超聲速混合層燃燒研究進(jìn)展

陳錢，張會(huì)強(qiáng)＊，王兵周偉江，楊云軍

超聲速混合層燃燒研究進(jìn)展

陳錢1，2，張會(huì)強(qiáng)1，＊，王兵1，周偉江2，楊云軍2

1．清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084
2．中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)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(diǎn)的有效途徑，對(duì)于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展具有重要意義。這一領(lǐng)域在過去20多年中開展了大量工作，需要對(duì)此進(jìn)行總結(jié)。由于無反應(yīng)超聲速混合層流動(dòng)特性研究是超聲速混合層燃燒研究的基礎(chǔ)，因此，首先綜述了該流動(dòng)特性，包括瞬時(shí)流場結(jié)構(gòu)和時(shí)均統(tǒng)計(jì)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(jié)構(gòu)；然后，關(guān)注了熄火特性；接著，對(duì)釋熱和可壓縮性影響進(jìn)行了總結(jié)；最后，給出了燃燒不穩(wěn)定性的研究進(jìn)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(diǎn)采用湍流數(shù)值模擬和詳細(xì)反應(yīng)機(jī)理，研究著火過程、火焰?zhèn)鞑ミ^程和熄火過程，以及流動(dòng)參數(shù)、熱力學(xué)參數(shù)、組分參數(shù)和外界因素對(duì)著火距離、火焰結(jié)構(gòu)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?qū)嶒?yàn)方法，重點(diǎn)研究高釋熱和高可壓縮性條件下有反應(yīng)超聲速混合層的瞬變特性和統(tǒng)計(jì)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?qū)嶒?yàn)方法，重點(diǎn)研究超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性產(chǎn)生的普遍準(zhǔn)則及其內(nèi)在機(jī)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(jìn)步，人類對(duì)飛行器的速度提出了越來越高的要求。半個(gè)多世紀(jì)前，當(dāng)人類開始實(shí)際地考慮高超聲速飛行時(shí)，已有的動(dòng)力裝置難以滿足需求，需要發(fā)展新的高效動(dòng)力裝置。在傳統(tǒng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的概念應(yīng)運(yùn)而生，并逐漸成為最受關(guān)注的高超聲速飛行器吸氣式動(dòng)力裝置［1－6］。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)區(qū)別于傳統(tǒng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的重要特點(diǎn)在于流體在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的速度為超聲速，這導(dǎo)致流體在有限尺度的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)存留時(shí)間極短，燃料和氧化劑的高效混合、可靠點(diǎn)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(diǎn)火與持續(xù)燃燒成為空天推進(jìn)中長久的關(guān)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(chǔ)模型為研究對(duì)象，通過解析、數(shù)值或?qū)嶒?yàn)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(dòng)機(jī)模型或驗(yàn)證機(jī)為研究對(duì)象，通過數(shù)值模擬、地面實(shí)驗(yàn)或飛行試驗(yàn)來獲得超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)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(duì)上述2種思路下已開展的研究進(jìn)行綜述顯得十分必要。然而，關(guān)于第1種研究思路的總結(jié)相對(duì)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(duì)于認(rèn)識(shí)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的基本現(xiàn)象和機(jī)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(xué)反應(yīng)的超聲速混合層流動(dòng)的研究，因此首先在第1節(jié)綜述超聲速混合層流動(dòng)特性。而對(duì)有化學(xué)反應(yīng)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(duì)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(xiàn)對(duì)其理解不斷深入，將在第2～第4節(jié)對(duì)這3方面進(jìn)行綜述。對(duì)于釋熱和可壓縮性影響，其屬于典型的流動(dòng)與燃燒相互作用問題，隨著研究的持續(xù)，文獻(xiàn)中不斷有新發(fā)現(xiàn)，將在第5節(jié)對(duì)此方面進(jìn)行綜述。對(duì)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(jìn)一步的發(fā)現(xiàn)，再到更深入的分析，使得認(rèn)識(shí)逐漸趨于豐富，將在第6節(jié)對(duì)此方面進(jìn)行綜述。

1 超聲速混合層流動(dòng)特性

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)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(chǔ)流動(dòng)［7］，是實(shí)現(xiàn)高效混合、可靠點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒的重要保障。開展超聲速混合層流動(dòng)特性研究是進(jìn)一步開展超聲速混合層燃燒研究的基礎(chǔ)。

超聲速混合層流動(dòng)的研究起源于一般的湍流混合層流動(dòng)的研究，隨后，研究對(duì)象逐漸擴(kuò)展到超聲速混合層流動(dòng)。就其研究方法而言，這些研究早期采用傳統(tǒng)的流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)方法［13］。20世紀(jì)90年代后，逐漸開始采用時(shí)間發(fā)展混合層直接數(shù)值模擬方法［14］和能同時(shí)測量速度矢量和速度梯度張量的流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)方法［15］。進(jìn)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(shí)驗(yàn)研究了一般的湍流混合層流動(dòng)，指出了湍流混合層具有“自保持性”。Brown和Roshko［17］在實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)“大尺度結(jié)構(gòu)主導(dǎo)著湍流混合層”，圖1給出了這種大尺度結(jié)構(gòu)的流動(dòng)顯示圖像。此后，關(guān)于一般的湍流混合層流動(dòng)的研究開始特別關(guān)注渦的演化規(guī)律，Loucks和 Wallace［18］詳細(xì)回顧了這一時(shí)期，這里對(duì)其主要?dú)v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(chǎn)生展向渦，展向渦以近似恒定的對(duì)流速度向下游運(yùn)動(dòng)，位置相鄰的2個(gè)展向渦繞彼此進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，相互作用的2個(gè)展向渦逐漸地進(jìn)行合并。在這一階段的研究中，關(guān)于混合層展向渦的普遍性，最初存在一些爭議：Brown和Roshko［17］認(rèn)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(shí)展向渦不會(huì)破碎為無組織湍流；Dimotakis和Brown［23］發(fā)現(xiàn)高雷諾數(shù)時(shí)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(shí)，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(huì)出現(xiàn)。有研究還發(fā)現(xiàn)，展向渦的配對(duì)和合并會(huì)受到擾動(dòng)的影響。Pierrehumbert和Widnall［25］發(fā)現(xiàn)，在亞諧擾動(dòng)下，一排展向渦會(huì)不穩(wěn)定。Ho和Huang［26］進(jìn)一步發(fā)現(xiàn)，亞諧擾動(dòng)可使若干展向渦合并從而改變其增長率。上述展向渦的進(jìn)一步演化會(huì)形成流向渦。最初，Chandrsuda等［24］發(fā)現(xiàn)展向渦的配對(duì)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(rèn)為這是配對(duì)形成的。Jimenez［28］認(rèn)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(zhǔn)流向渦。Lasheras等［30］指出，流向渦是上游擾動(dòng)的產(chǎn)物，流向渦起源于渦辮區(qū)，流向渦小于展向渦。Lasheras和Choi［31］進(jìn)一步指出，展向渦形成的應(yīng)變場對(duì)渦辮區(qū)受擾渦量進(jìn)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(jí)串的一部分。

