超声速边界层燃烧减阻技术研究进展

郑 星，冯黎明，张云天，刘远树，薛 瑞

(1.西安交通大学 航天航空学院 机械结构强度与振动国家重点实验室，西安 710049；2.中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000)

0 引言

高超声速飞行的空气阻力巨大，虽然没有确切的定量数据，但是按照法国学者所做的空气-推进平衡分析指出，当飞行马赫数为2时，想要获得一份净推力需要克服的阻力为1，当飞行马赫数为8时，获得一份净推力需要克服的阻力将增加为6[1]。高超声速飞行器阻力按其成因可分为表面摩擦阻力、激波阻力和压差阻力。其中，表面摩擦阻力是飞行器阻力的主要来源，AMDERSON[2]的研究表明，摩擦阻力占高超声速飞行器总阻力的50%以上。从整个高超声速飞行器来看，尽管发动机流道相对于飞行器较短，但是PAULL等[3]经过实验发现，发动机进气道、燃烧室和尾喷管内部的摩擦阻力占飞行器总摩擦阻力的60%。因此，采用一定技术手段减小发动机内的摩擦阻力，无论是对发动机还是整个高超声速飞行器性能的提升都具有重要意义。

主动减阻需要额外的能量输入，主要包括湍流边界层内吹吸气控制[11-14]、等离子体控制[15-19]以及边界层内喷注低密度气体燃料与来流掺混燃烧[20-50]等方式。SANO等[11]模拟了基于展向狭缝的定常吹吸气控制对湍流边界层的影响，发现定常吹气会导致狭缝下游的平均阻力下降，但湍流强度和雷诺切应力增强，而定常吸气控制情况下的结果恰好相反，其下游平均阻力上升，同时湍流强度和雷诺切应力变弱。PARK等[12]基于展向狭缝的局部定常吹吸气湍流边界层进行模拟，结果表明，局部定常吹气控制使得狭缝下游阻力和湍流强度均增加，而吸气控制使得狭缝下游阻力和湍流强度均减小。另外，KIM等[13]模拟了基于展向狭缝的定常吹气与非定常吹气控制方式对湍流边界层的影响，其结果显示，无论是定常吹气，还是非定常吹气控制，狭缝附近的阻力均减小，且定常吹气相比于非定常吹气减阻效果更好。后来，SEGAWA等[14]通过对壁面上展向均匀排布的圆孔进行交替吹吸气来影响湍流边界层，最终在试验中测试到的减阻率达到30%。基于上述讨论不难发现，对于局部吹吸气控制的湍流减阻研究，尽管已经做了许多尝试和研究，但依旧没有统一的结论。在等离子体逆向喷流研究方面，MAHAPATRA[15]对高超声速飞行的半球体模型等离子体喷流减阻进行了实验研究。在一定喷注压比下，阻力减小约28%。WATANABE等[16]用表面电弧激励器在Ma=7来流中仿真得到阻力系数减小13.1%，实验得到阻力减小23%的结论。袁野等[17]设计了一种表面电弧激励器，用于等离子体流动控制，得到了不同工况下表面电弧激励器周围空间温度、电势等的分布情况，获得了激励器准确热源分布。激励器在电流7 A、阴阳极距离3.5 mm时，能得到2.690 5×1010W/m3的阴极表面最高热源值，在Ma=7时，总阻力系数最多减小32%。

STALKER[20]的研究表明，边界层内喷注氢气并燃烧，可使表面摩擦阻力减小50%以上，是只喷氢气但不燃烧时的3倍。总体来看，主动与被动两种减阻技术均可实现壁面摩擦阻力的减小，但在减阻幅度上，相比于其他减阻技术，采用边界层内燃烧的方式在超声速来流下的减阻效果具有更大优越性。本文就超声速边界层燃烧减阻技术在基本特性、实验和数值模拟、减阻机理三方面的研究着重展开综述，更为详细的理论研究方面的综述可参考文献[21]。

1 超声速边界层燃烧基本模型与分析

2000年，澳大利亚昆士兰大学高超声速中心GOYNE等[22]提出了采用边界层内燃烧减小高超声速飞行器摩擦阻力的方法。其基本实现手段是在边界层附近设计适当的氢燃料喷注口，将氢燃料喷入边界层内组织燃烧。边界层燃烧减阻的基本原理为：燃料在边界层内的燃烧释热增加了边界层内的温度，上升的温度导致边界层内流质的密度下降，从而使雷诺剪切应力减小。另外，燃烧释热会造成边界层变厚，导致近壁面气流的速度梯度减小，从而使壁面摩擦力减小。

