逆向噴流技術(shù)在高超聲速飛行器上的應(yīng)用

鄧 帆, 謝 峰, 黃 偉, 張 棟, 焦子涵, 塵 軍, 柳 森(.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 00076; 2. 謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,英國 謝菲爾德 S JD; .中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所,四川 綿陽 62000; .國防科技大學(xué) 高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,湖南 長沙 007; .西北工業(yè)大學(xué) 航天飛行動力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 70072)

逆向噴流技術(shù)在高超聲速飛行器上的應(yīng)用

鄧 帆1,2,*, 謝 峰2,3, 黃 偉4, 張 棟5, 焦子涵1, 塵 軍1, 柳 森3
(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100076; 2. 謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,英國 謝菲爾德 S1 3JD; 3.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所,四川 綿陽 621000; 4.國防科技大學(xué) 高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,湖南 長沙 410073; 5.西北工業(yè)大學(xué) 航天飛行動力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

高阻力和強(qiáng)烈的氣動加熱是高超聲速飛行器氣動設(shè)計(jì)研究中遇到的兩個(gè)主要問題。作為一種主動流動控制技術(shù)，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(diǎn)。本文圍繞逆向噴流技術(shù)在不同外形飛行器上的應(yīng)用，梳理了其技術(shù)發(fā)展情況，包括逆向噴流的壓比、質(zhì)量流率以及冷卻劑等關(guān)鍵參數(shù)的研究，逆向噴流可有效應(yīng)用于高速再入體的防熱，鈍頭體和升力體的減阻。對其自身表現(xiàn)出的典型物理現(xiàn)象，如流動模態(tài)轉(zhuǎn)換、自激振蕩的機(jī)理進(jìn)行了詳細(xì)分析，同時(shí)介紹了作者所在研究團(tuán)隊(duì)在逆向噴流技術(shù)應(yīng)用于高超聲速飛行器上所取得的研究成果，包括飛行器升阻比的提升效果以及滑翔狀態(tài)下逆向噴流的周期性振蕩特性，為此技術(shù)在未來的進(jìn)一步工程化應(yīng)用提供一定參考及借鑒。

逆向噴流；高速飛行器；壓比；質(zhì)量流率；流動模態(tài)轉(zhuǎn)換；減阻；防熱

0 引 言

在高超聲速飛行器設(shè)計(jì)過程中，為滿足快速到達(dá)的總體要求，速度日益成為一個(gè)重要設(shè)計(jì)指標(biāo)，而飛行速度的增加勢必使得飛行器的阻力及氣動熱迅速上升，阻力過高會影響飛行器的機(jī)動飛行性能；而強(qiáng)烈的氣動加熱使得飛行器必須加裝防熱系統(tǒng)，從而增加了飛行器起飛重量和發(fā)射成本，降低了單位體積有效載荷，因此減小阻力和降低氣動加熱對于高超聲速飛行器總體設(shè)計(jì)具有重要意義。

在高超聲速飛行中波阻占主要比重，飛行器頭部及體身迎風(fēng)前緣的熱流通常最高，因此減小飛行器阻力并降低熱流可以通過采用流動控制技術(shù)改變流場結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)[1]。目前主要的流動控制技術(shù)可以分為三類，一是在頭部安裝氣動桿[2-3]，將激波推離物面并形成低壓回流區(qū)，從而達(dá)到減阻和降低熱流效果，屬于被動流動控制，該方法缺點(diǎn)主要是高溫易燒蝕以及增大飛行器外部幾何尺寸，這對于日益強(qiáng)調(diào)隱身性和裝填率的飛行器總體設(shè)計(jì)要求而言存在不利影響；二是能量沉積[4-5]，在頭部前方形成等低壓區(qū)域，但能量投放的工程化實(shí)現(xiàn)途徑以及對局部熱流的不利影響制約了其進(jìn)一步發(fā)展；三是利用逆向噴流，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，屬于主動流動控制。