當(dāng)流動(dòng)為超聲速時(shí)，混合層的渦結(jié)構(gòu)具有更復(fù)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(jié)構(gòu)。為了進(jìn)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(duì)流馬赫數(shù)”的概念，Slessor等［37］亦提出了一個(gè)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(duì)流馬赫數(shù)增加，混合層的三維性增強(qiáng)，二維性變?nèi)?，混合層大尺度結(jié)構(gòu)不如低速時(shí)顯著（如圖2所示）。Rossmann［40］和 Watanabe［41］等的研究表明，高對(duì)流馬赫數(shù)流動(dòng)中流向渦十分重要。最近，Zhou等［16］的研究采用旋轉(zhuǎn)強(qiáng)度等值面清晰地顯示了超聲速混合層中的渦結(jié)構(gòu)，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(huì)出現(xiàn)小激波［16］。Lele［42］的研究表明，對(duì)流馬赫數(shù)大于0．7時(shí)，二維混合層中出現(xiàn)小激波。Vreman等［43］的研究表明，對(duì)流馬赫數(shù)大于1．2時(shí)，三維混合層中出現(xiàn)小激波；而Freund等［44］的研究中，對(duì)流馬赫數(shù)大于1．54時(shí)，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(shí)的對(duì)流馬赫數(shù)不同的可能原因包括小激波的定義不同、流動(dòng)幾何不同、初始條件不同和計(jì)算域尺度的適宜度不同等。最近，Zhou等［16］在對(duì)流馬赫數(shù)等于0．7時(shí)，亦發(fā)現(xiàn)三維混合層中出現(xiàn)小激波（如圖4所示），該項(xiàng)研究指出，大尺度渦結(jié)構(gòu)對(duì)小激波的出現(xiàn)至關(guān)重要，完全發(fā)展的小尺度湍流區(qū)未發(fā)現(xiàn)小激波。

對(duì)超聲速混合層進(jìn)行時(shí)域平均而得到的統(tǒng)計(jì)特性，目前形成了一些共識(shí)，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(huì)增強(qiáng)混合。Zhou等［16］進(jìn)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(yīng)力來 說，Elliott等［45－49］的 研 究 均 發(fā) 現(xiàn)，隨 著對(duì)流馬赫數(shù)增加，雷諾剪切應(yīng)力和法向雷諾應(yīng)力減小，但 Elliott等［44－47，50－51］的研究表明，隨著對(duì)流馬赫數(shù)增加，流向雷諾應(yīng)力和展向雷諾應(yīng)力的變化規(guī)律存在爭議，需要進(jìn)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(duì)于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的分析和設(shè)計(jì)都具有重要意義。隨著超聲速燃燒需求的推動(dòng)和研究方法的演化，近20多年來，這一研究領(lǐng)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(guān)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(jìn)而能定量地討論各種因素對(duì)其的影響，并能從流體力學(xué)、傳熱學(xué)、化學(xué)熱力學(xué)和化學(xué)動(dòng)力學(xué)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(guān)聯(lián)式。二是關(guān)于著火過程的研究。從守恒定律和化學(xué)動(dòng)力學(xué)的角度，能詳細(xì)研究各組分的時(shí)空變化，能較全面地理解著火的化學(xué)動(dòng)力學(xué)過程。下文對(duì)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(duì)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(jié)合的方法研究了Zeldovich數(shù)對(duì)超聲速混合層著火距離的影響。研究表明，當(dāng)Zeldovich數(shù)較小時(shí)，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(yuǎn)下游處的擴(kuò)散火焰區(qū)；當(dāng)Zeldovich數(shù)較大時(shí)，流場狀態(tài)突然過渡到擴(kuò)散火焰區(qū)。Ju和Niioka［54］擴(kuò)展了Jackson和 Hussaini［52］研究的參數(shù)范圍，并采用更精細(xì)的化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，主要研究了剪切率和馬赫數(shù)對(duì)著火距離的影響。研究表明，如圖5所示，隨著混合層上下側(cè)流體速度差的增加，著火距離減??；當(dāng)化學(xué)反應(yīng)釋熱較小時(shí)（上側(cè)曲線），速度差對(duì)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(xué)反應(yīng)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(cè)流體速度比為參變量，當(dāng)速度比為接近1時(shí)，著火距離隨馬赫數(shù)近似以線性規(guī)律變化；當(dāng)速度比偏離1時(shí)，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(xué)反應(yīng)特征長度；T20為燃料自由流無量綱溫度；其他符號(hào)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(duì)著火距離的影響。研究表明，這3個(gè)因素對(duì)著火距離的影響十分劇烈。Im等［57］亦研究了黏性耗散對(duì)著火距離的影響。研究表明，黏性耗散會(huì)顯著減小著火距離。Tahsini［68］研究了入口湍流度對(duì)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(guān)注的自由來流的流動(dòng)參數(shù)和熱力學(xué)參數(shù)之外，自由來流的組分參數(shù)亦對(duì)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(huì)增大著火距離，而在甲烷中添加氫氣則會(huì)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(huì)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(zhì)量分?jǐn)?shù)的增加會(huì)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(dǎo)氧分子激發(fā)對(duì)著火距離的影響。研究表明，只需采用較小的能量輸入對(duì)較小區(qū)域空氣進(jìn)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(shí)的著火距離，并與采用局部加熱方式來促進(jìn)著火進(jìn)行了比較，表中：he為輻射激發(fā)區(qū)高度；Es為單個(gè)氧分子吸收的輻射能?？梢?，激光誘導(dǎo)氧分子激發(fā)對(duì)促進(jìn)著火的效果十分顯著。