以STALKER[23]所建立的氢气平行于壁面喷入的二维边界层燃烧流动简化模型为例(图1[23])，边界层内的燃烧过程可分为4个主要区域：

(1)(i)区域紧靠燃料喷口，为氢气喷入后边界层内流量的调整过程；

(2)在(ii)区域中，一层氢气存在于接近壁面的位置，并且这层氢气被混合层与主流分离开来，因此在(i)和(ii)区域，氢气在壁面摩尔分数cHW=1；

(3)随着燃料、空气在密度梯度作用下的扩散，在(iii)区域中，0≤cHW≤1，边界层在此区域开始剧烈发展，氢气与空气混合并燃烧生成产物水；

(4)当到达(iv)区域时，cHW=0，此时氢气完全燃烧。

将燃烧区域提取，并假定区域(iii)迅速开始于壁面前缘，如图1(b)所示，此时可将(iii)、(iv)区域进行简化：氢气在壁面前缘与空气开始混合，向火焰前锋扩散。由于氢气不断沿着壁面喷入，补偿已经发生燃烧的氢气，使氢气在壁面的摩尔分数基本保持不变。主流中的氧气在火焰前锋完全反应，使壁面处没有氧气存在。在区域(iv)中，氢气浓度在壁面处降到0，燃烧反应产物水与氧气逐渐出现，火焰前锋消失，水沿壁面向主流扩散。

STALKER对边界层的燃烧现象进行了理论研究，详细分析了该技术在减小粘性阻力方面所体现出来的优越性。随着飞行器主流马赫数的增加，边界层温度也随之增加，这对层流边界层和湍流边界层有着不同的影响。在层流边界层内密度降低致使边界层厚度增加，从而使得剪切力减小。然而，温度所诱发的粘性增加使得该区域所产生的减阻效果被抵消掉一部分，最终结果表现为表面摩擦阻力减小幅度很小。在湍流边界层内，由于剪切应力主要由雷诺应力引起，雷诺应力直接由密度控制，因此湍流粘性降低，相比于层流边界层，湍流边界层的表面摩擦力减小幅度可观。

(a)

(b)

基于图1流动模型的理论研究，STALKER得到表面摩擦系数与雷诺数的关系图，如图2(a)所示[23]，氢气在边界层的混合与燃烧使得表面摩擦系数大幅度降低，由于氢气密度相对空气的密度很低，因此无论氢气燃烧与否，都会使边界层密度减小，进而引起表面摩擦阻力的降低。但是，燃烧释放的能量会使边界层密度进一步降低，因此燃烧时减阻幅度会更大。

对比图2(a)、(b)可看出，条件相同时有燃烧反应的摩阻系数低于无燃烧反应的摩阻系数。图2中直线相互平行，这说明给定氢气质量流率时，摩擦系数与没有氢气注入时的摩擦系数之比与雷诺数无关，而当氢气质量流率不变时，摩阻系数随雷诺数增大而减小。

BARTH等[24]对STALKER[23]的流动模型进行扩展，以使其能够应用于其他燃料的边界层燃烧分析。由于缺乏对边界层燃烧影响规律的研究，使此模型只能对部分相关变量进行分析，对边界层燃烧减阻幅度的预测精度较低。

(a) With combustion

(b) Without combustion

2 超声速边界层燃烧减阻特性

2.1 试验研究

为验证边界层燃烧在超声速来流条件下的壁面减阻效果，ROWAN等[25]在T4超声速风洞中研究了圆柱形超燃冲压发动机燃烧室通过圆孔(porthole)和狭缝(slot)喷射、燃烧氢气对摩擦阻力的影响。结果表明，在总当量比较低时，采用单个圆孔喷注使壁面摩擦阻力下降最大；增加狭缝喷注的总当量比，将导致阻力下降的水平略微上升。

