陳洪波，李小艷，黃喜元，陳智

（1.中國運載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心，北京 100076；2. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074）

高超聲速飛行器為了在高空大氣層內(nèi)長時間滑翔，一般采用尖頭錐以及在機身兩側(cè)安裝機翼以獲得高升阻比特性。在高超聲速氣流下，尖銳前緣面臨的熱流密度很高，同時需要保持原有氣動外形不發(fā)生變化，這給防熱設(shè)計帶來了極大壓力。高熱流密度局部位置熱防護迫切需要探索更先進的防熱方式。

熱防護的方式可分為被動熱防護和主動熱防護兩種。被動熱防護在飛行器外表面大面積上鋪設(shè)防隔熱材料，隨著熱流增高需要加上局部燒蝕防熱層。主動熱防護技術(shù)可用于較高熱流密度并持續(xù)時間長的氣動加熱，較常用的包括對流冷卻、發(fā)汗冷卻[1]、氣膜冷卻[2]以及逆向噴流冷卻[3]。發(fā)汗冷卻和氣膜冷卻對飛行器中等熱流強度的大面積區(qū)域效果很好，但對尖前緣等局部熱流極高處冷卻不大適用。為了對氣動加熱嚴重的局部區(qū)域，例如頭錐、翼前緣等進行熱防護，可使用逆向噴流注入低溫氣體。一方面低溫氣體可吸收駐點區(qū)的熱量，另一方面可以很大程度上減少氣動加熱。逆向噴流降低駐點熱流方法早在20世紀60年代由 Warren提出并作了實驗驗證[3]。Hayashi等[4-5]針對鈍頭體外形開展了4 Ma來流條件下頭部逆向噴流冷卻效果研究，試驗及數(shù)值分析結(jié)果表明，較大壓比音速逆向噴流對駐點區(qū)域降熱顯著。為了進一步研究逆向噴流在高焓飛行條件下降熱效果，Takashig等[6]在高焓風(fēng)洞開展了鈍頭體逆向噴流測熱試驗，Vinayak[7]在HST3 8 Ma風(fēng)洞條件下開展了60°鈍錐體測熱試驗。研究均表明，在噴流與來流總壓比率達到一定值后，在駐點區(qū)域均獲得顯著降熱效果。國內(nèi)向樹紅等[8-10]使用數(shù)值模擬方法研究了逆向噴流對降低頭部駐點區(qū)域氣動加熱的影響，計算結(jié)果證明了逆向噴流良好的降熱效果，并分析了逆向噴流降熱物理機理。

逆向噴流降熱機理為從飛行器頭部或迎風(fēng)關(guān)鍵局部反向噴射氣體，將激波推離物面以減阻并降低熱流。高超聲速來流與球頭之間有一道強弓形脫體激波，噴流噴出后先等熵膨脹加速，溫度降低，經(jīng)過馬赫盤后速度降低溫度升高，自由來流向兩側(cè)沿剪切層流動，而噴流分叉后進入回流區(qū)，被噴流覆蓋的區(qū)域氣動加熱環(huán)境得到明顯改善，如圖1所示。

圖1 球頭駐點區(qū)域逆向噴流流場分布

逆向噴流因其在減阻防熱方面的良好效果日益成為研究熱點。NASA太空探索項目返回艙再入氣動熱力學(xué)特性研究中，為了對返回艙進行更合理的熱管理，引入了逆向噴流技術(shù)[11]。已有的逆向噴流降熱研究對象主要集中于高超聲速飛行器頭錐，并對噴流與來流總壓比率、噴流溫度、噴流氣體種類等影響進行了研究，在一定壓比條件下逆向噴流獲得了顯著的降熱效果。文中基于逆向噴流技術(shù)在飛行器頭部顯著的降熱效果，開展典型帶翼飛行器射流條件下熱環(huán)境數(shù)值模擬研究，進一步探索其在高超聲速飛行器翼前緣熱環(huán)境嚴酷部位的有效性。