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

基于對(duì)著火距離影響因素的認(rèn)識(shí)，可建立著火距離的預(yù)測關(guān)聯(lián)式。Chen等［66］采用反應(yīng)系統(tǒng)著火延遲時(shí)間與上下自由流平均速度之積計(jì)算著火距離，得到了與數(shù)值模擬［61］相符的結(jié)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(yīng)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(yīng)系統(tǒng)著火延遲時(shí)間之積確定；隨后，基于數(shù)值模擬結(jié)果的輔助，考慮黏性耗散和可壓縮性對(duì)著火距離的影響，得到“修正溫度”，用于計(jì)算修正后的絕熱密閉反應(yīng)系統(tǒng)的著火延遲時(shí)間，再通過上下自由流平均速度與此著火延遲時(shí)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(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)，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(shí)因素。這些研究對(duì)建立著火距離的預(yù)測關(guān)聯(lián)式進(jìn)行了方法上的探討，這些預(yù)測關(guān)聯(lián)式的工程應(yīng)用仍然需要標(biāo)定和完善，并涵蓋除了化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)和可壓縮性等因素以外的其它更多參數(shù)。

上述關(guān)于著火距離的研究，主要基于對(duì)著火結(jié)果的考察；而要進(jìn)一步獲得動(dòng)態(tài)性的認(rèn)識(shí)，則需將考察范圍擴(kuò)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(diǎn)火過程時(shí)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(jìn)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(yàn)證了著火的14個(gè)重要反應(yīng)；通過對(duì)不同組分采用定常狀態(tài)近似，推導(dǎo)了多種四步簡化反應(yīng)機(jī)理和三步簡化反應(yīng)機(jī)理；通過比較簡化反應(yīng)機(jī)理和詳細(xì)反應(yīng)機(jī)理所預(yù)測的著火延遲時(shí)間，發(fā)現(xiàn)以往超聲速燃燒研究中對(duì)氧自由基采用定常狀態(tài)近似會(huì)導(dǎo)致嚴(yán)重誤差。只有不對(duì)氧自由基采用定常狀態(tài)近似所得到的簡化反應(yīng)機(jī)理才能準(zhǔn)確預(yù)測著火特性。

著火過程組分變化特征還與自由流條件相關(guān)。Trevio和Lin［59］針對(duì)實(shí)際超聲速燃燒中空氣側(cè)溫度高于氫氣側(cè)溫度的情形，指出著火相關(guān)的化學(xué)反應(yīng)會(huì)發(fā)生于混合層內(nèi)接近空氣一側(cè)，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(yīng)機(jī)理，研究了著火過程，分析了相關(guān)反應(yīng)步和輸運(yùn)的重要性，認(rèn)為著火主要是對(duì)流過程控制的，擴(kuò)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(yīng)機(jī)理因其難以準(zhǔn)確預(yù)測可燃混合氣的著火延遲，從而不適合預(yù)測著火過程，而詳細(xì)反應(yīng)機(jī)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(zhǔn)確預(yù)測著火延遲時(shí)間的簡化反應(yīng)機(jī)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(fù)雜的特性，火焰的結(jié)構(gòu)、尺度以及位置等都與多種因素有關(guān)。

Jackson和 Hussaini［52］的研究表明，當(dāng) Zeldovich數(shù)足夠大時(shí)，超聲速混合層燃燒的整個(gè)流場可分為3個(gè)區(qū)域，圖6給出了其示意圖，圖中：u1、T1和F1分別為高速側(cè)自由流速度、溫度和燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)；u2、T2和F2分別為低速側(cè)自由流速度、溫度和燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)。第1個(gè)區(qū)域稱為著火區(qū)，這一區(qū)域位于混合層起點(diǎn)到熱爆炸發(fā)生之間；第2個(gè)區(qū)域稱為爆燃區(qū)，著火后，一對(duì)顯著的爆燃波（預(yù)混小火焰）產(chǎn)生，其中一支是富燃火焰，另一支是貧燃火焰，這對(duì)爆燃波穿透整個(gè)混合層直到可燃混氣中反應(yīng)物被消耗完；第3個(gè)區(qū)域稱為擴(kuò)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(qū)動(dòng)下擴(kuò)散至擴(kuò)散火焰而被消耗，故擴(kuò)散火焰區(qū)的混合由擴(kuò)散控制。總的來說，超聲速混合層燃燒時(shí)，著火區(qū)和爆燃區(qū)占整個(gè)流場的很小部分，而擴(kuò)散火焰區(qū)占整個(gè)流場的大部分。隨后，Gosch和Jackson［53］進(jìn)一步研究了各種參數(shù)對(duì)上述火焰的影響。結(jié)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(huì)呈現(xiàn)出顯著的著火點(diǎn)；在擴(kuò)散火焰區(qū)，火焰位置隨當(dāng)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(gè)流場包含誘導(dǎo)區(qū)、熱失控區(qū)、預(yù)混與擴(kuò)散火焰共存區(qū)、擴(kuò)散火焰區(qū)。這與Jackson和Hussaini［52］的研究結(jié)果本質(zhì)上一致，不同之處在于將其著火區(qū)分為了誘導(dǎo)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(cè)溫度取不同值的2種情形下的燃燒過程。研究發(fā)現(xiàn)，對(duì)于2種情形，著火后均先形成單支預(yù)混火焰；隨后，對(duì)于空氣側(cè)溫度較低的情形，形成兩分支火焰，而對(duì)于空氣側(cè)溫度較高的情形，形成三分支火焰；隨著流體向下游行進(jìn)，對(duì)于空氣側(cè)溫度較低的情形，兩分支火焰從空氣側(cè)往氫氣側(cè)移動(dòng)直至達(dá)到后著火（post－ignition）階段，而對(duì)于空氣側(cè)溫度較高的情形，三分支火焰的上下兩支分別向外側(cè)移動(dòng)直至達(dá)到后著火階段；在后著火階段，對(duì)于空氣側(cè)溫度較低的情形，呈現(xiàn)單支擴(kuò)散火焰，而對(duì)于空氣側(cè)溫度較高的情形，雖亦呈現(xiàn)擴(kuò)散火焰，但同時(shí)在空氣側(cè)有窄形貧燃預(yù)混火焰伴隨。上述火焰結(jié)構(gòu)如圖7所示，圖中：η為法向無量綱坐標(biāo)。另外，這種火焰結(jié)構(gòu)還受其它因素影響。如減小自由來流上下側(cè)流體的速度差，則將因?yàn)殡S之而形成的初始溫度分布的變化而導(dǎo)致擴(kuò)散火焰向氫氣側(cè)偏移。而增加自由來流空氣中的氧自由基濃度，則對(duì)火焰結(jié)構(gòu)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(duì)于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的分析和設(shè)計(jì)同樣具有重要的意義。近年對(duì)此的研究主要關(guān)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(kuò)散火焰區(qū)時(shí)，三分支火焰變?yōu)閱沃U(kuò)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(jìn)入“后著火階段”前后發(fā)生了部分熄火現(xiàn)象（見圖7）。對(duì)于空氣側(cè)溫度較低的情形，隨著流體向下游行進(jìn)，兩分支火焰中靠近氫氣自由流外側(cè)的預(yù)混火焰由于消耗完氧氣而發(fā)生熄火，最后呈現(xiàn)單支擴(kuò)散火焰；對(duì)于空氣側(cè)溫度較高的情形，隨著流體向下游行進(jìn)，三分支火焰中靠近氫氣自由流外側(cè)的預(yù)混火焰由于消耗完氧氣而發(fā)生熄火，最后呈現(xiàn)擴(kuò)散火焰由空氣側(cè)窄形貧燃預(yù)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(cè)的富燃火焰在發(fā)展過程中發(fā)生了熄火，進(jìn)一步的研究表明熄火原因?yàn)槠淝颁h混氣溫度較低。Ju和Niioka［71］采用漸近理論方法和單步化學(xué)反應(yīng)機(jī)理研究了黏性加熱對(duì)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(dòng)時(shí)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(gòu)成了重要熱源，從而大大加速化學(xué)反應(yīng)，使得火焰更穩(wěn)定，不易熄火。