SURAWEERA[26]在GOYNE[22]基础上进一步开展的实验研究表明，不同来流马赫数下，边界层内燃烧均造成不同程度、可观的壁面减阻量。其中，高焓来流下最大壁面摩擦系数减小可达70%，低焓来流下壁面摩擦系数减小60%。KIRCHHARTZ等[27]研究了切向缝隙喷氢的影响。通过改变进气道的前缘剖面长度来考虑上游壁层效应，最终得出与实验纯冷流工况相比，总减阻幅度最大约为50%。KIRCHHARTZ等[28]对不同前缘构型及压力梯度条件下的边界层燃烧减阻特性开展了实验研究，在低焓来流、钝体前缘构型下，在边界层内喷注较大量的氢气燃烧减阻效果最好，使燃烧室摩擦阻力减少量高达77%。VOLCHKOV等[29]围绕层流边界层内燃料喷注燃烧特性开展了部分实验研究，但其结论能否扩展到超燃冲压发动机中高速、强湍流特性的边界层仍需要开展进一步的研究。

近年来，CHAN等[30-32]围绕边界层燃烧减阻技术在缩比超燃冲压发动机(图3[30])流道中的适用性进行研究，所采用的试验测试设备如图4所示[30]，包括方转圆进气道、燃料喷注系统和一个等截面圆形燃烧室，燃烧室与力平衡仪相连对流道壁面摩擦力进行测量。该进气道的设计起动值为Ma=4.5～6.2，进气道-燃烧室的实物图如图4所示，其长0.44 m，宽0.07 m，入口捕获面积为2.5×10-3m2。进气道出口横截面积为6.5×10-4m2。相较于实际尺寸，全几何收缩比为3.84，内收缩比为1.61。通过自由射流实验对燃烧室上游由于方转圆进气道[31]及隔离段内放置涡流发生器[32]所带来的燃烧室入口气流扰动对边界层燃烧减阻效果进行研究。结果表明，边界层燃烧的减阻效果受来流影响较小，燃烧室的总减阻幅度达61%。

图3 进气道-燃烧室缩比试验构型

中国航天空气动力技术研究院的沈清等[33]基于超声速混合层稳定性理论设计燃料喷注方式。通过冷、热态实验测试表明，该燃料喷注方式能够促进燃料/空气混合层的不稳定发展，进而增强掺混；结合燃烧室内壁面光滑设计，实现了燃料喷注、燃烧相对于冷流状态下的有效推力增强。

田野等[34]对冷态及热态条件下氢燃料超燃冲压发动机壁面剪切应力的振荡特性进行了实验研究。结果表明，相较于冷态工况，燃烧工况剪切应力会进一步减小，其减小幅度为370～269.5 Pa，主要因为燃烧导致流场结构发生变化，会导致近壁面绝对速度值及速度梯度的减小。然而，文中未对壁面剪切应力的影响进行探索分析。

图4 试验测试设备

综上所述，以往实验研究证实了边界层燃烧减阻的有效性，并且定性探究了不同来流状态参数和不同进气道型面等因素对边界层燃烧减阻效果的影响。此外，还探讨了将该技术用于实际缩比超燃冲压发动机的影响，已初步形成将该减阻技术应用于高超声速飞行器的能力。国外昆士兰大学、新南威尔士大学在超声速燃烧减阻方面做了相对较多的实验研究，国内有西北工业大学做了较少的实验研究，其他学者研究重点多集中于理论和数值模拟研究。大多实验研究只得到部分因素对边界层燃烧减阻效率影响的一般规律，主要考量边界层燃烧减阻技术的减阻效果，对其主要的影响因素多做定性分析，缺乏系统的定量关联，这就无法为预测模型的建立提供较多的可靠数据。此外，这些研究很少对减阻机理进行进一步阐述。

目前，虽然已开展了部分分散的实验研究，并且已初步形成将该减阻技术应用于缩比超燃冲压发动机的能力。但限于传统的热线等测试设备在燃烧条件下测量的局限性，以往研究只是在边界层燃烧减阻幅度上进行定性观测，缺乏精确、系统的定量测量。因此，可借助目前兴起的MEMS传感技术及超声速来流边界层燃烧地面实验系统深入开展不同来流、燃料喷注状态参数下边界层燃烧流场宏观特征与减阻规律研究。所建立的边界层燃烧实验装置可以包括来流模拟系统(如来流燃烧加热器等)、用于与测试段连通的转接段、用于将来流加速到指定入口马赫数要求的设备喉道段、燃烧室测试段、以及用于将燃料沿平行于来流方向喷入边界层内的燃料喷注系统。在整个实验装置中，应布置多个压力及温度传感器、壁面摩擦力测量装置等，从而便于对相关位置上气体的压强、温度等参数进行精确的定量测量。

