在高马赫数飞行条件下，气流密度的降低和滞止温度的升高会激发分子振动模态、离解和电离等热/化学非平衡现象，气体中热物理和化学过程复杂度急剧增加。吸气式高超声速飞行器多采用机身与发动机一体化设计，因此来流的非平衡效应直接影响燃烧性能，进而决定发动机的推力性能。对于飞行马赫数大于8的吸气式高超声速飞行器，在发动机设计和性能分析中需要考虑热/化学非平衡等真实气体效应。然而，由于湍流、燃烧、热/化学非平衡效应等多物理耦合的复杂性以及实验/模拟研究手段的缺乏，关于热/化学非平衡效应对湍流燃烧和发动机性能的影响规律和作用机制国际上存在较多争议，不同的学者甚至得出看起来截然相反的结论。部分研究观察到非平衡效应降低了火焰温度，从而抑制了燃烧，导致点火延迟甚至吹熄；然而，另有部分学者观察到非平衡效应的存在促进了点火，从而导致火焰驻定在更上游位置。

中国科学院力学研究所高马赫研究团队通过模拟方法创新实现了3.7亿网格全尺寸高马赫发动机内外流耦合一体化大涡模拟，在宽工况条件下全面深入分析了非平衡效应对高马赫发动机的影响规律，揭示了非平衡效应的两种作用机制，统一了国际学术界关于非平衡效应作用机制的争论，被AIAA旗下知名期刊Journal of Propulsion and Power审稿人评价为该领域里程碑式（milestone）的研究。

研究取得的突破性进展包括：

(1)揭示了在同一发动机流道不同阶段热力学非平衡截然相反的两种作用机制。在进气道等收缩管和近壁面边界层中，流动压缩和粘性加热使得动能转化为内能并被添加至平动-转动能量模态，热力学弛豫延迟的存在使得平动-转动温度（Tt）暂时高于热力学平衡温度（T），表现为有助于促进点火的非平衡加热效应（Tt>T）。与之相反，在尾喷管等扩展段内，流动膨胀将从平动-转动能量模态中提取内能并转换为动能，热力学弛豫延迟的存在意味着振动-电子能量模式不会立即补偿热力学非平衡状态，从而使得平动-转动温度暂时降低到其平衡值T以下，表现出抑制燃烧的非平衡冷却效应(Tt<T)。之前不同研究者得出的看似相反的结论其实源自于对发动机不同流动阶段的观察，结论本身相对观察对象而言都是正确的。本研究也表明了开展全尺寸发动机内外流耦合一体化模拟的必要性，避免“盲人摸象”式结论的产生。

(2)基于动态分区概念建立了热力学非平衡与湍流燃烧耦合计算模型—分区非平衡流模型（ZNM）。在传统的热/化学非平衡计算中，逐点计算混合物的V-T热弛豫时间非常耗时，其计算代价甚至超过燃烧模拟中的复杂化学反应体系的求解；为此，本研究提出了一种分区非平衡模型（ZNM）以在保证非平衡准确表征的前提下提高计算效率。模型基于多维参数空间建立归一化的非平衡热力学和非平衡化学分区法则，通过采用瞬态流场变量为分区指标实现非平衡效应的自适应分区建模。相比于传统的热力学非平衡计算，该分区非平衡流模型通过概率密度函数加权的方式耦合了湍流脉动对非平衡能量迁移的影响，从而可以更加准确预测超声速燃烧中高标量脉动条件下的非平衡效应。模型通过保证分区内非平衡特征弛豫时间的均一化，实现非平衡效应和其他物理过程的局部解耦，在兼顾模拟保真度的前提下将热力学非平衡效应的计算效率提升了5倍以上，从而突破长期以来制约非平衡流高效高保真模拟的湍流/热力学特性/化学反应多尺度作用耦合建模这一关键瓶颈。研究进一步基于ZNM模型开展了当前最高解析度(3.7亿网格)的耦合热/化学非平衡效应的高马赫超燃冲压发动机全尺寸内外流耦合一体化大涡模拟研究，表明基于动态分区概念的分区解耦模拟方法在超声速燃烧室优化设计方面具有重大应用潜力，可为飞/发一体化设计提供高效、高保真的数值工具。

相关论文发表于Journal of Propulsion and Power (2022, vol.38)、Journal of Propulsion and Power（2023）和力学学报 (2022, vol.54)。数值模拟部分的主要完成人为姚卫研究员，高马赫风洞实验方面的主要完成人为李进平副研究员和岳连捷研究员。研究得到了国家重点研发计划 (2019YFB1704200、2021YFA0719204)和国家自然科学基金（12272387）等的支持。