5 釋熱和可壓縮性對(duì)有反應(yīng)超聲速混合層的影響

隨著有反應(yīng)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(yīng)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(guān)注有反應(yīng)超聲速混合層的相應(yīng)問題［72－86］。在有反應(yīng)超聲速混合層中，釋熱和可壓縮性同時(shí)存在，其對(duì)有反應(yīng)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(xiàng)研究。該研究采用時(shí)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(xué)反應(yīng)機(jī)理。結(jié)果表明，在釋熱影響方面，對(duì)流馬赫數(shù)為0．15和0．75時(shí)，燃燒釋熱減小了混合層增長率；但對(duì)流馬赫數(shù)為1．42時(shí)，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(duì)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(xiàng)研究。該研究同樣采用了時(shí)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(xué)反應(yīng)機(jī)理。結(jié)果表明，在混合層發(fā)展的初始階段，燃燒釋熱輕微地增強(qiáng)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(xiàng)早期研究與有反應(yīng)低速混合層和無反應(yīng)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(shí)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(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，也證實(shí)了這一點(diǎn)，如圖8所示，圖中：t為流動(dòng)時(shí)間；U為自由流速度為剪切層初始動(dòng)量厚度為剪切層初始渦量厚度；δθ為剪切層動(dòng)量厚度；δω為剪切層渦量厚度；為剪切層最終動(dòng)量厚度。該項(xiàng)研究還從精細(xì)流場結(jié)構(gòu)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(biāo)值。

然而，上述2項(xiàng)早期研究亦表明，有反應(yīng)超聲速混合層亦具有部分獨(dú)特的現(xiàn)象。要對(duì)釋熱和可壓縮性對(duì)有反應(yīng)超聲速混合層的影響獲得較全面的認(rèn)識(shí)，一種可行的思路是，既對(duì)共性現(xiàn)象進(jìn)行機(jī)理研究，亦對(duì)獨(dú)特現(xiàn)象進(jìn)行擴(kuò)展研究。

在對(duì)共性現(xiàn)象進(jìn)行機(jī)理研究方面，人們分別從不同角度對(duì)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(shí)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(xué)反應(yīng)機(jī)理，通過分析釋熱和可壓縮性對(duì)平均速度、平均密度、雷諾應(yīng)力、湍動(dòng)能、雷諾應(yīng)力輸運(yùn)方程各項(xiàng)和脈動(dòng)壓力等的影響，特別是通過推導(dǎo)基于格林函數(shù)的壓力－應(yīng)變率關(guān)聯(lián)項(xiàng)計(jì)算式，最終將釋熱對(duì)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(shí)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(duì)混合層增長率的影響追溯到脈動(dòng)壓力的變化；然而，關(guān)于可壓縮性影響的全面認(rèn)識(shí)仍未實(shí)現(xiàn)（如可壓縮性如何影響雷諾應(yīng)力，目前仍然存在不同結(jié)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(shí)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(xué)反應(yīng)機(jī)理，通過分析混合層的卷吸，將釋熱和可壓縮性對(duì)混合層增長率的影響歸因于卷吸的延遲。

在對(duì)獨(dú)特現(xiàn)象進(jìn)行擴(kuò)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(xué)反應(yīng)機(jī)理，在高釋熱的超聲速混合層研究中發(fā)現(xiàn)，對(duì)流馬赫數(shù)為1．3時(shí)，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(cè)”不穩(wěn)定模態(tài)變得重要，而釋熱會(huì)增強(qiáng)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(xiàng)研究與Menon和Fernando［72］早期的研究在現(xiàn)象上具有一定的相關(guān)性，另外，關(guān)于高對(duì)流馬赫數(shù)以及高釋熱的超聲速混合層還需進(jìn)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(dòng)機(jī)燃燒室模型的計(jì)算與實(shí)驗(yàn)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(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理的數(shù)值模擬方法，分辨出了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)很強(qiáng)的非定常流動(dòng)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(xiàng)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(dòng)擾動(dòng)；另外，有凹腔存在時(shí)凹腔則會(huì)產(chǎn)生更大的流動(dòng)擾動(dòng)。來自剪切層和／或凹腔的擾動(dòng)使垂直噴注的燃料射流失穩(wěn)，由此形成的流動(dòng)非定常性會(huì)使高強(qiáng)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(dǎo)致上壁面強(qiáng)烈的壓力脈動(dòng)。Ma等［94］采用直連式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)臺(tái)，測量到了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)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(dāng)量比；V 為壓力測量信號(hào)幅值，Vpk為交流電的電壓峰值；psia為絕對(duì)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(guān)。隨后，該研究團(tuán)隊(duì)進(jìn)一步研究了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定性的影響因素，并對(duì)機(jī)理與建模進(jìn)行了進(jìn)一步發(fā)展［95－96］，提出了反饋循環(huán)理論，認(rèn)為壓力振蕩由非定常擾動(dòng)的反饋循環(huán)引起，反饋循環(huán)包括3種：激波－火焰的聲學(xué)反饋循環(huán)、激波－火焰的聲學(xué)和對(duì)流反饋循環(huán)、燃料噴注－火焰的聲學(xué)和對(duì)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(yù)測特征頻率的理論模型。

