發(fā)邊界層轉捩，致使摩擦阻力急劇增大。對不同噴注及壁面條件研究表明，隨著噴注角度的增大，轉捩位置提前，但對減阻效果影響較小；燃料噴口直徑的增大會導致轉捩延遲，折射激波強度降低，進而使整體摩擦減阻效果較好；在絕熱壁面條件下，邊界層內流動氣體的密度更小且邊界層更厚，使壁面摩擦阻力減小，轉捩的起始位置與恒溫壁面(300 K)工況下基本一致(圖8[46])。

為模擬主流燃料燃燒背壓對壁面減阻影響，在靠近出口位置增設一節(jié)流裝置，通過調節(jié)噴注的空氣流量來對應不同的背壓影響。結果表明，節(jié)流流量的增大有利于減少壁面摩擦阻力，但對轉捩的影響不大。

綜上所述，數(shù)值模擬研究方面取得了一些減阻規(guī)律的成果，但從目前公布的實驗及數(shù)值模擬研究對比來看，所建立的邊界層燃燒簡化流動模型對減阻性能的預示精度較低，且所能夠分析的影響因素有限，需要結合超聲速邊界層燃燒影響規(guī)律研究建立精度更高、適用性更廣的邊界層燃燒減阻性能預示模型，可結合可植入性強的開源軟件(如OpenFOAM)進行開展。

圖8 壁面溫度對邊界層燃燒及轉捩影響

開展超聲速邊界層流動及燃燒不穩(wěn)定實驗研究時，盡管考察邊界層燃燒減阻機理的數(shù)值模擬研究在減阻有效性、不同影響因素，尤其是初步減阻機理的揭示方面分別取得了一定進展。但是，超聲速邊界層燃燒具有亞聲速、跨聲速和超聲速的流動結構，流場表現(xiàn)出多重時間尺度與空間尺度耦合、多種燃燒模式分區(qū)進行的特征，燃燒過程涉及強湍流-燃燒-激波等復雜的物理化學過程，其流動與燃燒所誘導的不穩(wěn)定會導致壁面的速度分布、剪切應力及傳熱等呈現(xiàn)出較強的振蕩特性，流場表現(xiàn)出多重時間尺度與空間尺度耦合、多種燃燒模式分區(qū)進行的特征，其非穩(wěn)態(tài)湍流結構對流場結構的形成與演化至關重要。

3 超聲速邊界層燃燒減阻機理研究

國內外大多都是從數(shù)值模擬著手來揭示減阻機理。在超聲速邊界層燃燒湍流機制研究方面，EDWARDS等[47]采用RANS/LES混合方法對Burrows-Kurkov的超聲速近壁面反應射流實驗進行了數(shù)值模擬研究。計算表明，邊界層內會產生抬升火焰，燃燒造成的氣體體積膨脹會增大反應剪切層的生長率，如圖9所示[47]，且側壁面角區(qū)對渦結構的形成會造成反應剪切層的擴張，并發(fā)現(xiàn)邊界層內火焰呈現(xiàn)出由部分預混結構向擴散火焰轉變的現(xiàn)象。然而，邊界層燃燒內部的湍流輸運過程如何，研究中未做詳細分析，且燃燒模式由部分預混轉變?yōu)閿U散火焰的原因也沒有提出相應的解釋。

DENMAN等[48]采用LES方法，對超聲速湍流邊界層內添加熱源所帶來的湍流流動過程進行研究。發(fā)現(xiàn)邊界層內熱量的增加所引起的壁面摩擦阻力減小并非僅僅由于邊界層內密度分布的改變導致，熱量的加入會使近壁面渦尺度增大(圖10[48])、頻率降低，并使得壁面條帶擬序結構長度增大，進而導致雷諾應力與壓力-應變項減小。DENMAN等剖析了雷諾應力降低的物理機理，邊界層燃燒放熱，使得壓力應變導致的脈動速度分配力減弱，從而使得流向脈動動能向法向脈動動能的分配量減少，導致法向脈動速度降低，從而使雷諾應力降低。此研究分析了邊界層內熱量增大所誘導的湍流結構變化，但所采用的向流場中加入熱量源項的方法，忽略了燃料和氧化劑的混合以及有限速率化學反應過程，未能考慮實際化學反應條件下的化學反應與湍流輸運的耦合過程。

