逆向喷流主动流动控制及减阻机理研究

范 冰^1,2，黄 杰^1,2，单先阳³

(1. 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室，江苏 南京 210016）

(2. 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京 210016）

(3. 湖北航天技术研究院总体设计所，湖北 武汉 430040)

基金项目：博士后创新人才支持计划（BX20190152）；中国博士后科学基金资助项目（2019M660118）；江苏省博士后科研资助计划项目（2019K127）；江苏高校优势学科建设工程资助项目

作者简介：范冰（1991—），男，博士研究生，主要研究方向为高超声速飞行器设计，394369052@qq.com.

通讯作者：黄杰，男，博士，jiehuangxyz@163.com.

摘要：为了研究逆向喷流主动流动控制及其减阻效率，建立了带逆向喷流的高超声速钝头体CFD数值模型。气动力分析采用基于有限体积方法的AUSM+空间离散格式和Menter's SST k-ω两方程湍流模型，喷口定义为压力入口。分析结果表明：逆向喷流将弓形激波推离钝头体，降低了激波强度和气动阻力；喷流表现出两种模态，当喷流总压比低于临界总压比时，喷流呈现长穿透模态(LPM)，高于临界总压比时，喷流呈现短穿透模态(SPM)；在LPM和SPM各自的范围内增加喷流总压比和喷口尺寸均能提高逆向喷流的减阻效率；喷流从LPM转换为SPM时会出现气动阻力陡增现象。

关键词：逆向喷流；流动控制；高超声速；减阻；数值方法

中图分类号：V211.5   文献标识码：A   文章编号：2095-509X(2020)12-0068-05

高超声速飞行器如空天飞行器和导弹在飞行过程中会受到巨大的激波阻力^［1-2］，这会严重影响飞行器的气动性能，因此研究高超声速减阻技术对提高飞行器的性能具有重要的意义。本文研究高超声速主动流动控制减阻技术，其中气动杆和逆向喷流是近年来使用较多的方法。

气动杆为安装在飞行器前端的细长杆，其常常用于降低高超声速飞行器的气动阻力。从20世纪50年代起就开始了与气动杆减阻相关的试验和数值研究^［3-5］，并且在高超声速飞行器上已经实现了工程化应用，如美国三叉戟Ⅱ型弹道导弹。气动杆能将高超声速飞行器头锥前方的弓形激波推离物面，其核心技术是将强激波转化为斜激波，从而减弱了激波强度，达到降低飞行器气动阻力的目的。Dem'yanov^［6-8］等通过数值方法研究了气动杆的减阻性能，结果表明增加气动杆长度和直径能提高系统的减阻效率，此外在气动杆前端安装气动盘也能提高减阻效率。但由于气动杆前端半径很小，在高超声速来流条件下气动杆驻点热流会非常高，气动杆会被烧蚀，因此气动杆无法满足未来高超声速飞行器的设计要求。

除了气动杆外，20世纪60年代一些学者就开始研究逆向喷流技术在降低高超声速飞行器气动阻力中的应用。Finley等^［9-11］通过试验和数值方法研究了逆向喷流对鼻锥气动阻力的影响，结果表明在鼻锥前方形成了一个回流区，逆向喷流将弓形激波推向前方，并将其转换为斜激波，减弱了激波强度，从而降低鼻锥的气动阻力。Marley等^［12-14］研究了逆向喷流总压对高超声速钝头体气动阻力的影响，结果表明喷流总压越大钝头体气动阻力越低，提高喷流总压可以提高逆向喷流减阻效率。为了进一步提高减阻效率，近年来出现了一些包含逆向喷流的复合构型。Huang等^［15］采用数值方法研究了迎风凹腔与逆向喷流组合构型的减阻性能；Ou等^［16］研究了气动杆和逆向喷流组合构型的减阻性能，其中逆向喷流在气动杆前端引出，解决了传统气动杆的烧蚀问题。以上研究结果表明，组合构型具有优异的减阻效果，且其减阻性能均优于单独的迎风凹腔、逆向喷流和气动杆构型。

本文基于逆向喷流主动流动控制技术，首先通过数值方法研究了流场结构和减阻机理，然后在此基础上研究了喷流总压比和喷口直径对喷流模态及减阻效率的影响，并确定了逆向喷流减阻的设计点。