1 逆向噴流原理

從逆向噴流的流動結(jié)構(gòu)上看，高壓氣體由噴口噴射出來推動頭部弓形激波遠(yuǎn)離物面，重構(gòu)為多級弱激波，在飛行器頭部前方形成細(xì)長的等效外形，同時(shí)噴流在自由來流的作用下又反向回流附著在物體表面上，由于剪切作用在噴口附近形成低壓回流區(qū)，壁面壓力的降低使得阻力下降；氣動熱方面，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(jìn)入回流區(qū)，被噴流冷卻劑覆蓋的區(qū)域氣動加熱環(huán)境得到明顯改善。從激波波系結(jié)構(gòu)上看，來流與物面之間有一道強(qiáng)的弓形激波，噴口前方有膨脹波，物面與再附點(diǎn)附近有再附激波。影響流場結(jié)構(gòu)的參數(shù)包括來流條件(流動介質(zhì)、馬赫數(shù)、總壓和總溫)和噴流條件(氣體、噴口幾何形狀、噴口馬赫數(shù)、質(zhì)量流率)，關(guān)聯(lián)起二者的重要參數(shù)為壓比[6-7]。

逆向噴流的主要流場結(jié)構(gòu)如圖1所示[8]，其模態(tài)與質(zhì)量流率有著密切聯(lián)系，在較低質(zhì)量流率時(shí)，噴流穿透弓形激波形成不穩(wěn)定的斜激波系結(jié)構(gòu)，隨質(zhì)量流率的增加，噴流對前方弓形激波的干擾增強(qiáng)，當(dāng)質(zhì)量流率的增加超出了臨界值，弱激波結(jié)構(gòu)突然崩潰，弓形激波脫體距離驟減，噴流從長穿透模態(tài)(Long Penetration Mode, LPM)轉(zhuǎn)換到短穿透模態(tài)(Short Penetration Mode, SPM)，如圖2所示，噴流和來流在物面上方形成一個(gè)馬赫盤，流場結(jié)構(gòu)趨于穩(wěn)定。在LPM噴流中，噴流有效的滲透到主流中，縮小了等效包絡(luò)外形的錐角，在減阻效果上優(yōu)于SPM噴流。

(a) LPM

(b) SPM

圖2 質(zhì)量流率對逆向噴流模態(tài)轉(zhuǎn)換的影響(密度梯度)[8]Fig.2 Influence of jet mass flow rate in the transition from LPM to SPM (Density gradient contours)

逆向噴流技術(shù)的發(fā)展按照任務(wù)背景主要應(yīng)用分為三個(gè)方向，再入式飛行器，以鈍頭體返回艙為代表，逆向噴流技術(shù)用于在高速階段的熱防護(hù)；超聲速飛行器，以大長細(xì)比導(dǎo)彈及客機(jī)為代表，逆向噴流技術(shù)主要用于減阻及改善音爆；高超聲速飛行器，由于其特點(diǎn)為在臨近空間高度范圍內(nèi)長時(shí)飛行，因此同時(shí)面臨熱防護(hù)和減阻增升的需求。

2 逆向噴流在再入體外形上的應(yīng)用

對于進(jìn)出空間的飛行器而言，在進(jìn)入太空和再入大氣層階段，重要問題是在高超聲速的再入過程中頭部氣動加熱十分嚴(yán)重，使得飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度面臨嚴(yán)重挑戰(zhàn)，由此熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)尤為關(guān)鍵，被動防熱不可避免的會增加飛行器重量[9]。為對嚴(yán)重加熱的駐點(diǎn)區(qū)進(jìn)行主動熱防護(hù)，引入了低溫氣體逆向噴流的降熱方式[10]。

美國從20世紀(jì)五六十年代開始，針對阿波羅返回艙再入時(shí)的熱防護(hù)問題，開展了一系列逆向噴流作為防熱技術(shù)的實(shí)驗(yàn)研究工作[11-12]。其中，由NASA牽頭組織的太空探索項(xiàng)目重點(diǎn)研究返回艙在再入過程中的氣動熱力學(xué)特性，包括前體的熱防護(hù)和后體的氣動熱預(yù)示手段，引入逆向噴流的目的是對返回艙進(jìn)行更合理的熱管理[13]。

Daso[14]通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了逆向噴流的重要設(shè)計(jì)參數(shù)，包括噴口外形、質(zhì)量流率以及迎角的影響，并通過高速攝像觀察了兩種模態(tài)的流場結(jié)構(gòu)，如圖3所示，從LPM到SPM的模態(tài)轉(zhuǎn)換規(guī)律預(yù)示了流動的可控，在超聲速階段通過LPM在飛行器頭部形成低強(qiáng)度的激波串從而減弱音爆，在一定小迎角范圍內(nèi)(9°以內(nèi))逆向噴流可維持SPM的狀態(tài)，繼續(xù)發(fā)揮其主動流動控制能力。

圖3 Ma 2.94逆向噴流模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的激波結(jié)構(gòu)[14]Fig.3 Dispersion of bow shock by counterflowing Ma 2.94 LPM jet and transition to the SPM jet