Wang研究團(tuán)隊(duì)［97］在此方面開展了更系統(tǒng)的研究［97－101］，通過先進(jìn)的火焰顯示技術(shù)獲得了直觀的火焰振蕩圖像，如圖12所示，圖中：t為流動(dòng)時(shí)間，并對(duì)不同燃料、不同構(gòu)型和不同來流條件的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定性進(jìn)行了比較。該研究團(tuán)隊(duì)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(yù)混區(qū)，則凹腔值班火焰會(huì)點(diǎn)燃此預(yù)混區(qū)混合氣體，并經(jīng)歷類似于爆燃－爆震轉(zhuǎn)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(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定性的復(fù)雜性，學(xué)術(shù)界對(duì)其特性和機(jī)理仍未完全認(rèn)識(shí)。

為了從更基礎(chǔ)層面認(rèn)識(shí)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(shí)，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(duì)應(yīng)于不可燃、較易燃和極易燃3種情形的流場某點(diǎn)壓力演化歷程，圖中：p′為考察點(diǎn)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(duì)此壓力信號(hào)進(jìn)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(duì)極高壓力區(qū)形成過程的研究（如圖15所示）和將CFD結(jié)果與定容燃燒模型結(jié)果比較，揭示了燃燒不穩(wěn)定性由湍流渦團(tuán)誘導(dǎo)產(chǎn)生的可燃預(yù)混氣自著火和準(zhǔn)定容燃燒而產(chǎn)生。此后繼續(xù)對(duì)超聲速混合層來流空氣溫度不同時(shí)的流動(dòng)與燃燒過程進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)了燃燒誘導(dǎo)激波現(xiàn)象（如圖16所示）；另外，激波強(qiáng)度、位置和形態(tài)會(huì)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(jī)理上主要存在以下方式：

1）在渦辮區(qū)的局部自燃，具有準(zhǔn)定容燃燒特性，產(chǎn)生了局部壓力峰，時(shí)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(jié)構(gòu)是有約束超聲速混合層流動(dòng)中的典型特征，激波在空間上薄的結(jié)構(gòu)和其壓縮升溫的作用，從而有利于強(qiáng)化燃燒，在局部實(shí)現(xiàn)壓燃，產(chǎn)生局部壓力峰并進(jìn)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(yù)混氣團(tuán)，這些氣團(tuán)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?，其能誘發(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(jié)與展望

超聲速混合層燃燒涉及湍流、激波、化學(xué)反應(yīng)及其與湍流的相互作用等難點(diǎn)，加上其多尺度特性和高速特性，使得解析、數(shù)值和實(shí)驗(yàn)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(diǎn)采用湍流數(shù)值模擬和詳細(xì)反應(yīng)機(jī)理，研究著火過程、火焰?zhèn)鞑ミ^程和熄火過程，以及流動(dòng)參數(shù)、熱力學(xué)參數(shù)、組分參數(shù)和外界因素對(duì)著火距離、火焰結(jié)構(gòu)和熄火位置的影響。釋熱和可壓縮性對(duì)有反應(yīng)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(yīng)變率場等場變量的高精度實(shí)驗(yàn)方法［18］，重點(diǎn)研究高釋熱和高可壓縮性條件下有反應(yīng)超聲速混合層的瞬變特性和統(tǒng)計(jì)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?qū)嶒?yàn)方法，重點(diǎn)研究超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性產(chǎn)生的普遍準(zhǔn)則及其內(nèi)在機(jī)制。

由于超聲速有反應(yīng)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(dú)立變化，同時(shí)再耦合反應(yīng)釋熱，從而難以獲得單一因素獨(dú)立變化時(shí)其對(duì)超聲速有反應(yīng)混合層的影響。另外，可壓縮性強(qiáng)弱可能會(huì)導(dǎo)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(duì)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(gè)方面的因素導(dǎo)致系統(tǒng)和深入地研究超聲速有反應(yīng)混合層的基本特性極具挑戰(zhàn)。但基于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的迫切需求，以及目前我們所具備的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)條件與能力，獲得對(duì)超聲速有反應(yīng)混合層特性的系統(tǒng)深入認(rèn)識(shí)面臨很好的機(jī)遇，特別是耦合詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)機(jī)理的高精度細(xì)觀模擬應(yīng)該作為重點(diǎn)方向加以發(fā)展。

［1］ CURRAN E T．Scramjet engines：the first forty years［J］．Journal of Propulsion and Power，2001，17（6）：1138－1148．

［2］ MCCLINTON C R．X－43－scramjet power breaks the hypersonic barrier dryden lectureship in research for 2006：AIAA－2006－1［R］．Reston：AIAA，2006．

［3］ 俞剛，范學(xué)軍．超聲速燃燒與高超聲速推進(jìn)［J］．力學(xué)進(jìn)展，2013，43（5）：449－471．YU G，F(xiàn)AN X J．Supersonic combustion and hypersonic propulsion［J］．Advances in Mechanics，2013，43（5）：449－471（in Chinese）．

［4］ YEOM H W，SEO B G，SUNG H G．Numerical analysis of a scramjet engine with intake sidewalls and cavity flameholder［J］．AIAA Journal，2013，51（7）：1566－1575．

［5］ YANG Q C，CHANG J T，BAO W．Relative time scale analysis for pressure propagation during ignition process of a scramjet［J］．Aerospace Science and Technology，2014，39（1）：206－210．

［6］ WANG Z G，WANG H B，SUN M B．Review of cavitystabilized combustion for scramjet applications［J］．Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers，Part G：Journal of Aerospace Engineering，2014，228（14）：2718－2735．

［7］ SEGAL C．The scramjet engine：processes and characteristics［M］．New York：Cambridge University Press，2009．

［8］ 王振國，孫明波．超聲速湍流流動(dòng)、燃燒的建模與大渦模擬［M］．北京：科學(xué)出版社，2013．WANG Z G，SUN M B．Modeing and large eddy simulation of supersonic turbulent flow and combustion［M］．Beijing：Science Press，2013（in Chinese）．

