曾品棚，陳樹生，*，李金平，賈苜梁，高正紅

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

2.空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院，西安 710038

在高超聲速飛行時，飛行器前緣產(chǎn)生的激波會使空氣介質(zhì)劇烈滯止，導(dǎo)致阻力激增、溫度超限。熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計已成為高超聲速飛行器極為重要的關(guān)鍵技術(shù)之一。比較典型的主動熱防護(hù)技術(shù)方案有減阻桿、逆向噴流、能量沉積、迎風(fēng)凹腔及其組合構(gòu)型等。迎風(fēng)凹腔和能量沉積因其流場結(jié)構(gòu)十分不穩(wěn)定［1-2］，尚不具備工程應(yīng)用的能力。目前，研究的熱點更多集中在減阻桿和逆向噴流降熱方案上。

在高超聲速飛行器頭部安裝針狀減阻桿，飛行器頭部弓形激波轉(zhuǎn)變成斜激波，氣動加熱效應(yīng)大幅減弱［3］。Yamauchi 等［4］研究了減阻桿長度和來流馬赫數(shù)對鈍頭體頭部的熱防護(hù)表現(xiàn)，發(fā)現(xiàn)熱流密度和壓力峰值發(fā)生在激波-激波相互作用位置附近。Motoyama 等［5］在減阻桿端頭加裝氣動盤，研究結(jié)果表明：加裝氣動盤既能降低激波-激波相互作用，也會增強(qiáng)降熱效果。

但現(xiàn)有研究中也發(fā)現(xiàn)，在有迎角來流條件下，駐點向迎風(fēng)一側(cè)移動，減阻桿的降熱特性急劇下降。針對這一問題，目前有學(xué)者提出自適應(yīng)減阻桿策略［6］。數(shù)值研究結(jié)果表明自適應(yīng)減阻桿能有效地解決降熱效率急劇下降的問題，但自適應(yīng)減阻桿的機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計復(fù)雜，需進(jìn)一步研究。

逆向噴流將高超聲速飛行器頭錐前方的弓形激波推離物面，能有效地降低高超聲速飛行器的激波阻力和壁面熱流，從20 世紀(jì)60 年代起受到廣泛關(guān)注。Hayashi 等［7］通過試驗和數(shù)值方法改變噴流的壓比，研究了逆向噴流對鈍頭體降熱的影響，結(jié)果表明用冷噴流覆蓋機(jī)體表面及其形成的回流區(qū)域?qū)︹g頭壁面有顯著的降熱特性。

Huang［8］、周超英等［9］通過數(shù)值模擬研究了不同噴流總壓比和噴口尺寸對流場結(jié)構(gòu)、噴流模態(tài)的影響。數(shù)值研究結(jié)果表明無論有無迎角，逆向噴流流場結(jié)構(gòu)總會隨著噴流壓比的增加先后經(jīng)歷長穿透模態(tài)和短穿透模態(tài)。張道毅和周超英［10］數(shù)值研究了環(huán)形噴流下高超聲速逆向噴流流場模態(tài)變化以及表面熱流變化，得到了環(huán)形噴流下長短穿透模態(tài)的臨界壓比值會減小的結(jié)論。

張旭東［11］、馬正雪等［12］研究了等離子體合成射流對流場長短穿透模態(tài)的轉(zhuǎn)換機(jī)制的影響。吳憂等［13］研究了非平衡流場下噴流對流場結(jié)構(gòu)及飛行器氣動力/熱特性的影響規(guī)律。

近年來一些學(xué)者開始研究組合構(gòu)型的降熱技術(shù)方案，Zhu 等［14］數(shù)值研究了在減阻桿上側(cè)向噴流的組合構(gòu)型，發(fā)現(xiàn)組合構(gòu)型的再附激波明顯弱于傳統(tǒng)減阻桿構(gòu)型。Zhu 等［15］提出了在減阻桿前逆向噴流的降熱技術(shù)方案。數(shù)值結(jié)果表明減阻桿前逆向噴流的組合構(gòu)型能改善鈍頭體壁面的降熱性能。

綜合上述研究進(jìn)展，減阻桿構(gòu)型具有較好的實用價值，但在有迎角來流條件下，單一減阻桿構(gòu)型降熱效果急劇下降。單一逆向噴流構(gòu)型存在復(fù)雜的多模態(tài)轉(zhuǎn)化問題，流場結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定且在長穿透模態(tài)下降熱效果差。在減阻桿上噴流的組合構(gòu)型更多表現(xiàn)減阻桿的特性，同樣在迎角來流條件下，有降熱效果差的問題。