1 數(shù)值方法及驗證

1.1 控制方程與離散

控制方程采用三維Navier Stokes方程?；谕耆珰怏w模型，不考慮化學(xué)反應(yīng)影響?？臻g離散格式對于流場的計算精度和穩(wěn)定性均有較大影響，文中采用經(jīng)大量工程實踐檢驗的 Roe[12]的 FDS格式進行空間離散，并采用各向異性的 Muller型熵修正格式[13]。為提高計算效率，采用時間一階精度的隱式離散格式，求解時應(yīng)用LU分解技術(shù)。當(dāng)飛行雷諾數(shù)較高時，采用 Spalart-Allmaras方程湍流模型[14]對湍流影響進行?；?。

1.2 方法驗證

針對國外典型算例開展射流干擾條件下氣動熱環(huán)境數(shù)值模擬方法驗證。選取了兩個典型算例，第一個算例是美國開展的超音速反噴風(fēng)洞試驗[15]，第二個算例是日本開展的超聲速流場中逆向噴流的減阻降熱試驗研究[5]。

為降低火星進入速度，美國開展了超音速反噴的風(fēng)洞試驗[15]，文中選取計算馬赫數(shù)為4.6，來流攻角為0°，來流溫度為65 K，噴流壓比為7724。計算采

用半模進行，網(wǎng)格第一層網(wǎng)格為 0.001 mm，總的計算網(wǎng)格量為1200萬。試驗中測量0°與180°子午線上的表面壓力，文獻[15]采用NASA各主流計算軟件給出的壓力系數(shù)分布與試驗結(jié)果的對比如圖2所示，其中θ為球心角，Cp為壓力系數(shù)，r/R為無量綱徑向尺度，文中計算結(jié)果與試驗吻合較好。

圖2 0°/180°子午線壓力系數(shù)對比

前述試驗雖然給出了詳細流場結(jié)構(gòu)，但未開展表面熱流的測量，為此采用日本九州大學(xué)的超聲速流場中逆向噴流的減阻降熱試驗對熱環(huán)境計算方法進行驗證[5]。選取計算工況狀態(tài)見表1，壁面為等壁溫300 K。在壁面和噴流附近進行加密，壁面第一層網(wǎng)格間距0.001 mm，總網(wǎng)格數(shù)約512萬。

表1 逆向噴流計算工況

圖 3給出了噴流及無噴條件下計算和實驗得到的表面熱流分布，其中 θ球心角，PR為噴流總壓與來流總壓比，St為斯坦頓數(shù)。由圖3可見，在無噴條件下，球頭表面發(fā)生了邊界層轉(zhuǎn)捩，因此在θ=20°附近產(chǎn)生最大熱流。文中研究并未包含轉(zhuǎn)捩模型，因此未能對這一峰值進行精細預(yù)測，在轉(zhuǎn)捩完成后計算與試驗吻合良好。當(dāng)施加噴流后，可見逆噴在頭部的降熱效果顯著。

圖3 無量綱熱流分布下計算結(jié)果與文獻實驗結(jié)果對比

圖4是壓力分布的數(shù)值結(jié)果與文獻結(jié)果的對比，P為壓力，PR為噴流總壓與來流總壓比?？梢钥闯觯嬎憬Y(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好。

圖4 壓力計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比

2 翼前緣射流降熱研究

2.1 無射流氣動加熱特性

文中研究的飛行器在后方機身兩側(cè)布置對稱水平翼面。以飛行器機頭錐頂點為坐標原點，以飛行器長度L為參考長度值，機翼沿機身軸向x方向無量綱坐標范圍0.57~0.8。選取計算工況為飛行高度50 km、馬赫數(shù)15、飛行攻角15°、壁面為等壁溫300 K。為給出合理的飛行器表面熱流，在進行網(wǎng)格剖分時，需要保證飛行器表面網(wǎng)格的光滑性、均勻性，并對大流場梯度區(qū)進行網(wǎng)格加密，壁面第一層網(wǎng)格間距為0.001 mm，半模計算網(wǎng)格總計約400萬。