2.2 数值模拟研究

除了上述提及的边界层燃烧实验研究外，部分学者还采用数值模拟方法对超声速来流边界层燃烧宏观特性和燃烧流场细节进行研究。LARIN等[35]较早地对湍流边界层内释热对减阻的影响开展了二维数值模拟研究，证明了增大边界层内的释热有利于减少壁面摩擦阻力。LEVIN等[36]对边界层内热量输入与摩擦阻力减小量的定量关系进行研究，以寻求最优的边界层释热量。BURTSCHELL等[37]则采用氢气单步总包反应对强激波作用下的边界层燃烧进行了二维数值模拟研究，发现氢气在边界层内燃烧不但可以减小壁面摩擦阻力，而且边界层内燃烧后，其向壁面的传热率也随着减小。然而，研究中并未对传热率减小的原因进行解释。PUDSEY等[38]采用RANS方法，对超燃冲压发动机中多排垂直喷孔气膜冷却系统的壁面减阻与混合效率进行研究。计算结果表明，相对于平行喷注槽，采用多排喷孔喷注方式可带来更好的减阻效果，且随着喷注流量的增大及孔间距的减小，减阻效果增强，而边界层内燃料/空气的掺混效率及热传导率下降，但其并未对燃烧存在的条件进行计算验证。

CLARK等[39]采用9基元-21反应步的氢氧化学反应机理、k-ωSST湍流模型模拟了来流Ma=6条件下不同燃料在加热平板下的摩擦阻力，发现在边界层内喷射和燃烧氢气可使表面摩擦系数降幅达50%，相比于只喷射燃料但不燃烧的工况，可使表面摩擦阻力下降31.6%。图5所示为氢气燃料燃烧和预混工况下沿壁面的摩擦阻力变化[39]。可看出，燃烧可使摩擦阻力进一步减小，不同燃料对比结果表明，相对于氢气，使用JP-10燃料几乎不产生任何减阻效果。然而，之所以产生此种结果的原因，文中未作分析。

图5 沿壁面摩擦系数变化

PUDSEY[40]采用三维雷诺-平均Navier Stokes方程和13基元-33反应步的氢氧化学反应机理研究了燃料质量流量和射流间距对射流流动的影响。结果表明，在高射流质量流量下，点火发生在喷射点，但随着质量流量的减小，点火延迟增加。在最小注入流量工况研究中发现观察区域内燃料未发生自燃。此外还发现燃烧使边界层明显变厚，在自燃点附近存在局部的高温区域。在长为0.5 m的平板研究中，总粘性阻力降低了78%。认为减阻机理与近壁雷诺应力的减小有关。此外还发现，与纯冷流工况相比，即使存在边界层燃烧，壁面传热速率也显著降低。

ZHANG等[41]采用7基元-8反应步的氢氧化学反应机理对不同背压下的边界层燃烧开展了数值模拟研究。结果表明，背压的施加可进一步促进壁面摩擦阻力的减小，边界层燃烧释热通过减小流向速度沿壁面垂直方向梯度及抑制湍流动量的传输而减小壁面摩擦，增大湍流强度可促进燃烧，而对壁面摩擦系数的进一步降低作用有限。

王帅等[42-44]基于后向台阶构型，采用7基元-7反应步的氢氧化学反应机理，针对不同来流、不同燃料喷注当量比条件下近壁区氢气喷注燃烧减阻开展了数值研究，发现湍流边界层壁面剪应力的变化与密度变化趋势基本吻合，边界层氢气喷注减阻的有效区域与来流条件密切相关，在减阻设计过程中，应考虑喷注条件与来流条件的相互匹配。同时，其还针对不同飞行条件下RBCC内流道阻力开展了数值模拟研究，并考察边界层燃烧对内流道阻力的影响。结果表明，随飞行马赫数的提高，内流道阻力所占的比例增大，在Ma=6飞行条件下，采用边界层燃烧可使内流道阻力减小57.5%，这为后续边界层减阻技术应用于实际超燃冲压发动机提供了理论支撑。

