碳氢燃料流向涡掺混超燃模型燃烧室冷态流场数值研究

维普资讯 http://www.cqvip.com 第２４卷第３期　空气动力学学报　Ｖｏ１．２４．Ｎｏ．３　Ｓｅｐ．，２００６　２００６年０９月　ＡＣＴＡ　ＡＥＲｏＤＹＮＡＭＩＣＡ　ＳＩＮＩＣＡ　文章编号：０２５８—１８２５（２００６）０３—０３４０．０５　碳氢燃料流向涡掺混超燃模型　燃烧室冷态流场数值研究　赵吕顺，单　鹏，刘　建，王洪铭　（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京　１０００８３）　摘要：对一种超声速燃烧模型燃烧室的冷态流场进行了数值研究。为稳定超燃火焰并提高燃烧速率和效率，取　少量的冲压空气进行稳定的亚燃预燃烧，并以之作为超燃室的一个稳定火炬，其高温燃气将吸热型碳氢燃料预先　蒸发汽化并部分裂解为短链小分子，最后通过城墙波瓣掺混器形成的流向涡带人超声速主流，以期实现快速高效　的超燃燃烧。计算结果表明：首先，城墙波瓣掺混器能够在较小总压损失下得到显著掺混效果；其次，本文从气动　结构的角度专门探究了亚／超燃接力阶段较低的隔离段进口马赫数存在热堵塞的可能性。发现较难适宜超燃启动　点火。　关键词：超声速燃烧；波瓣掺混器；流向涡掺混；数值模拟　中国分类号：Ｖ２１１．３　文献标识码：Ａ　０　引　言　流向涡掺混以其较强的保持能力和较低的总压　损失在超声速流掺混中受到越来越多的重视＿Ｊ．２　Ｊ。　研究表明，飞行高度１５ｋｍ一３５ｋｉｎ，飞行Ｍａ５—７，燃烧　室进口Ｍａ２．５—３是碳氢燃料超燃模型燃烧室的一　组较为适宜的设计飞行包线。但是，国内某专业研究　机构提出，希望在飞行Ｍａ３—５的亚／超燃飞行接力　Ｍ．Ｆ．Ｃａｍｐｕｚａｎｏ和Ｔ．Ｑ．Ｄａｎｇ等人（１９９５）的计算研究　了在隔离段进口的全超声速流当中安置一波浪形的　点上，探索超声速燃烧启动点火的可能性。因此，采　用数值模拟与试验相对照的方式，专门研究进气道出　口隔离段进口Ｍａ１．５的模型燃烧室冷态工况，如期　发现了其流动特征。　波瓣导流器，通过其产生的二次流形成的流向涡来促　进的超声速流掺混。计算表明，这类波瓣掺混器可以　实现有效的掺混，同时产生较小的流量堵塞和气动损　失＿３　Ｊ。由此看来，通常用于航空发动机中亚声速器件　的流线型波瓣导流器，也可以提供适合超声速流的有　效掺混作用。Ｔｅｔｓｕｇｊｉ　Ｓｕｎａｍｉ等人（１９９８）则计算和实　验研究了一种所谓“交替支边”构形的非流线型波瓣　导流器，也得到了在全超声速流当中有效的流向涡掺　混［　。　１　数值方法　１．１计算域及其数值离散（网格划分）　为了得到分流唇口处的波系结构，检验亚燃室是　否正常启动，本文完整地模拟了包括拉瓦尔喷管在内　的实验段部分（图１）。采用ＮＵＭＥＣＡ商用ＣＦＤ软件　包ＩＧＧ对计算域进行网格划分。为了便于并行计算　和提高网格质量，采用了分块网格生成技术，将计算　域分为拉瓦尔喷管，隔离段，掺混段，燃室及尾喷口，　亚燃室，城墙波瓣掺混器６个主要部分，总网格数近　６００万。近壁网格进行了适当加密，近壁面第一站点　Ｙ　在５以内。　本文所研究的超燃模型燃烧室（图１），采用了功　能类似的城墙形非流线型波瓣导流器，但它是在超声　速流和亚声速流交界面上工作，以期产生流向涡，从　而加强预燃气和超声速空气的掺混。通过ＣＦＤ模拟　和流场结构的分析，初步验证了模型燃烧室的设计目　标，得到了丰富的流场信息。此外，本文先期的总体　－收稿日期：２００５—０６—１０；修订日期：２００５—１０　１８．　基金项目：国家自然科学基金５００７６０３，国家自然科学基金重大研究计划子课题９０３０５０１０．　作者简介：赵吕顺（１９７９．），男，四川绵阳人，北京航空航天大学硕士研究生，研究方向：航空宇航推进理论与工程　维普资讯 http://www.cqvip.com 第３期　赵吕顺等：碳氢燃料流向涡掺混超燃模型燃烧室冷态流场数值研究　整流段　Ｉ喷嘴２输油管３高能电嘴４整流格栅５圆变方过渡段６输油管７高能电嘴　图Ｉ实验台示意图　Ｆｉｇ．