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超燃冲压发动机中存在一种特殊的超燃冲压现象，即相同流动控制参数，发动由于历史路径的机迟不同，可能造成发动机存在非唯一的滞效运行模态和工作裕度。超燃冲压发动机在模态转换过程中存在燃烧迟滞效应在近年来的应机国内外地面实验中得到广泛证实。作为高超声速飞行的理方首选动力，超燃冲压发动机中的得突迟滞效应给发动机的主动控制带来巨大困难。

目前关于迟滞效应的超燃冲压研究多为实验现象观察。通过数值手段准确复现燃烧迟滞现象并揭示其机理是发动超声速燃烧研究的挑战性难题之一。这是机迟因为燃烧迟滞现象涉及诸多的多物理耦合因素，过度简化的滞效物理模型和燃烧化学反应机理会“遗漏”这一现象。另一个原因是应机燃烧迟滞现象是一个动态演化过程，其数值复现对计算资源的理方需求极大。近年来，得突中国科学院力学研究所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）为核心的超燃冲压“六位一体”超声速燃烧模型体系，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）。相关工作以“Combustion Hysteresis Phenomenon in a Dual-Mode Scramjet”为题发表于航空航天领域顶级期刊AIAA Journal。

基于传统方法的超声速燃烧工程模拟多基于百万级网格，而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。动态分区概念的提出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。

研究团队针对弗吉尼亚大学马赫5非扫掠斜坡稳焰发动机构型，使用高保真高效率的超声速湍流燃烧模拟方法（IDDES+DZFM），准确复现了发动机模态转换的临界当量比区间0.14~0.17，捕捉到了该构型在地面实验中观测到的燃烧迟滞现象。研究进一步阐释了燃烧迟滞产生的原因：亚燃模态下上游伪激波结构和下游燃烧区域在亚声速反馈回路中的物理竞争机制）。研究进一步揭示了迟滞效应对发动机性能的影响规律；虽然产生了更大的总压损失，但是燃烧效率有22%的提升，同比发动机推力性能提升了19%。

论文第一作者为力学所22级硕博连读生王宇，通讯作者为姚卫研究员。该研究由中国科学院力学研究所与航天科工三院31所联合开展。研究得到了国家重点研发计划 (2021YFA0719204)、国家自然科学基金（12272387）和中国科学院战略性先导科技专项（XDB0500301）等的支持。

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