在飛行過程中，當(dāng)噴流條件一定時(shí)，由于物面附近的流體屬性主要由噴流主導(dǎo)，因此來流馬赫數(shù)的變化對減阻效果影響不大，這顯示出逆向噴流技術(shù)的優(yōu)勢，對馬赫數(shù)的相對不敏感性使其可適用于較大的飛行速度范圍[15]。

逆向噴流的模態(tài)轉(zhuǎn)換和周期性振蕩是研究的重要方向之一，Venkatachari[8]采用數(shù)值手段監(jiān)測出再入體頭部的壓力振蕩特性，如圖4所示，頻譜圖顯示LPM呈現(xiàn)出低頻、高振幅的特點(diǎn)，而SPM具有一個(gè)明顯的主導(dǎo)頻率，周期性振蕩的噴流只影響激波的錐角，不影響激波脫體位置，圖5顯示具有較大質(zhì)量流率的噴流可以有效減輕再入體表面的熱載荷。

超聲速噴氣式飛機(jī)起降時(shí)，噴管的欠膨脹噴流會產(chǎn)生高振幅的噪聲，并形成穩(wěn)定的聲反饋回路，對航電系統(tǒng)造成不利影響[16]。針對LPM對弓形激波的弱化能力，NASA高速項(xiàng)目(High Speed project)和DARPA的安靜超音速平臺(Quiet Supersonic Platform program)進(jìn)行了消除飛行器音爆方面的研究[17]，由圖6可見，無噴流和SPM噴流歸一化的壓力擾動信號均有尖銳的不連續(xù)性，這個(gè)特征是導(dǎo)致超音速飛機(jī)前身產(chǎn)生音爆的主要原因，而LPM噴流的壓力特征是一系列緩慢上升的斜坡，意味著可有效改善超聲速飛機(jī)的音爆現(xiàn)象。

(a)

(b) (c)

圖4 兩種模態(tài)的壓力頻譜[8]
Fig.4 Spectra of the pressure of LPM and SPM (Ma∞=3.48,Mj=2.98)

圖5 熱通量時(shí)間歷程(不同噴流質(zhì)量流率)[8]Fig.5 Time history of the integrated heat flux (various jet mass flow rates)

圖6 截面位置處歸一化壓力擾動信號[17]Fig.6 Normalized pressure-disturbance signature at the indicated location

在熱防護(hù)應(yīng)用方面，噴流氣體的物理屬性也是重要影響參數(shù)之一。Gerdroodbary[18-19]將弱電離非平衡等離子體(WINP)作為噴流，發(fā)現(xiàn)在較高壓比時(shí)，與二氧化碳相比，氦氣噴流由于其高擴(kuò)散系數(shù)可形成

更大的回流區(qū)，物面冷卻效果優(yōu)勢明顯。Mahapatra[20]在激波風(fēng)洞中驗(yàn)證了高超聲速弱電離氬等離子體噴流的減阻效果，分析認(rèn)為阻力的減少是由于噴流激波干擾與噴流熱效應(yīng)的綜合效果。不同惰性氣體作為噴流的實(shí)驗(yàn)研究表明，減阻效果與噴流壓比密切相關(guān)[21-23]，在壓比臨界值前后，阻力的變化趨勢相反。利用此特點(diǎn)，Zheng[24]提出了一種基于最小能量輸入的流動控制方法，關(guān)鍵點(diǎn)在于賦予強(qiáng)激波足夠的動量誘發(fā)振蕩，同時(shí)避免流動的不穩(wěn)定性，可作為新的熱防護(hù)系統(tǒng)用于航天飛行器的再入階段。

3 逆向噴流在鈍頭體外形上的應(yīng)用

逆向噴流在鈍頭體上的應(yīng)用主要分為兩類，一類是尖錐頭部，為安裝噴流發(fā)生器，對頭部進(jìn)行修形后形成截錐外形，另一類是球頭外形，通過在駐點(diǎn)位置開孔的方式噴射氣體。