Ｉ　Ｓｋｅｔｃｈ　ｍａｐ　ｏｆ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　拟结论给定边界条件。各固壁面均按无滑移条件给　定速度场，由于研究对象为冷流场，因此认为壁面是　绝热的。　Ｉ离心喷嘴２气流隔板通气孔４供油管３高能点火电嘴　５供油管出油孔　（ａ）模型燃烧室实验段总体计算网格　图２模型燃烧室试验段示意图　Ｆｉｇ．２　Ｓｋｅｔｃｈ　ｍａｐ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｍｏｄｅｌ　ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ　，．——＿＿＿　＿—＿　１．２求解器　数值计算采用ＮＵＭＥＣＡ商用ＣＦＤ软件包ＦＩＮＥ／　Ｔｕｒｂｏ，完整求解了全三维定常雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ．Ｓｔｏｋｅｓ　ｙ　＼　盔兰　一一　ｙｚ　（ｃ）亚燃室出口网格　方程组。应用格子中心式有限体积法，空间差分为二　阶中心差分格式，时间项采用４阶Ｒｕｎｇｅ．Ｋｕｔｔａ法迭　代求解，湍流模型为Ｓｐａｒｌａｒｔ．Ａｌｌａｍａｒａｓ一方程模型。　（ｂ）亚燃室进口网格图３模型燃烧室计算网格　Ｆｉｇ．３　Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ　ｄｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｍｏｄｅｌ　ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ　采用多重及全多重网格方法，并行计算技术，当地时　间步长以及残差光顺等方法加速收敛。其中，并行计　算技术的应用需与网格分块相协调。由于求解器采　２计算结果及分析　２．１二维数值计算　用分区域计算的并行技术，网格的分块必须兼顾到并　行技术的要求，并且要尽量减少各并行模块之间的交　接网格数目，从而有效降低各处理器之间的数据交换　量，以提高并行效率。　１．３定解条件　二维计算结果如图４所示，可以十分清楚地看见　在隔离段出现的“ｘ”型交叉激波系，这与超燃早期研　究所预测的隔离段的弱堵塞激波系结构（Ｔｈｒｏｔｔｌｅｄ　ｓｈｏｃｋ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ）完全吻合＿５　Ｊ。由图可知，在交叉激波　系的作用下，隔离段的附面层增长相当迅速，在隔离　段内形成一个明显的收缩通道，这对于设计要求隔离　计算进口条件按照实验所测得的进口总温总压　段要维持超声速流态来说是十分不利的因素，再考虑　到实际情况的三维效应，本文根据二维计算结果建议　给定均匀场，出口按照一维气动估算以及二维数值模　维普资讯 http://www.cqvip.com ３４２　空气动力学学报　第２４卷　表１模型燃烧室冷态实验工况参数表　Ｔａｂｌｅ　１　Ｃｏｏｌ　ｔｅｓｔ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　ｏｆｔｈｅ　ｍｏｄｅｌ　ｅｏｍｂｕｓｔｏｒ　将模型燃烧室的隔离段下壁面向下扩张了０．５。，实验　在隔离段很快得到了与设计十分接近的超声速流场。　。　：　’　、　”　：。０：　－。　ｉ　缓藏０　图４二维等直隔离段激波串的马赫数分布　（进口　１．５）　Ｆｉｇ．４　Ｍａｃｈ　ｃｏｎｔｏｕｒｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｈｏｃｋ　ｔｒａｉｎ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｉｎ　２．