超燃冲压发动机是高超声速飞行的首选动力，但其中的迟滞效应给发动机的主动控制带来巨大困难。通过数值手段准确复现燃烧迟滞现象并揭示其机理是超声速燃烧研究的挑战性难题之一。实验室空天飞行器数值模拟课题组提出了以动态分区火焰面模型（DZFM）为核心的“六位一体”超声速燃烧模型体系。

基于“东方”超级计算系统，动态分区火焰面模型可以在不显著增加计算资源的前提下实现亿级网格的超声速燃烧大涡模拟，在高保真的同时实现了计算效率的量级式提升（相比FLUENT提升60倍），有效降低了大涡模拟等高解析度计算方法的工程应用门槛，为数值复现燃烧迟滞现象进而揭示其内在机理奠定了方法基础。

相关工作以“Combustion Hysteresis Phenomenon in a Dual-Mode Scramjet”为题，发表于航空航天领域期刊AIAA Journal。该成果同时受到中国科学院计算机网络信息中心承担的中国科学院战略性先导科技专项支持。

文章摘要：使用基于高达1.1575亿个单元的IDDES和详细的13s/33r 氢/氧机制，研究了飞行马赫数为5的氢燃料斜坡式双模超燃冲压发动机的燃烧滞后。壁面压力测量结果表明，在四种全球燃料当量比（Φ）下成功再现了超燃冲压发动机和冲压发动机模式。然而，在Φ增加和Φ减小的路径下，模式转变会出现滞后现象。在Φ减小路径下，当Φ减小到0.08时，会发生压力逐渐下降的平稳冲压到超燃冲压发动机模式转变，而在Φ增大路径下，在Φ=0.17时，会出现压力突然上升的跳跃式超燃冲压到冲压发动机模式转变。在滞后环内，Φ减小路径下的燃烧效率始终高于Φ增大路径下的效率。这种更高的效率可归因于混合增强和动力学强化。对于前者，更长的停留时间和更丰富的涡流促进了混合。同时，后一种动力学强化是由前一种燃烧状态继承的更高压力、更高温度和更丰富的自由基造成的。通过特征响应时间为0.89冲过时间的反馈回路实现的动态调节机制将伪冲击波驻留在隔离器中，并维持冲压发动机模式。由于更强的伪冲击结构和更多的热量添加，滞后会导致更大的总压力损失。在滞后环内，Φ减小路径下，燃烧效率越高，推力越大。

双模态超燃冲压发动机燃烧迟滞效应数值复现

全文地址：https://arc.aiaa.org/doi/10.2514/1.J064599