采用交替楔形支撑结构的双级燃油喷射技术，以提升宽工作范围内超燃冲压发动机的混合效果

《Acta Astronautica》：Two-stage fuel injection with Alternating-Wedge Struts for mixing enhancement in wide-operation-range scramjets

　　程立东|陶卫浩|黄作豪|于斌|张斌
上海交通大学航空航天学院，上海，200240，中国

**摘要**
在超燃冲压发动机燃烧室内有限的停留时间内实现高效的燃料-空气混合仍然是一个关键挑战，尤其是在宽广的飞行范围内。为了解决这个问题，本研究提出了一种新型的双级支柱注射器，该注射器在传统交替楔形支柱设计的基础上进行了改进。两级支柱通过第一级引入部分燃料，同时保留了交替楔形支柱的第二级结构。利用高保真的隐式大涡模拟（Implicit Large Eddy Simulation）在冷流条件下研究了混合特性及其背后的增强机制。参数研究表明，两级支柱在广泛的当量比和入口马赫数范围内保持了较高的混合效率，而交替楔形支柱在高燃料负荷和高马赫数时性能严重下降。最佳的第一级燃油流量比例?1随当量比和马赫数的变化而变化，表明固定的燃油分配比例无法在整个运行范围内保持最佳性能。基于这些发现，引入了宽操作范围智能支柱的概念。通过实时调整各级之间的燃油分配，这种自适应注射器可以在超燃冲压发动机的整个运行范围内保持接近最优的混合和燃烧性能。这项工作为下一代高超音速推进系统中提高超音速燃烧提供了一种有前景的注射器架构和可行的控制策略。

**引言**
超燃冲压发动机因其高比冲和宽广的马赫数运行范围而被视为最有前景和经济性的吸气式高超音速飞行器推进系统之一[1][2][3]。它们在航空航天飞机、高超音速武器和可重复使用运载火箭中的成功应用严重依赖于超音速核心流内的高效燃烧[4]。与传统的冲压发动机不同，超燃冲压发动机在整个燃烧室内维持超音速流动，从而避免了减速到亚音速时产生的巨大总压损失[5]。然而，这导致燃料-空气混合、点火和火焰稳定的停留时间极短——在高马赫数下仅为毫秒级[6]。在这种严格的时间限制下实现快速和完全的混合，同时保持流动动量，仍是超燃冲压发动机开发中的一个主要技术挑战[7][8]。

在这些下一代高速飞机的设计和优化中，先进的计算流体动力学（CFD）能力已成为预测和提升混合性能的不可或缺工具[9]。在数值模拟中准确解析复杂的涡流主导流动需要高度可靠的方法，例如在大涡模拟中应用一致的上游离散化[10]，以及使用先进的基于局部变量的过渡湍流模型来解析相关边界层[11]。此外，捕捉这种高速流动的长时间瞬态动态需要仔细考虑数值误差的积累。最近关于化学反应气体动力学和氢燃料火箭发动机模拟的计算研究表明，截断和随机误差会在离散时间积分步骤中持续累积，这突显了确保物理真实性和防止扩展模拟中出现非物理发散的稳健时间方案的关键需求[12][13]。

在超燃冲压发动机燃烧室内增强混合过程从根本上依赖于加强燃料和空气之间的相互作用。在高马赫数超音速流动中，可压缩性效应强烈抑制了剪切层的生长和二维相干结构的形成，从而阻碍了湍流混合[14]。为了应对这一问题，研究人员积极探索了各种流动控制策略。例如，最近的研究通过在超音速横流中注入微小空气射流来增强横向氢射流的混合效果[15]，并研究了在腔体火焰 holder 内注入多路氢射流的影响，强调了这些腔体对混合区的显著形状效应[16][17]。

值得注意的是，在其他高速流动中，如激波-气泡相互作用中，也存在由次级斜压效应主导的特定流体动力学不稳定性机制。这些机制可以通过次级斜压涡旋的产生来表征，这可以显著提高混合率，与高雷诺数湍流不同[18]。顺流向涡旋——与主流动方向对齐的涡旋结构——已被证明是一种非常有效的对策，因为它们对可压缩性的敏感度较低，并能产生持续的三维掺混[19]。已经提出了各种生成顺流向涡旋的装置。例如，叶片式混合器通过几何调制来增强大尺度掺混[20][21]，而斜坡式注射器可以通过压缩和膨胀效应诱导强反向旋转的涡旋对[22][23]。同样，支柱式注射器通过尾流相互作用产生顺流向涡旋[24][25]，而支柱式注射器通过调整尾缘几何形状来生成相干涡旋[26][27]。在这些方法中，支柱式注射器直接将燃料引入核心流，从而能够更充分地利用可用氧气并减少燃烧室壁的热负荷。通过调整支柱几何形状，可以生成显著的顺流向涡旋[28][29]，为增强下游燃料-空气混合提供了直接途径[30][31]。