針對單一減阻桿構(gòu)型在有迎角來流條件下降熱效果急劇下降的問題，提出了減阻桿與環(huán)形噴流組合構(gòu)型的降熱方案，數(shù)值研究了不同噴流條件和來流條件下組合構(gòu)型的降熱效率。

1 數(shù)值方法及模型驗證

1.1 數(shù)值方法

數(shù)值方法采用雷諾平均Navier-Stockes（RANS）方程，三維笛卡爾直角坐標(biāo)系下的方程為

式中：Q為守恒變量，F(xiàn)c、Gc、Hc分別表示3 個方向無黏通量，F(xiàn)v、Gv、Hv分別表示3 個方向黏性通量。

采用自研CFD 求解器評估高超聲速氣動熱及噴流的復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)，前期已通過一系列數(shù)值模擬驗證了求解器的可靠性［16-17］。黏性通量采用二階中心差分格式，隱式時間格式采用LU-SGS方法。對于無黏通量計算，原始變量通過二階MUSCL 重建和minmod 限制器進(jìn)行插值，通量格式采用寬速域AUSMPW+APC 格式［17］。湍流模型采用高精度的SST（Shear Stress Transfer）模型［18-19］，SST 模型被證實對計算噴流有較好的適應(yīng)性［20-21］。壁面熱流分布采用斯坦頓數(shù)St來描述，St的定義為

式中：Ma表示來流馬赫數(shù)，γ是比熱比，qw表示壁面的熱流密度，Taw是壁面絕熱溫度，Tw是壁面溫度，cp、ρ∞、u∞和T∞分別表示來流定壓比熱、來流密度、來流速度和來流溫度，Pr是普朗特數(shù)。

1.2 物理模型與計算網(wǎng)格

物理模型選取文獻(xiàn)［5］中的基準(zhǔn)減阻桿構(gòu)型，計算物理模型如圖1［5］所示，減阻桿圓心位于x軸線上，以x軸線為0°，鈍頭體壁面環(huán)線與x軸線呈θ角。環(huán)形噴口位置選取為鈍頭體θ=45°環(huán)線和θ=47°環(huán)線之間。噴流方向為負(fù)x方向，噴口在x方向上的投影面積為43.82 mm2。

圖1 計算物理模型［5］Fig.1 Computational physics model［5］

采用結(jié)構(gòu)化對接網(wǎng)格，第1 層網(wǎng)格高度為10-6m，y+＜1。流場網(wǎng)格分布和壁面網(wǎng)格分布如圖2 所示，總網(wǎng)格量535 萬。

圖2 流場和壁面網(wǎng)格Fig.2 Flow field mesh and wall mesh

為了盡可能模擬高超聲速飛行器的真實工作狀態(tài)，選取自由來流條件參照海拔高度為30 km的高空大氣環(huán)境。選取的來流參數(shù)和噴流條件如表1 所示。

表1 來流參數(shù)和噴流條件Table 1 Incoming flow parameters and jet conditions

噴流壓比的表達(dá)式為

式中：P0J表示噴流的總壓，P0表示來流總壓。

1.3 數(shù)值驗證

第1 個驗證算例選用馬赫數(shù)為5.01 的高超聲速來流在中空帶裙部上的流動試驗［22］。試驗的來流總壓為3.5×106Pa，來流總溫為500 K，壁面溫度為300 K。

圖3 是CFD 計算結(jié)果和試驗值的對比，壓強(qiáng)用無量綱化參數(shù)P/P∞來表示，P∞為來流壓強(qiáng)。從壓強(qiáng)分布（圖3（a））中可以看出CFD 結(jié)果與試驗值趨勢吻合較好，精確地模擬了分離點的位置和壁面壓強(qiáng)分布。從St數(shù)分布（圖3（b））中可以看出，數(shù)值計算準(zhǔn)確模擬出了壁面熱流的變化趨勢。

圖3 試驗與計算結(jié)果對比Fig.3 Comparison of experimental and simulation results

第2 個驗證算例選用逆向噴流的經(jīng)典試驗［7］。試驗的來流總壓為1.37 MPa，來流總溫為397 K，馬赫數(shù)為3.98，噴流壓比為0.40。