［9］ 楊越，游加平，孫明波．超聲速燃燒數(shù)值模擬中的湍流與化學(xué)反應(yīng)相互作用模型［J］．航空學(xué)報(bào)，2015，36（1）：261－273．YANG Y，YOU J P，SUN M B．Modeling of turbulencechemistry interaction in numerical simulations of supersonic combustion［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2015，36（1）：261－273（in Chinese）．

［10］ BARNES F W，SEGAL C．Cavity－based flameholding for chemically－reacting supersonic flows［J］．Progress in Aerospace Sciences，2015，76（1）：24－41．

［11］ JU Y，SUN W．Plasma assisted combustion：dynamics and chemistry［J］．Progress in Energy and Combustion Science，2015，48（1）：21－83．

［12］ DO H，CAPPELLI M A，MUNGAL M G．Plasma assisted cavity flame ignition in supersonic flows［J］．Combus－tion and Flame，2010，157（9）：1783－1794．

［13］ LIEPMANN H W，LAUFER J．Investigation of free turbulent mixing：Technical Report 1257［R］．Washington，D．C．：NACA，1947．

［14］ MOSER R D，ROGERS M M．Mixing transition and the cascade to small scales in a plane mixing layer［J］．Physics of Fluids A，1991，3（5）：1128－1134．

［15］ WALLACE J M，F(xiàn)OSS J F．The measurement of vorticity in turbulent flows［J］．Annual Review of Fluid Mechanics，1994，27（1）：469－514．

［16］ ZHOU Q，HE F，SHEN M Y．Direct numerical simulation of a spatially developing compressible plane mixing layer：flow structures and mean flow properties［J］．Journal of Fluid Mechanics，2012，711（1）：437－468．

［17］ BROWN G L，ROSHKO A．On density effects and large structure in turbulent mixing layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，1974，64（4）：775－816．

［18］ LOUCKS R B，WALLACE J M．Velocity and velocity gradient based properties of a turbulent plane mixing layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，2012，669（1）：280－319．

［19］ WINANT C D，BROWAND F K．Vortex pairing：the mechanism of turbulent mixing－layer growth at moderate Reynolds number［J］．Journal of Fluid Mechanics，1974，63（2）：237－255．

［20］ CORCOS G M，SHERMAN F S．The mixing layer：deterministic models of a turbulent flow．Part 1．Introduction and the two－dimensional flow［J］．Journal of Fluid Mechanics，1984，139（1）：29－65．

［21］ METCALFE R W，HUSSAIN A K M F，MENON S，et al．Coherent structures in a turbulent mixing layer：A comparison between direct numerical simulation and experiments［J］．Turbulent Shear Flows，1987，5：110－123．

［22］ HUANG L S，HO C M．Small－scale transition in a plane mixing layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，1990，210（1）：475－500．

［23］ DIMOTAKIS P E，BROWN G L．The mixing layer at high Reynolds number：large－structure dynamics and entrainment［J］．Journal of Fluid Mechanics，1976，78（3）：535－560．

［24］ CHANDRSUDA A，MEHTA R D，WEIR A D，et al．Effect of free stream turbulence on large structure in turbulent mixing layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，1978，85（4）：693－704．

［25］ PIERREHUMBERT R T，WIDNALL S E．The two－and three－dimensional instabilities of a spatially periodic shear layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，1982，114（1）：59－82．

［26］ HO C M，HUANG L S．Subharmonics and vortex merging in mixing layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，1982，119（1）：443－473．

［27］ BROWAND F K，TROUTT T T．A note on spanwise structure in the two－dimensional mixing layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，1980，97（4）：771－781．

［28］ JIMENEZ J．A spanwise structure in the plane shear layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，1983，132（1）：319－336．

［29］ BERNAL L P，ROSHKO A．Streamwise vortex structure in plane mixing layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，1986，170（1）：499－525．

［30］ LASHERAS J C，CHO J S，MAXWORTHY T．On the origin and evolution of streamwise vortical structures in a plane，free shear layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，1986，172（1）：231－258．

［31］ LASHERAS J C，CHOI H．Three－dimensional insta－bility of a plane，free shear layer：an experimental study on the formation and evolution of streamwise vortices［J］．Journal of Fluid Mechanics，1988，189（1）：53－86．

［32］ MOSER R D，ROGERS M M．Coherent structures in a simulated turbulent mixing layer：NASA－TM－103980［R］．Washington，D．C．：NASA，1992．

［33］ MOSER R D，ROGERS M M．The three－dimensional evolution of a plane mixing layer：pairing and transition to turbulence［J］．Journal of Fluid Mechanics，1993，247（1）：275－320．

［34］ ORTWERTH P J，SHINE A．On the scaling of plane turbulent shear layers：TR－1977－118［R］．AFWL，1977．

［35］ BOGDANOFF D W．Compressibility effects in turbulent shear layers［J］．AIAA Journal，1983，21（6）：926－927．

［36］ PAPAMOSCHOU D，ROSHKO A．The compressible turbulent shear layer：an experimental study［J］．Journal of Fluid Mechanics，1988，197（1）：453－477．

［37］ SLESSOR M D，ZHUANG M，DIMOTAKIS P E．Turbulent shear－layer mixing growth－rate compressibility scaling［J］．Journal of Fluid Mechanics，2000，414（1）：35－45．

［38］ CLEMENS N T，MUNGAL M G．Two and three－dimensional effects in the supersonic mixing layer［J］．AIAA Journal，1992，30（4）：973－981．

［39］ CLEMENS N T，MUNGAL M G．Large－scale structure and entrainment in the supersonic mixing layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，1995，284（1）：171－216．

［40］ ROSSMANN T，MUNGAL M G，HANSON R K．Evolution and growth of large－scale structures in high compressibility mixing layers［J］．Journal of Turbulence，2002，3（1）：1－19．

［41］ WATANABE S，MUNGAL M G．Velocity fields in mixing－enhanced compressible shear layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，2005，522（1）：141－177．

［42］ LELE S K．Direct numerical simulation of compressible free shear flows：AIAA－1989－0374［R］．Reston：AIAA，1989．

［43］ VREMAN B，KUERTEN H，GEURTS B．Shocks in direct numerical simulation of the confined three－dimensional mixing layer［J］．Physics of Fluids，1995，7（9）：2105－2107．