截錐體的研究主要集中于減阻和消除音爆應(yīng)用。Formin[25-27]實(shí)驗(yàn)研究了機(jī)載等離子系統(tǒng)(OBPD)在超聲速飛行器上的應(yīng)用，如圖7所示，指出流場結(jié)構(gòu)主要受噴流壓力、馬赫數(shù)和溫度的影響，同時(shí)受到飛行器幾何形狀、噴流出口與頭部直徑的影響。為探尋消除超聲速音爆的解決方法，在截錐體上先期采用SPM噴流的降噪效果不明顯[28]，其后關(guān)注重點(diǎn)轉(zhuǎn)移到LPM噴流減阻效果[29]。對于弧形頭部，逆向噴流激波穿透長度與減阻效果保持了一致性，但對于截錐體而言，減阻效果并不理想。這個(gè)現(xiàn)象與飛行器幾何外形緊密相關(guān)。對于截錐體，為采用逆向噴流技術(shù)，需要對原有的尖錐頭部修形從而造成額外阻力的增加。壓力擾動信號表明逆向噴流的降噪適用于球頭體。對于尖錐外形而言，頭部的激波屬于強(qiáng)度較弱的斜激波，逆向噴流技術(shù)對其流場結(jié)構(gòu)的重構(gòu)效果不大[30]。

與截錐體比較，球頭體因?yàn)閺V泛應(yīng)用于高速飛行器頭部，其研究的背景意義更具實(shí)用性。實(shí)驗(yàn)顯示逆向噴流在球頭體上的減阻效果良好[31-32]。數(shù)值方法對阻力的組成部分進(jìn)行分拆對比研究表明，逆向噴流主要的作用是對激波阻力的大幅減小，這取決于激波脫體距離以及噴流噴口與頭部直徑之比，而熱流量的降低效果由激波脫體距離決定[33-34]。在等離子體噴流的研究中，發(fā)現(xiàn)其減阻能力強(qiáng)于常溫氣體噴流，減阻效果主要取決于激波結(jié)構(gòu)的重構(gòu)、激波-噴流干擾以及熱能沉積，非平衡態(tài)熱力學(xué)和化學(xué)動力學(xué)影響不大，電磁空氣相互作用的貢獻(xiàn)可以忽略不計(jì)[35]。

圖7 截錐體噴流模態(tài)轉(zhuǎn)換[26]Fig.7 LPM to SPM transitions of truncated cone-cylinder

在飛行過程中，逆向噴流從周期性振蕩到穩(wěn)定狀態(tài)的轉(zhuǎn)變成因始終是一個(gè)研究核心。Shang[36]認(rèn)為其振蕩運(yùn)動能夠維持，主要源于上游被選擇性放大的干擾從自由剪切層(不穩(wěn)定)穿過中間的亞聲速區(qū)域到達(dá)馬赫盤。當(dāng)噴流總壓增加后，產(chǎn)生的超聲速區(qū)域?qū)⒒ハ嗦?lián)通的亞聲速區(qū)域隔離開，從而使得這種反饋回路中斷，流場趨于穩(wěn)定。Chen[37]采用大渦模擬(LES)對其中的典型流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了深入解釋，包括激波噴流干擾，激波/剪切層干擾，湍流剪切層演化等，發(fā)現(xiàn)小尺度渦結(jié)構(gòu)主要存在于噴流區(qū)域，噴流到達(dá)馬赫盤被中止后反向移動形成錐形自由剪切層，回流區(qū)內(nèi)出現(xiàn)大尺度漩渦，而湍流的波動隨著剪切層的快速偏轉(zhuǎn)以及激波干擾進(jìn)一步增強(qiáng)，另一方面，從上游傳播的擾動通過回流區(qū)的亞聲速區(qū)域到達(dá)馬赫盤以及在下游錐形剪切層內(nèi)的傳播，維持了流場的不穩(wěn)定運(yùn)動，形成LPM噴流非定常反饋機(jī)制。在模態(tài)的穩(wěn)定性判據(jù)方面，決定其穩(wěn)定與否的關(guān)鍵因素是運(yùn)動狀態(tài)的對稱性，流動結(jié)構(gòu)的非定常離軸運(yùn)動會誘發(fā)低頻的不穩(wěn)定狀態(tài)LPM，反之，對稱運(yùn)動則對應(yīng)高頻穩(wěn)態(tài)SPM。

球頭體上噴流的兩個(gè)模態(tài)如圖8所示，可見LPM噴流經(jīng)過膨脹后形成一對X型的交叉斜激波，射流邊界處于不穩(wěn)定狀態(tài)，同時(shí)渦相干結(jié)構(gòu)與噴流外區(qū)域進(jìn)行對流傳熱，在錐形剪切層與馬赫盤間形成反饋共振機(jī)制；對于SPM，激波結(jié)構(gòu)相對清晰，在桶狀激波與馬赫盤交匯處形成反射激波。受錐形剪切層影響，桶狀激波強(qiáng)度變?nèi)醪㈤g歇性振蕩，馬赫盤呈現(xiàn)出正激波的特點(diǎn)，但在整個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)下仍存在小幅度不穩(wěn)定運(yùn)動。