圖4 給出了試驗紋影圖與CFD 計算得到的流場密度梯度云圖的對比（上圖為試驗紋影圖，下圖為CFD 計算流場密度梯度圖），可以看出CFD 計算結(jié)果清晰地捕捉了弓形激波、馬赫盤、再附激波等復(fù)雜的流場結(jié)構(gòu)，流場圖與紋影圖吻合較好。

圖4 CFD 計算流場密度梯度云圖和試驗紋影圖對比Fig.4 Comparison of flow field density gradient cloud calculated by CFD and experimental schlieren picture

2 計算結(jié)果及分析

2.1 噴流參數(shù)影響

為了探究環(huán)形噴流和減阻桿組合構(gòu)型的作用機(jī)理，研究了0°迎角來流條件下，單一減阻桿構(gòu)型和不同噴流壓比下組合構(gòu)型的流場特性和壁面熱流分布。流場云圖中的溫度用無量綱化參數(shù)T/T∞來表示，T∞為來流溫度。壁面的熱流分布用無量綱St數(shù)來表示。

圖5 給出了0°迎角來流條件下，無噴流和噴流壓比為0.2 的流場結(jié)構(gòu)。θ=45°～47°環(huán)線間為噴口。相較于單一減阻桿構(gòu)型，組合構(gòu)型減阻桿后回流區(qū)范圍擴(kuò)大；噴流噴出后膨脹加速形成馬赫盤，馬赫盤兩側(cè)形成兩個回流區(qū)。再附激波和分離激波被推離壁面更遠(yuǎn)；從組合構(gòu)型的流線分布中可以看出自由來流未直接作用在鈍頭壁面上，噴流包覆了鈍頭和減阻桿壁面。

圖5 流場結(jié)構(gòu)Fig.5 Flow field structures

圖6 是無噴流和組合構(gòu)型的鈍頭壁面St數(shù)分布，可以看出組合構(gòu)型的鈍頭壁面St數(shù)要顯著低于單減阻桿構(gòu)型，單減阻桿構(gòu)型的壁面熱流峰值出現(xiàn)在再附激波附近。鈍頭為旋成體，選取y=0 截線分析St數(shù)分布。

圖6 壁面St 數(shù)分布Fig.6 Distributions of wall St number

圖7 是鈍頭壁面壓強(qiáng)分布和St數(shù)分布，可以看出：無噴流單減阻桿構(gòu)型壁面在再附著點處附近壓強(qiáng)和St數(shù)最大；θ＜45°靠近減阻桿一側(cè)，減阻桿和環(huán)形噴流組合構(gòu)型壓強(qiáng)增大，θ＞45°遠(yuǎn)離減阻桿一側(cè)壓強(qiáng)減小。說明噴流對壁面的包覆造成了噴口旁靠近減阻桿一側(cè)的壓強(qiáng)上升，再附激波被推離壁面，噴流的引射作用會使遠(yuǎn)離減阻桿一側(cè)的壓強(qiáng)降低。組合構(gòu)型的壁面St數(shù)要低于無噴流單減阻桿構(gòu)型。

圖7 鈍頭壁面壓強(qiáng)和St 數(shù)分布Fig.7 Wall pressure and St number distributions on blunt-headed body

圖8 給出了不同噴流壓比下的流場結(jié)構(gòu)?？梢钥闯霾煌瑖娏鲏罕认拢鲌鼋Y(jié)構(gòu)相似，隨著噴流壓比的增加，馬赫盤和回流區(qū)范圍逐漸增大，再附激波和分離激波被推離壁面更遠(yuǎn)。流場圖中未出現(xiàn)長穿透模態(tài)和短穿透模態(tài)轉(zhuǎn)化的情況，說明在減阻桿后、在弓形激波內(nèi)噴流未與自由來流直接作用，相較于單一逆向噴流的構(gòu)型流場結(jié)構(gòu)更穩(wěn)定。從溫度云圖中可以看出，噴流與自由來流相互作用，在遠(yuǎn)離壁面處出現(xiàn)高溫區(qū)域，噴流對壁面形成包覆作用，熱量難以傳遞到鈍頭體壁面上。

圖8 不同噴流壓比下流場結(jié)構(gòu)Fig.8 Flow field structures with different jet pressure ratios