在受限空间管流中，相比于核心流，边界层流动要更复杂多变。其中，边界层的转捩是边界层流动分析中不可回避的一环，而以往的边界层燃烧研究中通常将注入边界层的燃料射流直接假设为湍流，进而从湍流混合、自点火和燃烧的角度对边界层燃烧过程开展研究。然而实际上，燃料从喷注器沿壁面注入边界层内，必然经历一个由层流逐渐转捩为湍流的过程。为弥补以往研究中未考虑燃料注入后边界层的实际发展过程及流动类型的差别，XUE等[45-46]采用9基元-27反应步的氢氧化学反应机理，使用可捕捉边界层转捩过程的Transitionk-kl-ω湍流模型，对不同来流状态和不同背压下边界层燃烧减阻特性进行研究。研究表明，随着空气/燃料温度比的增加(图6[45])，壁面摩擦阻力和传热均增加；空气中H2O的引入会抑制氧气与氢燃料的混合和燃烧，进而使减阻效果明显降低(图7[45])，但对壁面传热率影响较小；空气/燃料压力比的改变会影响到表面摩擦阻力和传热，且压比增加时，燃料自点火位置提前，火焰更贴近壁面，从而使壁面传热量增大。

图6 不同温度比下边界层火焰变化

图7 空气中水蒸气含量边界层燃烧减阻影响

随后，XUE等[45]基于校验的模型，考察了边界层燃烧对转捩过程的影响。基于形状因子H，发现燃料在边界层内的自点火所带来的“扰动”会诱发边界层转捩，致使摩擦阻力急剧增大。对不同喷注及壁面条件研究表明，随着喷注角度的增大，转捩位置提前，但对减阻效果影响较小；燃料喷口直径的增大会导致转捩延迟，折射激波强度降低，进而使整体摩擦减阻效果较好；在绝热壁面条件下，边界层内流动气体的密度更小且边界层更厚，使壁面摩擦阻力减小，转捩的起始位置与恒温壁面(300 K)工况下基本一致(图8[46])。

为模拟主流燃料燃烧背压对壁面减阻影响，在靠近出口位置增设一节流装置，通过调节喷注的空气流量来对应不同的背压影响。结果表明，节流流量的增大有利于减少壁面摩擦阻力，但对转捩的影响不大。

综上所述，数值模拟研究方面取得了一些减阻规律的成果，但从目前公布的实验及数值模拟研究对比来看，所建立的边界层燃烧简化流动模型对减阻性能的预示精度较低，且所能够分析的影响因素有限，需要结合超声速边界层燃烧影响规律研究建立精度更高、适用性更广的边界层燃烧减阻性能预示模型，可结合可植入性强的开源软件(如OpenFOAM)进行开展。

图8 壁面温度对边界层燃烧及转捩影响

开展超声速边界层流动及燃烧不稳定实验研究时，尽管考察边界层燃烧减阻机理的数值模拟研究在减阻有效性、不同影响因素，尤其是初步减阻机理的揭示方面分别取得了一定进展。但是，超声速边界层燃烧具有亚声速、跨声速和超声速的流动结构，流场表现出多重时间尺度与空间尺度耦合、多种燃烧模式分区进行的特征，燃烧过程涉及强湍流-燃烧-激波等复杂的物理化学过程，其流动与燃烧所诱导的不稳定会导致壁面的速度分布、剪切应力及传热等呈现出较强的振荡特性，流场表现出多重时间尺度与空间尺度耦合、多种燃烧模式分区进行的特征，其非稳态湍流结构对流场结构的形成与演化至关重要。

3 超声速边界层燃烧减阻机理研究

国内外大多都是从数值模拟着手来揭示减阻机理。在超声速边界层燃烧湍流机制研究方面，EDWARDS等[47]采用RANS/LES混合方法对Burrows-Kurkov的超声速近壁面反应射流实验进行了数值模拟研究。计算表明，边界层内会产生抬升火焰，燃烧造成的气体体积膨胀会增大反应剪切层的生长率，如图9所示[47]，且侧壁面角区对涡结构的形成会造成反应剪切层的扩张，并发现边界层内火焰呈现出由部分预混结构向扩散火焰转变的现象。然而，边界层燃烧内部的湍流输运过程如何，研究中未做详细分析，且燃烧模式由部分预混转变为扩散火焰的原因也没有提出相应的解释。

DENMAN等[48]采用LES方法，对超声速湍流边界层内添加热源所带来的湍流流动过程进行研究。发现边界层内热量的增加所引起的壁面摩擦阻力减小并非仅仅由于边界层内密度分布的改变导致，热量的加入会使近壁面涡尺度增大(图10[48])、频率降低，并使得壁面条带拟序结构长度增大，进而导致雷诺应力与压力-应变项减小。DENMAN等剖析了雷诺应力降低的物理机理，边界层燃烧放热，使得压力应变导致的脉动速度分配力减弱，从而使得流向脉动动能向法向脉动动能的分配量减少，导致法向脉动速度降低，从而使雷诺应力降低。此研究分析了边界层内热量增大所诱导的湍流结构变化，但所采用的向流场中加入热量源项的方法，忽略了燃料和氧化剂的混合以及有限速率化学反应过程，未能考虑实际化学反应条件下的化学反应与湍流输运的耦合过程。

