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本文撰稿人介绍
刘建 副教授（中南大学）
瑞典隆德大学博士及博士后，中南大学航空航天技术研究院副教授。长期从事涡轮叶片冷却、超燃冲压发动机再生冷却、超声速流动燃烧计算等研究工作。目前已发表SCI期刊论文80余篇，英文著作3部，中文专著1部，国际会议特邀报告2次，获得Aerospace 期刊“2023 Young Investigator Award”(每年评选1人)。3篇论文入选ESI高被引用论文，Scopus总被引用2300余次，h-index 26。主持装备预研、国防科工局支撑项目、湖南省揭榜挂帅项目、湖南省自然科学基金等项目10余项。担任Aerospace、Energies、Foundations 等国际期刊编委；担任IJHMT、ATE、IJTS 等十余个国际期刊审稿人。
编委鉴赏
固体燃料冲压发动机 (Solid fuel ramjets, SFRJ) 凭借高比冲、结构简单、无需携带氧化剂等优势，被公认为超声速飞行器与远程导弹动力系统的重要候选。但突扩燃烧室内回流、再附着与湍流扩散火焰区的复杂流动，使燃料退移速率沿轴向严重不均，而传统研究大多只给出一个平均退移速率，行业内亟需更高空间分辨率的测量方法来支撑燃烧室设计。这篇文章的核心价值在于，首次以摄影测量 (photogrammetry) 的思路，搭建了从燃烧后通道复刻、三维重建到局部退移速率提取的全流程测量框架，填补了 SFRJ 局部退移速率精细化测量的研究空白。文章建立的多学科分析与验证模型，既通过质量损失法进行交叉校验，又覆盖了不同空气质量通量与燃烧室压力的多种工况，所得出的局部退移速率轴向分布、区域平均退移规律、时空平均退移经验关系式等结论，对固冲发动机与混合火箭的燃烧诊断和热防护设计具有很强的工程参考价值，也为后续建立更通用的退移速率预测模型奠定了坚实的模型基础。
文章导读
固体燃料冲压发动机 (SFRJ) 是超声速飞行器与远程导弹动力系统的重要方向。与传统液体或固体火箭不同，SFRJ 使固体药柱与冲压进入的空气反应产生推力，无需携带氧化剂，比冲高、构型简单，但其突扩燃烧室内的回流、再附着与湍流扩散火焰区，使燃料表面热流沿轴向剧烈变化，退移速率分布严重不均。这要求设计者重新审视已有的测量与预测方法——传统研究大多只给出一个平均退移速率，已无法满足燃烧室热防护设计的精度需求。本文针对突扩式 SFRJ 的局部退移速率，采用基于摄影测量的三维形貌重建方法，从燃烧后通道的硅胶浇铸复刻出发，通过多视角拍照与运动恢复结构 (structure from motion) 三维重建确定燃烧后几何，进而为 HDPE 燃料建立了沿轴向的局部退移速率分布，实现了局部退移速率的实验测定与经验建模。
研究材料与方法
本文遵循“复刻—重建—提取—验证”的实验流程开展研究，整体逻辑以燃烧后通道的形貌重建为主线，分为 5 个核心步骤：
地面点火试验：以高密度聚乙烯 (HDPE) 为固体燃料，在突扩构型燃烧室上开展点火试验，通过声速孔板调节空气质量通量 Ga (100–350 kg/m²·s)，采用 14 mm 与 18 mm 两种喷管喉径改变燃烧室压力，主燃烧时间 10 s，同步采集燃烧室压力、流量与温度。
通道几何复刻：燃烧结束后向燃料通道内浇铸液态硅胶，待固化后取出，无损复刻得到燃烧后通道的内部几何。
三维形貌重建：将复刻件置于均匀光照的摄影箱内旋转 360° 连续拍摄约 100 幅图像，利用基于运动恢复结构 (structure from motion) 算法的 Meshroom 2025.1 完成三维重建，经 Blender 修剪、分割，仅保留通道内表面。
局部退移速率提取：经坐标对齐与绝对尺度标定后，以 1 mm 间隔沿轴向提取横截面，由燃烧后半径 rf(x, θ) 与初始半径 r0 之差除以主燃烧时间 t，并经周向平均，得到沿轴向的局部退移速率分布 ṙ(x)。
方法验证：将摄影测量所得总体平均退移速率 ṙphoto 与质量损失法所得时空平均退移速率 ṙmass 进行交叉校验，以评估测量精度。
