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本项研究旨在解决传统单凹腔超燃冲压发动机燃烧室(SSC)因氧气供给受限导致燃烧效率低且燃烧区域靠近壁面造成严重热防护挑战的问题。研究人员创新性地设计了带导流通道的凹腔燃烧室(GSC)，系统探讨了七种不同导流通道进出口配置对燃烧性能的影响机制。数值模拟结果表明，优化设计的GSC-6方案能通过增强燃料射流穿透高度和凹腔残余氧含量，有效建立下游新燃烧区，从而显著改善火焰稳定性、提升燃烧效率约23%、降低总压损失约1.1%，并将凹腔下游壁面最高温度降低至少500 K，为设计兼具高性能与良好热防护能力的凹腔基超燃冲压燃烧室提供了重要启示。
超燃冲压发动机是实现高超音速飞行的理想动力装置，其结构简单，在高速条件下展现出巨大优势。然而，高速也带来了严酷的挑战：燃料在燃烧室内的驻留时间仅毫秒量级，使得实现稳定高效的燃烧异常困难。传统上，研究人员常在燃烧室内设置凹腔（Cavity）、支板（Strut）、斜坡（Ramp）等结构，利用它们产生的回流区来稳定火焰。其中，凹腔结构以其简单的构造、较低的总压损失和优良的火焰稳焰性能，成为超燃冲压发动机燃烧室的经典选择。凹腔就像燃烧室中的一个“火盆”，为燃料与空气的混合和燃烧提供了一个低速、稳定的区域。
但是，“火盆”虽好，也有其固有的缺点。传统的单凹腔燃烧室(Single-cavity scramjet combustor, SSC)中，燃烧区域通常集中在凹腔下游壁面附近。这导致氧气(O2)只能从一侧供给燃料，而不是从两侧环绕供给，从而限制了混合和燃烧效率。更令人头疼的是，高温火焰长时间炙烤着凹腔的下游壁面，对该部件的大面积、高强度传热构成了严峻的热防护挑战，影响发动机的寿命和可靠性。因此，如何在保持凹腔优异稳焰性能的同时，提升燃烧效率并解决局部过热问题，成为高性能超燃冲压发动机研发中的一个关键难题。
为此，来自南昌航空大学的研究团队提出了一种新颖的解决方案：在传统单凹腔燃烧室的基础上，于凹腔侧壁外增设一个导流通道（Guide channel），构建了带有导流通道的凹腔燃烧室（SSC with a guide channel, GSC）。他们设想，这条额外的通道可以将部分气流引导至凹腔下游，一方面可能为燃烧提供额外的氧气，扩大燃烧区域；另一方面，这股相对低温的气流还能冲刷下游壁面，起到冷却作用。为了验证这一构想的有效性并探寻最佳设计方案，研究人员设计了七种不同的导流通道构型（GSC-1 至 GSC-7），通过改变通道入口(I1, I2, I3)和出口(O1, O2, O3)的形状来探究其对性能的影响。他们以乙烯(C2H4)为燃料，采用经过验证的计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)数值模拟方法，深入研究了这些构型下的流场、燃烧特性和性能指标，并与基础的单凹腔燃烧室(SSC)进行了对比分析。
为开展此项研究，研究人员主要运用了以下几个关键技术方法：首先，基于计算流体力学软件ANSYS Fluent 19.2，采用密度基三维稳态求解器求解雷诺平均纳维-斯托克斯(Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS)方程，对复杂流动进行模拟。其次，选用剪切应力输运（Shear Stress Transport, SST） k-ω 湍流模型，以精确模拟近壁湍流行为和流动分离/再附着。再次，采用单步化学反应与有限速率涡耗散模型相结合的方式，模拟乙烯与氧气的复杂燃烧过程。此外，研究还对计算网格进行了独立性验证，并通过与已有实验数据的对比，验证了所选数值模拟方法的可靠性。研究采用了马赫数(Mach number, Ma)为2.0的来流条件，并设定了详细的空气和燃料入口参数以及壁面边界条件。
3.1. 流动与燃烧机理
研究人员首先揭示了导流通道内气流运动的驱动机制。他们发现，凹腔内的气流流出凹腔时，会对导流通道出口处的气流产生引射（entrainment）作用，这成为导流通道内气流的初始驱动力。通道内的质量流率(m)同时取决于入口和出口的几何构型。例如，在入口I3（带有20°倾斜面的下壁）配置下，气流分离形成的突出回流涡可以扩大燃料射流前方的低速区域，并诱导部分气流在射流前回流，从而增加了乙烯(C2H4)射流的穿透高度(h)。在出口O2（带导流板）配置下，气流速度更高，引射作用更强。
研究结果进一步显示，较高的乙烯射流穿透高度有利于增加凹腔内的残余氧含量，这有助于在凹腔区域维持更大的燃烧区。更重要的是，导流通道的气流通过提供氧气(O2)，有助于在凹腔下游建立新的燃烧区。以为例，通过对比可以直观地看到，GSC-6构型（I3-O2组合）的乙烯射流穿透高度最高，凹腔内残余氧气也更为丰富，同时在下游壁面附近形成了连续的燃烧区域。这表明导流通道有效地改变了燃料与氧化剂的混合和分布模式。
3.2. 超燃冲压发动机燃烧室的性能
性能分析表明，导流通道的引入显著影响了燃烧效率和总压损失等关键指标。通过计算燃烧效率(ηc)和总压损失(ζ)的沿程分布，研究人员发现，经过优化的GSC-6构型表现最为突出。显示，GSC-6构型下游壁面温度显著降低。综合来看，GSC-6构型在火焰稳定性、燃烧效率提升（约23%）、总压损失降低（约1.1%）以及凹腔下游底壁温度降低（至少500 K）方面均展现出潜在的改进。
研究还系统分析了七种GSC构型与基础SSC在流场结构、燃料混合、燃烧区域分布以及壁面热载荷等方面的差异。研究发现，导流通道的配置改变了燃烧室底壁角区的分离涡结构，进而影响了气流对燃料射流的冲击，最终调控了射流穿透高度和燃烧区域的位置。导流通道提供的额外气流能在下游壁面形成一层“气膜”，起到隔热冷却作用，有效降低了壁面温度，这对于燃烧室的热防护设计具有重要价值。
综上所述，这项研究通过创新性地在凹腔燃烧室旁增设导流通道，为解决传统SSC燃烧效率低和热防护难题提供了一种新思路。研究表明，从凹腔流出的气流对导流通道出口气流具有引射作用，这是通道内流动的主要驱动力。通过合理设计导流通道的入口和出口构型（特别是I3-O2组合的GSC-6），可以显著提高燃料射流穿透高度，增加凹腔内残余氧含量，并在凹腔下游建立新的燃烧区域。这些综合效应最终带来了燃烧效率的显著提升、总压损失的略微降低以及最为关键的——下游壁面温度的急剧下降。这项工作不仅深化了对凹腔-导流通道耦合流动与燃烧机理的理解，而且为未来设计兼具高性能与优异热防护能力的超燃冲压发动机燃烧室提供了切实可行的方案和理论指导，对推动高超音速推进技术的发展具有重要意义。该研究成果发表在《Defence Technology》期刊上。