高超聲速來流條件水平翼與機體頭部激波產(chǎn)生干擾，局部激波干擾加之較小外形尺度，因而翼前緣

局部形成高熱流帶。圖 5給出了機翼前緣中截面處（y=0 mm截面）的溫度、壓力云圖分布，圖6為翼前緣y=0 mm、y=-5 mm、y=5 mm截面無量綱熱流分布，歸一化熱流參考量為駐點熱流，qx為無量綱熱流密度?？梢钥闯?，前緣激波與機翼相交，在干擾點位置產(chǎn)生了熱流峰值，無量綱熱流峰值為0.78。

圖5 機翼前緣中截面流場分布（y=0 mm）

圖6 機翼前緣無量綱熱流密度分布

2.2 射流孔方案

2.1節(jié)研究表明，機體頭激波與翼前緣相交形成局部熱流峰值，該峰值出現(xiàn)于機翼前緣靠下表面的位置（位于沿y=-5 mm機身截面機翼翼面）。為了利用射流對激波干擾區(qū)域進行降熱控制，在干擾點附近布置了多個射流孔，射流孔直徑均為3 mm，孔間距為10 mm，即射流孔區(qū)域1，該區(qū)域沿機身軸向x方向無量綱坐標范圍為 0.64~0.66。同時為了研究無激波干擾翼前緣射流對熱環(huán)境影響，在機翼后段也設(shè)置多個射流孔，即射流孔區(qū)域2，尺寸與射流孔區(qū)域1相同，沿機身軸向x方向無量綱坐標范圍為0.76~0.78。射流開孔示意見圖7。

2.3 射流區(qū)域氣動加熱特性

圖7 翼前緣局部開孔

根據(jù)已有頭錐逆向噴流降熱研究，射流總壓對射流局部降熱效果影響顯著。文中針對不同射流總壓條件下機翼局部流動及氣動加熱特性進行研究。針對目前研究的飛行高度50 km、馬赫數(shù)為15的高焓來流工況，選取射流總壓與來流總壓比率為0.002、0.005、0.02，射流總溫為300 K，射流氣體為氮氣。

為了保證捕捉到每一個射流孔的馬赫盤和回流區(qū)的精細流場結(jié)構(gòu)，對近壁區(qū)域進行了大幅加密。計算網(wǎng)格第一層高度取為 0.001 mm，半模網(wǎng)格總量達到1000萬，圖8為射流開孔附近網(wǎng)格分布。

圖8 射流開孔附近網(wǎng)格分布

針對不同射流總壓比率機翼前緣高熱流區(qū)典型截面熱流分布進行了分析。翼前緣y=5 mm、y=0 mm、y=-5 mm截面無量綱熱流分布如圖9所示，機翼前緣截面射流孔區(qū)域熱流計算結(jié)果如圖10所示。典型位置無量綱熱流密度見表2。

圖9 機翼前緣截面處熱流計算結(jié)果

在低射流總壓比率0.002條件下，射流區(qū)域熱流大幅降低，遠離射流孔區(qū)域后翼前緣表面熱流迅速恢復(fù)到無射流狀態(tài)。以y =-5 mm截面為例，對于射流孔區(qū)域1無量綱軸向長度0.65典型位置，無射流前無量綱熱流密度為 0.710，射流條件下無量綱熱流密度為 0.004，降幅極為顯著；中間無射流孔區(qū)域無量綱軸向長度 0.72典型位置，無射流前無量綱熱流密度為0.430，射流條件下無量綱熱流密度為0.495，熱流有所升高；射流孔區(qū)域2無量綱軸向長度0.77典型位置，無射流前無量綱熱流密度為 0.347，射流條件下無量綱熱流密度為0.021，熱流顯著降低。