(a) No reaction

(b) Reaction

圖10 渦強度及展向斜壓力矩瞬態(tài)分布

CLARK等在文獻[38]中揭示燃燒釋熱減阻的主要機理是燃燒改變了邊界層內的密度分布和湍流速度脈動，導致自由來流對壁面的動量湍流輸運降低，進而降低表面摩擦阻力。

GAO等[49]采用7基元-8反應步的氫氧化學反應機理，使用RANS方法研究了氫燃料在邊界層內燃燒對壁面摩擦力及傳熱的影響。結果表明，當邊界層內的燃燒火焰面處于邊界層邊緣附近時，燃燒釋熱對湍動能的抑制會使得壁面的熱流量降低，摩擦阻力減??；當火焰面向壁面靠近時會造成壁面熱流量的急劇增大，而摩擦阻力的變化則不顯著。此外，基于理論分析及數(shù)值模擬結果對壁面溫度分布率進行了修正，并將其引入高速可壓縮流動邊界層壁面函數(shù)[50-51]。結果表明，在y+<400條件下，該壁面函數(shù)可對邊界層摩擦系數(shù)進行較好的預測。然而，所采用的數(shù)值模擬難以預測湍流脈動和捕捉精細的湍流結構，因而未能探索更深層次的邊界層燃燒減阻物理機理。隨后，劉宏鵬等[52]基于詳細化學反應機理，并采用LES數(shù)值模擬方法研究發(fā)現(xiàn)，點火將導致混合層厚度突增，而下游的燃燒放熱效應將導致平均密度和湍流脈動減弱，進一步導致混合層增長率減小。

XUE等[45-46]采用可捕捉邊界層轉捩過程的Transitionk-kl-ω湍流模型，對不同來流狀態(tài)和不同背壓下邊界層燃燒減阻進行研究，初步揭示了減阻機理，認為邊界層內燃燒釋熱導致邊界層內氣流密度的減小和厚度的增大，致使其法向速度梯度減小，進而降低摩擦阻力(圖11[45])。

圖11 混合及燃燒條件下沿壁面密度及速度梯度變化

綜上所述，考察邊界層燃燒減阻物理機理的數(shù)值模擬研究取得了一定進展。但以往研究多從宏觀參數(shù)如密度、溫度等解釋邊界層燃燒減阻的原因，而對其所涉及的湍流輸運過程、火焰面動力學等研究較少，從而不能有效揭示邊界層燃燒減阻機理。因此，邊界層燃燒減阻機理的數(shù)值模擬研究仍有待進一步開展，尤其是考慮真實化學反應過程的高精度LES或DNS研究，便于真實貼切地反映高溫、高速、強反應剪切流流動特征。同時，更好地了解燃料射流和主流間的混合過程，以及隨之產生的薄膜冷卻。

4 結束語

目前，雖然對邊界層燃燒已開展了相應的實驗與數(shù)值模擬研究，證實了該技術在減阻幅度及可行性上具有很大優(yōu)勢，但整體來看，相關研究還是較少，且相對分散，不夠深入、系統(tǒng)，仍存在許多值得探討的地方，本文另辟蹊徑展開了國內外研究進展的綜述，針對超聲速可壓縮邊界層燃燒減阻，就未來研究提出以下幾方面建議：

(1)開展實驗研究時，可預先從冷態(tài)實驗開始，得到冷流和預混工況下的基準流場特征與壁面摩擦阻力，從而為燃燒引入后導致的流場及相應參數(shù)變化提供對比。此外，基于熱力循環(huán)及準一維分析等理論方法，選取典型的超聲速來流條件，結合高速紋影等光學測量手段，開展不同來流與噴注條件下邊界層燃燒實驗，得到其宏觀燃燒流場特征及相應的氣動參數(shù)分布與減阻性能變化規(guī)律。另外，考慮到實驗研究耗費較大，未來可結合數(shù)值模擬共同開展研究。

(2)開展數(shù)值模擬研究時，可結合先進光學診斷及考慮真實化學反應過程的高精度LES或DNS數(shù)值模擬技術，對邊界層內各尺度渦、火焰面、小激波等精細流動結構及湍流輸運過程開展細致研究。通過平均流動狀態(tài)、速度脈動統(tǒng)計、雷諾應力計算和流場的瞬時可視化，比較有、無釋熱時的動量和能量輸運過程。

(3)在實驗研究基礎上，對數(shù)值模擬結果進行詳細校驗，并可根據(jù)實際的壁面條件與流場特征，對所采用的湍流模型、壁面函數(shù)等進行修正，使其更適用于超聲速來流邊界層燃燒的計算。