圖9 給出了不同噴流壓比鈍頭壁面壓強(qiáng)分布和St數(shù)分布?？梢钥闯?，隨著噴流壓比的增加，0°～45°噴口旁靠近減阻桿一側(cè)壓強(qiáng)上升明顯，說明噴流對鈍頭體壁面的包覆能力增強(qiáng)。大于45°遠(yuǎn)離減阻桿一側(cè)壓強(qiáng)隨噴流壓比的增加逐漸減小；隨著噴流壓比的增加，噴口兩側(cè)St數(shù)逐漸減小。噴流壓比為0.05 相對于無噴流的工況，鈍頭壁面熱流峰值明顯降低，說明了由于噴流對鈍頭體壁面的包覆作用，在小噴流壓比下也有明顯的降熱效果。隨著噴流壓比的增加，壁面熱流進(jìn)一步降低；增加相同的噴流壓比，鈍頭體壁面的降熱效果逐漸降低。

圖9 不同噴流壓比鈍頭壁面壓強(qiáng)和St 數(shù)分布Fig.9 Wall pressure and St number distributions on blunt-headed body with different jet pressure ratios

2.2 來流迎角的影響

選取了4°和8°迎角來流條件、無噴流和噴流壓比分別為0.10、0.20、0.40 的工況，得到了組合構(gòu)型的流場結(jié)構(gòu)圖和鈍頭體壁面的熱流分布。圖10是4°迎角來流條件下鈍頭體壁面St數(shù)和壓強(qiáng)分布，鈍頭體壁面的熱流分布沿著z方向不再對稱，選擇y=0 截線，以z軸負(fù)半軸迎風(fēng)一側(cè)θ為負(fù)值，z軸正半軸背風(fēng)一側(cè)θ為正值分析壁面熱流分布。

圖10 4°迎角來流條件下鈍頭體壁面St 數(shù)和壓強(qiáng)分布Fig.10 Wall St number and pressure distributions on blunt-headed body with 4° angle of attack incoming flow conditions

圖11 是4°迎角來流條件下流場結(jié)構(gòu)。從無噴流的流場圖中可以看出，相對于0°迎角來流的工況，駐點向迎風(fēng)一側(cè)移動，減阻桿后分離激波和弓形激波直接作用在鈍頭壁面上，減阻桿后回流區(qū)范圍減??；背風(fēng)一側(cè)分離激波，弓形激波等激波結(jié)構(gòu)與鈍頭體壁面的距離更遠(yuǎn)。

圖11 4°迎角來流條件下流場結(jié)構(gòu)Fig.11 Flow fields under 4° angle of attack incoming flow conditions

組合構(gòu)型的流場結(jié)構(gòu)圖中，相對于0°迎角來流的工況，迎風(fēng)一側(cè)的壓力上升，噴口處的背壓升高，噴流對流場的干擾效應(yīng)減弱；背風(fēng)一側(cè)流場激波結(jié)構(gòu)被推離壁面更遠(yuǎn)。

圖12 給出4°和8°迎角下不同噴流壓比鈍頭體壁面St數(shù)分布。可以看出，在迎風(fēng)一側(cè)單減阻桿構(gòu)型熱流急劇上升，背風(fēng)一側(cè)熱流峰值不大。鈍頭體壁面熱流峰值增加且逐漸靠近減阻桿；隨著迎角的增加，更大的噴流壓比才能達(dá)到有效的降熱效果。

圖12 不同迎角下不同噴流壓比壁面St 數(shù)分布Fig.12 Distributions of wall St number with different jet pressure ratios at different angles of attack

隨著來流迎角的增加，熱流峰值逐漸靠近減阻桿，說明在不同迎角來流條件下，噴口位置的設(shè)置對降熱效果有很大的影響。

2.3 不同噴口位置流動特性分析

為了進(jìn)一步探究噴口位置對降熱效果的影響，選取3 種物理模型的噴口起始位置分別為θ=30°環(huán)線、θ=45°環(huán)線和θ=60°環(huán)線。噴口起始位置為θ=45°環(huán)線的噴口終止位置為θ=47°環(huán)線，保持噴口的面積不變，其余兩種物理模型的噴口終止位置由計算得到。

圖13 給出了噴流壓比為0.20、0°迎角來流條件下不同噴口位置的流場結(jié)構(gòu)?？梢钥闯鲈阝g頭壁面30°處噴流，馬赫盤最大，噴流的影響范圍最廣。說明在再附著點前噴流，噴流的膨脹效果更好；從溫度云圖中可以看出，在鈍頭壁面30°處噴流流場溫度最低。

圖13 PR=0.20 時不同噴口位置流場結(jié)構(gòu)Fig.13 Flow field structures at different nozzle positions with PR=0.20