逆向噴流應(yīng)用于球頭體的熱防護(hù)效果方面，實(shí)驗(yàn)顯示隨著噴流質(zhì)量流率的增大對物面的防熱效果下降[38]，與氦氣相比較，氮?dú)獾睦鋮s效率更高[39-40]。對氣膜冷卻方法的研究顯示，將單個(gè)噴口設(shè)計(jì)成為微間距陣列孔[41]，如圖9所示，從陣列孔釋放冷卻噴流，在相同的質(zhì)量流量條件下，能減少噴流的動量通量，使得噴流氣體可以更容易地?cái)U(kuò)散到邊界層，從而實(shí)現(xiàn)更好的防熱效果，同時(shí)，微噴流陣列方式對流場的激波結(jié)構(gòu)及脫體距離影響不大，其作用僅限于邊界層內(nèi)，因此對氣動力基本無影響[42]。表1及表2為部分逆向噴流技術(shù)的研究成果。

(a) LPM

(b) SPM

圖9 單噴口與陣列孔流場結(jié)構(gòu)圖[41]Fig.9 Flow structure of the simple and micro jet in vicinity of the nose

PapersMa∞MjNumericalmethodDimensionandMeshBasicconfigurationInjectantDragreductionHeatfluxreductionRef．[13]3．48，4．961，2．44，2．94CESE，laminar，unsteady2?D，unstructuredApollocapsuleAir42．5%Ref．[7]3．482．94N?S，κ?ε，unsteady2?D，structuredApollocapsuleAir55．8%Ref．[29]21CFL3D，laminar，steady3?D，structuredTruncatedcone?cylinderAir15%Ref．[41]5．91RANS，SST，unsteady3?D，structured58°apexanglebluntconeNitrogen，Helium，40%Ref．[34]81Euler，steady2?D，structured60°apexanglebluntmoduleAir，Helium42%

表2 逆向噴流技術(shù)的部分實(shí)驗(yàn)研究成果Table 2 Experimental results of counterflowing jet technology in partial literature

4 逆向噴流在升力體外形上的應(yīng)用

對逆向噴流的研究前期主要集中于頭部，其對飛行器整體氣動特性的影響很少涉及，而頭部流場的重構(gòu)勢必影響前體的流動結(jié)構(gòu)[43]，從而在一定程度上改變飛行器的氣動特性。Li[44]研究了高超聲速乘波體的升阻特性優(yōu)化，如圖10，通過變半徑方法設(shè)計(jì)飛行器前緣，結(jié)合頭部逆向噴流后，升阻比可提升4-5%，而乘波體為達(dá)到高升阻比，在頭部鈍度及前緣半徑上均有嚴(yán)苛要求，相比較而言，較大鈍度的頭錐和裝填空間的升力體外形更適用于采用逆向噴流技術(shù)。

圖10 變前緣半徑乘波體逆向噴流設(shè)計(jì)[43]Fig.10 Design method of counterflowing jet for the variable blunt radii waverider

升力體外形基本構(gòu)造為雙錐鈍頭體，如圖11，逆向噴流圓形噴口與頭部直徑比值為0.1，設(shè)計(jì)狀態(tài)Ma∞=8，Mj=2。圖12顯示在PR=3.91時(shí)減阻效果最大，這也是噴流模態(tài)從LPM到SPM的過渡區(qū)域，當(dāng)不考慮反推力時(shí)隨著壓比的增加阻力值先增加再減小，如果考慮反推力后，由于隨壓比的增加反推力呈線性增長趨勢，因此阻力的最小值只能在壓比臨界值處獲得。通過拆分升力體各主要部件上的壓差阻力得到圖13，顯示逆向噴流有效減小了頭部波阻，而受頭部流場重構(gòu)的影響，體身一錐及二錐的阻力均有所增長，隨著迎角的增大，逆向噴流的減阻效果逐漸減小，同時(shí)，對摩擦阻力的分析發(fā)現(xiàn)噴流大幅減小了頭部物面回流區(qū)內(nèi)的摩擦阻力，聯(lián)系圖14可見，當(dāng)迎角大于10°后減阻效果消失，在最大升阻比迎角處，采用逆向噴流技術(shù)的升力體升阻比增量為7%。