Ｄ　ｃｏｎｓｔａｎｔ　ｃｒｏｓｓ．ｓｅｃｔｉｏｎａｌ　ａｒｅａ　ｉｓｏｌａｔｏｒ　（Ｉｎｌｅｔ　１．５）　此外，二维计算还界定了出口边界条件。由于相　应的冷态实验是超／亚声速双涵道流动，出口环境为　地面大气压，且模型燃烧室的总亚恢复系数未知，因　此，在一定的来流总压下，出口处激波是否已压人管　内和激波结构尚难以确定。本文经过二维试算研究，　最后认为合理的出口条件为超声速外推，计算精度和　收敛速度均正常。　２．２三维隔离段流场　三维的计算网格是在二维模拟结果的基础上划　分出来的，数值实验的结果说明这样的网格划分既经　济又实效。但是，受三维效应的影响，三维模拟的结　果与二维却又显著不同。从计算的马赫数分布（图　６）可看出，隔离段部分，在附面层和亚燃室进口正激　波的作用下，产生了一道斜激波并在隔离段内反射，　斜激波反过来又促使附面层厚度快速增长，从而隔离　段内的气流通道快速收敛。图６中同期实验得到的　纹影照片与本文计算结果的激波反射结构基本一致。　图５是本文计算的上壁面中心线上的静压计算值与　相应位置测得的实验值的对比，可见，计算结果与实　验数据有着相同的分布特征。计算的出口静压约为　０．６大气压，而出口处马赫数约为２．０，查气动函数表　可知，数值实验出口处应为弱的出口外斜激波，本文　所给的超声速外推出口边界是合理的。由于在二维　计算的指导下，实验台的隔离段隔板已向下倾斜０．５。　来补偿附面层增长对流通面积的影响，隔离段内的　ｃ口　’，　蠡　图５模型燃烧室主流上壁面中心线上的　静压分布的数值计算值与本文测得　的实验值对比（－ｏ．０４３ｍ处是拉瓦尔喷管段进口，　０．１ｍ处是拉瓦尔喷管段出口）　Ｆｉｇ．５　Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｔｈｅ　ｕｐ・ｗａｌｌ　ｓｔａｔｉｃ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｂｅｔｗｅｅｎ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ａｎｄ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｌａ　ｒｅｓｕｌｔｓ　马赫数在前６０％通道内都能保持较高的马赫数。然　而，尽管我们已经做了以上的努力，隔离段的高马赫　数维持能力仍然不是很理想。作者分析认为主要有　以下３个原因：１．在三维效应下，附面层的增长对超　声速流的影响远比二维情况下强烈得多，在工程设计　中是不可以忽视的；２．亚燃室进气道尚未完全启动，　略有脱体的亚燃室进口正激波增强了隔离段内斜激　波的强度，加速了气流速度的损失；３．亚燃室出口气　流掺混角度偏大，在掺混段轻微地堵塞了主气流，从　而使得隔离段的尾部产生了一系列的压缩波，气流马　赫数进一步降到了１．１左右。而当燃烧室进口Ｍａ　达到２．５—３时，隔离段几乎不存在反射斜激波（图　７）。这说明，发动机在飞行Ｍａ５～６时，超声速燃烧　室进口Ｍａ可达２．５～３，可以实现超声速燃烧；但是，　当燃烧室进口Ｍａ低至１．５时，由于存在严重的反射　激波损失，超燃启动点火可能由于热堵塞而难以适　宜。此外，本文在隔离段以及亚燃室的计算中还发　现，在较低的飞行Ｍａ下，亚燃室出口气流的速度和　压力与亚燃室的启动存在一定的设计矛盾折衷问题：　亚燃室进口正常启动（进口激波被吸人）就要求亚燃　室出口气流足够通畅，这必然造成亚燃室出口气流速　度降低，静压升高，而高静压的亚燃室出口气流很容　易堵塞隔离段超声速气流；反之，要想隔离段气流维　持较高的马赫数，就要求掺混段（亚燃室出口）静压较　维普资讯 http://www.cqvip.com 第３期　赵吕顺等：碳氢燃料流向涡掺混超燃模型燃烧室冷态流场数值研究　低，亚燃室出口气流速度就不得不提高，这与亚燃室　出口要求足够通畅却又背道而驰。