表2 典型位置無量綱熱流密度

在高射流總壓比率 0.005、0.02條件下，射流孔附近熱流大幅降低，其降熱區(qū)域并不局限于射流孔附近，而是向后延伸一段距離。以y=-5 mm截面射流總壓比率0.02為例，對于射流孔區(qū)域1無量綱軸向長度0.65典型位置，無量綱熱流密度為0.005，降幅極為顯著；中間無射流孔區(qū)域無量綱軸向長度0.72典型位置，無量綱熱流密度為 0.061，較無射流前降幅明顯；射流孔區(qū)域2無量綱軸向長度0.77典型位置，無量綱熱流密度為 0.021，熱流顯著降低。隨著射流總壓比率的增大，射流干擾區(qū)局部熱流密度進一步顯著降低，且向后將熱延伸區(qū)域長度增加。

通過上述分析，文中所研究射流方案條件下翼前緣局部熱流降幅極為顯著。同時需要指出，在高射流總壓比率條件下，位于射流孔核心區(qū)影響范圍內(nèi)的y=0以及y=-5 mm截面處，射流對來流較強阻滯作用引起第一個射流孔前部形成高熱流帶射流。例如，總壓比率為 0.02的第一個射流孔前無量綱熱流由 0.78增為2.5。

接下來對射流總壓比率引起的降熱效果差異進行分析。圖 11給出了翼前緣溫度分布云圖，圖 12給出了射流孔區(qū)域1（激波干擾點射流孔附近）馬赫數(shù)云圖及流線分布。低總壓射流作用下，射流出口馬赫數(shù)小于1，未形成超音速射流，同時未觀察到波系結(jié)構(gòu)的明顯變化。高射流總壓比率條件下，可以看到受到射流的阻擋，氣流在射流孔附近形成了一道斜激波，頭部激波并不與翼前緣相交而是與射流激波相交。過了射流區(qū)域后，激波逐漸向壁面靠近，而后又與機翼后段射流孔區(qū)域射流產(chǎn)生的激波相交。高射流總壓條件下，在射流孔區(qū)域的第一個射流孔前形成了一個回流區(qū)，氣流在此發(fā)生了明顯分離再附。

圖11 翼前緣溫度分布

射流總壓比率0.002條件下射流出口為亞音速，射流將高溫氣體推離壁面，射流引起的擾動位于激波層內(nèi)，影響范圍僅局限于靠近壁面的黏性流體層內(nèi)，如圖12所示。因而其降熱效果向后作用距離較短，在無射流區(qū)域熱流迅速恢復(fù)到無射流前水平。同時注意到其分離再附區(qū)域遠小于高射流總壓比率音速射流工況，這也是其未產(chǎn)生較強再附點熱流的原因。

射流總壓比率0.005以及0.02均為音速射流工況，射流將高溫氣體推離壁面，過了射流區(qū)域后，高溫氣體逐漸向前緣靠近。因此其降熱區(qū)域并不局限于射流孔附近，而是向后延伸了一段距離。此后在機翼后段射流作用下，高溫氣體又再次被推離壁面，高溫與壁面間距離的變化是形成前述熱流分布的原因。

對于高射流總壓比率條件，在射流孔區(qū)域的第一個射流孔前均形成了一個回流區(qū)，如圖12b所示。氣流在此發(fā)生了分離再附，尤其射流孔區(qū)域 1第一個射流孔前部由于強分離再附作用形成了高熱流帶。隨著射流總壓比率的進一步增大，再附點熱流顯著上升。

3 結(jié)論

文中采用數(shù)值模擬方法對高超聲速飛行器機翼前緣射流降熱機理進行了研究，得到如下結(jié)論。

1）射流影響下局部熱流降低的機理是將高溫氣體推離壁面，隨著射流總壓的增加，激波距物面距離增加，表面熱流顯著降低。

2）較低射流總壓比率亞音速射流孔可以有效降低射流孔附近的熱流值，且不會引起射流孔前再附熱流增大，但降低熱流的作用較音速射流孔延伸距離短。

3）較高射流總壓比率音速射流孔在射流孔附近降熱顯著，其降低熱流的作用并不局限于射流孔周圍而是向后延伸一段距離，增強射流強度可以增加這一延伸區(qū)域長度，但同時會誘使第一個射流孔前再附熱流增大。

圖12 射流孔區(qū)域1射流孔附近馬赫數(shù)