圖11 升力體逆向噴流設(shè)計(jì)Fig.11 Design method of counterflowing jet for lifting-body vehicle

圖12 升力體頭部阻力系數(shù)隨壓比的變化Fig.12 Variation of vehicle nose drag force with PR

圖13 升力體壓差阻力系數(shù)隨迎角的變化Fig.13 Pressure drag coefficient varies with angle of attack

圖14 有無噴流升力體的升阻比比較Fig.14 Comparison of lift-to-drag ratios for model with and without jet

在壓比臨界值附近為LPM噴流狀態(tài)，表現(xiàn)出明顯的周期性振蕩特征。迎角6°時(shí)隨時(shí)間變化的瞬時(shí)流場結(jié)構(gòu)如圖15所示。在一個(gè)周期內(nèi)，由于流場結(jié)構(gòu)的自激振蕩，斜激波系在迎角影響下呈現(xiàn)不對稱性，逐漸坍塌為一個(gè)激波單元。激波分叉的同時(shí)，驟降的激波脫離距離使得剪切層向下迅速到達(dá)物面，迎、背風(fēng)面再附激波的產(chǎn)生在升力體頭部造成壓力最大值，低壓回流區(qū)被壓縮變小，從而導(dǎo)致頭部阻力的增大。 對升力體頭部瞬時(shí)阻力曲線做FFT變換后得到頻譜分析結(jié)果如圖16。可見在升力體最大升阻比迎角狀態(tài)下，采用逆向噴流減阻技術(shù)產(chǎn)生的周期性振蕩有數(shù)個(gè)明顯的頻率，振幅最大的主頻頻率在444 Hz左右。

5 逆向噴流復(fù)合控制技術(shù)

為達(dá)成良好的綜合減阻防熱效果，近年來出現(xiàn)了逆向噴流技術(shù)與其他流動控制技術(shù)的結(jié)合[45]，主要有三類：逆向噴流與氣動桿的復(fù)合技術(shù)，逆向噴流與迎風(fēng)凹腔的復(fù)合技術(shù)，逆向噴流與能量沉積的復(fù)合技術(shù)。

圖15 LPM振蕩周期瞬時(shí)密度分布Fig.15 Instantaneous density distributions of a typical cycle of LPM oscillations

圖16 升力體頭部阻力頻譜Fig.16 Spectra of vehicle nose drag

5.1 逆向噴流與氣動桿的復(fù)合技術(shù)

氣動桿在高超聲速飛行器上已實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用，例如美國三叉戟II型彈道導(dǎo)彈(UGM-133 Trident-II)以及俄羅斯反導(dǎo)系統(tǒng)51T6遠(yuǎn)程攔截彈，由于面臨氣動桿端頭高熱流造成的燒蝕和激波-激波以及激波邊界層干擾在飛行器頭部形成的局部高溫現(xiàn)象，因此引入逆向噴流形成復(fù)合手段來解決此類問題。Liu[46]提出了非燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)(NaTPS)，如圖17，采用經(jīng)由氣動桿內(nèi)腔的側(cè)向噴流進(jìn)行減阻，氣動桿將弓形激波轉(zhuǎn)化為錐形激波，側(cè)向射流增大了錐形激波角并推離頭部，以避免激波干擾帶來的局部高熱流。Tamada[47]認(rèn)為高速飛行器防熱的關(guān)鍵是對再附激波以及當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)的控制，實(shí)驗(yàn)研究顯示主激波脫體距離和噴流動量比有密切的關(guān)聯(lián)性，氣動桿頭部噴流可兼具減阻防熱功能[48-49]，將常規(guī)氣體改為小分子量的惰性氣體從氣動桿底部噴出可進(jìn)一步提升防熱效果[50-51]。

(a) NaTPS (b) Jet from extended nozzle (c) Aerodisked blunt cone with jet

圖17 不同減阻防熱復(fù)合系統(tǒng)的工作原理[46,48,51]
Fig.17 Operating principles of combinational system for aerodynamic force and heat load reduction

5.2 逆向噴流與迎風(fēng)凹腔的復(fù)合技術(shù)