［44］ FREUND J B，LELE S K，MOIN P．Compressibility effects in a turbulent annular mixing layer．Part 1．Turbulence and growth rate［J］．Journal of Fluid Mechanics，2000，421（1）：229－267．

［45］ ELLIOTT G S，SAMIMY M．Compressibility effects in free shear layers［J］．Physics of Fluids A，1990，2：1231－1240．

［46］ GOEBEL S G，DUTTON J C．Experimental study of compressible turbulent mixing layers［J］．AIAA Journal，1991，29（4）：538－546．

［47］ GRUBER M R，MESSERSMITH N L，DUTTON J C．Three－dimensional velocity field in a compressible mixing layer［J］．AIAA Journal，1993，31（11）：2061－2067．

［48］ URBAN W D，MUNGAL M G．Planar velocity measurements in compressible mixing layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，2001，431（1）：189－222．

［49］ OLSEN M G，DUTTON J C．Planar velocity meas－urements in a weakly compressible mixing layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，2003，486（1）：51－77．

［50］ PANTANO C，SARKAR S．A study of compressibility effects in the high－speed turbulent shear layer using di－rect simulation［J］．Journal of Fluid Mechanics，2002，451（1）：329－371．

［51］ FU S，LI Q B．Numerical simulation of compressible mixing layers［J］．International Journal of Heat and Fluid Flow，2006，27（5）：895－901．

［52］ JACKSON T L，HUSSAINI M Y．An asymptotic analysis of supersonic reacting mixing layers［J］．Combustion Science and Technology，1988，57（4－6）：129－140．

［53］ GOSCH C E，JACKSON T L．Ignition and structure of a laminar diffusion flame in a compressible mixing layer with finite rate chemistry［J］．Physics of Fluids A，1991，3（12）：3087－3097．

［54］ JU Y，NIIOKA T．Ignition analysis of unpremixed reactants with chain mechanism in a supersonic mixing layer［J］．AIAA Journal，1993，31（5）：863－868．

［55］ FIGUEIRA DA SILVA L F，DESHAIES B，CHAMPION M，et al．Some specific aspects of combustion in supersonic H2－air laminar mixing layers［J］．Combustion Science and Technology，1993，89（5－6）：317－333．

［56］ JU Y，NIIOKA T．Reduced kinetic mechanism of ignition for nonpremixed hydrogen／air in a supersonic mixing layer［J］．Combustion and Flame，1994，99（2）：240－246．

［57］ IM H G，CHAO B H，BECHTOLD J K，et al．Analysis of thermal ignition in the supersonic mixing layer［J］．AIAA Journal，1994，32（2）：341－349．

［58］ JU Y，NIIOKA T．Ignition simulation of methane／hydrogen mixtures in a supersonic mixing layer［J］．Combustion and Flame，1995，102（4）：462－470．

［59］ TREVIO C，LIN A．Mixing layer ignition of hydrogen［J］．Combustion and Flame，1995，103（2）：129－141．

［60］ IM H G，HELENBROOK B T，LEE S R，et al．Ignition in the supersonic hydrogen／air mixing layer with reduced reaction mechanisms［J］．Journal of Fluid Mechanics，1996，322（1）：275－296．

［61］ NISHIOKA M，LAW C K．A numerical study of ignition in the supersonic hydrogen／air laminar mixing layer［J］．Combustion and Flame，1997，108（2）：199－219．

［62］ CHAKRABORTY D，NAGARAI UPADHYAYA H V，PAUL P J，et al．A thermo－chemical exploration of a twodimensional reacting supersonic mixing layer［J］．Physics of Fluids，1997，9（11）：3513－3522．

［63］ HAN B，SUNG C J，NISHIOKA M．Effect of vitiated air on hydrogen ignition in a supersonic laminar mixing layer：AIAA－2002－0332［R］．Reston：AIAA，2002．

［64］ TIEN J H，STALKER R J．Release of chemical energy by combustion in a supersonic mixing layer of hydrogen and air［J］．Combustion and Flame，2002，131（3）：329－348．

［65］ ZAMBON A C，SRIRAM A T，CHELLIAH H K．Development and implementation of explicit reduced reaction models in supersonic reacting shear flow simulations：AIAA－2007－0772［R］．Reston：AIAA，2007．

［66］ CHEN J H，ZHANG H Q，LI Z Y，et al．Investigation on extremal and critical characteristics of ignition time for H2／O2combustion system and their applications［J］．Science in China Series E：Technological Sciences，2009，52（5）：1161－1166．

［67］ STARIK A M，TITOVA N S，BEZGIN L V，et al．The promotion of ignition in a supersonic H2－air mixing layer by laser－induced excitation of O2molecules：Numerical study［J］．Combustion and Flame，2009，156（8）：1641－1652．

［68］ TAHSINI A M．Turbulence and additive effects on ignition delay in supersonic combustion［J］．Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers，Part G：Journal of Aerospace Engineering，2013，227（1）：93－99．

［69］ ZHANG Y L，WANG B，ZHANG H Q．Ignition，flame propagation and extinction in the supersonic mixing layer flow［J］．Science in China Series E：Technological Sciences，2014，57（11）：2256－2264．

［70］ ZHANG Q，WANG B，ZHANG Y L，et al．A theoretical prediction method of ignition distance in supersonic mixing layer［J］．Journal of Rocket Propulsion，2015，41（1）：50－55．

［71］ JU Y，NIIOKA T．Extinction of a diffusion flame in supersonic mixing layer［J］．Combustion and Flame，1994，97（4）：423－428．

［72］ MENON S，F(xiàn)ERNANDO E．A numerical study of mixing and chemical heat release in supersonic mixing layers：AIAA－1990－0152［R］．Reston：AIAA，1990．

［73］ GIVI P，MADNIA C K，STEINBERGER C J，et al．Effects of compressibility and heat release in a high speed reacting mixing layer［J］．Combustion Science and Technology，1991，78（1－3）：33－68．

［74］ PLANCHE O H，REYNOLDS W C．Compressibility effects on the supersonic reacting mixing layer：AIAA－1991－0739［R］．Reston：AIAA，1991．

［75］ PLANCHE O，REYNOLDS W C．Heat release effects on mixing in supersonic reacting free shear－layers：AIAA－1992－0092［R］．Reston：AIAA，1992．

