超燃沖壓發動機中存在一種特殊的現象，即相同流動控制參數，由于歷史路徑的不同，可能造成發動機存在非唯一的運行模態和工作裕度。超燃沖壓發動機在模態轉換過程中存在燃燒遲滯效應在近年來的國內外地面實驗中得到廣泛證實。作為高超聲速飛行的首選動力，超燃沖壓發動機中的遲滯效應給發動機的主動控制帶來巨大困難。
目前關于遲滯效應的研究多為實驗現象觀察。通過數值手段準確復現燃燒遲滯現象并揭示其機理是超聲速燃燒研究的挑戰性難題之一。這是因為燃燒遲滯現象涉及諸多的多物理耦合因素，過度簡化的物理模型和燃燒化學反應機理會“遺漏”這一現象。另一個原因是燃燒遲滯現象是一個動態演化過程，其數值復現對計算資源的需求極大。近年來，中國科學院力學研究所空天飛行器數值模擬課題組提出了以動態分區火焰面模型（DZFM）為核心的“六位一體”超聲速燃燒模型體系，在高保真的同時實現了計算效率的量級式提升（相比FLUENT提升60倍）。相關工作以“Combustion Hysteresis Phenomenon in a Dual-Mode Scramjet”為題發表于航空航天領域頂級期刊AIAA Journal。
基于傳統方法的超聲速燃燒工程模擬多基于百萬級網格，而動態分區火焰面模型可以在不顯著增加計算資源的前提下實現億級網格的超聲速燃燒大渦模擬。動態分區概念的提出有效降低了大渦模擬等高解析度計算方法的工程應用門檻，為數值復現燃燒遲滯現象進而揭示其內在機理奠定了方法基礎。
研究團隊針對弗吉尼亞大學馬赫5非掃掠斜坡穩焰發動機構型，使用高保真高效率的超聲速湍流燃燒模擬方法（IDDES+DZFM），準確復現了發動機模態轉換的臨界當量比區間0.14~0.17，捕捉到了該構型在地面實驗中觀測到的燃燒遲滯現象。研究進一步闡釋了燃燒遲滯產生的原因：亞燃模態下上游偽激波結構和下游燃燒區域在亞聲速反饋回路中的物理競爭機制）。研究進一步揭示了遲滯效應對發動機性能的影響規律；雖然產生了更大的總壓損失，但是燃燒效率有22%的提升，同比發動機推力性能提升了19%。
論文第一作者為力學所22級碩博連讀生王宇，通訊作者為姚衛研究員。該研究由中國科學院力學研究所與航天科工三院31所聯合開展。研究得到了國家重點研發計劃 (2021YFA0719204)、國家自然科學基金（12272387）和中國科學院戰略性先導科技專項（XDB0500301）等的支持。
圖1.雙模態超燃沖壓發動機燃燒遲滯效應數值復現
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