迎風(fēng)凹腔單獨(dú)使用時(shí)主要用于高速飛行器頭部駐點(diǎn)位置防熱，與逆向噴流組合后可分階段工作，低馬赫時(shí)不開啟逆向噴流，僅使用凹腔結(jié)構(gòu)，高馬赫時(shí)加入逆向噴流，提升冷卻效果的同時(shí)減小飛行器阻力[52-53]，如圖18，適用于遠(yuǎn)程長時(shí)飛行的高超聲速飛行器的熱防護(hù)。采用較小的噴流總壓可改善凹腔內(nèi)的氣流振蕩，避免由此引發(fā)的飛行器控制性能下降問題，同時(shí)小總壓需求可簡化噴流系統(tǒng)[54]。拋物線型的擴(kuò)張凹腔外形需要結(jié)合噴流馬赫數(shù)對噴管壁面形線進(jìn)行設(shè)計(jì)，由于其噴管輪廓有助于噴流更好地膨脹和避免總壓損失，從而可獲得比常規(guī)凹腔更好的減阻防熱效果[55-56]。噴管長徑比也是一個(gè)重要參數(shù)，較短的噴口直徑和長度有利于減阻防熱，但同時(shí)會增加物面壓力[57-58]，設(shè)計(jì)時(shí)需要綜合考慮。

圖18 逆向噴流與迎風(fēng)凹腔的復(fù)合技術(shù)示意圖[52]Fig.18 Schematic diagram of the combination of counterflowing jet and forward-facing cavity

5.3 逆向噴流與能量沉積的復(fù)合技術(shù)

能量沉積和逆向噴流搭配使用時(shí)，如圖19，在噴流上游的能量沉積使得逆向噴流的不穩(wěn)定性明顯減弱，有利于逆向噴流長穿透模態(tài)的建立及流場的穩(wěn)定[59]，研究顯示通過在氫氣噴流氣體周圍噴射惰性氣體氮?dú)猓蛇M(jìn)一步加強(qiáng)防熱效果。

圖19 逆向噴流與迎風(fēng)凹腔的復(fù)合技術(shù)示意圖[59]Fig.19 Schematic of concept of energy deposition and a jet

表3為復(fù)合技術(shù)的減阻防熱效果，從表中可見，復(fù)合技術(shù)使得阻力及熱流均下降了約2/3。同時(shí)對流動狀態(tài)的研究顯示，湍流對減阻的影響不大，但可有效增強(qiáng)噴流的穩(wěn)定性，并延遲長穿透激波結(jié)構(gòu)的坍塌，增強(qiáng)噴流氫氣與空氣的混合，從而使得能量釋放更高效，進(jìn)一步穩(wěn)定噴流，增強(qiáng)了減阻效果。

表3 逆向噴流與能量沉積技術(shù)的效果[59]Table 3 Effects of counterflowing jet and energy deposition technology

Marley[60]發(fā)現(xiàn)能量沉積的方式能部分改善逆向噴流的軸向不穩(wěn)定性，但其橫向振蕩仍然存在，由此探索了兩類噴流方式，采用旋轉(zhuǎn)噴射氣體方式主要是采用陀螺穩(wěn)定原理避免噴流偏離中線位置，但結(jié)果顯示因?yàn)樾D(zhuǎn)誘發(fā)出不對稱流態(tài)，反而觸發(fā)了噴流的不穩(wěn)定機(jī)制；而環(huán)形噴流可覆蓋一個(gè)更大的有效直徑，將上游能量沉積形成的激波推離物面，同時(shí)，上游的能量沉積可有效增強(qiáng)噴流的穩(wěn)定性及穿透性，從而綜合達(dá)到良好的減阻效果。

6 結(jié) 論

本文圍繞逆向噴流的技術(shù)發(fā)展，以馬赫數(shù)、壓比、質(zhì)量流率以及幾何外形等關(guān)鍵參數(shù)為研究對象，從機(jī)理上分析了模態(tài)轉(zhuǎn)換和自激振蕩等逆向噴流表現(xiàn)出的典型物理現(xiàn)象，并介紹了在不同外型高速飛行器上采用逆向噴流獲得的減阻防熱效果，針對其未來在高速飛行器上的應(yīng)用，還存在以下一些關(guān)鍵技術(shù)需要進(jìn)一步開展研究：

1) 小型化噴流發(fā)生器。前期研究中多數(shù)為僅針對飛行器頭部外形的地面試驗(yàn)，因此對噴流發(fā)生器的空間約束較弱。在工程化設(shè)計(jì)階段，發(fā)生器的小型化是一個(gè)關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)，尤其是面對裝填空間約束嚴(yán)苛的高速飛行器，需要綜合評估噴流氣體及發(fā)生器對飛行器總體方案的影響與所達(dá)成的性能提升之間的匹配度。