解决问题的关键　在于，在保持一定的掺混效果的基础上，适当地降低　亚燃室出口气流进入超声速主流的掺混角度。这必　然要求实现一种掺混角度足够小，掺混效果能得到保　证的掺混方式。　Ｏ　图６对称面上马赫数分布图及相应位置的实验纹影照片（进口Ｍａ１．５）　Ｆｉｇ．６　Ｍａｃｈ　ｃｏｎｔｏｕｒｓ　ｏｎ　ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ　ｐｌａｎｅ　ａｎｄ　ｓｃｈｌｉｅｒｅｎ　ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（Ｉｎｌｅｔ　Ｍａ　ｌ，５）　．２，７４　雌　图７对称面上马赫数分布图（进口Ｍａ３．Ｏ）　Ｆｉｇ．７　Ｍａｃｈ　ｃｏｎｔｏｕｒｓ　ｏｎ　ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ　ｐｌａｎｅ（Ｉｎｌｅｔ　Ｍａ３．０）　２．３波瓣掺混器掺混流场　掺混历来都是燃烧室流场研究的焦点，燃料与空　掺混段下游约１５ｒａｍ处（图ｂ）就基本上被超声速主流　腐蚀（分层拖动加速），掺混效果很不理想。此外，波　瓣掺混器的产生的四个互为反向旋转的流向涡沿流　向的发展也有着明显的区别。中间的两个流向涡初　始卷吸外抛能力很强，但是由于仅有靠近下壁面一侧　气快速有效地掺混是实现高效燃烧的前提条件。而　在超声速燃烧中，气流速度很快，穿过燃烧室的时间　相应地十分有限，掺混的作用变得更加重要起来。　的平板附面层涡量的补充，在超声速流的强烈腐蚀作　用下，在距掺混段出口约４个初始流向涡直径（如图　８ａ，定义掺混段出口中心处两个流向涡直径为流向涡　的初始直径）处其掺混能力就急剧下滑（图８ｃ）。而　两侧贴近互相垂直的两条边的接合处的另外两个流　本文研究了与文献［４］中所研究的波瓣器件有相　似功能的城墙式波瓣导流器（图２）。其工作原理是，　互相垂直的两条边的接合处存在着两个互相垂直的　附面层的相互干扰生成角涡，并在长通道中将发展为　流向轴状涡。本文研究的模型燃烧室，就是采取在亚　燃室出口的敞口形通道里嵌入两个圆弧过渡的尖劈，　形成了三个细长通道（城墙波瓣），从而产生足够强的　流向涡。图８是城墙波瓣掺混器和无掺混器时超燃　室相同流向截面的速度矢量图，该图清晰地说明了流　向涡在超燃室中的作用及其演化过程。城墙波瓣掺　向涡，有两个互相垂直的附面层提供的更为充足的涡　量补充，并与主流通道的大尺度通道涡耦合，其卷吸　外抛的掺混能力能够维持更为持久的时间（图８ｄ）。　这说明，大尺度涡虽然旋转掺混能力不容乐观，但由　于得到附面层提供的涡量补充，可以保持更为持久的　时间和更远的距离；而小尺度流向涡的卷吸外抛能力　混器出口气流有着比无掺混器更为明显的旋转强度　（图８８）。在城墙波瓣避风区的回流作用下，波瓣产　生的流向涡的卷吸能力进一步增强，从亚燃室喷出的　相当出色，却得不到涡量的补充，其保持时间和穿透　深度不足。因此，如何掌握流向涡的尺度，使得它既　有大尺度涡的保持能力，又有小尺度涡的掺混效果，　是流向涡掺混急需研究的重点研究方向之一。由于　本文研究的是冷态流场，亚燃室出口气流的穿透能力　有限，始终没有完全进入超声速主流，但是它的掺混　效果已经十分的明显。　旋转气流，不断地卷吸隔离段超声速主流，同时亚燃　室的低速气流被抛入主流，这充分证明了波瓣掺混器　增强超声速气流掺混的能力。而无波瓣掺混器的直　通喷流旋转强度十分有限，且基本没有卷吸能力，在　维普资讯 http://www.cqvip.com ３４４　空气动力学学报　第２４卷　（ａ）掺混段出口　（ｂ）掺混出口下游２ｄ处　（ｃ）掺混出口下游４ｄ处　（ｄ）掺混出口下游８ｄ处　图８城墙波瓣导流掺混器（左）与无掺混器（右）沿流向各截面的速度矢量图　Ｆｉｇ，８　Ｃｏｍｐａｒｉｓ。