在研究的各种支柱几何形状中，交替楔形支柱（AWS）被证明是一种特别有效的混合增强配置。其设计特点是在尾缘处具有交错的膨胀斜坡，擅长生成强而连贯的顺流向涡旋[32]。对类似涡旋结构的研究表明，对于由斜坡产生的超音速顺流向涡旋，其环量增长可以通过关键几何参数（如斜坡角度、扫掠角度和前沿长度与下洗速度的关系）来预测。这为基于涡旋动力学的混合增强设计提供了理论基础[33]。研究表明，这些涡旋受可压缩性的影响较小，在形成过程中能有效掺混燃料和空气，并最终分解为更小的尺度，从而显著促进分子扩散和混合[32][34][35]。混合过程还受到这些涡旋的初始排列和环量的影响[34]，以及它们与燃料羽流的相互作用[36]。数值和实验研究一致验证了 AWS 相对于传统支柱设计的优越混合能力[35][37]，使其成为高性能支柱注射器的benchmark。此外，关于超音速剪切层流动控制的研究也表明，通过顺流向激励来调节涡旋的形成和演变可以显著增强混合和燃烧，为主动流动控制策略提供了基础[38]。

尽管 AWS 已被证明有效，但其性能表现出显著的敏感性，这可能会限制其在实际超燃冲压发动机所需宽广运行范围内的适用性。研究表明，在高入口马赫数下，入射的激波可能与产生的顺流向涡旋相互作用并压缩它们，限制了它们的发展和相关的混合增强效果[39][40]。此外，在高全局当量比下，增加的燃料动量可能会改变涡旋形态，通常导致涡旋结构向燃烧室中心线收缩，从而降低其燃料掺混能力，参数研究也支持了这一观点[41]。AWS 对不利压力梯度下的流动分离敏感性进一步使其在高马赫数下的操作变得复杂[39]。虽然已经探索了增强分离抵抗力的设计修改措施[39][42]，但需要更根本的策略来将混合性能与严格的运行条件约束解耦。因此，推进支柱注射器技术的发展需要创新设计，以主动管理流场和涡旋动力学，从而在广泛的运行点范围内保持稳定的混合，这是本工作的动机。

与主要关注固定条件优化的现有研究不同，本研究旨在开发一种在广泛运行条件下仍然有效的混合增强策略。为了解决与固定几何形状的交替楔形支柱（AWS）相关的上述挑战，本研究提出了一种新型的双级支柱（TSS）注射器。TSS 在支柱尾缘上游具有第一级横向燃油注入，结合了传统的第二级交替楔形喷射。这种配置旨在主动影响局部流场和涡旋动力学。本研究的主要目标有三个：首先，使用高保真的隐式大涡模拟来表征冷流混合场并阐明 TSS 的增强机制；其次，系统评估关键运行参数（包括全局当量比、两级之间的燃油分配和入口马赫数）对混合性能的影响；最后，将参数研究结果综合成一个能够进行自适应燃油调度的“宽操作范围智能支柱”概念。

本文的其余部分安排如下。第 2 节介绍了本研究中使用的几何配置和数值方法。第 3 节展示了结果，重点关注流动结构、混合机制以及当量比、燃油分配和入口马赫数的参数效应。特别关注识别控制混合增强的基本物理机制。最后，第 4 节总结了主要发现，并概述了其对宽操作范围超燃冲压发动机注射器设计的影响。

**部分片段**
**支柱注射系统的几何模型**
图 1 所示的燃烧室几何形状具有恒定面积截面，尺寸为 50mm（高）× 100mm（宽），长度为 355mm。随后的扩散部分的长度为 600mm[37]。扩散部分的上下壁都以 1.72° 的膨胀角度倾斜。支柱注射器安装在中间高度位置，正好位于恒定面积部分和扩散部分的交界处。

**支柱注射器的流场结构和燃料-空气混合效率分析**
在入口马赫数为 3.5 和全局当量比（ER）为 0.7 的条件下进行了冷流场的数值模拟，以比较交替楔形支柱（AWS）和新型两级支柱（TSS）的流动和混合特性。所有模拟都从进入的污染气流开始，并允许其自由发展，持续时间相当于五个流动通过时间，以达到统计上的稳态。随后对数据进行了采样。

**结论**
基于使用高保真隐式大涡模拟的系统数值研究，本研究提出并评估了一种新型的双级支柱注射器，旨在增强超燃冲压发动机燃烧室内的燃料-空气混合。主要发现和贡献总结如下：
(1) 双级支柱的混合增强机制。与传统交替楔形支柱相比，两级支柱通过三种方式显著改善了混合效果。

**作者贡献声明**
程立东：撰写——审稿与编辑、撰写——初稿、软件、方法论、研究、资金获取、正式分析、数据管理、概念化。
陶卫浩：撰写——初稿、可视化、研究、正式分析、数据管理。
黄作豪：撰写——初稿、可视化、验证、研究。
于斌：撰写——审稿与编辑、监督、方法论、研究。
张斌：监督、资金获取、概念化。

**利益冲突声明**
作者声明他们没有已知的竞争性财务利益或可能影响本文工作的个人关系。

**致谢**
本项目得到了中国航天科学研究院博士后奖学金计划（资助编号 GZC20231592）、中国航空工业科学技术基金（资助编号 2024M041057001）和上海市自然科学基金（青年项目 25ZR1402273）的支持。