2) 噴流的方向可調(diào)節(jié)技術(shù)。由于噴口的固定使得目前的噴流技術(shù)只適用于小迎角范圍，超過一定迎角后噴流基本失效，這極大限制了飛行器的機(jī)動性。通過在噴管上設(shè)計(jì)偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)噴流方向的可調(diào)節(jié)，配合飛行軌跡設(shè)計(jì)，在擴(kuò)大有效飛行迎角范圍的同時(shí)，頭部噴流的偏轉(zhuǎn)還可為飛行器提供輔助的氣動控制。

3) 拓展噴流技術(shù)應(yīng)用范圍。目前的研究多集中于對頭部的減阻防熱。而對于高速飛行器，除了頭部之外，高熱流區(qū)域還包括小半徑翼前緣以及體身幾何外形所形成的激波-激波干擾部位[61]，尤其在日益追求高升阻比的飛行器設(shè)計(jì)過程中，如升力體及乘波體外形，更尖銳的前緣所面臨的主要問題即為高熱流，逆向噴流作為一種主動流動控制方法，在除頭部之外的飛行器其它高熱流局部區(qū)域可發(fā)揮更廣泛的作用。

4) 消除音爆的噴流技術(shù)解決方案。在遠(yuǎn)程航空的發(fā)展中，未來主要趨勢是高超聲速客機(jī)，其研發(fā)過程中最重要技術(shù)之一即為降噪技術(shù)，直接關(guān)系到對飛機(jī)結(jié)構(gòu)及機(jī)上航電系統(tǒng)的影響以及對環(huán)境的友好性。目前英國HyperMach公司的Sonicstar客機(jī)方案以及加拿大龐巴迪公司的Antipode概念機(jī)，均采用了主動流動控制手段，用于重構(gòu)飛機(jī)前方激波波系，減小高速情況下的整機(jī)氣動阻力及降低音爆。在發(fā)展高速航空的過程中，噴流技術(shù)是其中關(guān)鍵的一項(xiàng)技術(shù)。

后期我們將繼續(xù)開展噴流技術(shù)在高速飛行器上的應(yīng)用研究，并重點(diǎn)關(guān)注LPM噴流周期性振蕩對飛行器穩(wěn)定性及操控性方面的影響。

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Applications of counterflowing jet technology in hypersonic vehicle

DENG Fan1,2, XIE Feng2,3, HUANG Wei4, ZHANG Dong5, JIAO Zihan1, CHEN Jun1, LIU Sen3
(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China; 2. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield S1 3JD, UK; 3. Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China 4. Science and Technology on Scramjet Laboratory, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China 5. National Key Laboratory of Aerospace Flight Dynamics, Northwestern Polytechnical University, Xi′an 710072, China)

High drag force and strong aerodynamic heating are two main problems in the aerodynamic layout design of hypersonic vehicles. As one kind of active flow control technologies, counterflowing jet has become a research hotspot because of its capability on drag and heat load reduction. This paper focuses on the application of counterflowing jet technology in different shapes on the vehicles, and the developments of key parameters for the technology are reviewed, including pressure ratio, mass flow rate, and the coolant. This technology can be effectively applied to the thermal protection of high speed reentry capsule and the drag reduction of blunt body and lifting body. The typical physical phenomena displayed by counterflowing jet, such as flow mode transformation and the mechanism of self-sustained oscillation, are analyzed in detail by means of experimental and numerical methods. At the same time, we introduce the application results of counterflowing jet technology in hypersonic lifting-body vehicles obtained by our research team, including the increment in lift to drag ratio of the lifting-body vehicle and periodic oscillation characteristics of the counterflowing jet at a certain angle of attack. These results can be used to provide a reference for further engineering application of counterflowing jet.

counterflowing jet; hypersonic vehicle; pressure ratio; mass flow rate; flow mode transformation; drag reduction; heat flux reduction

0258-1825(2017)04-0485-11

2017-04-11;

2017-05-23

國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11502291); 國家留學(xué)基金委航天國際化創(chuàng)新型人才培養(yǎng)項(xiàng)目

鄧帆*(1982-)，男，四川三臺人，高級工程師，研究方向：高速飛行器布局設(shè)計(jì). E-mail：dengfan8245@sina.cn

鄧帆, 謝峰, 黃偉, 等. 逆向噴流技術(shù)在高超聲速飛行器上的應(yīng)用[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(4): 485-495.

10.7638/kqdlxxb-2017.0057 DENG F, XIE F, HUANG W, et al. Applications of counterflowing jet technology in hypersonic vehicle[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(4): 485-495.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0057