［76］ STEINBERGER C J．Model free simulations of a high speed reacting mixing layer：AIAA－1992－0257［R］．Reston：AIAA，1992．

［77］ MILLER M F，ISLAND T C，YIP B，et al．An experimental study of the structure of a compressible，reacting mixing layer：AIAA－1993－0354［R］．Reston：AIAA，1993．

［78］ MILLER R S，MADNIA C K，GIVI P．Structure of a turbulent mixing layer［J］．Combustion Science and Technology，1994，99（1－3）：1－36．

［79］ MILLER M F，BOWMAN C T，MUNGAL M G．An experimental investigation of the effects of compressibility on a turbulent reacting mixing layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，1998，356（1）：25－64．

［80］ DAY M J，REYNOLDS W C，MANSOUR N N．The structure of the compressible reacting mixing layer：insights from linear stability analysis［J］．Physics of Fluids，1998，10（4）：993－1007．

［81］ LUO K．Combustion effects on turbulence in a par－tially premixed supersonic diffusion flame［J］．Combustion and Flame，1999，119（4）：417－435．

［82］ CALHOON W H，ARUNAJATESAN S，DASH S M．Heat release and compressibility effects on planar shear layer development： AIAA－2003－1273 ［R］． Reston：AIAA，2003．

［83］ MAHLE I，F(xiàn)OYSI H，SARKAR S，et al．On the turbulence structure in inert and reacting compressible mixing layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，2007，593（1）：171－180．

［84］ MATHEW J，MAHLE I，F(xiàn)RIEDRICH R．Effects of compressibility and heat release on entrainment processes in mixing layer［J］．Journal of Turbulence，2008，9（1）：N14，1－12．

［85］ FERRER P J M，LEHNASCH G AND MURA A．Direct numerical simulations of high speed reactive mixing layers［J］．Journal of Physics：Conference Series，2012，395（012004）：1－8．

［86］ O’BRIEN J，URZAY J，IHME M，et al．Subgrid－scale backscatter in reacting and inert supersonic hydrogen－air turbulent mixing layers［J］．Journal of Fluid Mechanics，2014，743（1）：554－584．

［87］ VREMAN A W，SANDHAM N D，LUO K H．Compressible mixing layer growth rate and turbulence characteristics［J］．Journal of Fluid Mechanics，1996，320（1）：235－258．

［88］ PANTANO C，SARKAR S．A study of compressibility effects in the high－speed turbulent shear layer using direct simulation［J］．Journal of Fluid Mechanics，2002，451（1）：329－371．

［89］ BARRE S，BONNET J P．Detailed experimental study of a highly compressible supersonic turbulent plane mixing layer and comparison with most recent DNS results：“Towards an accurate description of compressibility effects in supersonic free shear flows”［J］．International Journal of Heat and Fluid Flow，2015，51（1）：324－334．

［90］ VAGHEFI N S，MADNIA C K．Local flow topology and velocity gradient invariants in compressible turbulent mixing layer［J］．Journal of Fluid Mechanics，2015，774（1）：67－94．

［91］ PIROZZOLI S，BERNARDINI M，MARIE S，et al．Early evolution of the compressible mixing layer issued from two turbulent streams［J］．Journal of Fluid Mechanics，2015，777（1）：196－218．

［92］ OGGIAN T，DRIKAKIS D，YOUNGS D L，et al．Computing multi－mode shock－induced compressible turbulent mixing at late times［J］．Journal of Fluid Mechanics，2015，779（1）：411－431．

［93］ CHOI J Y，MA F H，YANG V．Combustion oscillations in a scramjet engine combustor with transverse fuel injection［J］．Proceedings of the Combustion Institute，2005，30（2）：2851－2858．

［94］ MA F H，LI J，YANG V，et al．Thermoacoustic flow instability in a scramjet combustor：AIAA－2005－3824［R］．Reston：AIAA，2005．

［95］ LI J，MA F H，YANG V，et al．A comprehensive study of combustion oscillations in a hydrocarbon－fueled scramjet engine：AIAA－2007－836［R］．Reston：AIAA，2007．

［96］ LIN K C，JACKSON K，BEHDADNIA R，et al．Acoustic characterization of an ethylene－fueled scramjet combustor with a cavity flameholder［J］．Journal of Propulsion and Power，2010，26（6）：1161－1169．

［97］ WANG Z G，SUN M B，WANG H B，et al．Mixingrelated low frequency oscillation of combustion in an ethylenefueled supersonic combustor［J］．Proceedings of the Combustion Institute，2015，35（2）：2137－2144．

［98］ WANG H B，WANG Z G，SUN M B，et al．Nonlinear analysis of combustion oscillations in a cavity－based supersonic combustor［J］．Science China Technological Science，2013，56（5）：1093－1101．

［99］ WANG H B，WANG Z G，SUN M B．Experimental study of oscillations in a scramjet combustor with cavity flameholders［J］．Experimental Thermal and Fluid Science，2013，45（1）：259－263．

［100］WANG H B，WANG Z G，SUN M B，et al．Large－Eddy／Reynolds－averaged Navier－Stokes simulation of combustion oscillations in a cavity－based supersonic combustor［J］．International Journal of Hydrogen Energy，2013，38（14）：5918－5927．

［101］OUYANG H，LIU W D，SUN M B．The large－amplitude combustion oscillation in a single－side expansion scramjet combustor［J］．Acta Astronautica，2015，117（1）：90－98．

［102］CHEN Q，WANG B，ZHANG H Q，et al．Numerical investigation of H2／air combustion instability driven by large scale vortex in supersonic mixing layers［J］．International Journal of Hydrogen Energy，2016，41（4）：3171－3184．

［103］BROWN G L，ROSHKO A．Turbulent shear layers and wakes［J］．Journal of Turbulence，2012，13（1）：N51，1－32．

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

National Natural Science Foundation of China（91541206）

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(luò)出版時(shí)間：2016－10－18 10：00

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國家自然科學(xué)基金 （91541206）

＊通訊作者 ．E－mail：zhanghq＠tsinghua．edu．cn

陳錢，張會(huì)強(qiáng)，王兵，等．超聲速混合層燃燒研究進(jìn)展［J］．航空學(xué)報(bào)，2017，38（1）：020036．CHEN Q，ZHANG H Q，WANG B，et al．Research progress of combustion in supersonic mixing layers［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2017，38（1）：020036．

（責(zé)任編輯：彭健，張晗）

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