ｎ　０ｆ　ｖｅｌｏｅｌｔｙ　ｖ￣ＣｔＯｌ￣ｗｉｔｈ／ｗｉｔｈｏｕｔ　ｔｈｅ　ｒｅｃｔａ“ｇＩｌｌａｒ　ｌｏｂｅ・ｍｉｘｅｒ　Ｏｎ　ｔｈｅ　ｃｒｏｓｓ‘８ｅｃｔｉ。ｎｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｕｐｅｒｓｏ“ｉ。ｍｏｄｅｌ。。　ｂ“　ｔ　维普资讯 http://www.cqvip.com 第３期　赵吕顺等：碳氢燃料流向涡掺混超燃模型燃烧室冷态流场数值研究　３４５　２．４三维数值模拟总体特性分析　２．１个百分点，这说明，本文所提出的城墙波瓣掺混　结构能够很好地控制总压损失的增长。此外，亚燃室　表２给出了模型燃烧室（带掺混波瓣与不带掺混　波瓣两种结构）三维数值模拟得到的总体性能。可　见，掺混波瓣仅增加了３％的总压损失，且掺混过程　中，流向涡带来的总压损失与无掺混器相比只多出　进口气流分流量略低于１０％的设计值，本文分析认　为：这主要是由于拉瓦尔喷管出口附面层的排移厚度　与亚燃室的进口高度（３ｍｍ）相比，已不再是一个可以　忽略的小量，使得一部分气体被挤出到了隔离段。　表２模型燃烧室计算总体特性参数表　Ｔａｂｌｅ　２　Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ　ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ　ｐａｒａｍｅｔｅｒ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｍｏｄｅｌ　ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ　３　结　论　（１）城墙波瓣掺混器在较低的总压损失下可以　明显地增强掺混。它采用卷吸而非强行穿透超声速　流的掺混方法，在目前看来，是很有前景的超声速流　ｎ　１ｊ　１ｊ　１Ｊ　１ｊ　ＦＥＲＲＩ　Ａ．Ｍｉ￣ｎｇ—ｃｏｎｔｒｏＵｅｄ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ［Ｊ］．Ａｎｎ．　Ｒｅｖ．Ｅｌｕｉｄ　Ｍｅｓｈ．１９ｒ７３．５：３０１．３３８．　ＧＵＴＭＡＲＫ　Ｅ　Ｊ，ＳＣＨＡＤＯＷ　Ｋ　Ｃ，ＹＵ　Ｋ　Ｈ．Ｍｉｘｉｎｇ　ｅｎｈａｎｃｅ—　ｍｅｎｔ　ｉｎ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｆｒｅｅ　ｓｈｅａｒ　ｆｌｏｗ【Ｊｊ，Ａｎｎ．Ｒｅｖ．Ｆｌｕｉｄ　Ｍｅｓｈ．１９９５，２７：３７５—４１７．　掺混方式之一。有待于进一步深入探索不同Ｍａ和　不同掺混流入射角度对流向涡掺混效果及其带来的　气动损失的影响。　ＣＡＭＰＵＺＡＮＯ　Ｍ　Ｆ．ＤＡＮＧ　Ｔ　Ｑ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｔｕｄｙ　ｏｆ　ｌｏｂｅｄ—　ｍｉｘｅｒ　ｆｕｅｌ—ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ　ｓｔｒｕｔ　ｉｎ　ｓｃｒａｍｊｅｔ　ｅｎ￣ｎｅ［Ｒ］．ＡＩ从一９５—　２４４９．　（２）较低的隔离段进口Ｍａ存在较强烈的流动　堵塞和气动损失，难以适宜超燃启动点火。　参考文献：　Ｅｓ］　ＴＥＴＳＵＪＩ　ＳＵＮＡＭＩ，　ＭＩＣＨＡＥＬ　Ｎ，ＷＥＮＤＴ　ＡＮＤ　ＭＩＣＨ１０　ＮＩＳＨ１０ＫＡ．Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｍｉｘｉｎｇ　ａｎｄ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｕｓｉｎｇ　ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ　ｖｏ￣ｉｃｅｓ【ＲＪ．