图1. 突扩式固体燃料冲压发动机的燃烧机理与流动结构示意图
研究结果与讨论
结论一：摄影测量法经质量损失交叉验证，测量精度可靠
在保持相同实验工况的条件下，作者将由摄影测量得到的总体平均退移速率 ṙphoto 与由燃料质量损失计算的时空平均退移速率 ṙmass 进行对比。结果表明，在所有工况下两者相对误差仅为 1.7%–5.7%，说明所提出的形貌重建与后处理流程能够准确还原燃烧后通道几何，为后续局部退移速率分析奠定了可信基础。
图2. 摄影测量法所得平均退移速率与质量损失法结果的对比 (蓝色虚线为 ±5% 误差界限)
结论二：局部退移速率呈“上游低、中游陡增、下游高”的轴向不均匀分布
沿通道轴线的局部退移速率 ṙ(x) 表现出强烈的轴向不均匀性：上游区域保持相对较低，中游区域迅速增大，在下游达到峰值后逐渐减小或趋于稳定，且整体幅值随空气质量通量 Ga 增大而明显升高。据此，作者将轴向划分为三个特征区域——回流主导区 (区域 I)、受再附着影响的区域 (区域 II) 与下游湍流扩散火焰区 (区域 III)，并依据再附着参考位置 xr,0 = 7h0 与梯度转折位置 xt 确定区域边界。
图3. 不同空气质量通量下局部退移速率的轴向分布
结论三：区域平均退移速率揭示回流、再附着与湍流扩散三区的传热差异
区域平均结果表明，区域 I 的退移速率始终最低，区域 II、III 显著更高且彼此接近：这分别对应回流区较弱的壁面传热、再附着区因流动再附着而增强的传热，以及下游湍流扩散火焰区持续的壁面传热。经归一化后，区域 I 的 ṙi/ṙphoto 始终小于 1，而区域 II、III 大于 1，说明高退移速率并不局限于再附着区，而是向下游延伸。各区域退移速率均随 Ga 增大而升高，但喷管喉径 (即压力) 的变化并未带来显著差异。
图4. 区域平均退移速率随平均空气质量通量的变化
结论四：时空平均退移速率主要由空气质量通量控制
基于时空平均退移速率 ṙmass，作者采用经典经验关系式 ṙ = aGanPcm进行拟合，得到 a = 0.013、n = 0.57、m = 0.0028 (R² = 0.97) 。指数 n 远大于 m，表明在本文试验范围内，HDPE 燃料的退移速率对空气质量通量高度敏感，而对燃烧室压力的响应相对有限，这与区域分析中“中下游区域贡献显著”的结论相互印证。
图5. 时空平均退移速率随平均空气质量通量的变化及经验拟合
研究总结
本文构建了一套完整的突扩式固体燃料冲压发动机局部退移速率测量体系，通过摄影测量方法实现了从燃烧后通道复刻、三维重建到局部退移速率提取的系统流程，并建立了覆盖不同空气质量通量与压力的轴向分布解析模型。研究明确了摄影测量法与质量损失法的高度一致性 (相对误差 1.7%–5.7%) ，揭示了局部退移速率沿轴向不均匀分布及回流、再附着、湍流扩散三区的传热差异，验证了时空平均退移速率主要由空气质量通量控制的规律。该研究成果为固冲发动机与混合火箭的燃烧诊断提供了可靠的分析工具与设计依据，后续研究将进一步拓展不同燃料与构型的通用性验证，并将局部退移速率模型集成至整机热防护设计框架中，支撑更全面的固冲发动机方案优化。
Aerospace 期刊介绍
主编：Prof. Dr. Konstantinos Kontis, University of Glasgow, UK
期刊致力于发表航空航天科学、工程和技术相关的创新研究，涵盖飞行器设计、推进系统、飞行控制、先进材料、空间科学、航空电子、无人机系统 (UAS)、城市空中交通 (UAM)、可持续航空、航空安全以及前沿技术等。鼓励跨学科研究，推动航空航天科技发展，欢迎实验、仿真与理论研究的原创成果及综述。
2025 Impact Factor：2.5
2025 CiteScore：4.8
Time to First Decision：18.5 Days
Acceptance to Publication：2.7 Days
期刊主页：https://www.mdpi.com/journal/aerospace
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