(a) No reaction

(b) Reaction

图10 涡强度及展向斜压力矩瞬态分布

CLARK等在文献[38]中揭示燃烧释热减阻的主要机理是燃烧改变了边界层内的密度分布和湍流速度脉动，导致自由来流对壁面的动量湍流输运降低，进而降低表面摩擦阻力。

GAO等[49]采用7基元-8反应步的氢氧化学反应机理，使用RANS方法研究了氢燃料在边界层内燃烧对壁面摩擦力及传热的影响。结果表明，当边界层内的燃烧火焰面处于边界层边缘附近时，燃烧释热对湍动能的抑制会使得壁面的热流量降低，摩擦阻力减小；当火焰面向壁面靠近时会造成壁面热流量的急剧增大，而摩擦阻力的变化则不显著。此外，基于理论分析及数值模拟结果对壁面温度分布率进行了修正，并将其引入高速可压缩流动边界层壁面函数[50-51]。结果表明，在y+<400条件下，该壁面函数可对边界层摩擦系数进行较好的预测。然而，所采用的数值模拟难以预测湍流脉动和捕捉精细的湍流结构，因而未能探索更深层次的边界层燃烧减阻物理机理。随后，刘宏鹏等[52]基于详细化学反应机理，并采用LES数值模拟方法研究发现，点火将导致混合层厚度突增，而下游的燃烧放热效应将导致平均密度和湍流脉动减弱，进一步导致混合层增长率减小。

XUE等[45-46]采用可捕捉边界层转捩过程的Transitionk-kl-ω湍流模型，对不同来流状态和不同背压下边界层燃烧减阻进行研究，初步揭示了减阻机理，认为边界层内燃烧释热导致边界层内气流密度的减小和厚度的增大，致使其法向速度梯度减小，进而降低摩擦阻力(图11[45])。

图11 混合及燃烧条件下沿壁面密度及速度梯度变化

综上所述，考察边界层燃烧减阻物理机理的数值模拟研究取得了一定进展。但以往研究多从宏观参数如密度、温度等解释边界层燃烧减阻的原因，而对其所涉及的湍流输运过程、火焰面动力学等研究较少，从而不能有效揭示边界层燃烧减阻机理。因此，边界层燃烧减阻机理的数值模拟研究仍有待进一步开展，尤其是考虑真实化学反应过程的高精度LES或DNS研究，便于真实贴切地反映高温、高速、强反应剪切流流动特征。同时，更好地了解燃料射流和主流间的混合过程，以及随之产生的薄膜冷却。

4 结束语

目前，虽然对边界层燃烧已开展了相应的实验与数值模拟研究，证实了该技术在减阻幅度及可行性上具有很大优势，但整体来看，相关研究还是较少，且相对分散，不够深入、系统，仍存在许多值得探讨的地方，本文另辟蹊径展开了国内外研究进展的综述，针对超声速可压缩边界层燃烧减阻，就未来研究提出以下几方面建议：

(1)开展实验研究时，可预先从冷态实验开始，得到冷流和预混工况下的基准流场特征与壁面摩擦阻力，从而为燃烧引入后导致的流场及相应参数变化提供对比。此外，基于热力循环及准一维分析等理论方法，选取典型的超声速来流条件，结合高速纹影等光学测量手段，开展不同来流与喷注条件下边界层燃烧实验，得到其宏观燃烧流场特征及相应的气动参数分布与减阻性能变化规律。另外，考虑到实验研究耗费较大，未来可结合数值模拟共同开展研究。

(2)开展数值模拟研究时，可结合先进光学诊断及考虑真实化学反应过程的高精度LES或DNS数值模拟技术，对边界层内各尺度涡、火焰面、小激波等精细流动结构及湍流输运过程开展细致研究。通过平均流动状态、速度脉动统计、雷诺应力计算和流场的瞬时可视化，比较有、无释热时的动量和能量输运过程。

(3)在实验研究基础上，对数值模拟结果进行详细校验，并可根据实际的壁面条件与流场特征，对所采用的湍流模型、壁面函数等进行修正，使其更适用于超声速来流边界层燃烧的计算。