ＡＩ从９８—３２７１．　ＢＩＵ』ＮＧ　Ｆ　Ｓ．Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ［Ｒ］．Ａ—　ＩＡＡ．９２．０［）０１．　Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｔｕｄｙ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｃｏｌｄ　ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ　ｏｆ　ａ　ｈｙｄｒｏｃａｒｂｏｎ　ｆｕｅｌｅｄ　ｍｏｄｅｌ　ｓｃｒａｍｊｅｔ　ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ、　ｔｈ　ａ　ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ　ｖｏｒｔｉｃｅｓ　ｍｉｘｅｒ　ＺＨＡ０　Ｌｎ－ｓｈｕｎ．ＳＨＡＮ　Ｐｅｎｇ，ＬＩＵ　Ｊｉａｎ，ＷＡＮＧ　Ｈｏｎｇ－ｍｉｎｇ　（Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ　ｏｆＪｅｔ　Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ，　１ｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｂｅ￣ｉｉｎｇ　１０００８３，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｉｓ　ｓｔｕｄｙ　ｐｒｅｓｅｎｔｓ　ａ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｔｕｄｙ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｃｏｌｄ　ｌｆｏｗｆｉｅｌｄ　ｏｆ　ａ　ｈｙｄｒｏｃａｒｂｏｎ　ｆｕｅｌｅｄ　ｍｏｄｅｌ　ｓｃｒａｍｊｅｔ　ｃｏｍｂｕｓ—　ｔｏｒ．Ｉｎ　ｏｒｄｅｒ　ｔｏ　ｈｏｌｄ　ｔｈｅ　ｆｌａｍｅ　ａｎｄ　ｉｍｐｒｏｖｅ　ｔｈｅ　ｅｆｉｃｉｅｎｃｙ　ｏｆ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｆｏｎ，ｏｕｒ　ｓｔｒａｔｅｇｙ　ｏｆ　ｅｎｈａｎｃｉｎｇ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｍｉｘｉｎｇ　ａｎｄ　ｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ　ｉｓ　ｔｏ　ｕｓｅ　ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ　ｖｏｒｔｉｃｅｓ．Ｔｈｅ　ａｕｔｈｏｒｓ　ｄｅｖｉｓｅｄ　ａ　ｎｅｗ　ｐｉｌｏｔ－ｓｕｂｓｏｎｉｃ－ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ　ａｎｄ　ａ　ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ　ｖｏｒｔｉｃｅｓ　ｍｉｘｅｒ．Ｔｈｅ　ｍｏｄｅｌ　ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ　ｃｏｎｎｅｃｔｓ　ｄｉｒｅｃｔｌｙ　ｔｏ　ａ　ｓｍａｌｌ　ａｌｔｉｔｕｄｅ　ｔｅｓｔ—ｂｅｄ．