圖14 給出了0°迎角來流條件、PR=0.20 時不同噴口位置壁面St數(shù)分布?？梢钥闯?，隨著噴口位置與減阻桿距離的增加，熱流峰值增加，在鈍頭壁面30°處噴流的降熱效果最好；鈍頭壁面60°處噴流降熱效果不明顯。

圖14 PR=0.20 時不同噴口位置壁面St 數(shù)分布Fig.14 Distributions of wall St number with PR=0.20 at different nozzle positions

2.4 不同減阻桿長度

圖15 是噴流壓比為0.20、噴口位置為θ=45°環(huán)線和θ=47°環(huán)線之間、不同減阻桿長度下組合構(gòu)型的流場結(jié)構(gòu)圖，隨著減阻桿長度的增加，減阻桿后回流區(qū)增大；弓形激波與減阻桿的夾角減?。? 種桿長的流場結(jié)構(gòu)和溫度分布相近。

圖15 PR=0.20 時不同減阻桿長流場結(jié)構(gòu)Fig.15 Flow field structures of different drag reduction spike lengths with PR=0.20

圖16 是不同桿長壁面St數(shù)分布，可以看出，隨著桿長的增加，減阻桿和環(huán)形噴流組合構(gòu)型噴口后熱流分布相近，噴口前熱流隨著桿長的增加而減小，熱流峰值降低。

圖16 不同減阻桿長壁面St 數(shù)分布Fig.16 Wall St number distributions with different drag reduction spike lengths

2.5 阻力性能分析

表2 給出了0°迎角來流條件下不同構(gòu)型的阻力系數(shù)。選取構(gòu)型分別為鈍頭體、減阻桿長為40 mm 的單一減阻桿構(gòu)型、減阻桿長為40 mm 且噴口位置為θ=45°環(huán)線和θ=47°環(huán)線之間的組合構(gòu)型。阻力系數(shù)CD由壁面阻力系數(shù)CD1和噴流反推力系數(shù)CD2兩部分構(gòu)成，其表達(dá)式為

表2 0°迎角下不同構(gòu)型的阻力系數(shù)Table 2 Drag coefficients of different configurations at 0° angle of attack

式中：FD1為壁面阻力，F(xiàn)J為噴流反推力，S選取鈍頭體沿x方向的投影面積，V∞為來流速度。

從表2 中可以看出單一減阻桿構(gòu)型相較于鈍頭體有很好的減阻效果；減阻桿和環(huán)形噴流組合構(gòu)型在小噴流壓比下減阻效果進(jìn)一步提升；噴流反推力系數(shù)隨噴流壓比系數(shù)倍增，在大噴流壓比下，噴流反推力成為主要阻力來源。

3 結(jié)論

針對單一減阻桿構(gòu)型在有迎角來流條件下降熱效果急劇下降的問題，提出了減阻桿和環(huán)形噴流組合構(gòu)型的降熱方案，主要結(jié)論如下：

1）在減阻桿和環(huán)形噴流組合構(gòu)型流場中，噴流受減阻桿后低壓區(qū)的影響，未直接與自由來流作用，噴流壓比從0.05 至0.40，組合構(gòu)型流場未出現(xiàn)長穿透模態(tài)和短傳透模態(tài)轉(zhuǎn)變，相較于單逆向噴流的構(gòu)型，噴流的流場結(jié)構(gòu)更為穩(wěn)定。

2）在減阻桿和環(huán)形噴流組合構(gòu)型流場中，噴流包覆了減阻桿和鈍頭體壁面，同時在逆向噴流的作用下，再附激波和分離激波被推離壁面，能有效降低壁面熱流。數(shù)值結(jié)果表明：0°迎角來流條件下小噴流壓比也有顯著的降熱效果。

3）在有迎角來流條件下，單一減阻桿構(gòu)型后分離激波和再附激波直接作用在鈍頭體壁面上，鈍頭體壁面的熱流急劇上升；在相同迎角來流條件下，組合構(gòu)型有明顯的降熱效果。

4）相同的噴流壓比，在再附著點前噴流，噴流膨脹更完全，噴流的影響范圍更廣，降熱效果更好。

5）減阻桿長度分別為30、40、50 mm 的流場結(jié)構(gòu)相近，隨著桿長的增加，壁面熱流峰值降低。減阻桿和環(huán)形噴流組合構(gòu)型相對于單一減阻桿構(gòu)型，在小噴流壓比下減阻效果增強(qiáng)。