Ｔｈｅ　ｃｏｏｌ－ｓｔａｔｅ　ｔｈｒｏｕｇｈ　ｆｌｏｗ　ｔｅｓｔｓ　ｈａｓ　ｂｅｅｎ　ｃａｒｒｉｅｄ　ｏｕｔ　ａｔ　ｔｈｅ　ｓａｍｅ　ｔｉｍｅ．Ｃｏｍｐａｒｅｄ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ，ｔｈｅ　ｒｅｓｕｌｔ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｉｓ　ｓａｔｉｓｆａｃｔｏｒｙ．Ｍｅａｎｗｈｉｌｅ　ｔｈｅ　ｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｍｅｃｈａｎｉｓｍ　ｏｆ　ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ　ｖｏｒｔｉｃｅｓ　ａｎｄ　ｔｈｅｉｒ　ｄｏｗｎｓｔｒｅａｍ　ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｍｏｄｅｌ　ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ　ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ　ｈａｓ　ｂｅｅｎ　ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｏｕｒ　ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ　ｓｔｕｄｙ　ｉｎｄｉｃａｔｅｓ　ｔｈａｔ　ｔｈｉｓ　ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ　ｖｏｒｔｉｃｅｓ　ｍｉｘｅｒ　ｇｅｎｅｒａｔｅｓ　ｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔ　ｓｅｃｏｎｄａｒｙ－　ｌｏｗｓ　ｆｏｒ　ｐｒｆｏｍｏｔｉｎｇ　ｒａｐｉｄ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｆｌｏｗ　ｍｉｘｉｎｇ，ｗｈｉｌｅ　ｔｈｅ　ｌｏｓｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｔｏｔａｌ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｉｎ　ｓｔｒｅａｍ　ｉｓ　ｓｍａｌ１．Ｍｅａｎｗｈｉｌｅ，ｔｈｉｓ　ｐａ—　ｐｅｒ　ｒｅｓｅａｒｃｈｅｓ　ｅｓｐｅｃｉａｌｌｙ　ｔｈｅ　ｌｏｗｅｒ　ｉｓｏｌａｔｏｒ　ｉｎｌｅｔ　Ｍａｃｈ　ｎｕｍｂｅｒ　ｐｈｅｎｏｍｅｎａ　ｗｉｔｈ　ａ　Ｍａｃｈ　ｎｕｍｂｅｒ　１．５　ｗｈｉｃｈ　ｍａｙ　ｂｅ　ｅｎｃｏｕｎ－　ｔｅｒｅｄ　ａｔ　ｔｈｅ　ｓｕｂｓ０ｎｉｃ／ｓｕｐｅｒｓ０ｎｉｃ　ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ．Ｉｔ　ｉｓ　ｆｏｕｎｄ　ｔｈａｔ　ｔｈｉｓ　Ｍａｃｈ　ｎｕｍｂｅｒ　ｍａｙ　ｃａｕｓｅ　ｆｌｏｗ　ｃｈｏｋｅ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｉｎｉｇｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｍｏｄｅｌ　ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ　ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ；ｌｏｂｅ－ｍｉｘｅｒ；ｓｔｅａｍｗｒｉｓｅ　ｖｏｒｔｉｃｅｓ　ｍｉｘｉｎｇ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